本發(fā)明涉及直升機模擬訓(xùn)練支持領(lǐng)域，尤其涉及一種直升機部件骨骼化動態(tài)可視化仿真方法。

背景技術(shù)：

隨著直升機在各個領(lǐng)域的應(yīng)用需求逐漸增加，對機組人員的訓(xùn)練需求也隨之增加，而在真機上的實操訓(xùn)練已遠(yuǎn)遠(yuǎn)不能滿足這種訓(xùn)練需求。

目前，在大部分游戲及可視化仿真中，直升機動畫的模擬往往只關(guān)注于直升機質(zhì)心的位置和姿態(tài)，因此在直升機的飛行和起降過程中，直升機的執(zhí)行機構(gòu)的形態(tài)不會發(fā)生變化，例如螺旋槳、舵機以及起落架。直升機的這種可視化仿真模式不能提供真機的動力學(xué)模擬，即使是將操縱視角切換到駕駛艙內(nèi)，也不能提供沉浸式的操縱體驗，不利于對機組人員的訓(xùn)練，無法使受訓(xùn)人員“身臨其境”的進(jìn)行直升機任務(wù)的訓(xùn)練。

技術(shù)實現(xiàn)要素：

本發(fā)明的目的在于提供一種直升機部件骨骼化動態(tài)可視化仿真方法，從而解決現(xiàn)有技術(shù)中存在的前述問題。

為了實現(xiàn)上述目的，本發(fā)明采用的技術(shù)方案如下：

一種直升機部件骨骼化動態(tài)可視化仿真方法，包括如下步驟：

S1，構(gòu)建通用化的直升機骨骼：

首先定義一個直升機的骨骼根節(jié)點，用于計算直升機的整體位置和姿態(tài)；然后根據(jù)直升機的布局確定機尾、起落架、主旋翼以及機艙上各活動部件相對于根節(jié)點的第一級分支骨骼節(jié)點，作用在該級骨骼節(jié)點上的力直接影響直升機骨骼根節(jié)點的位置和姿態(tài)；最后根據(jù)各部分機構(gòu)的運動特點在第一級分支骨骼節(jié)點下逐級設(shè)置相應(yīng)的骨骼節(jié)點，用于模擬該機構(gòu)的實際運動狀態(tài)；

其中，配置的骨骼節(jié)點的連接方式為：骨骼根節(jié)點與直升機各功能部分的第一級分支骨骼節(jié)點相連，低級別骨骼節(jié)點只能與一個相鄰高級別骨骼節(jié)點相連，高級別骨骼節(jié)點可以與多個相鄰低級別骨骼節(jié)點相連；

S2，實時計算各骨骼節(jié)點的位置及姿態(tài)：

第一級分支骨骼節(jié)點與直升機骨骼根節(jié)點的相對位置保持不變；操縱機構(gòu)骨骼節(jié)點的位置及姿態(tài)，根據(jù)外部設(shè)備的輸入數(shù)據(jù)進(jìn)行計算；與操縱機構(gòu)骨骼節(jié)點聯(lián)動的執(zhí)行機構(gòu)骨骼節(jié)點的位置及姿態(tài)，根據(jù)操縱機構(gòu)骨骼節(jié)點的狀態(tài)進(jìn)行計算；受力機構(gòu)及結(jié)構(gòu)的骨骼節(jié)點的位置及姿態(tài)，根據(jù)不同位置的受力狀態(tài)進(jìn)行計算；

S3，根據(jù)S2的計算結(jié)果，將與各骨骼節(jié)點相對應(yīng)的直升機的各部件在可視化仿真引擎中進(jìn)行實時渲染，實現(xiàn)直升機相應(yīng)部件的形狀和狀態(tài)的動態(tài)改變。

優(yōu)選地，S1具體為：

首先定義直升機的一個骨骼根節(jié)點，所述骨骼根節(jié)點設(shè)置于直升機的質(zhì)量中心處，作為直升機位置和姿態(tài)的參考點；

然后根據(jù)結(jié)構(gòu)布局將直升機分為機尾、起落架、主旋翼以及機艙多個功能部分，每個部分均設(shè)置一個第一級分支骨骼節(jié)點，用以表示直升機的基本構(gòu)型，所述第一級分支骨骼節(jié)點的配置與直升機的型號有關(guān)；

其他級別的分支骨骼節(jié)點與直升機各功能部分的具體執(zhí)行機構(gòu)有關(guān)，對于與第一級分支骨骼節(jié)點有相對運動的機構(gòu)，設(shè)置其與所述第一級分支骨骼節(jié)點相對靜止的點為高級別分支骨骼節(jié)點，設(shè)置其與第一級分支骨骼節(jié)點相對運動幅度最大的點為低級別分支骨骼節(jié)點；對于受力產(chǎn)生大變形的結(jié)構(gòu)，設(shè)置其與機體連接部分的點為高級別分支骨骼節(jié)點，設(shè)置其相對位移偏離最大的點為低級別分支骨骼節(jié)點。

