CN111114856A - 火星飞行器上下旋翼间距自动可调的气动特性测量装置 - Google Patents

Abstract

火星飞行器上下旋翼间距自动可调的气动特性测量装置，属于火星飞行器研发领域，主要为了解决现有技术中的分体式火星飞行器旋翼系统升阻特性测量装置无法实现在地球大气环境下及火星大气环境下对双旋翼系统升阻特性测量的问题，本发明中提供了一种火星飞行器上下旋翼间距自动可调的气动特性测量装置，所述装置包括机架、上下升降滑台机构、上旋翼机构和下旋翼机构；上下升降滑台机构安装在机架内部，下旋翼机构安装在上下升降滑台机构上，上旋翼机构安装在机架上部，且上旋翼机构和下旋翼机构相对设置。本发明用于针对地球环境及真空环境两种模式下的实验，为进一步研究火星飞行器提供重要的测试数据。

Description

火星飞行器上下旋翼间距自动可调的气动特性测量装置

技术领域

本发明属于火星飞行器研发领域，具体涉及火星飞行器上下旋翼间距自动可调的气动特性测量装置。

背景技术

对地外星球生命、水源的探测与研究一直都是人类深空探测计划的重要组成部分，由于火星与地球在太阳系中相邻并具有与地球相似的体积大小、四季交替，对火星生命、水源的探测在世界范围内成为了各国科学家关注的焦点。由于火星表面复杂的地形结构极大地限制了火星漫游车的活动范围，而通过火星飞行器完成对火星漫游车的多点转移能很大程度上解决该问题，所以火星飞行器的研发具有重大意义。根据飞行器旋翼结构，火星无人机主要包括：固定翼式、旋翼式、浮空气球等，其中能够实现对探测区域准确飞行与定点垂直起降的旋翼式火星无人机被确认是最佳选择。由于火星飞行器的研发需要多组实验对照及数据仿真，来确定其在各个参数变化下的升阻特性，其中分体式火星飞行器旋翼系统升阻特性测量装置能够对大部分参数完成实验，但是现有的分体式火星飞行器旋翼系统升阻特性测量装置缺乏数据的完整采集，无法实现在火星大气环境下的测试，存在某些实验过程中的风险，所以在模拟火星的真空环境下测试的分体式火星飞行器旋翼系统升阻特性测量装置对推动火星飞行器未来的进展意义重大。

发明内容

本发明为了解决现有技术中的分体式火星飞行器旋翼系统升阻特性测量装置无法实现在地球大气环境下及火星大气环境下对双旋翼系统升阻特性测量的问题，进而提供了火星飞行器上下旋翼间距自动可调的气动特性测量装置。

火星飞行器上下旋翼间距自动可调的气动特性测量装置，所述装置包括机架、上下升降滑台机构、上旋翼机构和下旋翼机构；

上下升降滑台机构安装在机架内部，下旋翼机构安装在上下升降滑台机构上，上旋翼机构安装在机架上部，且上旋翼机构和下旋翼机构相对设置；

进一步地，所述上下升降滑台机构包括可动支架、升降模块、两条导轨和两个滑块组件，每条导轨固接在机架的侧壁上，每个导轨上设有一个滑块组件，且每个滑块组件与一条导轨滑动连接，可动支架的一端与两个滑块组件固定连接，可动支架的另一端与升降模块转动连接；

进一步地，所述可动支架包括滑台和下旋翼壳体，下旋翼壳体通过螺栓固接在滑台的上表面上，滑台的一端与两个滑块组件固定连接，滑台的另一端与升降模块转动连接；

进一步地，所述升降模块包括电机A、联轴器A、输出轴A、蜗轮、蜗杆和防尘罩，电机A的输出端通过联轴器A与输出轴A的一端相连，输出轴A的另一端插装在蜗轮上，蜗杆与蜗轮齿啮合设置，且在蜗轮和蜗杆的连接处设有防尘罩，电机A的壳体和防尘罩均通过机架螺钉和机架螺母固接在机架上，蜗杆上套设有转动块，可动支架的另一端与转动块固定连接；

