现有构型的无人机主要包括单旋翼直升机和多旋翼无人机。而旋翼轴线角度可控的共轴飞行器的构型与控制原理与现有构型的无人机不同,此飞行器的稳定性优于现有无人机、飞行器尺寸小于现有的无人机,而且持续航行能力与携带负载能力均优于现有的无人机。因此,旋翼轴线角度可控的共轴飞行器具有重要的研究意义。目前新构型的无人机大都采用能够利用主旋翼升力控制飞行器飞行方向与姿态的操纵机构,如改变主旋翼升力方向,改变旋翼产生的下洗气流的流动方向等,也有少数无人机利用飞行速度较快时机身与气流间的相互作用力产生升力及控制力。但是这些新构型无人机存在控制力矩弱、结构可靠性差等缺点。针对现有新构型无人机显现出的缺点,本文提出了一种旋翼轴线角度可控的共轴飞行器:通过改变旋翼电机轴线相对机身的角度,控制飞行器升力的水平分力,进而控制飞行器的飞行姿态。相比于现有的研究,此控制结构具备控制力矩强、可靠性好、机身紧凑、带载荷能力强、飞行时间长的优点。首先,文中针对提出的共轴飞行器,设计了一种结构紧凑、质量较小的操纵机构,详细设计了飞行器结构同时考虑电控元件的安装,包括动力系统、操纵系统、机身,并具有传感器隔振设计。在设计中保证机身的对称性,使其质量分布均衡利于控制。其次,对飞行器的结构进行仿真分析及升力测试,针对其脆弱部分做结构强度分析。对其进行空气动力学分析,可以获得机身在气流中的受力情况。对飞行器动力系统进行升力测试,由测试得到的升力数据可以用于控制算法中更好地控制飞行器。再次,设计飞行器的控制系统硬件架构,分析其系统功能、进行总体方案设计,并设计其总体控制框图与飞行器控制算法框图,研究飞行器控制算法中的位置姿态控制算法,证明飞行器的稳定性,再建立飞行器坐标系、进行水平加速度分析,并最终设计位置姿态控制算法后用系统框图表示。最后,搭建飞行器试验平台、进行飞行器飞行试验,包括无负载实验与带负载实验,以证明飞行器机身结构设计的合理性、可行性与飞行器控制算法的有效性。