優(yōu)選地，S2中，所述操縱機構(gòu)骨骼節(jié)點的位置及姿態(tài)，根據(jù)外部設(shè)備的輸入數(shù)據(jù)進(jìn)行計算，具體采用如下公式進(jìn)行計算：

L_simulation＝f(L_input)，

其中：L_simulation表示操縱機構(gòu)骨骼節(jié)點的位置；

L_input表示外部設(shè)備的操縱位置；

f表示L_simulation和L_input的對應(yīng)關(guān)系，根據(jù)不同的設(shè)備進(jìn)行設(shè)定。

優(yōu)選地，S2中，所述與操縱機構(gòu)骨骼節(jié)點聯(lián)動的執(zhí)行機構(gòu)骨骼節(jié)點的位置及姿態(tài)，根據(jù)操縱機構(gòu)骨骼節(jié)點的狀態(tài)進(jìn)行計算，其中，尾槳骨骼節(jié)點的位置及姿態(tài)，根據(jù)腳踏板骨骼節(jié)點的位置及姿態(tài)進(jìn)行計算；尾舵骨骼節(jié)點和主旋翼的最高級骨骼節(jié)點的位置及姿態(tài)，根據(jù)操縱桿骨骼節(jié)點的位置及姿態(tài)進(jìn)行計算；主旋翼槳葉的最高級骨骼節(jié)點的位置及姿態(tài)，根據(jù)總矩桿骨骼節(jié)點的位置及姿態(tài)進(jìn)行計算。

優(yōu)選地，所述尾槳骨骼節(jié)點的位置及姿態(tài)，根據(jù)腳踏板骨骼節(jié)點的狀態(tài)進(jìn)行計算，具體采用如下公式進(jìn)行計算：

α_{tail_rotor}＝f(l_{foot_pedal})，

其中：α_{tail_rotor}表示尾槳的攻角，單位是rad；

l_{foot_pedal}表示兩腳踏板的相對行程，單位是mm；

f表示α_{tail_rotor}和l_{foot_pedal}之間的對應(yīng)關(guān)系，根據(jù)直升機偏航方向上的轉(zhuǎn)動慣量進(jìn)行設(shè)定。

優(yōu)選地，所述尾舵骨骼節(jié)點和主旋翼的最高級骨骼節(jié)點的位置及姿態(tài)，根據(jù)操縱桿骨骼節(jié)點的位置及姿態(tài)進(jìn)行計算，具體采用如下公式進(jìn)行計算：

其中：表示操縱桿的指向，由沿機頭方向的俯仰和滾轉(zhuǎn)角度表示；

表示主旋翼周期變矩環(huán)的指向，方向與操縱桿一致；

θ_{tail_rudder}表示尾舵的擺角，單位是rad；

f表示操縱桿與尾舵和主旋翼之間的對應(yīng)關(guān)系，根據(jù)飛控進(jìn)行設(shè)定。

優(yōu)選地，所述主旋翼槳葉的最高級骨骼節(jié)點的位置及姿態(tài)，根據(jù)總矩桿骨骼節(jié)點的位置及姿態(tài)進(jìn)行計算，具體采用如下公式進(jìn)行計算：

α_blade＝f(θ_{total_torque})，

其中：θ_{total_torque}為總矩桿的角度，單位是rad；

α_blade為直升機各槳葉攻角變化量，排除周期變矩的影響，單位是rad；

f為θ_{total_torque}和α_blade之間的對應(yīng)關(guān)系，根據(jù)相應(yīng)的總矩桿調(diào)節(jié)方式進(jìn)行設(shè)定。

優(yōu)選地，S2中，所述受力機構(gòu)及結(jié)構(gòu)的骨骼節(jié)點的位置及姿態(tài)，根據(jù)不同位置的受力狀態(tài)進(jìn)行計算，包括起落架各骨骼節(jié)點的計算以及主旋翼槳葉各骨骼節(jié)點的計算，其中，所述起落架各骨骼節(jié)點，根據(jù)起落架與地面的接觸力進(jìn)行計算；所述主旋翼槳葉的各級骨骼節(jié)點根據(jù)結(jié)構(gòu)的材料力學(xué)特性進(jìn)行布置，當(dāng)受到載荷時，各骨骼節(jié)點的相對轉(zhuǎn)角根據(jù)等效材料特性參數(shù)進(jìn)行計算。

