本發(fā)明涉及直升機(jī)飛行仿真領(lǐng)域，具體是一種直升機(jī)飛行仿真方法及系統(tǒng)。

背景技術(shù)：

計(jì)算機(jī)建模與仿真技術(shù)，已被廣泛應(yīng)用于飛行器系統(tǒng)研發(fā)、飛行員地面訓(xùn)練、機(jī)務(wù)培訓(xùn)等領(lǐng)域。

目前，計(jì)算機(jī)飛行仿真技術(shù)，主要從快速復(fù)現(xiàn)飛行器原型系統(tǒng)的控制方法、實(shí)現(xiàn)機(jī)型可重配置的低成本實(shí)時仿真環(huán)境、提高計(jì)算方法的快速性和收斂性等方面，來改善飛行仿真平臺的創(chuàng)新性、通用性、實(shí)時性和魯棒性。如常用的桌面飛行仿真產(chǎn)品。

但上述桌面飛行仿真產(chǎn)品，大多受限于現(xiàn)有商業(yè)飛行模擬軟件的固定架構(gòu)，難以配置不同的飛行控制算法，不能體現(xiàn)飛行器實(shí)際的操縱特性和運(yùn)動特性，通用性不強(qiáng)。

另外，現(xiàn)有的商業(yè)軟件所支持的飛行器，多為固定翼飛行器，型號非常有限，能夠?qū)崿F(xiàn)直升機(jī)飛行模擬的平臺相對缺乏，即使獲取了某型飛行器的建模數(shù)據(jù)，也無法在通用的商業(yè)軟件上快速生成可實(shí)時仿真的代碼平臺，研發(fā)周期長、測試成本也較高。

此為現(xiàn)有技術(shù)的不足之處。

技術(shù)實(shí)現(xiàn)要素：

本發(fā)明所要解決的技術(shù)問題是，針對現(xiàn)有技術(shù)的不足，提供一種直升機(jī)飛行仿真方法及系統(tǒng)，用于提高對直升機(jī)飛行仿真的通用性和靈活性，還用于縮短研發(fā)周期、降低測試成本。

為解決上述技術(shù)問題，本發(fā)明提供了一種直升機(jī)飛行仿真方法，具體包括如下步驟：

a、根據(jù)直升機(jī)的顯模型跟蹤飛行控制系統(tǒng)、執(zhí)行系統(tǒng)、旋翼動力學(xué)系統(tǒng)、尾槳動力學(xué)系統(tǒng)和直升機(jī)機(jī)體系統(tǒng)，構(gòu)建直升機(jī)全機(jī)數(shù)字仿真模型；

b、運(yùn)用代碼生成技術(shù)，生成步驟a中所構(gòu)建的直升機(jī)全機(jī)數(shù)字仿真模型的c++原型代碼程序；

c、創(chuàng)建c++工程仿真平臺，并將步驟b中生成的c++原型代碼程序、以及預(yù)先編寫的直升機(jī)仿真飛行操縱指令采集程序和實(shí)時圖形繪制程序添加到該c++工程仿真平臺；其中，所述的直升機(jī)仿真飛行操縱指令采集程序用于采集直升機(jī)飛行仿真過程中輸入的各相應(yīng)直升機(jī)飛行仿真操縱指令，所述的實(shí)時圖形繪制程序用于將其當(dāng)前接收到的直升機(jī)飛行仿真狀態(tài)數(shù)據(jù)實(shí)時生成相應(yīng)的直升機(jī)飛行仿真狀態(tài)數(shù)據(jù)曲線；

d、對步驟c中所述的c++原型代碼程序、以及所述的直升機(jī)仿真飛行操縱指令采集程序和所述的實(shí)時圖形繪制程序進(jìn)行實(shí)時化配置，使上述c++原型代碼程序的輸入端與上述直升機(jī)仿真飛行操縱指令采集程序的輸出端相連、并使上述c++原型代碼程序的輸出端與上述實(shí)時圖形繪制程序的輸入端相連，之后將該實(shí)時化配置后的c++原型代碼程序、直升機(jī)仿真飛行操縱指令采集程序和實(shí)時圖形繪制程序封裝為核心接口模塊；

e、對步驟d中封裝形成的核心接口模塊的輸入端及輸出端進(jìn)行匹配設(shè)置，使該核心接口模塊的輸入端與預(yù)設(shè)的用于輸入直升機(jī)仿真飛行操縱指令的相應(yīng)操縱指令輸入單元的輸出端相連、并使該核心接口模塊的輸出端與預(yù)設(shè)的用于顯示直升機(jī)飛行仿真狀態(tài)數(shù)據(jù)曲線的相應(yīng)顯示單元的輸入端相連；

f、接入上述預(yù)設(shè)的相應(yīng)操縱指令輸入單元和相應(yīng)顯示單元，通過操縱該接入的相應(yīng)操縱指令輸入單元，對直升機(jī)的飛行進(jìn)行仿真。