进一步地，所述下旋翼机构包括下旋翼系统扭矩传感器、下旋翼系统扭矩传感器结构件、下旋翼系统轴承、下旋翼系统拉压传感器、下旋翼动力系统模块和下旋翼，下旋翼系统扭矩传感器设置在下旋翼壳体内部，下旋翼系统轴承套设在下旋翼壳体的侧壁上，下旋翼系统扭矩传感器的固定端与下旋翼壳体固定连接，下旋翼系统扭矩传感器的可动端通过键连接在下旋翼系统扭矩传感器结构件，下旋翼系统扭矩传感器结构件设置在下旋翼壳体的上方，下旋翼系统扭矩传感器结构件与下旋翼系统轴承的内圈固定连接，下旋翼系统轴承的外圈与下旋翼壳体固定连接，下旋翼动力系统模块设置在下旋翼壳体的上方，下旋翼动力系统模块的固定端通过螺栓与下旋翼壳体固定连接，下旋翼动力系统模块的输出端通过螺钉与下旋翼固定连接，下旋翼系统拉压传感器设置在下旋翼动力系统模块的一侧，且下旋翼系统拉压传感器与下旋翼动力系统模块固定连接；

进一步地，所述下旋翼动力系统模块包括电机B、联轴器B、输出轴B和下旋翼动力保护壳体，下旋翼动力保护壳体与电机B的壳体固定连接，电机B的输出端通过联轴器B与输出轴B的一端固定连接，输出轴B的另一端与下旋翼固定连接，输出轴B和下旋翼动力保护壳体之间设有两个轴承A，输出轴B与每个轴承A内圈固定连接，每个轴承A外圈与下旋翼动力保护壳体固定连接，下旋翼动力保护壳体通过螺栓与下旋翼壳体固定连接；

进一步地，所述上旋翼机构包括上旋翼系统轴承、上旋翼动力系统模块、上旋翼系统拉压传感器、上旋翼系统扭矩传感器、上旋翼、上旋翼系统扭矩传感器结构件和上旋翼壳体；上旋翼系统扭矩传感器设置在机架的上部，上旋翼系统扭矩传感器的固定端固接在机架上，上旋翼系统扭矩传感器的可动端通过键连接在上旋翼系统扭矩传感器结构件上，上旋翼动力系统模块设置在上旋翼系统扭矩传感器的下方，上旋翼动力系统模块的固定端与机架固定连接，上旋翼动力系统模块的输出端与上旋翼通过螺钉固定连接，上旋翼系统拉压传感器设置在上旋翼动力系统模块的一侧，且上旋翼系统拉压传感器通过螺钉与上旋翼动力系统模块的固定端固定连接，上旋翼壳体固接在机架上，上旋翼系统扭矩传感器结构件通过上旋翼系统轴承设置在上旋翼壳体内，且上旋翼系统扭矩传感器结构件与上旋翼系统轴承内圈固定连接，上旋翼系统轴承外圈与上旋翼壳体固定连接；

进一步地，所述上旋翼动力系统模块包括电机C、联轴器C、输出轴C和上旋翼动力保护壳体，上旋翼动力保护壳体与电机C的壳体固定连接，电机C的输出端通过联轴器C与输出轴C的一端固定连接，输出轴C的另一端与上旋翼固定连接，输出轴C和上旋翼动力保护壳体之间设有两个轴承B，输出轴C与每个轴承B内圈固定连接，每个轴承B外圈与上旋翼动力保护壳体固定连接，上旋翼动力保护壳体与机架固定连接；

进一步地，所述装置还包括止口工装和锥口工装，止口工装固接在下旋翼动力系统模块的输出端上，锥口工装固接在爽旋翼动力系统模块的输出端上，且止口工装与锥口工装同轴相对设置；

