CN107933979A - 一种杠杆式火星无人机旋翼系统的悬停特性测试模拟装置及方法 - Google Patents

一种杠杆式火星无人机旋翼系统的悬停特性测试模拟装置及方法 Download PDF

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Abstract

一种杠杆式火星无人机旋翼系统的悬停特性测试模拟装置及方法，涉及无人机旋翼系统悬停特性测试领域。本发明是为了解决现有悬停特性测试装置只能用于地球无人机旋翼系统悬停性能的评估，无法实现火星环境的模拟，适用性差且测量误差大的问题。悬停实验装置位于火星大气环境模拟装置内底面上，火星大气环境模拟装置用于模拟低真空的二氧化碳气体环境；底座作为平衡板的支点，旋翼系统的旋翼反向安装，使升力方向竖直向下，扭矩传感器用于测量旋翼系统的旋翼旋转过程中产生的扭矩，在砝码盘中放置砝码，来配平平衡板两端重量，使平衡板处于平衡状态，测力传感器用于测量旋翼系统的旋翼旋转过程中产生的升力。用于测试火星无人机旋翼系统的悬停特性。

Description

一种杠杆式火星无人机旋翼系统的悬停特性测试模拟装置及 方法
技术领域
本发明涉及一种杠杆式火星无人机旋翼系统的悬停特性测试模拟装置及方法。属于无人机旋翼系统悬停特性测试领域。
背景技术
火星在太阳系中与地球相邻并具有与地球相似的物理体积及地形地貌，完整地记录了太阳系50亿年中行星的诞生与演变历程，因此火星探测对拓展人类的生存空间、探索生命的起源具有重要意义。探索和开发高可靠性、高效率、低风险的新型地外星球深空探测器成为一个重要课题。火星存在稀薄的大气，这使研制用于协助火星车在火星大气环境工作的旋翼式火星无人机成为可能。相比传统的火星漫游车探测，旋翼式火星无人机探测的意义在于高飞行速率能够极大地提升火星探测的速度与效率，广度探测能够扩展火星漫游车的探测范围，避免火星车进入沙坑等危险区域，局部探测能够实现对火星漫游车难以到达区域的深度研究，定点着陆性能能够辅助火星车完成火星多点采样任务。与地球无人机旋翼系统不同，火星无人机的旋翼系统在低雷诺数环境的悬停特性研究尚存在大量空白，研制一种火星无人机旋翼系统的悬停特性测试装置对我国未来深空探测意义重大。
现有悬停特性测试装置只能用于地球无人机旋翼系统悬停性能的评估，无法实现火星环境的模拟，适用性差且测量误差大。
发明内容
本发明是为了解决现有悬停特性测试装置只能用于地球无人机旋翼系统悬停性能的评估，无法实现火星环境的模拟，适用性差且测量误差大的问题。现提供一种杠杆式火星无人机旋翼系统的悬停特性测试模拟装置及方法。
一种杠杆式火星无人机旋翼系统的悬停特性测试模拟装置，它包括火星大气环境模拟装置1和悬停实验装置2，
火星大气环境模拟装置1为密闭装置，悬停实验装置2位于火星大气环境模拟装置1内底面上，
火星大气环境模拟装置1，用于模拟低真空的二氧化碳气体环境并对该环境进行保压；
悬停实验装置2包括电磁力百分表座2-1、测力传感器2-2、砝码盘2-3、底座2-4、平衡板2-5、扭矩传感器2-6、旋翼系统2-7和砝码2-8，
平衡板2-5底面的中心位置设置底座2-4，作为平衡板2-5的支点，在平衡板2-5的一个平衡端设置扭矩传感器2-6和旋翼系统2-7，其中，旋翼系统2-7的旋翼反向安装，使升力方向竖直向下，扭矩传感器2-6用于测量旋翼系统2-7的旋翼旋转过程中产生的扭矩，
在平衡板2-5的另一个平衡端设置测力传感器2-2、电磁力百分表座2-1、砝码2-8和砝码盘2-3，电磁力百分表座2-1用于固定测力传感器2-2并限制测力传感器2-2的上升高度，在砝码盘2-3中放置砝码2-8，来配平平衡板2-5两端重量，使平衡板2-5处于平衡状态，测力传感器2-2用于测量旋翼系统2-7的旋翼旋转过程中产生的升力。