進(jìn)一步地，上述步驟a在simulink圖形仿真環(huán)境下構(gòu)建直升機(jī)全系統(tǒng)數(shù)字仿真模型。

在步驟c和步驟e中，所述的直升機(jī)飛行仿真狀態(tài)數(shù)據(jù)分別包括直升機(jī)飛行仿真過程中對應(yīng)的直升機(jī)飛行的俯仰角、橫滾角、偏航角速率和垂直升降速率。

步驟c中所述的各相應(yīng)直升機(jī)飛行仿真操縱指令，包括直升機(jī)飛行仿真的俯仰操縱指令、橫滾操縱指令、航向操縱指令和總距操縱指令。

所述的直升機(jī)全機(jī)數(shù)字仿真模型包括直升機(jī)的四通道顯模型、pid控制器數(shù)字模型、及作動器數(shù)字模型、助力器數(shù)字模型、旋翼動力學(xué)數(shù)字模型、尾槳動力學(xué)數(shù)字模型和直升機(jī)機(jī)體模型。

所述的c++工程仿真平臺采用qt面向?qū)ο蠼缑娣抡婀こ唐脚_。

本發(fā)明還提供了一種直升機(jī)飛行仿真系統(tǒng)，包括：

直升機(jī)飛行仿真操縱指令輸入單元，用于輸入用于控制直升機(jī)飛行仿真的操縱指令；

顯示單元，用于實(shí)時顯示直升機(jī)飛行仿真過程中形成的各直升機(jī)飛行仿真狀態(tài)數(shù)據(jù)曲線；

建模單元，用于建立直升機(jī)全機(jī)數(shù)字仿真模型；

原型代碼程序生成單元，用于基于代碼生成技術(shù)，生成通過上述建模單元建立的直升機(jī)全機(jī)數(shù)字仿真模型的c++原型代碼程序，該c++原型代碼程序用于接收并仿真處理通過上述直升機(jī)飛行仿真操縱指令輸入單元輸入的操縱指令，以獲取直升機(jī)飛行仿真狀態(tài)數(shù)據(jù)；

直升機(jī)飛行仿真單元，用于封裝上述原型代碼程序生成單元生成的c++原型代碼程序、以及預(yù)先編寫的直升機(jī)仿真飛行操縱指令采集程序和實(shí)時圖形繪制程序，形成核心接口模塊；該形成的核心接口模塊的輸入端與所述直升機(jī)飛行仿真操縱指令輸入單元的輸出端相連、輸出端與所述顯示單元的輸入端相連；其中：

所述的直升機(jī)仿真飛行操縱指令采集程序，用于采集上述直升機(jī)飛行仿真操縱指令輸入單元輸入的操縱指令，并用于將其采集到的各操縱指令實(shí)時發(fā)送至核心接口模塊的c++原型代碼程序；

所述的c++原型代碼程序，用于實(shí)時對其所接收到的操縱指令進(jìn)行處理，生成直升機(jī)飛行仿真狀態(tài)數(shù)據(jù)；

所述的實(shí)時圖形繪制程序，用于實(shí)時接收上述c++原型代碼程序生成的直升機(jī)飛行仿真狀態(tài)數(shù)據(jù)，并用于將其當(dāng)前接收到的直升機(jī)飛行仿真狀態(tài)數(shù)據(jù)實(shí)時生成相應(yīng)的直升機(jī)飛行仿真狀態(tài)數(shù)據(jù)曲線，還用于將其生成的各相應(yīng)的直升機(jī)飛行仿真狀態(tài)數(shù)據(jù)曲線發(fā)送至所述的顯示單元進(jìn)行顯示。

其中，所述的直升機(jī)飛行仿真單元基于預(yù)先創(chuàng)建的qt工程仿真平臺進(jìn)行實(shí)現(xiàn)。

其中，所述的直升機(jī)全機(jī)數(shù)字仿真模型包括直升機(jī)的四通道顯模型、pid控制器數(shù)字模型、及作動器數(shù)字模型、助力器數(shù)字模型、旋翼動力學(xué)數(shù)字模型、尾槳動力學(xué)數(shù)字模型和直升機(jī)機(jī)體模型。

所述的直升機(jī)飛行仿真操縱指令輸入單元，采用具有四通道操縱指令的直升機(jī)飛行仿真操縱桿，該所述的四通道操縱指令包括直升機(jī)飛行仿真的俯仰操縱指令、橫滾操縱指令、航向操縱指令和總距操縱指令。