进一步地，所述机架由上至下依次设有第一支板、第二支板和第三支板，上旋翼系统扭矩传感器的固定端固接在第一支板上，上旋翼壳体设置第一支板和第二支板之间，且上旋翼壳体固接在第二支板上，上旋翼动力系统模块的固定端固接在第二支板上，升降模块固接在第三支板上。

本发明与现有技术相比具有以下有益效果：

1、本发明结构设计科学合理，目的明确。机架强度、刚度满足设计要求，谐振频率较高，实验过程中不会产生共振现象，旋翼系统的中心轴系设计精度高，能够保证旋翼旋转时的稳定性，整体设计尺寸协调合理，能够放入真空环境下进行实验，实现了分体式火星飞行器旋翼系统的合理设计，结构新颖、机械效率高、灵活性强。

2、本发明的工作介质具有可替换性，该测量装置能够在火星大气环境主要成分为二氧化碳，同时也适用于地球大气环境下实验，既满足火星的探测任务要求，也可针对地球模型来进行参数对照。

3、本发明的机架具有调平功能，能够保证上下旋翼系统的平面是水平的，在旋翼系统工作过程中，可以准确的测量升力数据，保证了数据的可靠性。

4、本发明具有自动化无级调节功能，由于在火星大气环境中人难以作业，自动调节就能有效地完成多参数的测量，无级调节满足了在双旋翼小范围耦合段测量中的需求，满足火星飞行器的精度要求。

5、本发明具有测量双旋翼升阻特性的功能，同时改变两旋翼的速度可以得到多组数据，进行对照比较，能够较为准确地确定火星飞行器地升阻特性。

6、本发明具有较大的测量范围，本发明通过改变上、下旋翼系统之间的距离来找到一个升阻特性的临界值，距离范围为0—1米，能够保证实验将理论计算地临界点的全部覆盖。

7、本发明具有扭矩测量功能，上、下旋翼系统都安装有扭矩传感器，测量旋翼系统工作过程中产生的反扭矩，通过调节上、下旋翼系统的转速，满足在双旋翼系统中总扭矩的平衡，能够保证火星飞行器在悬停状态下不产生自转。

附图说明

图1为本发明的总装主视图；

图2为本发明的总装侧视图；

图3为本发明的总装俯视图；

图4为本发明中上旋翼动力系统模块的放大图；

图5为本发明中下旋翼动力系统模块的放大图；

图6为本发明中升降模块的放大图；

图中1机架、第一支板1-1、第二支板1-2、第三支板1-3、2导轨、3滑块组件、4可动支架、4-1滑台、4-2下旋翼壳体、5机架螺钉、6机架螺母、7升降模块、7-1电机A、7-2联轴器A、7-3输出轴A、7-4蜗杆、7-5防尘罩、7-6转动块、8下旋翼系统扭矩传感器、8-1下旋翼系统扭矩传感器结构件、9下旋翼系统轴承、10下旋翼系统拉压传感器、11下旋翼动力系统模块、11-1电机B、11-2联轴器B、11-3输出轴B、11-4下旋翼动力保护壳体、11-5轴承A、12下旋翼、13止口工装、14锥口工装、15上旋翼系统轴承、16上旋翼动力系统模块、16-1电机C、16-2联轴器C、16-3输出轴C、16-4上旋翼动力保护壳体、16-5轴承B、17上旋翼系统拉压传感器、18上旋翼系统扭矩传感器、19上旋翼、20上旋翼系统拉压传感器结构件和21上旋翼壳体。

