چکیده: این پایان‌نامه، برای مانور عمودی هواپیمای عمودپرواز، یک کنترل‌کننده فازی- تطبیقی غیرمستقیم و مقاوم در مقابل عدم قطعیت‌ها و اغتشاشات ارائه می‌کند. در عمل؛ مسئله اصلی برای طراحی کنترل‌کننده جهت مانور عمودی این جسم پرنده، ضریب تزویج نامعلوم و متغیر در ورودی و البته اغتشاشات ناشی از آن است. عکس‌العمل گشتاور غلتشی بر روی بردار پیشرانه موتور جت هواپیمای عمودپرواز، سبب ایجاد یک نیروی ناخواسته و البته زاویه‌دار نسبت به محور غلتشی هواپیما می‌گردد. حاصل این نیرو، یک شتاب عرضی کوچک در نوک بال هواپیمای عمودپرواز و منحرف شدن آن به سمت مثبت محور سمت فراز است. برای برطرف کردن این معضل ، ضریب تزویج و توابع اغتشاش متغیر نامعلوم در معادله حرکتی هوپیمای عمودپرواز درنظر گرفته می‌شوند. با توجه به افزایش ضریب تزویج و توابع اغتشاش با فزونی سرعت هواپیما و همچنین در دسترس نبودن بردار سرعت هواپیما در عمل، به سبب تاثیر این عدم قطعیت‌ها در معادلات، در قدم دوم یک رویت‌گر غیرخطی سرعت، بر اساس حالت اولیه بردار سرعت هواپیما و مستقل از معادله حرکتی، طراحی می‌گردد. با این کار پسخورد خروجی با وجود عدم قطعیت‌ها در دسترس قرار می‌گیرد. در قدم سوم، یک تخمین‌گر فازی- تطبیقی در راستای تخمین ضریب تزویج متغیر ورودی و توابع اغتشاش ناشی از آن طراحی می‌گردد. در قدم آخر با استفاده از نتایج حاصل از این دو رویت‌گر و تخمین‌گر و همچنین پسخورد خروجی، یک کنترل‌کننده فازی- تطبیقی جهت ردیابی هر مسیر مرجع انتخابی طراحی می‌گردد. نکته اصلی و بسیار مهم در طراحی گام‌های کنترل این فرآیند، چند ورودی- چند خروجی بودن معادله حرکتی هواپیمای عمود پرواز است. به همین جهت یک کنترل‌کننده چند ورودی- چند خروجی طرح‌ریزی می‌گردد. کنترل‌کننده مذکور، خطای ردیابی را تا حد مطلوب محدود کرده و حتی از بین می‌برد. با تجزیه و تحلیل نتایج حاصل از شبیه‌سازی، می‌توان به‌وضوح اثربخشی قوی کنترل‌کننده در ردیابی مسیر مرجع و کارآیی مطلوب رویت‌گر و تخمین‌گر طراحی‌ شده را مشاهده کرد.