優(yōu)選地，所述起落架各骨骼節(jié)點，采用如下方法進(jìn)行計算：

A，根據(jù)直升機升力與重力的關(guān)系計算出起落架承受的接觸力，

B，對所述起落架進(jìn)行受力分析，根據(jù)所述接觸力，計算出相應(yīng)的兩個骨骼節(jié)點間應(yīng)承受的彈性阻尼力；

C，根據(jù)如下的彈性阻尼力的計算公式，反推得到兩骨骼節(jié)點之間的相對距離：

其中：F_{spring-damping}表示兩骨骼節(jié)點之間的彈性阻尼力；

K表示該力的彈性系數(shù)；

δ表示兩骨骼節(jié)點之間的相對位移變化量；

C表示該里的阻尼系數(shù)；

表示兩骨骼節(jié)點之間的相對位移變化率；

D，按照上述步驟，反復(fù)迭代實時更新，得到起落架各骨骼節(jié)點的實時狀態(tài)。

優(yōu)選地，所述主旋翼槳葉的各級骨骼節(jié)點，采用有限段方法進(jìn)行計算，計算公式如下所示：

其中：表示骨骼節(jié)點六個方向的彈性阻尼力；

K_6×6表示彈性系數(shù)矩陣，C_6×6表示恢復(fù)系數(shù)矩陣；

表示骨骼節(jié)點六個方向的相對位移；

表示骨骼節(jié)點六個方向的相對速度；

表示骨骼節(jié)點的初始力。

本發(fā)明的有益效果是：本發(fā)明實施例提供的一種直升機部件骨骼化動態(tài)可視化仿真方法，通過對直升機的部件進(jìn)行骨骼化建模，使其能夠根據(jù)飛行狀態(tài)實時動態(tài)地計算相對位置，并進(jìn)行直升機的動態(tài)可視化仿真，為受訓(xùn)人員提供了一個與真機駕駛狀態(tài)高度一致的沉浸式操作環(huán)境，大大提升了直升機訓(xùn)練的效果。

附圖說明

圖1是直升機起落架的緩沖原理示意圖；

圖2是有限段方法的計算原理圖；

圖3是直升機骨骼化模型在可視化仿真中的應(yīng)用示意圖；

圖4是MH-60型黑鷹直升機實物示意圖；

圖5是MH-60型黑鷹直升機三維可視化模型示意圖；

圖6是MH-60型黑鷹直升機骨骼及骨骼節(jié)點模型示意圖；

圖7是直升機在可視化仿真環(huán)境中的狀態(tài)示意圖。

圖1中，1為直升機機艙底部，2為輪胎與機艙的連接件，3為直升機輪胎，4為彈性力，5為阻尼力；

圖2中，O點為全局坐標(biāo)系，I點和J點為連接相鄰兩骨骼的骨骼節(jié)點，初始時刻這兩點重合，作用在骨骼節(jié)點上的六位彈性阻尼力根據(jù)這兩個點的相對位移進(jìn)行計算；

圖3中，1為直升機主體骨骼，2為直升機主旋翼骨骼，3為直升機駕駛艙控制機構(gòu)骨骼，4為直升機起落架骨骼，5為直升機機尾骨骼，6為直升機整體骨骼模型，7為總矩桿骨骼節(jié)點與主旋翼骨骼節(jié)點的控制邏輯，8為操縱桿骨骼節(jié)點與周期變矩環(huán)骨骼節(jié)點和尾舵骨骼節(jié)點的控制邏輯，9為腳踏板骨骼節(jié)點與尾槳骨骼節(jié)點的控制邏輯，10為外部輸入設(shè)備與駕駛艙控制機構(gòu)骨骼節(jié)點間的聯(lián)動關(guān)系，11為直升機骨骼模型數(shù)據(jù)與計算機的數(shù)據(jù)傳輸，12為直升機骨骼動畫的顯示過程，13為顯示器為駕駛員提供實時可視化信息，14為計算機根據(jù)骨骼狀態(tài)調(diào)用三維模型庫中的模型，15為計算機，16為外部輸入設(shè)備，17為虛擬顯示顯示設(shè)備，18為直升機虛擬現(xiàn)實訓(xùn)練模擬器，19為直升機各部件的三維模型庫。

具體實施方式

為了使本發(fā)明的目的、技術(shù)方案及優(yōu)點更加清楚明白，以下結(jié)合附圖，對本發(fā)明進(jìn)行進(jìn)一步詳細(xì)說明。應(yīng)當(dāng)理解，此處所描述的具體實施方式僅僅用以解釋本發(fā)明，并不用于限定本發(fā)明。

本發(fā)明實施例提供了一種直升機部件骨骼化動態(tài)可視化仿真方法，包括如下步驟：

S1，構(gòu)建通用化的直升機骨骼：

首先定義一個直升機的骨骼根節(jié)點，用于計算直升機的整體位置和姿態(tài)；然后根據(jù)直升機的布局確定機尾、起落架、主旋翼以及機艙上各活動部件相對于根節(jié)點的第一級分支骨骼節(jié)點，作用在該級骨骼節(jié)點上的力直接影響直升機骨骼根節(jié)點的位置和姿態(tài)；最后根據(jù)各部分機構(gòu)的運動特點在第一級分支骨骼節(jié)點下逐級設(shè)置相應(yīng)的骨骼節(jié)點，用于模擬該機構(gòu)的實際運動狀態(tài)；