具体实施方式

具体实施方式一：结合图1至图3说明本实施方式，火星飞行器上下旋翼间距自动可调的气动特性测量装置，所述装置包括机架1、上下升降滑台机构、上旋翼机构和下旋翼机构；

上下升降滑台机构安装在机架1内部，下旋翼机构安装在上下升降滑台机构上，上旋翼机构安装在机架1上部，且上旋翼机构和下旋翼机构相对设置。

本实施方式中机架1位于最外层，减小了旋翼边界层效应的影响，结构简单，刚度高，实现了分体式火星飞行器旋翼系统升阻特性测量装置的基本定位，本发明的整体结构满足左右对称分布，保证了测量装置整体质量分布的对称性，使测量装置的上、下旋翼系统轴重合。同时重心靠下保证了测量装置的安全性。

具体实施方式二：结合图1至图3说明本实施方式，本实施方式是对具体实施方式一所述的上下升降滑台机构作进一步限定，本实施方式中，所述上下升降滑台机构包括可动支架4、升降模块7、两条导轨2和两个滑块组件3，每条导轨2固接在机架1的侧壁上，每个导轨2上设有一个滑块组件3，且每个滑块组件3与一条导轨2滑动连接，可动支架4的一端与两个滑块组件3固定连接，可动支架4的另一端与升降模块7转动连接。其它组成及连接方式与具体实施方式二相同。

本实施方式中导轨2、滑块组件3、可动支架4构成了一个具有上下移动功能的滑动工作台，布置于装置的底部，降低了测试装置的重心，多条导轨与多滑块组件布置是平面的水平精度高，为了进一步保证平面的水平精度，本实施方式中的两条导轨2对称设置在机架1的同侧，本实施方式中的滑块组件3包括两个滑块和一个板体卡槽，可动支架4的一端固接在一个板体卡槽上，两个滑块设置在导轨上，并与导轨滑动连接。

具体实施方式三：结合图5说明本实施方式，本实施方式是对具体实施方式二所述的可动支架4作进一步限定，本实施方式中，所述可动支架4包括滑台4-1和下旋翼壳体4-2，下旋翼壳体4-2通过螺栓固接在滑台4-1的上表面上，滑台4-1的一端与两个滑块组件3固定连接，滑台4-1的另一端与升降模块7转动连接。其它组成及连接方式与具体实施方式二相同。

具体实施方式四：结合图3说明本实施方式，本实施方式是对具体实施方式一所述的升降模块7作进一步限定，本实施方式中，所述升降模块7包括电机A7-1、联轴器A7-2、输出轴A7-3、蜗轮、蜗杆7-4和防尘罩7-5，电机A7-1的输出端通过联轴器A7-2与输出轴A7-3的一端相连，输出轴A7-3的另一端插装在蜗轮上，蜗杆7-4与蜗轮齿啮合设置，且在蜗轮和蜗杆7-4的连接处设有防尘罩7-5，电机A7-1的壳体和防尘罩7-5均通过机架螺钉5和机架螺母6固接在机架1上，蜗杆7-4上套设有转动块7-6，可动支架4的另一端与转动块7-6固定连接。其它组成及连接方式与具体实施方式二相同。

本实施方式中升降模块7用于可动支架4上下移动，实现了升降的自动无级调节，保证了实验过程的高效性与安全性。

具体实施方式五：结合图3说明本实施方式，本实施方式是对具体实施方式二所述的下旋翼机构包括作进一步限定，本实施方式中，所述下旋翼机构包括下旋翼系统扭矩传感器8、下旋翼系统扭矩传感器结构件8-1、下旋翼系统轴承9、下旋翼系统拉压传感器10、下旋翼动力系统模块11和下旋翼12，下旋翼系统扭矩传感器8设置在下旋翼壳体4-2内部，下旋翼系统轴承9套设在下旋翼壳体4-2的侧壁上，下旋翼系统扭矩传感器8的固定端与下旋翼壳体4-2固定连接，下旋翼系统扭矩传感器8的可动端通过键连接在下旋翼系统扭矩传感器结构件8-1，下旋翼系统扭矩传感器结构件8-1设置在下旋翼壳体4-2的上方，下旋翼系统扭矩传感器结构件8-1与下旋翼系统轴承9的内圈固定连接，下旋翼系统轴承9的外圈与下旋翼壳体4-2固定连接，下旋翼动力系统模块11设置在下旋翼壳体4-2的上方，下旋翼动力系统模块11的固定端通过螺栓与下旋翼壳体4-2固定连接，下旋翼动力系统模块11的输出端通过螺钉与下旋翼12固定连接，下旋翼系统拉压传感器10设置在下旋翼动力系统模块11的一侧，且下旋翼系统拉压传感器10与下旋翼动力系统模块11固定连接。其它组成及连接方式与具体实施方式一相同。

