可变体涵道螺旋桨式无人飞行器，是一种可垂直起降、具有高低速飞行性能的双构型涵道飞行器。该新型涵道无人飞行器拥有自主导航飞行能力，在军民应用和科学研究方面有着极大的价值。本文基于涵道飞行器低速构型，研究其飞行力学模型与飞行控制技术，设计实现其飞行控制系统，通过仿真验证其飞行控制律的可行性和有效性，为今后此类飞行器的研究与发展奠定一定的理论基础并积累一定的实践经验。首先，研究了涵道飞行器数学模型及其稳定性。分析该涵道飞行器的结构与布局特点，根据空气动力学及运动学原理建立其非线性数学模型，并基于小扰动线性化原理获取线性模型以及吹风实验数据，分析其气动导数、稳定性与耦合性，为该涵道飞行器飞行控制律的设计奠定理论依据。其次，研究了涵道飞行器基本飞行控制策略。设计了解耦控制器、增稳控制回路、姿态控制回路、前/侧飞速度控制回路、位置控制回路以及高度控制回路，完成各通道控制律设计，并仿真验证其有效性。根据各通道控制回路，设计涵道飞行器定点悬停、直线前飞与协调转弯模态，并整合自主飞行航迹控制模式，解决航迹控制中的模态转换问题。再次，针对涵道飞行器姿态控制中气动参数不确定性问题，提出了利用双模型构造涵道飞行器强跟踪自适应控制器，具有将模型强跟踪和自适应控制律参数设计相分离的优点，实现了提高自适应参数修正过程的系统稳定裕度和降低模型跟踪误差的目的，试验结果验证了该方法的有效性和可行性。最后，设计并实现了涵道飞行器飞行控制系统。根据该系统硬件资源配置的需求，设计了符合要求的飞行控制计算机，并根据飞行器结构特点选取了传感器系统、执行机构以及无线通讯设备，实现飞行控制系统硬件配置。实现了飞行控制系统地面测控软件与机载飞行控制软件的设计，完成了飞行控制系统软件的编写。