本文以推力矢量和倾转旋翼两种不同构型的短距垂直起降(Short Take Off Vertical Landing,STOVL)无人飞行器为研究对象,探索了STOVL无人飞行器的飞行动力学建模/飞行品质/飞行性能/控制律设计/地面效应问题,发展和建立了涉及STOVL无人飞行器空气动力学/飞行力学/飞行控制等多学科交叉的建模、设计和分析方法。飞行动力学建模是飞行品质性能分析以及控制律设计的前提。为了获取推力矢量和倾转三旋翼STOVL无人飞行器飞行动力学建模所需要的气动力数据,分别使用推力矢量和倾转三旋翼无人飞行器缩比模型进行风洞实验,并基于MATLAB/JSBSIM软件构建了一套飞行动力学建模平台。结合飞行器的动力系统、舵面动态特性等数据,在此平台上建立了推力矢量和倾转三旋翼STOVL无人飞行器六自由度非线性飞行动力学模型。针对推力矢量STOVL无人飞行器短距起飞、常规飞行、减速过渡和垂直降落各个飞行阶段特殊的导引和控制问题,分析并计算了推力矢量STOVL无人飞行器在减速过渡和悬停状态下的飞行品质,以及短距起飞、减速过渡、平飞和机动性能,精确制定了各个飞行阶段的自主飞行控制策略;根据各个飞行阶段的控制策略和控制需求,设计推力矢量STOVL无人飞行器相应的外环导引系统和内环控制系统,其中外环导引系统根据不同飞行阶段导引策略分别采用总能量控制和隐式动态逆方法,内环控制系统主要采用改进的特征结构配置方法,然后基于推力矢量STOVL无人飞行器飞行动力学模型,对这些方法进行了线性仿真和六自由度非线性飞行动力学虚拟飞行仿真验证;将上述导引控制系统设计方法应用在倾转三旋翼STOVL无人飞行器控制系统设计,并进行半物理飞行仿真和试飞验证。研究结果表明,总能量控制导引方法可较好的实现常规飞行阶段轨迹和速度的解耦和协调控制;基于隐式动态逆和改进的特征结构配置综合设计方法,物理意义明确且能直接配置内外环动态特性,适用于减速过渡和垂直着陆方案的快速评估。基于STOVL飞行器普遍存在的的地面效应问题,以倾转三旋翼STOVL无人飞行器为例,在低速风洞中设计一套综合实验方案,研究倾转三旋翼无人飞行器在距离地面一定高度范围内所受的地面效应影响。通过地面效应风洞实验,获取了悬停和低速前飞状态下飞行器的机体受力状况和机身下方的流场特性,观察到明显的上载荷作用和喷泉流效应,实验结果验证了倾转三旋翼无人飞行器的近地悬停过程中消耗功率较少的问题。该实验方案为今后类似的STOVL飞行器地面效应研究提供参考。本文针对STOVL无人飞行器所开展的飞行动力学建模、飞行策略制定和飞控系统设计、飞行试验以及地面效应实验,对国内STOVL飞行器的设计和研制具有一定的理论意义和工程应用价值。