具体实施方式六：结合图3说明本实施方式，本实施方式是对具体实施方式二所述的下旋翼动力系统模块11作进一步限定，本实施方式中，所述下旋翼动力系统模块11包括电机B11-1、联轴器B11-2、输出轴B11-3和下旋翼动力保护壳体11-4，下旋翼动力保护壳体11-4与电机B11-1的壳体固定连接，电机B11-1的输出端通过联轴器B11-2与输出轴B11-3的一端固定连接，输出轴B11-3的另一端与下旋翼12固定连接，输出轴B11-3和下旋翼动力保护壳体11-4之间设有两个轴承A11-5，输出轴B11-3与每个轴承A11-5内圈固定连接，每个轴承A11-5外圈与下旋翼动力保护壳体11-4固定连接，下旋翼动力保护壳体11-4通过螺栓与下旋翼壳体4-2固定连接。其它组成及连接方式与具体实施方式五相同。

本实施方式中下旋翼动力系统模块11采用电机直驱，避免了机械上的间隙问题，提高了下旋翼系统的精度，保证了下旋翼系统工作过程中的安全性。

具体实施方式七：结合图3说明本实施方式，本实施方式是对具体实施方式二所述的上旋翼机构包括作进一步限定，本实施方式中，所述上旋翼机构包括上旋翼系统轴承15、上旋翼动力系统模块16、上旋翼系统拉压传感器17、上旋翼系统扭矩传感器18、上旋翼19、上旋翼系统扭矩传感器结构件20和上旋翼壳体21；上旋翼系统扭矩传感器18设置在机架1的上部，上旋翼系统扭矩传感器18的固定端固接在机架1上，上旋翼系统扭矩传感器18的可动端通过键连接在上旋翼系统扭矩传感器结构件20上，上旋翼动力系统模块16设置在上旋翼系统扭矩传感器18的下方，上旋翼动力系统模块16的固定端与机架1固定连接，上旋翼动力系统模块16的输出端与上旋翼19通过螺钉固定连接，上旋翼系统拉压传感器17设置在上旋翼动力系统模块16的一侧，且上旋翼系统拉压传感器17通过螺钉与上旋翼动力系统模块16的固定端固定连接，上旋翼壳体21固接在机架1上，上旋翼系统扭矩传感器结构件20通过上旋翼系统轴承15设置在上旋翼壳体21内，且上旋翼系统扭矩传感器结构件20与上旋翼系统轴承15内圈固定连接，上旋翼系统轴承15外圈与上旋翼壳体21固定连接。其它组成及连接方式与具体实施方式一相同。

具体实施方式八：结合图3说明本实施方式，本实施方式是对具体实施方式二所述的上旋翼动力系统作进一步限定，本实施方式中，所述上旋翼动力系统模块16包括电机C16-1、联轴器C16-2、输出轴C16-3和上旋翼动力保护壳体16-4，上旋翼动力保护壳体16-4与电机C16-1的壳体固定连接，电机C16-1的输出端通过联轴器C16-2与输出轴C16-3的一端固定连接，输出轴C16-3的另一端与上旋翼19固定连接，输出轴C16-3和上旋翼动力保护壳体16-4之间设有两个轴承B16-5，输出轴C16-3与每个轴承B16-5内圈固定连接，每个轴承B16-5外圈与上旋翼动力保护壳体16-4固定连接，上旋翼动力保护壳体16-4与机架1固定连接。其它组成及连接方式与具体实施方式七相同。