一种杠杆式火星无人机旋翼系统的悬停特性测试模拟方法，该方法是基于一种杠杆式火星无人机旋翼系统的悬停特性测试模拟装置实现的，所述方法包括：
步骤一、给旋翼系统2-7安装反向的旋翼，使旋翼系统2-7的升力方向竖直向下，
步骤二、通过砝码2-8平衡扭矩传感器2-6和旋翼系统2-6的重量，使平衡板2-5处于水平位置，
步骤二、将步骤二中安装好的悬停实验装置2放置在火星大气环境模拟装置1中；
步骤三、在火星大气环境模拟装置1中模拟火星大气的低真空的二氧化碳气体环境，旋翼系统2-7产生的升力通过平衡板2-5、轴承盖2-14、底座2-4传递至测力传感器2-2，转换为对测力传感器2-2的压力作用，因此，由测力传感器2-2测得旋翼系统2-6的旋翼旋转过程中产生的升力，由扭矩传感器2-6直接对旋翼系统2-7的旋翼旋转过程中产生的扭矩进行测量，从而获得旋翼系统2-7在模拟的火星大气环境下的悬停特性。
本发明的有益效果为：
本申请将旋翼系统的旋翼反向安装，使升力方向竖直向下，通过砝码平衡扭矩传感器和旋翼系统的重量，使平衡板处于水平位置，然后将悬停实验装置放置在火星大气环境模拟装置中，在火星大气环境模拟装置中模拟低真空的二氧化碳气体环境并对该环境进行保压；
通过测力传感器测量旋翼系统的旋翼旋转过程中产生的升力，通过扭矩传感器测量旋翼系统的旋翼旋转过程中产生的扭矩，从而获得旋翼系统在模拟的火星大气环境下的悬停特性。本申请的与现有技术相比，测量准确性提高5倍以上。
1、本申请结构设计科学合理，火星大气环境模拟装置的真空室内实现火星气体环境模拟，充分考虑火星大气特点，改变内部空气压强、密度、成分。真空室的三组真空规与比例阀实现自反馈控制，维持室内真空度，第四组真空规监控三组真空规的测量值，控制过程准确、高效。悬停实验装置采用“杠杆式”形式，实现单旋翼、共轴双旋翼悬停特性的直接测量，测量方式新颖、误差低。
2、本申请的工作介质为二氧化碳，使用过程安全可靠，无污染，适于普遍推广使用。
3、本申请通过样品多次试验可知，本申请在测量过程中气体环境指标稳定，真空室气体压力精确调节范围为1–104Pa，压力控制精度为±25.1Pa，保持时间不低于30min。
4、本申请通过样品多次试验可知，本申请具有很小的测量误差，压力的测量误差为0.0298N，扭矩的测量误差为0.0028N·m。
本申请通过样品多次试验可知，本申请在低真空1–104Pa环境对翼展1.5m以内的单轴/共轴旋翼系统在0–5000r/min转速范围进行悬停特性测试。
附图说明
图1为具体实施方式一所述的一种杠杆式火星无人机旋翼系统的悬停特性测试模拟装置的立体结构示意图；
图2为悬停实验装置的立体结构图；
图3为图2中的部分放大图；
图4为火星大气环境模拟装置的主视图；
图5为图4的A处放大图；
图6为火星大气环境模拟装置的主俯视图；
图7为图6的B处放大图；
图8为图6的C处放大图；
图9为悬停实验装置的主视图；
图10为图9中轴承盖的A-A处的剖视图；
图11为图9的左视图；
图12为图11的D处放大图。
具体实施方式
具体实施方式一：参照图1至图3具体说明本实施方式，本实施方式所述的一种杠杆式火星无人机旋翼系统的悬停特性测试模拟装置，它包括火星大气环境模拟装置1和悬停实验装置2，
火星大气环境模拟装置1为密闭装置，悬停实验装置2位于火星大气环境模拟装置1内底面上，
火星大气环境模拟装置1，用于模拟低真空的二氧化碳气体环境并对该环境进行保压；
悬停实验装置2包括电磁力百分表座2-1、测力传感器2-2、砝码盘2-3、底座2-4、平衡板2-5、扭矩传感器2-6、旋翼系统2-7和砝码2-8，
