在火星探测中,微薄的大气使火星飞行器参与完成火星探测任务成为可能,而“机智号”成功试飞标志着这种可能成为了现实。飞行控制在火星探测任务中起到关键作用,而转向系统是火星直升机飞行控制的重要组成部分,因此对火星直升机转向系统的研究具有很高的学术价值。本文从叶素动量理论出发进行转向系统的方案与机构设计,分析了转向系统的运动特性,设计了转向系统的硬件电路与底层软件,最后通过试验测试了转向系统的驱动与控制性能。基于叶素动量理论,通过对桨叶进行力及力矩分析,明确了转向机构的工作原理,确定了转向系统的输入与输出量以及设计要求,提出了转向系统的机构设计方案,进行了转向机构的自由度分析。根据所提出的设计方案,进行了转向系统结构的详细设计,确定了各组成杆件的尺寸参数。基于所设计的火星直升机转向机构,根据几何约束及空间位置关系,采用分解法建立了运动学方程,明确了转向机构输入与输出之间函数关系式。基于所建立的运动学方程及杆件几何参数,进行了操纵机构的运动空间分析,验证了杆件参数的合理性。基于桨距角一阶谐波函数形式,开展运动学试验,对转向系统输入输出量进行分析,拟合得到了用于姿态控制的运动学方程。基于FPGA+ARM架构完成了硬件电路设计及底层软件设计,将系统分为四大模块,包括主控模块、供电模块、电机控制模块、位姿传感模块,进行了详细的电路原理图设计及底层软件设计,并对部分程序进行了仿真验证以确保程序的正确性。根据火星直升机的尺寸要求,进行了印制电路设计,并完成了板级调试。为完成转向驱动系统的驱动及控制性能测试,设计了适用于火星大气环境模拟装置的倒置球铰试验台,该试验台确保火星直升机绕球铰产生三轴的转动。采用小扰动假设获得了试验条件下的状态空间方程,设计了控制算法并编写程序,在火星大气模拟环境中开展了驱动试验以及滚转-俯仰角度控制试验,驱动试验结果表明角度控制误差在±0.06°,角度控制试验验证了算法的有效性。