其中，配置的骨骼節(jié)點的連接方式為：骨骼根節(jié)點與直升機各功能部分的第一級分支骨骼節(jié)點相連，低級別骨骼節(jié)點只能與一個相鄰高級別骨骼節(jié)點相連，高級別骨骼節(jié)點可以與多個相鄰低級別骨骼節(jié)點相連；

S2，實時計算各骨骼節(jié)點的位置及姿態(tài)：

第一級分支骨骼節(jié)點與直升機骨骼根節(jié)點的相對位置保持不變；操縱機構(gòu)骨骼節(jié)點的位置及姿態(tài)，根據(jù)外部設(shè)備的輸入數(shù)據(jù)進(jìn)行計算；與操縱機構(gòu)骨骼節(jié)點聯(lián)動的執(zhí)行機構(gòu)骨骼節(jié)點的位置及姿態(tài)，根據(jù)操縱機構(gòu)骨骼節(jié)點的狀態(tài)進(jìn)行計算；受力機構(gòu)及結(jié)構(gòu)的骨骼節(jié)點的位置及姿態(tài)，根據(jù)不同位置的受力狀態(tài)進(jìn)行計算；

S3，根據(jù)S2的計算結(jié)果，將與各骨骼節(jié)點相對應(yīng)的直升機的各部件在可視化仿真引擎中進(jìn)行實時渲染，實現(xiàn)直升機相應(yīng)部件的形狀和狀態(tài)的動態(tài)改變。

上述方法的S1中，直升機從外形上可分為機艙、機尾、起落架和主旋翼四個部分，這四個部分在直升機起降和飛行的過程中相互作用，共同影響直升機的位置和姿態(tài)。所以，首先定義一個直升機的骨骼根節(jié)點，用它計算直升機的整體位置和姿態(tài)；然后根據(jù)直升機的布局確定機尾、起落架、主旋翼以及機艙上各活動部件相對于根節(jié)點的第一級分支骨骼節(jié)點，作用在該級骨骼節(jié)點上的力直接影響直升機骨骼根節(jié)點的位置和姿態(tài)；最后根據(jù)各部分機構(gòu)的運動特點在第一級分支骨骼節(jié)點下逐級設(shè)置相應(yīng)的骨骼節(jié)點，以模擬該機構(gòu)的實際運動狀態(tài)。

上述過程以樹狀分支結(jié)構(gòu)的方式建立了直升機各個級別的骨骼節(jié)點，其中直升機骨骼根節(jié)點和第一級分支骨骼節(jié)點的配置方式在各種型號直升機中變化不大，其他級別的根節(jié)點需根據(jù)不同型號直升機的具體機構(gòu)進(jìn)行設(shè)置。

其中，其他級別的骨骼節(jié)點可以根據(jù)不同型號直升機的具體結(jié)構(gòu)進(jìn)行設(shè)置，具體為：在可視化仿真中能夠操縱的機構(gòu)部件和能夠隨受力情況發(fā)生明顯變化的結(jié)構(gòu)部件，均需設(shè)置相應(yīng)的骨骼節(jié)點，其中，所述能夠操縱的機構(gòu)部件包括：駕駛艙中的踏板、總矩桿、操縱桿和尾翼的槳葉；所述能夠隨受力情況發(fā)生明顯變化的結(jié)構(gòu)部件包括：直升機的主旋翼。

即在駕駛艙中的踏板、總矩桿、操縱桿和尾翼的槳葉均需設(shè)置相應(yīng)的骨骼節(jié)點，在直升機的主旋翼也需設(shè)置相應(yīng)的骨骼節(jié)點。

具體可以采用如下的設(shè)置方法。

首先定義直升機的一個骨骼根節(jié)點，所述骨骼根節(jié)點設(shè)置于直升機的質(zhì)量中心處，作為直升機位置和姿態(tài)的參考點；

然后根據(jù)結(jié)構(gòu)布局將直升機分為機尾、起落架、主旋翼以及機艙多個功能部分，每個部分均設(shè)置一個第一級分支骨骼節(jié)點，用以表示直升機的基本構(gòu)型，所述第一級分支骨骼節(jié)點的配置與直升機的型號有關(guān)；

其他級別的分支骨骼節(jié)點與直升機各功能部分的具體執(zhí)行機構(gòu)有關(guān)，對于與第一級分支骨骼節(jié)點有相對運動的機構(gòu)，設(shè)置其與所述第一級分支骨骼節(jié)點相對靜止的點為高級別分支骨骼節(jié)點，設(shè)置其與第一級分支骨骼節(jié)點相對運動幅度最大的點為低級別分支骨骼節(jié)點；對于受力產(chǎn)生大變形的結(jié)構(gòu)，設(shè)置其與機體連接部分的點為高級別分支骨骼節(jié)點，設(shè)置其相對位移偏離最大的點為低級別分支骨骼節(jié)點。

其中，若配置的節(jié)點過多，則需明確是哪個功能部分的骨骼節(jié)點，如機艙第一級分支骨骼節(jié)點、機艙第二級分支骨骼節(jié)點。樹狀結(jié)構(gòu)的說明如圖3所示，其分支末端為最大相對運動點或最大相對變形點。

