无人机是能够实现战略侦察、火力打击、通信中继、电子压制等军事任务的作战平台，已经成为现代战争中不可或缺的军事装备。由于对现代战场的复杂环境适应性的需要，无人机的小型化、低成本化、智能化等方面成为其主要发展方向。涵道飞行器作为近年来新兴的无人机类型，以其垂直起降、机动灵活等优势引起很多研究者的关注，使其成为无人机领域新兴的研究方向。由于涵道无人机的低雷诺数、机体结构的非典型性以及较大的攻角范围，使得其空气动力效应是非线性的，其数学模型的建立比较困难，是目前涵道飞行器研究中的难点之一。基于马格努斯效应的涵道飞行器采用空芯轮构成的控制装置作为飞行器的舵机装置，避免相较传统舵机控制的涵道飞行器工作范围窄和严重非线性饱和问题，因此，理论上可以改善控制复杂性。本文针对基于马格努斯效应的涵道飞行器的控制舵侧向力与其转速成线性关系的特点，对其动力学模型，控制器设计以及仿真展开研究。首先，分析了基于马格努斯效应的涵道飞行器的结构。根据自由刚体运动学建立了含有空芯轮与螺旋桨自由度的飞行器运动模型。由于飞行器运动模型具有11个自由度，难以通过经典的牛顿-欧拉法建立动力学方程，采用拉格朗日方法给出了飞行器的非线性动力学方程。在此基础上，分析了涵道飞行器的具有复杂耦合的11-DOF非线性动力学模型。基于小扰动原理给出了飞行器解耦的线性化动力学模型。根据建立的线性化模型，提出了解耦控制策略，设计了基于分级控制策略的飞行控制器。采用MATLAB建立了飞行器完整的非线性动力学模型数字仿真，分析了空芯轮结构参数对于飞行器控制的稳定性与鲁棒性的影响，验证了提出的线性化解耦动力模型与相应控制方法的可行性。