平衡板2-5底面的中心位置设置底座2-4，作为平衡板2-5的支点，在平衡板2-5的一个平衡端设置扭矩传感器2-6和旋翼系统2-7，其中，旋翼系统2-7的旋翼反向安装，使升力方向竖直向下，扭矩传感器2-6用于测量旋翼系统2-7的旋翼旋转过程中产生的扭矩，
在平衡板2-5的另一个平衡端设置测力传感器2-2、电磁力百分表座2-1、砝码2-8和砝码盘2-3，电磁力百分表座2-1用于固定测力传感器2-2并限制测力传感器2-2的上升高度，在砝码盘2-3中放置砝码2-8，来配平平衡板2-5两端重量，使平衡板2-5处于平衡状态，测力传感器2-2用于测量旋翼系统2-7的旋翼旋转过程中产生的升力。
具体实施方式二：参照图4、图6至图8具体说明本实施方式，本实施方式是对具体实施方式一所述的一种杠杆式火星无人机旋翼系统的悬停特性测试装置作进一步说明，本实施方式中，火星大气环境模拟装置1包括真空室1-1、第一组真空规1-3、第二组真空规1-5、第四组真空规1-6、第三组真空规1-8、泄气阀1-10、比例阀1-14、管道1-15、二氧化碳瓶1-16、罗茨泵1-17、叶片泵1-18、波纹管1-19和蝶阀1-20，
叶片泵1-18用于对真空室1-1进行初步抽真空，
罗茨泵1-17用于对真空室1-1进一步抽真空，制造低真空环境，当真空室1-1内达到低真空环境时，关闭罗茨泵1-17，开启比例阀1-14，将二氧化碳瓶1-16内的二氧化碳气体通入真空室1-1，
按下泄气阀1-10，使真空室1-1内气压迅速升高恢复至标准大气压力，
第一组真空规1-3、第二组真空规1-5和第三组真空规1-8分别布置在真空室1-1内壁的不同高度，第一组真空规1-3、第二组真空规1-5和第三组真空规1-8用于对不同高度位置的气压值进行实时检测，确保真空室1-1内为低真空环境，
第四组真空规1-6用于对第一组真空规1-3、第二组真空规1-5和第三组真空规1-8的测量值进行校验，
比例阀1-14一端与真空室1-1法兰连接，比例阀1-14另一端通过管道1-15与二氧化碳瓶1-16连接，叶片泵1-18与罗茨泵1-17均通过蝶阀1-20连接波纹管1-19一端，波纹管1-19另一端连接真空室1-1。
本实施方式中，真空室采用蝶形头形式，三组真空规沿其高度方向均匀分布，第四组真空规与第二组真空规位置采用并列设置。
本申请采用“杠杆式”形式将旋翼系统与测力传感器分布与平衡板两端。测力传感器不与旋翼系统直接连接，采用配重方式通过砝码重量平衡旋翼系统与扭矩传感器总重量并对旋翼系统升力间接测量，扭矩传感器直接对旋翼系统扭矩测量。
如图9所示，发码盘通过沉头十字螺钉与平衡板左端连接，测力传感器一端通过一号传感器部件、测力传感器安装架、电磁力百分表座与底座连接，测力传感器另一端通过二号传感器部件、三号传感器部件、(二号传感器部件与三号传感器部件通过十字槽沉头螺钉、螺母连接)套筒、十字槽圆头螺钉与平衡板的左端连接。
本发明中三组真空规之间相互配合设置能够准确度监控真空室内部环境的真空度，罗茨泵和比例阀之间相互配合设置能够使真空室在阈值范围内具有稳定的真空度。准确快速的模拟火星大气的压力特征。
本发明中罗茨泵对真空室抽真空，比例阀充入二氧化碳气体，使真空室内具有较大比例的二氧化碳气体环境。准确快速的模拟火星大气的气体成分特征。
具体实施方式三：参照图4具体说明本实施方式，本实施方式是对具体实施方式二所述的一种杠杆式火星无人机旋翼系统的悬停特性测试装置作进一步说明，本实施方式中，火星大气环境模拟装置1还包括真空规壳1-2、监视窗1-7、卡箍1-4、舱门1-11、第一组航插法兰1-9、第二组航插法兰1-12和温控法兰1-13，
关闭舱门1-11，使火星大气环境模拟装置1内形成密闭空间，
第一组真空规1-3、第二组真空规1-5、第三组真空规1-8和第四组真空规1-6的外部均套有真空规壳1-2，用于密封第一组真空规1-3、第二组真空规1-5、第三组真空规1-8和第四组真空规1-6，