本实施方式中上旋翼动力系统模块16与下旋翼动力系统模块11原理相同，上旋翼系统区别在于上旋翼系统拉压传感器17承受拉力，保证上旋翼系统的连接可靠性。

具体实施方式九：结合图3说明本实施方式，本实施方式是对具体实施方式一所述的火星飞行器上下旋翼间距自动可调的气动特性测量装置作进一步限定，本实施方式中，所述装置还包括止口工装13和锥口工装14，止口工装13固接在下旋翼动力系统模块11的输出端上，锥口工装14固接在爽旋翼动力系统模块16的输出端上，且止口工装13与锥口工装14同轴相对设置。其它组成及连接方式与具体实施方式一相同。

本实施方式中止口工装13，锥口工装14配合使用，保证上、下旋翼系统的同轴性，防止实验过程中有额外的力矩影响，保证了分体式火星飞行器旋翼系统升阻特性测量装置的科学合理。

具体实施方式十：结合图3说明本实施方式，本实施方式是对具体实施方式二所述的机架1作进一步限定，本实施方式中，所述机架1由上至下依次设有第一支板1-1、第二支板1-2和第三支板1-3，上旋翼系统扭矩传感器18的固定端固接在第一支板1-1上，上旋翼壳体21设置第一支板1-1和第二支板1-2之间，且上旋翼壳体21固接在第二支板1-2上，上旋翼动力系统模块16的固定端固接在第二支板1-2上，升降模块7固接在第三支板1-3上。其它组成及连接方式与具体实施方式一相同。

工作原理

下旋翼升阻特性测量、扭矩测量：下旋翼动力系统模块11通过电源电压供电后工作，实现特定转速下的测试，下旋翼12旋转完成整个火星飞行器的飞行模拟，下旋翼12提供升力，下旋翼系统拉压传感器10通电后返回实时的力变化值，用于观察下旋翼系统的升阻特性，下旋翼系统拉压传感器10承受动力下旋翼动力系统模块11与下旋翼12共同产生的反扭矩，将反扭矩传递至下旋翼系统轴承9的内圈，由于下旋翼系统轴承9内外圈又分别与下旋翼系统扭矩传感器8可动端、可动支架4通过结构件连接，起到了将下旋翼系统扭矩传感器8的固定端和可动端通过下旋翼系统轴承9实现分离，下旋翼系统扭矩传感器8通电后采集到下旋翼12相对于可动支架4的扭矩值，经过标定后的测量结果就是实际扭矩值。

上旋翼升阻特性测量、扭矩测量：上旋翼系统的工作原理与下旋翼系统有所不同，上旋翼动力系统模块16通过电源电压供电后工作，实现特定转速下的测试，上旋翼系统拉压传感器17通电后返回实时的力变化值，用于观察下旋翼系统的升阻特性，上旋翼系统拉压传感器17承受动力上旋翼动力系统模块16产生的反扭矩，将反扭矩传递至上旋翼系统轴承15的外圈，由于上旋翼系统轴承15内外圈又分别与机架模块1、上旋翼系统扭矩传感器18通过结构件连接，起到了将上旋翼系统扭矩传感器18的固定端和可动端通过上旋翼系统轴承15实现分离，上旋翼系统扭矩传感器18通电后采集扭矩值。

Claims (10)

