火星探测对人类的发展有着极其深远的意义,相较于轨道探测器和火星车的探测形式,共轴双旋翼式火星直升机凭借结构紧凑和空中视野广等优势更适用于火星探测任务,而火星表面存在的稀薄大气,也使得火星直升机应用于火星探测任务成为可能。在复杂的火星大气环境下,由于通讯时延,火星直升机需要具有良好的自主控制能力,以保证直升机起飞与悬停姿态控制的稳定性。本文提出了一种火星直升机主旋翼驱动系统,详细设计了驱动系统的硬件电路与控制程序,并进行了直升机飞行控制试验以验证主旋翼系统的驱动性能与控制性能。对火星直升机主旋翼驱动系统的机械结构进行了详细设计,研究其飞行原理与控制策略。基于叶素动量理论,计算桨叶叶素微元的受力,研究旋翼产生的升力和反扭矩与旋翼转速和桨叶角度的关系。考虑到上下旋翼流场的相互影响,基于流体的连续性方程、动量方程和能量方程,研究了上下旋翼入流比与上下旋翼桨距角的总距角和旋翼距离的关系。结合上下旋翼的气动受力方程,建立了火星直升机的受力模型。为研究旋翼系统反扭矩对无刷电机控制性能的影响,建立了无刷电机带负载扰动的数学模型,得到了无刷电机转速和电磁转矩与电压和电流的关系。基于FPGA和STM32的硬件架构详细设计了火星直升机主旋翼驱动系统的硬件电路,设计了STM32主控制器、无刷电机驱动控制、供电和接口电路等硬件电路模块。基于无刷电机的驱动硬件电路,结合旋翼气动反扭矩模型与无刷直流电机负载扰动模型,设计了电机负载前馈-双闭环控制算法,并建立了无刷电机控制系统仿真模型,通过仿真实验验证了控制算法具有良好的静、动态特性。编写了火星直升机主旋翼驱动系统的控制程序,STM32作为主控制器以实现火星直升机的飞行控制以及数据传输交互,FPGA作为协处理器用于对无刷电机的驱动控制以及电机数据的采集反馈,并采用树莓派作为上位机用于输入指令控制和存储数据。为测试无刷电机驱动与控制性能,开展了地球大气环境和模拟火星大气环境下的无刷直流电机驱动调速系统测试试验,试验表明主旋翼转速控制精度可达到20 r/min,推进电机具有优良的驱动和控制性能。结合电机控制与姿态控制,设计了转速控制和总距角控制的航向控制算法,建立了火星直升机的飞行控制模型,通过仿真实验验证了旋翼受力方程和飞行控制算法的正确性。开展了主旋翼系统控制性能测试试验研究,试验表明火星直升机能够稳定在期望的偏航角度,基于转速控制和总距角控制的航向角控制精度分别为1°和3°。