第一组真空规1-3、第二组真空规1-5、第三组真空规1-8和第四组真空规1-6分别通过卡箍1-4连接真空室1-1法兰的一端，真空室1-1法兰的另一端连接真空规壳1-2；
第一组航插法兰1-9和第二组航插法兰1-12分别连接一个航空插头，
温控法兰1-13用于连接温控装置，对真空室1-1进行控温；
真空室1-1上开有监视窗1-7，用于监视真空室1-1内情况。
本实施方式中，监视窗1-10采用垂直位置布置，舱门1-14采用手螺栓形式密封。
具体实施方式四：本实施方式是对具体实施方式二所述的一种杠杆式火星无人机旋翼系统的悬停特性测试装置作进一步说明，本实施方式中，低真空环境为模拟的火星大气压力。
具体实施方式五：本实施方式是对具体实施方式二所述的一种杠杆式火星无人机旋翼系统的悬停特性测试装置作进一步说明，本实施方式中，真空室1-1内通入的二氧化碳气体，用于模拟火星大气的二氧化碳环境。
具体实施方式六：本实施方式是对具体实施方式一所述的一种杠杆式火星无人机旋翼系统的悬停特性测试装置作进一步说明，本实施方式中，罗茨泵1-17与真空室1-1外表面的中心位置连接，罗茨泵1-17的接口内部安装分流结构。
具体实施方式七：参照图2至图3、图9至图12具体说明本实施方式，本实施方式是对具体实施方式一所述的一种杠杆式火星无人机旋翼系统的悬停特性测试装置作进一步说明，本实施方式中，悬停实验装置2还包括测力传感器安装架2-9、轴承盖2-14、一号传感器部件2-10、测力传感器2-2、二号传感器部件2-11和三号传感器部件2-12，
轴承盖2-14包括轴承2-14-1和转轴2-14-2，
平衡板2-5和底座2-4通过轴承2-14-1和转轴2-14-2过盈配合连接，
测力传感器2-2一端通过一号传感器部件2-10和测力传感器安装架2-9与电磁力百分表座2-1连接，测力传感器2-2另一端的上、下表面分别固定二号传感器部件2-11和三号传感器部件2-12，三号传感器部件2-12下表面固定在平衡板2-5上。
具体实施方式八：一种杠杆式火星无人机旋翼系统的悬停特性测试方法，该方法是基于具体实施方式七所述的一种杠杆式火星无人机旋翼系统的悬停特性测试装置实现的，所述方法包括：
步骤一、给旋翼系统2-7安装反向的旋翼，使旋翼系统2-7的升力方向竖直向下，
步骤二、通过砝码2-8平衡扭矩传感器2-6和旋翼系统2-6的重量，使平衡板2-5处于水平位置，
步骤二、将步骤二中安装好的悬停实验装置2放置在火星大气环境模拟装置1中；
步骤三、在火星大气环境模拟装置1中模拟火星大气的低真空的二氧化碳气体环境，旋翼系统2-7产生的升力通过平衡板2-5、轴承盖2-14、底座2-4传递至测力传感器2-2，转换为对测力传感器2-2的压力作用，因此，由测力传感器2-2测得旋翼系统2-6的旋翼旋转过程中产生的升力，由扭矩传感器2-6直接对旋翼系统2-7的旋翼旋转过程中产生的扭矩进行测量，从而获得旋翼系统2-7在模拟的火星大气环境下的悬停特性。
具体实施方式九：本实施方式是对具体实施方式八所述的一种杠杆式火星无人机旋翼系统的悬停特性测试方法作进一步说明，本实施方式中，
步骤三中，在火星大气环境模拟装置1中模拟火星大气的低真空的二氧化碳气体环境的过程为：
关闭火星大气环境模拟装置1的舱门，使真空室1-1内形成密闭空间，采用叶片泵1-18对真空室1-1进行初步抽真空，采用罗茨泵1-17对真空室1-1进一步抽真空，在抽真空过程中由第一组真空规1-3、第二组真空规1-5和第三组真空规1-8对真空室1-1不同高度位置的真空度进行检测，第四组真空规1-6对三组真空规的测量值进行校验；当真空室1-1内达到一定的低真空度时，罗茨泵1-17关闭，比例阀1-14开启将二氧化碳瓶1-16内气体通入真空室1-1，并使真空室1-1内的二氧化碳气体的真空度到达一定数值，随后罗茨泵1-17开启，重新对真空室1-1进行抽真空并最终达到一定的低真空二氧化碳气体环境，最后关闭叶片泵1-18、罗茨泵1-17和比例阀1-14，完成火星大气环境的模拟。