1.火星飞行器上下旋翼间距自动可调的气动特性测量装置，其特征在于：所述装置包括机架(1)、上下升降滑台机构、上旋翼机构和下旋翼机构；

上下升降滑台机构安装在机架(1)内部，下旋翼机构安装在上下升降滑台机构上，上旋翼机构安装在机架(1)上部，且上旋翼机构和下旋翼机构相对设置。

2.根据权利要求1中所述的火星飞行器上下旋翼间距自动可调的气动特性测量装置，其特征在于：所述上下升降滑台机构包括可动支架(4)、升降模块(7)、两条导轨(2)和两个滑块组件(3)，每条导轨(2)固接在机架(1)的侧壁上，每个导轨(2)上设有一个滑块组件(3)，且每个滑块组件(3)与一条导轨(2)滑动连接，可动支架(4)的一端与两个滑块组件(3)固定连接，可动支架(4)的另一端与升降模块(7)转动连接。

3.根据权利要求2中所述的火星飞行器上下旋翼间距自动可调的气动特性测量装置，其特征在于：所述可动支架(4)包括滑台(4-1)和下旋翼壳体(4-2)，下旋翼壳体(4-2)通过螺栓固接在滑台(4-1)的上表面上，滑台(4-1)的一端与两个滑块组件(3)固定连接，滑台(4-1)的另一端与升降模块(7)转动连接。

4.根据权利要求2中所述的火星飞行器上下旋翼间距自动可调的气动特性测量装置，其特征在于：所述升降模块(7)包括电机A(7-1)、联轴器A(7-2)、输出轴A(7-3)、蜗轮、蜗杆(7-4)和防尘罩(7-5)，电机A(7-1)的输出端通过联轴器A(7-2)与输出轴A(7-3)的一端相连，输出轴A(7-3)的另一端插装在蜗轮上，蜗杆(7-4)与蜗轮齿啮合设置，且在蜗轮和蜗杆(7-4)的连接处设有防尘罩(7-5)，电机A(7-1)的壳体和防尘罩(7-5)均通过机架螺钉(5)和机架螺母(6)固接在机架(1)上，蜗杆(7-4)上套设有转动块(7-6)，可动支架(4)的另一端与转动块(7-6)固定连接。

5.根据权利要求1中所述的火星飞行器上下旋翼间距自动可调的气动特性测量装置，其特征在于：所述下旋翼机构包括下旋翼系统扭矩传感器(8)、下旋翼系统扭矩传感器结构件(8-1)、下旋翼系统轴承(9)、下旋翼系统拉压传感器(10)、下旋翼动力系统模块(11)和下旋翼(12)，下旋翼系统扭矩传感器(8)设置在下旋翼壳体(4-2)内部，下旋翼系统轴承(9)套设在下旋翼壳体(4-2)的侧壁上，下旋翼系统扭矩传感器(8)的固定端与下旋翼壳体(4-2)固定连接，下旋翼系统扭矩传感器(8)的可动端通过键连接在下旋翼系统扭矩传感器结构件(8-1)，下旋翼系统扭矩传感器结构件(8-1)设置在下旋翼壳体(4-2)的上方，下旋翼系统扭矩传感器结构件(8-1)与下旋翼系统轴承(9)的内圈固定连接，下旋翼系统轴承(9)的外圈与下旋翼壳体(4-2)固定连接，下旋翼动力系统模块(11)设置在下旋翼壳体(4-2)的上方，下旋翼动力系统模块(11)的固定端通过螺栓与下旋翼壳体(4-2)固定连接，下旋翼动力系统模块(11)的输出端通过螺钉与下旋翼(12)固定连接，下旋翼系统拉压传感器(10)设置在下旋翼动力系统模块(11)的一侧，且下旋翼系统拉压传感器(10)与下旋翼动力系统模块(11)固定连接。

6.根据权利要求5中所述的火星飞行器上下旋翼间距自动可调的气动特性测量装置，其特征在于：所述下旋翼动力系统模块(11)包括电机B(11-1)、联轴器B(11-2)、输出轴B(11-3)和下旋翼动力保护壳体(11-4)，下旋翼动力保护壳体(11-4)与电机B(11-1)的壳体固定连接，电机B(11-1)的输出端通过联轴器B(11-2)与输出轴B(11-3)的一端固定连接，输出轴B(11-3)的另一端与下旋翼(12)固定连接，输出轴B(11-3)和下旋翼动力保护壳体(11-4)之间设有两个轴承A(11-5)，输出轴B(11-3)与每个轴承A(11-5)内圈固定连接，每个轴承A(11-5)外圈与下旋翼动力保护壳体(11-4)固定连接，下旋翼动力保护壳体(11-4)通过螺栓与下旋翼壳体(4-2)固定连接。