與現(xiàn)有技術(shù)相比，本發(fā)明的優(yōu)點(diǎn)在于：

本發(fā)明適用基于不同控制方法的任意的直升機(jī)全機(jī)數(shù)字仿真模型，體現(xiàn)了本發(fā)明極大的通用性和靈活性；另外，本發(fā)明提高了從建模到實(shí)時仿真的實(shí)施效率，降低了直升機(jī)飛控系統(tǒng)的研發(fā)周期和測試成本，具有良好的工程應(yīng)用價值。

由此可見，本發(fā)明與現(xiàn)有技術(shù)相比，具有突出的實(shí)質(zhì)性特點(diǎn)和顯著的進(jìn)步，其實(shí)施的有益效果也是顯而易見的。

附圖說明

圖1為本發(fā)明所述直升機(jī)飛行仿真方法的方法流程示意圖。

圖2為本發(fā)明所述直升機(jī)飛行仿真系統(tǒng)的結(jié)構(gòu)功能框圖示意圖。

圖3為懸停狀態(tài)下直升機(jī)飛行狀態(tài)實(shí)時仿真結(jié)果。

具體實(shí)施方式

為使本發(fā)明的技術(shù)方案和優(yōu)點(diǎn)更加清楚，下面將結(jié)合附圖，對本發(fā)明的技術(shù)方案進(jìn)行清楚、完整地描述。

首先需要說明的是，在本發(fā)明中，所涉及的各相應(yīng)直升機(jī)飛行仿真操縱指令，均采用市售的飛行游戲搖桿(下稱“直升機(jī)飛行仿真操縱桿”)，如萊仕達(dá)飛行搖桿、賽泰克飛行搖桿等進(jìn)行輸入。具體地，通過直升機(jī)飛行仿真操縱桿上的升降控制軸仿真輸出直升機(jī)俯仰操縱指令、通過直升機(jī)飛行仿真操縱桿上的左右方向控制軸仿真輸出直升機(jī)橫滾操縱指令、通過直升機(jī)飛行仿真操縱桿上的左右旋轉(zhuǎn)軸仿真輸出直升機(jī)航向操縱指令、通過直升機(jī)飛行仿真操縱桿上的油門滑塊仿真輸出直升機(jī)總距操縱指令。

具體實(shí)施方式1：

如圖1所示，本發(fā)明的一種直升機(jī)飛行仿真方法，具體包括如下步驟a-f。

步驟a、根據(jù)直升機(jī)的顯模型跟蹤飛行控制系統(tǒng)、執(zhí)行系統(tǒng)、旋翼動力學(xué)系統(tǒng)、尾槳動力學(xué)系統(tǒng)和直升機(jī)機(jī)體系統(tǒng)，構(gòu)建直升機(jī)全機(jī)數(shù)字仿真模型。

在本實(shí)施方式中，首先根據(jù)某型直升機(jī)acah(姿態(tài)指令-姿態(tài)保持)飛行模態(tài)，定義直升機(jī)飛行仿真操縱桿的俯仰、橫滾、航向、總距操縱指令為模型輸入量，定義直升機(jī)飛行俯仰角、橫滾角、垂直升降速率、偏航角速率為模型輸出量，并基于上述某型直升機(jī)的顯模型跟蹤飛行控制系統(tǒng)，定義與該直升機(jī)飛行模態(tài)對應(yīng)的四通道顯模型傳遞函數(shù)如下：

縱向通道：

橫向通道：

航向通道：

總距通道：

之后再設(shè)計(jì)上述各通道的pid控制器數(shù)字模型，用于調(diào)節(jié)上述四通道顯模型輸出指令所形成的誤差信號；并利用線性化直升機(jī)機(jī)體模型模型(a為線性化狀態(tài)矩陣，b為控制矩陣，用于描述直升機(jī)機(jī)體動力學(xué)特性)計(jì)算控制輸入矩陣b的廣義逆矩陣b^-1＝(b^t·b)^-1·b^t。之后將來自pid控制系統(tǒng)的四通道控制信號與b^-1相乘，其計(jì)算結(jié)果經(jīng)作動器、助力器等動態(tài)環(huán)節(jié)最終作用于線性化直升機(jī)機(jī)體模型實(shí)現(xiàn)上述四通道之間的控制解耦。

另外，基于直升機(jī)的動力學(xué)特性，分別建立直升機(jī)作動器、助力器、旋翼動力學(xué)、尾槳動力學(xué)的數(shù)字模型，且設(shè)定該所述作動器、助力器、旋翼動力學(xué)、尾槳動力學(xué)的數(shù)字模型對應(yīng)的傳遞函數(shù)如下所示：