本实施方式中，旋翼系统2-7的升力的测试方法为：起始阶段平衡板2-5右侧的旋翼系统2-7、扭矩传感器2-6等零件的重量通过平衡板2-5左侧的砝码2-8平衡，平衡板2-5处于水平位置。旋翼系统2-7反向安装使产生的升力方向竖直向下，旋翼系统2-7产生的升力通过平衡板2-5、轴承2-14-1和转轴2-14-2与底座2-4传递至测力传感器2-2，转换为对测力传感器2-2的压力作用。测力传感器2-2起始阶段的压力为零，因此将间接对旋翼系统2-7产生的升力测量，并通过杠杆原理进行换算。
本发明中旋翼系统2-7的扭矩的测试方法为：扭矩传感器2-6上表面直接与旋翼系统2-7低端连接，扭矩传感器2-6下表面直接与平衡板2-5连接。在旋翼系统2-7工作过程中，扭矩传感器2-6将直接对旋翼系统2-7产生的扭矩进行测量。
工作过程：
火星大气环境模拟过程：火星大气环境模拟装置1的舱门关闭，使真空室1-1内形成密闭空间。叶片泵1-18对真空室1-1进行初步抽真空，罗茨泵1-17对真空室1-1进一步抽真空，抽真空过程第一组真空规1-3、第二组真空规1-5、第三组真空规1-8对真空室1-1不同高度位置的真空度进行检测，第四组真空规1-6对三组真空规的测量值进行校验。当真空室1-1内达到低真空时，罗茨泵1-17关闭，比例阀1-14开启将二氧化碳瓶1-16内气体通入真空室1-1，并使真空度到达一定数值，此时真空室1-1内主要为二氧化碳气体。随后罗茨泵1-17开启，重新对真空室1-1进行抽真空并最终达到低真空的二氧化碳气体环境，随后叶片泵1-18、罗茨泵1-17、比例阀1-14关闭，火星大气环境模拟基本完成。由于真空室1-1内模拟的气体环境需要保压，三组真空规对气压值进行实时加测，当压力值高于一定数值时，叶片泵1-18、罗茨泵1-17开启再次进行抽真空，当压力值低于一定数值时，比例阀1-14开启再次进行充气，最终保证了真空室1-1内压力值在阈值范围内稳定。当火星大气环境模拟装置1使用完毕后，通过轻按泄气阀1-10能够使真空室1-1内气压迅速升高恢复至标准大气压力。
悬停实验装置工作过程：在火星大气环境模拟装置1的气体环境模拟过程中，悬停实验装置2始终处于平衡状态，其平衡板2-5右端安装的旋翼系统2-7、扭矩传感器2-6等零部件通过平衡板2-5左侧的砝码2-8重量平衡，使悬停实验装置2的平衡板2-5处于水平位置。在悬停实验装置的测试过程中，旋翼系统2-7在自身电机的驱动下高速旋转并产生竖直方向的升力与扭矩，由于悬停实验装置2的平衡板2-5无法提供反向的扭矩作用，旋翼系统2-7下方安装的扭矩传感器2-6将直接测量旋翼产生的扭矩大小。由于悬停实验装置在起始阶段已经配平，测力传感器2-2测量的拉力大小将不包括旋翼系统的重量，因此旋翼系统2-7产生的升力将直接传递至测力传感器2-2，测力传感器2-2将对升力大小进行直接测量，旋翼系统的实际升力大小可通过杠杆原理进行计算。悬停实验装置2的平衡板2-5与底座2-4通过轴承2-14-1过盈配合连接，由于测试过程中平衡板2-5不产生旋转角度，因而轴承2-14-1由静态扭矩大小进行型号选择以满足实验装置测量精度要求。

Claims (9)

1.一种杠杆式火星无人机旋翼系统的悬停特性测试模拟装置，其特征在于，它包括火星大气环境模拟装置(1)和悬停实验装置(2)，
火星大气环境模拟装置(1)为密闭装置，悬停实验装置(2)位于火星大气环境模拟装置(1)内底面上，
火星大气环境模拟装置(1)，用于模拟低真空的二氧化碳气体环境并对该环境进行保压；
