采用火星漫游车对火星表面环境的探测中,火星漫游车的探测速度慢、效率低,且其工作还受到火星地表环境未知等因素影响,难以提前回避沙坑等危险区域。火星近地表面存在稀薄的大气层,这为研制一种高空勘探地形的火星直升机的飞行提供了必要条件。火星直升机作为一种协助火星漫游车完成探测任务的空中探测平台,可实现自主起降并针对火星漫游车难以到达的目标区域完成地表探测与路径规划。此外,火星直升机的定点起飞与降落功能还可协助火星漫游车完成土壤样本采集。由于火星的低压低温环境导致了火星直升机低雷诺数高马赫数飞行环境,此时火星直升机旋翼翼型的升阻比显著降低,进而导致了火星直升机旋翼推力下降。同时低雷诺数将导致火星直升机旋翼表面流场发生层流分离与分离泡现象导致旋翼功率损耗显著增高。因而常规地球直升机难以在特殊火星大气环境下具备足够升力与气动效率。目前对火星直升机旋翼系统的结构设计、气动特性分析及地面模拟实验存在大量空白。本文针对火星特殊大气环境下直升机旋翼系统气动特性问题,分析火星大气下直升机旋翼系统的结构参数与飞行参数的变化规律,以提高火星直升机旋翼系统在低雷诺数流场环境中的悬停升阻特性。本文基于叶素动量理论与作用盘理论,建立了矩形桨叶单旋翼系统升阻特性模型,分析了旋翼系统翼展方向各叶素微元的气动参数分布规律,实现了对单旋翼系统悬停性能的预测。采用有限元法,研究了二维翼型几何参数与飞行参数对其升阻特性的影响机制,通过模拟火星大气特有的低雷诺数高马赫数飞行环境,综合对比了各翼型参数间的影响规律,优选出适用于火星大气环境工作的低雷诺数翼型,预测出低雷诺数翼型旋翼的悬停性能。利用火星大气环境模拟系统,采用跷板式旋翼悬停测试装置放大单旋翼悬停动力学特性参数,测量了旋翼系统悬停推力与扭矩。对比了理论模型预测结果与实验结果,验证了理论模型预测的准确性与可靠性。基于单旋翼设计方法与叶素动量理论并结合有限元数值模拟方法,分析了具有连续平面形状的旋翼桨叶翼展方向各气动参数分布,从而实现对火星大气环境下单旋翼系统悬停性能的预测。采用有限元法,研究了三维低雷诺数单旋翼数桨叶几何参数与飞行参数对其悬停性能的影响机制,通过模拟火星大气特有的低雷诺数高马赫数飞行环境,综合对比了各旋翼几何参数间的影响规律,最终优选出适用于火星大气环境工作的低雷诺数桨叶。利用火星大气环境模拟系统,采用立柱式旋翼悬停测试装置直接测量了单旋翼系统悬停推力与扭矩。对比了理论模型预测结果与实验结果,验证了数值模拟方法获得的优选结果的准确性。基于空气动力学分析与作用盘理论,建立了共轴旋翼系统空气动力学模型,分析了共轴旋翼系统四类极限悬停情况共轴旋翼系统动力学特性,确定了共轴旋翼系统悬停推力与功率损耗的极限值。基于单旋翼叶素动量理论,考虑上下桨叶间的流场耦合作用,建立了旋翼耦合作用的叶素动量模型。结合有限元数值模拟方法分析了桨叶间距对共轴旋翼系统悬停性能影响,从而优选了共轴旋翼系统的结构参数,对共轴旋翼系统上下旋翼间扭矩进行转速匹配,并研究了桨叶偏心对旋翼系统悬停性能的影响。采用分体式共轴旋翼悬停测试装置直接测量旋翼系统悬停推力与扭矩,通过对比理论模型预测结果与实验结果,验证了数值模拟方法获得的优选结果的准确性。研制了分体式火星直升机旋翼系统悬停测试台,利用火星大气环境模拟系统模拟火星大气环境,分别对优选的NACA翼型、低雷诺数桨叶及火星直升机双旋翼系统的悬停升阻特性开展实验研究。实验结果表明:针对质量为2.0 kg的直升机,具有NACA 6904翼型的低雷诺数单旋翼系统最大气动效率与最大功率负载对应的桨距角均为30°,其对应的旋翼转速为2130 r/min,此时对应的功率负载为0.0498 N/W。低雷诺数桨叶双旋翼系统实验结果表明,共轴旋翼系统旋翼间距应不低于134.9 mm,基于活性物质的理论容量方程,直升机在火星大气环境悬停过程续航时间约为18.4 min。本文围绕火星直升机旋翼系统悬停升阻特性开展的研究,为火星直升机旋翼系统研制提供了理论基础与参考依据。本文的研究成果对火星直升机相关技术研究具有一定理论指导意义与工程实践价值。