7.根据权利要求1中所述的火星飞行器上下旋翼间距自动可调的气动特性测量装置，其特征在于：所述上旋翼机构包括上旋翼系统轴承(15)、上旋翼动力系统模块(16)、上旋翼系统拉压传感器(17)、上旋翼系统扭矩传感器(18)、上旋翼(19)、上旋翼系统扭矩传感器结构件(20)和上旋翼壳体(21)；上旋翼系统扭矩传感器(18)设置在机架(1)的上部，上旋翼系统扭矩传感器(18)的固定端固接在机架(1)上，上旋翼系统扭矩传感器(18)的可动端通过键连接在上旋翼系统扭矩传感器结构件(20)上，上旋翼动力系统模块(16)设置在上旋翼系统扭矩传感器(18)的下方，上旋翼动力系统模块(16)的固定端与机架(1)固定连接，上旋翼动力系统模块(16)的输出端与上旋翼(19)通过螺钉固定连接，上旋翼系统拉压传感器(17)设置在上旋翼动力系统模块(16)的一侧，且上旋翼系统拉压传感器(17)通过螺钉与上旋翼动力系统模块(16)的固定端固定连接，上旋翼壳体(21)固接在机架(1)上，上旋翼系统扭矩传感器结构件(20)通过上旋翼系统轴承(15)设置在上旋翼壳体(21)内，且上旋翼系统扭矩传感器结构件(20)与上旋翼系统轴承(15)内圈固定连接，上旋翼系统轴承(15)外圈与上旋翼壳体(21)固定连接。

8.根据权利要求1中所述的火星飞行器上下旋翼间距自动可调的气动特性测量装置，其特征在于：所述上旋翼动力系统模块(16)包括电机C(16-1)、联轴器C(16-2)、输出轴C(16-3)和上旋翼动力保护壳体(16-4)，上旋翼动力保护壳体(16-4)与电机C(16-1)的壳体固定连接，电机C(16-1)的输出端通过联轴器C(16-2)与输出轴C(16-3)的一端固定连接，输出轴C(16-3)的另一端与上旋翼(19)固定连接，输出轴C(16-3)和上旋翼动力保护壳体(16-4)之间设有两个轴承B(16-5)，输出轴C(16-3)与每个轴承B(16-5)内圈固定连接，每个轴承B(16-5)外圈与上旋翼动力保护壳体(16-4)固定连接，上旋翼动力保护壳体(16-4)与机架(1)固定连接。

9.根据权利要求1中所述的火星飞行器上下旋翼间距自动可调的气动特性测量装置，其特征在于：所述装置还包括止口工装(13)和锥口工装(14)，止口工装(13)固接在下旋翼动力系统模块(11)的输出端上，锥口工装(14)固接在爽旋翼动力系统模块(16)的输出端上，且止口工装(13)与锥口工装(14)同轴相对设置。

10.根据权利要求1中所述的火星飞行器上下旋翼间距自动可调的气动特性测量装置，其特征在于：所述机架(1)由上至下依次设有第一支板(1-1)、第二支板(1-2)和第三支板(1-3)，上旋翼系统扭矩传感器(18)的固定端固接在第一支板(1-1)上，上旋翼壳体(21)设置第一支板(1-1)和第二支板(1-2)之间，且上旋翼壳体(21)固接在第二支板(1-2)上，上旋翼动力系统模块(16)的固定端固接在第二支板(1-2)上，升降模块(7)固接在第三支板(1-3)上。

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