構(gòu)建了直升機的骨骼節(jié)點后，可以計算出各骨骼節(jié)點的位置和姿態(tài)，則在可視化過程中，可以根據(jù)實時計算出的每個骨骼節(jié)點的位置及姿態(tài)，將直升機不同部位的渲染效果與骨骼節(jié)點相對應(yīng)，即可對直升機的狀態(tài)進(jìn)行實時渲染，以模擬直升機的真實飛行狀態(tài)。

本實施例中，S2中，所述操縱機構(gòu)骨骼節(jié)點的位置及姿態(tài)，根據(jù)外部設(shè)備的輸入數(shù)據(jù)進(jìn)行計算，具體采用如下公式進(jìn)行計算：

L_simulation＝f(L_input)，

其中：L_simulation表示操縱機構(gòu)骨骼節(jié)點的位置；

L_input表示外部設(shè)備的操縱位置；

f表示L_simulation和L_input的對應(yīng)關(guān)系，根據(jù)不同的設(shè)備進(jìn)行設(shè)定。

比如腳踏板的控制可由比例對應(yīng)關(guān)系L_simulation＝kL_input表示，即外部操縱設(shè)備到達(dá)位置L_input時，腳踏板骨骼節(jié)點經(jīng)k倍放大后到達(dá)位置L_simulation。

不同的設(shè)備在設(shè)置的時候可能有不同的計算關(guān)系。所以，L_simulation和L_input的對應(yīng)關(guān)系可以根據(jù)不同的設(shè)備對計算關(guān)系進(jìn)行設(shè)定。

操縱機構(gòu)骨骼節(jié)點狀態(tài)的改變主要是為了與外部設(shè)備的實時狀態(tài)保持一致，為受訓(xùn)人員的真實操作提供相應(yīng)的可視化應(yīng)對方案。本發(fā)明實施例中，通過計算操縱機構(gòu)骨骼節(jié)點的位置和姿態(tài)，從而保持模型與外部設(shè)備的狀態(tài)一致性。

本實施例中，將操縱機構(gòu)骨骼節(jié)點的可動行程與外部設(shè)備的操縱行程進(jìn)行同比例對應(yīng)，使二者的狀態(tài)保持一致。

本實施例中，S2中，所述與操縱機構(gòu)骨骼節(jié)點聯(lián)動的執(zhí)行機構(gòu)骨骼節(jié)點的位置及姿態(tài)，根據(jù)操縱機構(gòu)骨骼節(jié)點的狀態(tài)進(jìn)行計算，其中，尾槳骨骼節(jié)點的位置及姿態(tài)，根據(jù)腳踏板骨骼節(jié)點的位置及姿態(tài)進(jìn)行計算；尾舵骨骼節(jié)點和主旋翼的最高級骨骼節(jié)點的位置及姿態(tài)，根據(jù)操縱桿骨骼節(jié)點的位置及姿態(tài)進(jìn)行計算；主旋翼槳葉的最高級骨骼節(jié)點的位置及姿態(tài)，根據(jù)總矩桿骨骼節(jié)點的位置及姿態(tài)進(jìn)行計算。

其中，聯(lián)動執(zhí)行機構(gòu)是指由駕駛艙操縱機構(gòu)直接控制的直升機執(zhí)行機構(gòu)，在真機中指能夠改變直升機飛行狀態(tài)的可控機構(gòu)，該類機構(gòu)主要根據(jù)駕駛艙內(nèi)相應(yīng)操縱機構(gòu)進(jìn)行改變，是飛行員駕駛意圖在機構(gòu)上的直接表現(xiàn)。比如尾舵、尾槳和直升機主旋翼，不同型號的直升機有不同種類的聯(lián)動執(zhí)行機構(gòu)，但作用都是實現(xiàn)直升機位置和姿態(tài)的調(diào)整，即直升機骨骼根節(jié)點相對于全局坐標(biāo)系的位置和姿態(tài)。聯(lián)動執(zhí)行機構(gòu)的骨骼節(jié)點是指用來實現(xiàn)機構(gòu)運動的各級骨骼節(jié)點，這些節(jié)點是根據(jù)操縱機構(gòu)骨骼節(jié)點進(jìn)行計算的，操縱機構(gòu)骨骼節(jié)點通常與聯(lián)動執(zhí)行機構(gòu)較高級骨骼節(jié)點相關(guān)聯(lián)，其他級別的骨骼節(jié)點根據(jù)既定義的機構(gòu)功能進(jìn)行逐級計算。

其中，當(dāng)直升機在空中穩(wěn)定懸停時尾槳提供的力矩恰好與直升機主旋翼給機身的反向力矩平衡，所以直升機的偏航是靠調(diào)節(jié)執(zhí)行機構(gòu)尾槳的輸出力矩來實現(xiàn)的，即調(diào)整直升機尾槳的槳矩。