悬停实验装置(2)包括电磁力百分表座(2-1)、测力传感器(2-2)、砝码盘(2-3)、底座(2-4)、平衡板(2-5)、扭矩传感器(2-6)、旋翼系统(2-7)和砝码(2-8)，
平衡板(2-5)底面的中心位置设置底座(2-4)，作为平衡板(2-5)的支点，在平衡板(2-5)的一个平衡端设置扭矩传感器(2-6)和旋翼系统(2-7)，其中，旋翼系统(2-7)的旋翼反向安装，使升力方向竖直向下，扭矩传感器(2-6)用于测量旋翼系统(2-7)的旋翼旋转过程中产生的扭矩，
在平衡板(2-5)的另一个平衡端设置测力传感器(2-2)、电磁力百分表座(2-1)、砝码(2-8)和砝码盘(2-3)，电磁力百分表座(2-1)用于固定测力传感器(2-2)并限制测力传感器(2-2)的上升高度，在砝码盘(2-3)中放置砝码(2-8)，来配平平衡板(2-5)两端重量，使平衡板(2-5)处于平衡状态，测力传感器(2-2)用于测量旋翼系统(2-7)的旋翼旋转过程中产生的升力。
2.根据权利要求1所述的一种杠杆式火星无人机旋翼系统的悬停特性测试模拟装置，其特征在于，火星大气环境模拟装置(1)包括真空室(1-1)、第一组真空规(1-3)、第二组真空规(1-5)、第四组真空规(1-6)、第三组真空规(1-8)、泄气阀(1-10)、比例阀(1-14)、管道(1-15)、二氧化碳瓶(1-16)、罗茨泵(1-17)、叶片泵(1-18)、波纹管(1-19)和蝶阀(1-20)，
叶片泵(1-18)用于对真空室(1-1)进行初步抽真空，
罗茨泵(1-17)用于对真空室(1-1)进一步抽真空，制造低真空环境，当真空室(1-1)内达到低真空环境时，关闭罗茨泵(1-17)，开启比例阀(1-14)，将二氧化碳瓶(1-16)内的二氧化碳气体通入真空室(1-1)，
按下泄气阀(1-10)，使真空室(1-1)内气压迅速升高恢复至标准大气压力，
第一组真空规(1-3)、第二组真空规(1-5)和第三组真空规(1-8)分别布置在真空室(1-1)内壁的不同高度，第一组真空规(1-3)、第二组真空规(1-5)和第三组真空规(1-8)用于对不同高度位置的气压值进行实时检测，确保真空室(1-1)内为低真空环境，
第四组真空规(1-6)用于对第一组真空规(1-3)、第二组真空规(1-5)和第三组真空规(1-8)的测量值进行校验，
比例阀(1-14)一端与真空室(1-1)法兰连接，比例阀(1-14)另一端通过管道(1-15)与二氧化碳瓶(1-16)连接，叶片泵(1-18)与罗茨泵(1-17)均通过蝶阀(1-20)连接波纹管(1-19)一端，波纹管(1-19)另一端连接真空室(1-1)。
3.根据权利要求2所述的一种杠杆式火星无人机旋翼系统的悬停特性测试模拟装置，其特征在于，火星大气环境模拟装置(1)还包括真空规壳(1-2)、监视窗(1-7)、卡箍(1-4)、舱门(1-11)、第一组航插法兰(1-9)、第二组航插法兰(1-12)和温控法兰(1-13)，
关闭舱门(1-11)，使火星大气环境模拟装置(1)内形成密闭空间，
第一组真空规(1-3)、第二组真空规(1-5)、第三组真空规(1-8)和第四组真空规(1-6)的外部均套有真空规壳(1-2)，用于密封第一组真空规(1-3)、第二组真空规(1-5)、第三组真空规(1-8)和第四组真空规(1-6)，
第一组真空规(1-3)、第二组真空规(1-5)、第三组真空规(1-8)和第四组真空规(1-6)分别通过卡箍(1-4)连接真空室(1-1)法兰的一端，真空室(1-1)法兰的另一端连接真空规壳(1-2)；
第一组航插法兰(1-9)和第二组航插法兰(1-12)分别用于连接一个航空插头，
温控法兰(1-13)用于连接温控装置，对真空室(1-1)进行控温；