本實施例中，通過尾槳骨骼節(jié)點與腳踏板骨骼節(jié)點聯(lián)動來實現(xiàn)直升機尾槳的槳矩的調(diào)整，進(jìn)而實現(xiàn)對直升機偏航的控制。

本實施例中，根據(jù)該執(zhí)行機構(gòu)尾槳的骨骼節(jié)點的攻角與腳踏板行程之間的關(guān)系計算尾槳骨骼節(jié)點的位置及姿態(tài)。

具體地，所述尾槳骨骼節(jié)點的位置及姿態(tài)，根據(jù)腳踏板骨骼節(jié)點的狀態(tài)進(jìn)行計算，具體可以采用如下公式進(jìn)行計算：

α_{tail_rotor}＝f(l_{foot_pedal})，

其中：α_{tail_rotor}表示尾槳的攻角，單位是rad；

l_{foot_pedal}表示兩腳踏板的相對行程，單位是mm；

f表示α_{tail_rotor}和l_{foot_pedal}之間的對應(yīng)關(guān)系，根據(jù)直升機偏航方向上的轉(zhuǎn)動慣量進(jìn)行設(shè)定。

例如直升機偏航方向上的轉(zhuǎn)動慣量為I_z，則欲使兩腳踏板的相對行程為l_{foot_pedal}時，可以控制飛機以角加速度為α進(jìn)行旋轉(zhuǎn)，其關(guān)系為α＝k₁·l_{foot_pedal}，則旋轉(zhuǎn)力矩的計算方法為T＝I_z·α，同時旋轉(zhuǎn)力矩與尾槳的攻角存在一定關(guān)系，其與直升機的種類有關(guān)，其相關(guān)關(guān)系為α_{tail_rotor}＝k₂·T，則可知α_{tail_rotor}＝k₁·k₂·I_z·l_{foot_pedal}。

所以，可根據(jù)直升機偏航方向上的轉(zhuǎn)動慣量設(shè)定α_{tail_rotor}和l_{foot_pedal}之間的對應(yīng)關(guān)系。

本發(fā)明實施例中，根據(jù)操縱桿骨骼節(jié)點的位置及姿態(tài)計算尾舵骨骼節(jié)點和主旋翼的最高級骨骼節(jié)點的位置及姿態(tài)，具體可以采用如下公式進(jìn)行計算：

其中：表示操縱桿的指向，由沿機頭方向的俯仰和滾轉(zhuǎn)角度表示；

表示主旋翼周期變矩環(huán)的指向，方向與操縱桿一致；

θ_{tail_rudder}表示尾舵的擺角，單位是rad；

f表示操縱桿與尾舵和主旋翼之間的對應(yīng)關(guān)系，根據(jù)飛控進(jìn)行設(shè)定。

例如，如下關(guān)系式：

其中，k₁₁、k₁₂、k₂₁、k₂₂、k₃₁、k₃₂可以由飛行控制率進(jìn)行設(shè)定。

主旋翼周期變槳矩和尾舵上下擺動的共同作用實現(xiàn)了直升機的俯仰、滾轉(zhuǎn)運動，主旋翼和尾舵骨骼節(jié)點的變化與操縱桿骨骼節(jié)點的指向有關(guān)，所以，本發(fā)明實施例中，通過尾舵骨骼節(jié)點和主旋翼的最高級骨骼節(jié)點與操縱桿骨骼節(jié)點聯(lián)動實現(xiàn)直升機俯仰和滾轉(zhuǎn)方向的控制。

本發(fā)明實施例中，所述主旋翼槳葉的最高級骨骼節(jié)點的位置及姿態(tài)，根據(jù)總矩桿骨骼節(jié)點的位置及姿態(tài)進(jìn)行計算，具體采用如下公式進(jìn)行計算：

α_blade＝f(θ_{total_torque})，

其中：θ_{total_torque}為總矩桿的角度，單位是rad；

α_blade為直升機各槳葉攻角變化量，排除周期變矩的影響，單位是rad；

f為θ_{total_torque}和α_blade之間的對應(yīng)關(guān)系，根據(jù)相應(yīng)的總矩桿調(diào)節(jié)方式進(jìn)行設(shè)定。

總矩桿的調(diào)節(jié)方式主要是指使主旋翼的每個葉片發(fā)生同步的攻角變化，一般是由安裝在主旋翼軸上兩個變矩環(huán)之間的相對距離變化實現(xiàn)的。這里的f是根據(jù)不同的計算方法而不同，其最簡單的方式就是比例放大方法，即α_blade＝kθ_{total_torque}。

當(dāng)調(diào)節(jié)總矩桿時，直升機每個槳葉的攻角會同時發(fā)生變化，調(diào)節(jié)直升機的升力，所以，本發(fā)明實施例中，通過總矩桿骨骼節(jié)點與主旋翼槳葉的最高級骨骼節(jié)點聯(lián)動實現(xiàn)直升機主旋翼總矩的調(diào)節(jié)。

S2中，所述受力機構(gòu)及結(jié)構(gòu)的骨骼節(jié)點的位置及姿態(tài)，根據(jù)不同位置的受力狀態(tài)進(jìn)行計算，包括起落架各骨骼節(jié)點的計算以及主旋翼槳葉各骨骼節(jié)點的計算，其中，所述起落架各骨骼節(jié)點，根據(jù)起落架與地面的接觸力進(jìn)行計算；所述主旋翼槳葉的各級骨骼節(jié)點根據(jù)結(jié)構(gòu)的材料力學(xué)特性進(jìn)行布置，當(dāng)受到載荷時，各骨骼節(jié)點的相對轉(zhuǎn)角根據(jù)等效材料特性參數(shù)進(jìn)行計算。

受力機構(gòu)主要是指直升機的起落架以及其他產(chǎn)生接觸力的功能機構(gòu)，它在發(fā)生接觸的時候會發(fā)生變形以實現(xiàn)相應(yīng)的功能，其各級骨骼節(jié)點的計算是根據(jù)接觸力進(jìn)行的；受力結(jié)構(gòu)主要是指直升機的主旋翼槳葉及其他承受氣動力的功能結(jié)構(gòu)，它在直升機飛行過程中會根據(jù)不同氣動特性發(fā)生相應(yīng)的結(jié)構(gòu)變形，其各級骨骼節(jié)點是根據(jù)結(jié)構(gòu)的材料力學(xué)特性進(jìn)行布置的，當(dāng)受到載荷時，各節(jié)點的相對轉(zhuǎn)角根據(jù)等效材料特性參數(shù)進(jìn)行計算。

在本發(fā)明的一個優(yōu)選實施例中，所述起落架各骨骼節(jié)點，可以采用如下方法進(jìn)行計算：

A，根據(jù)直升機升力與重力的關(guān)系計算出起落架承受的接觸力，

B，對所述起落架進(jìn)行受力分析，根據(jù)所受接觸力，計算出相應(yīng)的兩個骨骼節(jié)點間應(yīng)承受的彈性阻尼力；

C，根據(jù)如下的彈性阻尼力的計算公式，反推得到兩骨骼節(jié)點之間的相對距離：

其中：F_{spring-damping}表示兩骨骼節(jié)點之間的彈性阻尼力；

K表示該力的彈性系數(shù)；

δ表示兩骨骼節(jié)點之間的相對位移變化量；

C表示該里的阻尼系數(shù)；

表示兩骨骼節(jié)點之間的相對位移變化率；

D，按照上述步驟，反復(fù)迭代實時更新，得到起落架各骨骼節(jié)點的實時狀態(tài)。

起落架接觸地面時產(chǎn)生的接觸力將與重力、升力平衡，使直升機在地面保持平衡狀態(tài)，在豎直方向上的關(guān)系如下所示：

F_contact+F_lift＝G

其中：F_contact表示起落架與地面的接觸力；

F_lift表示直升機的升力；

G表示直升機的重力。

上述方法的步驟B和C，是一般動力學(xué)仿真的基本迭代過程，其基本的計算方法，仿真結(jié)果的真實性與公式中的相關(guān)參數(shù)有關(guān)。

起落架除了具有支撐功能外，還可以使直升機在起落過程中有效緩解沖擊力，根據(jù)起落架的布局特點和功能特點，可以將其特定位置等效為兩個骨骼節(jié)點之間的一種彈性阻尼力。直升機起落架的緩沖原理如圖1所示。

其中，彈性阻尼力可分成兩部分：F_spring＝Kδ表示彈性力，主要用來平衡起落架與地面的接觸力；表示阻尼力，主要用來抵消起落過程沖擊引起的重力。

在本發(fā)明的一個優(yōu)選實施例中，所述主旋翼槳葉的各級骨骼節(jié)點，采用有限段方法進(jìn)行計算，計算公式如下所示：

其中：表示骨骼節(jié)點六個方向的彈性阻尼力；

K_6×6表示彈性系數(shù)矩陣，C_6×6表示恢復(fù)系數(shù)矩陣；

表示骨骼節(jié)點六個方向的相對位移；

表示骨骼節(jié)點六個方向的相對速度；

表示骨骼節(jié)點的初始力。

直升機主旋翼的槳葉屬于長細(xì)柔性體，其主要特點是在不同力載荷條件下會發(fā)生很大的變形，其基本原理是材料力學(xué)的相關(guān)理論。但是，如果將槳葉按照材料力學(xué)的分析方法進(jìn)行分析，計算量過于龐大，在實時可視化仿真中需要兼顧計算量和系統(tǒng)運行速度兩方面因素，所以按照有限段方法對其進(jìn)行計算。

有限段方法是將柔性體分成首尾相接的若干個剛體段，再將相鄰兩剛體間用六自由度彈性阻尼力進(jìn)行連接，相應(yīng)的系數(shù)由材料力學(xué)特性在該點的等效作用來表示。其計算原理如圖2所示。