真空室(1-1)上开有监视窗(1-7)，用于监视真空室(1-1)内情况。
4.根据权利要求2所述的一种杠杆式火星无人机旋翼系统的悬停特性测试模拟装置，其特征在于，低真空环境为模拟的火星大气压力。
5.根据权利要求2所述的一种杠杆式火星无人机旋翼系统的悬停特性测试模拟装置，其特征在于，真空室(1-1)内通入的二氧化碳气体，用于模拟火星大气的二氧化碳环境。
6.根据权利要求1所述的一种杠杆式火星无人机旋翼系统的悬停特性测试模拟装置，其特征在于，罗茨泵(1-17)与真空室(1-1)外表面的中心位置连接，罗茨泵(1-17)的接口内部安装分流结构。
7.根据权利要求1所述的一种杠杆式火星无人机旋翼系统的悬停特性测试模拟装置，其特征在于，悬停实验装置(2)还包括测力传感器安装架(2-9)、轴承盖(2-14)、一号传感器部件(2-10)、测力传感器(2-2)、二号传感器部件(2-11)和三号传感器部件(2-12)，
轴承盖(2-14)包括轴承(2-14-1)和转轴(2-14-2)，
平衡板(2-5)和底座(2-4)通过轴承(2-14-1)和转轴(2-14-2)过盈配合连接，
测力传感器(2-2)一端通过一号传感器部件(2-10)和测力传感器安装架(2-9)与电磁力百分表座(2-1)连接，测力传感器(2-2)另一端的上、下表面分别固定二号传感器部件(2-11)和三号传感器部件(2-12)，三号传感器部件(2-12)下表面固定在平衡板(2-5)上。
8.一种杠杆式火星无人机旋翼系统的悬停特性测试模拟方法，该方法是基于权利要求7所述的一种杠杆式火星无人机旋翼系统的悬停特性测试模拟装置实现的，其特征在于，所述方法包括：
步骤一、给旋翼系统(2-7)安装反向的旋翼，使旋翼系统(2-7)的升力方向竖直向下，
步骤二、通过砝码(2-8)平衡扭矩传感器(2-6)和旋翼系统(2-6)的重量，使平衡板(2-5)处于水平位置，
步骤二、将步骤二中安装好的悬停实验装置(2)放置在火星大气环境模拟装置(1)中；
步骤三、在火星大气环境模拟装置(1)中模拟火星大气的低真空的二氧化碳气体环境，旋翼系统(2-7)产生的升力通过平衡板(2-5)、轴承盖(2-14)、底座(2-4)传递至测力传感器(2-2)，转换为对测力传感器(2-2)的压力作用，因此，由测力传感器(2-2)测得旋翼系统(2-6)的旋翼旋转过程中产生的升力，由扭矩传感器(2-6)直接对旋翼系统(2-7)的旋翼旋转过程中产生的扭矩进行测量，从而获得旋翼系统(2-7)在模拟的火星大气环境下的悬停特性。
9.根据权利要求8所述的一种杠杆式火星无人机旋翼系统的悬停特性测试模拟方法，其特征在于，步骤三中，在火星大气环境模拟装置(1)中模拟火星大气的低真空的二氧化碳气体环境的过程为：
关闭火星大气环境模拟装置(1)的舱门，使真空室(1-1)内形成密闭空间，采用叶片泵(1-18)对真空室(1-1)进行初步抽真空，采用罗茨泵(1-17)对真空室(1-1)进一步抽真空，在抽真空过程中由第一组真空规(1-3)、第二组真空规(1-5)和第三组真空规(1-8)对真空室(1-1)不同高度位置的真空度进行检测，第四组真空规(1-6)对三组真空规的测量值进行校验；当真空室(1-1)内达到一定的低真空度时，罗茨泵(1-17)关闭，比例阀(1-14)开启将二氧化碳瓶(1-16)内气体通入真空室(1-1)，并使真空室(1-1)内的二氧化碳气体的真空度到达一定数值，随后罗茨泵(1-17)开启，重新对真空室(1-1)进行抽真空并最终达到一定的低真空二氧化碳气体环境，最后关闭叶片泵(1-18)、罗茨泵(1-17)和比例阀(1-14)，完成火星大气环境的模拟。
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