本發(fā)明實施例提供的直升機部件骨骼化動態(tài)可視化仿真方法在可視化仿真中的應(yīng)用如圖3所示。

具體實施例：

根據(jù)本發(fā)明實施例提供的方法，對MH-60型黑鷹直升機(該機型的實物圖如圖4所示)進(jìn)行部件骨骼化建模，并應(yīng)用于動態(tài)可視化仿真。按照如下步驟進(jìn)行實施：

步驟一，根據(jù)直升機的實物圖搭建三維可視化模型，如圖5所示；

步驟二，根據(jù)可視化仿真需求和直升機實際動力學(xué)特點，設(shè)置直升機的骨骼節(jié)點，如圖6所示，具體地，首先定義一個直升機的骨骼根節(jié)點，然后根據(jù)直升機的結(jié)構(gòu)布局，以樹狀分支結(jié)構(gòu)的方式建立直升機的機尾、起落架、主旋翼以及機艙上各活動部件各級別的骨骼節(jié)點；

步驟三，根據(jù)發(fā)明提供的骨骼節(jié)點計算方法，生成直升機各部位骨骼節(jié)點的計算方法，并將該方法輸入到程序算法中供運算單元計算使用；

步驟四，根據(jù)直升機骨骼節(jié)點位置和姿態(tài)的實時計算結(jié)果，將與骨骼相對應(yīng)的直升機部件在可視化仿真引擎中進(jìn)行實時渲染，這樣在可視化仿真中的直升機三維模型就可以根據(jù)駕駛員的操作和外界力環(huán)境的作用動態(tài)改變相應(yīng)部位的形狀和狀態(tài)，如圖7所示。

需要說明的是，由于本發(fā)明實施例提供的方法是為了實現(xiàn)直升機部件骨骼化動態(tài)可視化仿真，用于仿真訓(xùn)練，所以，本發(fā)明實施例中涉及到的附圖，為了能夠更好的表示和說明可視化仿真的逼真度，附圖中使用了背景色和彩色。

通過采用本發(fā)明公開的上述技術(shù)方案，得到了如下有益的效果：本發(fā)明實施例提供的一種直升機部件骨骼化動態(tài)可視化仿真方法，通過對直升機的部件進(jìn)行骨骼化建模，使其能夠根據(jù)飛行狀態(tài)實時動態(tài)地計算相對位置，并進(jìn)行直升機的動態(tài)可視化仿真，為受訓(xùn)人員提供了一個與真機駕駛狀態(tài)高度一致的沉浸式操作環(huán)境，大大提升了直升機訓(xùn)練的效果。

本說明書中的各個實施例均采用遞進(jìn)的方式描述，每個實施例重點說明的都是與其他實施例的不同之處，各個實施例之間相同相似的部分互相參見即可。

本領(lǐng)域人員應(yīng)該理解的是，上述實施例提供的方法步驟的時序可根據(jù)實際情況進(jìn)行適應(yīng)性調(diào)整，也可根據(jù)實際情況并發(fā)進(jìn)行。

上述實施例涉及的方法中的全部或部分步驟可以通過程序來指令相關(guān)的硬件來完成，所述的程序可以存儲于計算機設(shè)備可讀取的存儲介質(zhì)中，用于執(zhí)行上述各實施例方法所述的全部或部分步驟。所述計算機設(shè)備，例如：個人計算機、服務(wù)器、網(wǎng)絡(luò)設(shè)備、智能移動終端、智能家居設(shè)備、穿戴式智能設(shè)備、車載智能設(shè)備等；所述的存儲介質(zhì)，例如：RAM、ROM、磁碟、磁帶、光盤、閃存、U盤、移動硬盤、存儲卡、記憶棒、網(wǎng)絡(luò)服務(wù)器存儲、網(wǎng)絡(luò)云存儲等。

最后，還需要說明的是，在本文中，諸如第一和第二等之類的關(guān)系術(shù)語僅僅用來將一個實體或者操作與另一個實體或操作區(qū)分開來，而不一定要求或者暗示這些實體或操作之間存在任何這種實際的關(guān)系或者順序。而且，術(shù)語“包括”、“包含”或者其任何其他變體意在涵蓋非排他性的包含，從而使得包括一系列要素的過程、方法、商品或者設(shè)備不僅包括那些要素，而且還包括沒有明確列出的其他要素，或者是還包括為這種過程、方法、商品或者設(shè)備所固有的要素。在沒有更多限制的情況下，由語句“包括一個……”限定的要素，并不排除在包括所述要素的過程、方法、商品或者設(shè)備中還存在另外的相同要素。

以上所述僅是本發(fā)明的優(yōu)選實施方式，應(yīng)當(dāng)指出，對于本技術(shù)領(lǐng)域的普通技術(shù)人員來說，在不脫離本發(fā)明原理的前提下，還可以做出若干改進(jìn)和潤飾，這些改進(jìn)和潤飾也應(yīng)視本發(fā)明的保護(hù)范圍。