作動器：

助力器：

俯仰通道旋翼動力學(xué)：

橫滾通道旋翼動力學(xué)：

總距通道旋翼動力學(xué)：

尾槳動力學(xué)：

最后，在simulink數(shù)字仿真環(huán)境下，將上述建立的各顯模型(即上述四通道顯模型傳遞函數(shù))、pid控制器數(shù)字模型，及上述計(jì)算所得的解耦矩陣(即上述矩陣b的廣義逆矩陣)，及上述建立的直升機(jī)作動器、助力器、旋翼動力學(xué)、尾槳動力學(xué)的數(shù)字模型進(jìn)行級聯(lián)，飛行狀態(tài)輸出與控制指令形成負(fù)反饋調(diào)節(jié)信號，從而實(shí)現(xiàn)對直升機(jī)飛行仿真的顯模型跟蹤，即完成該直升機(jī)全機(jī)數(shù)字仿真模型的建立。

步驟b、運(yùn)用代碼生成技術(shù)，生成步驟a中所構(gòu)建的直升機(jī)全機(jī)數(shù)字仿真模型的c++原型代碼程序。

具體地，進(jìn)入simulink模型參數(shù)配置窗口，并完成如下配置：在codegeneration選項(xiàng)的systemtargetfile選擇ert.tlccreatevisualc/c++solutionfileforembeddedcoder，語言選擇c++；在solver選項(xiàng)中，把type選為固定步長，步長值設(shè)置為0.02，在interface項(xiàng)中勾選continuoustime；回到codegeneration選項(xiàng)，點(diǎn)擊generatecode生成上述步驟a中所構(gòu)建的直升機(jī)全機(jī)數(shù)字仿真模型的c++原型代碼程序。

步驟c、創(chuàng)建c++工程仿真平臺，并將步驟b中生成的c++原型代碼程序、以及預(yù)先編寫的直升機(jī)仿真飛行操縱指令采集程序和實(shí)時圖形繪制程序添加到該c++工程仿真平臺。

其中，所述的直升機(jī)仿真飛行操縱指令采集程序用于采集直升機(jī)飛行仿真過程中輸入的各相應(yīng)直升機(jī)飛行仿真操縱指令，所述的實(shí)時圖形繪制程序用于將其當(dāng)前接收到的直升機(jī)飛行仿真狀態(tài)數(shù)據(jù)實(shí)時生成相應(yīng)的直升機(jī)飛行仿真狀態(tài)數(shù)據(jù)曲線。

具體地，首先基于qt面向?qū)ο蠼缑娣抡婀こ唐脚_，創(chuàng)建qt面向?qū)ο蠼缑娣抡婀こ?，把上述步驟b中生成的c++原型代碼程序中除去主函數(shù)文件ert_main.cpp以外的所有頭文件、源文件，以及matlab安裝目錄下的頭文件rtw_continuous.h、rtw_solver.h、tmwtypes.h一并添加到該qt面向?qū)ο蠼缑娣抡婀こ?，并將在上述步驟b中生成的c++原型代碼程序類名simulinkmodelname+modelclass、對象名simulinkmodelname+_obj中的simulinkmodelname改為simulink_helicopter，增強(qiáng)代碼可讀性。

上述預(yù)設(shè)的直升機(jī)仿真飛行操縱指令采集程序，包括用于對應(yīng)指示其當(dāng)前所接收到的各相應(yīng)直升機(jī)飛行仿真操縱指令的發(fā)生位置的操縱指令發(fā)生位置指示類posindicator.h、posindicator.cpp；上述預(yù)設(shè)的實(shí)時圖形繪制程序包括用于控制在相應(yīng)顯示單元上進(jìn)行繪圖的繪圖類widget.h、widget.cpp。

步驟d、對步驟c中所述的c++原型代碼程序、以及所述的直升機(jī)仿真飛行操縱指令采集程序和所述的實(shí)時圖形繪制程序，進(jìn)行實(shí)時化配置，之后封裝為核心接口模塊。

具體實(shí)施時，首先將上述直升機(jī)飛行仿真操縱桿的驅(qū)動類程序添加到上述qt面向?qū)ο蠼缑娣抡婀こ獭Ｆ渲?，該所述直升機(jī)飛行仿真操縱桿的驅(qū)動類程序包括兩個數(shù)據(jù)鏈接庫文件dinput8.lib和dxguid.lib。另外，在所述的qt面向?qū)ο蠼缑娣抡婀こ讨?，根?jù)上述直升機(jī)飛行仿真操縱桿的驅(qū)動類程序，定義結(jié)構(gòu)體數(shù)據(jù)類型頭文件dinput.h和joystick類。

之后在上述定義的joystick類中加入用于實(shí)時發(fā)送當(dāng)前直升機(jī)飛行仿真操縱指令的發(fā)生位置數(shù)據(jù)的信號函數(shù)，用于將位置信號發(fā)送給繪圖類接收端槽函數(shù)，使joystick線程的運(yùn)行/暫停均可在主線程中控制，實(shí)現(xiàn)該線程與繪圖線程的并行配置。

其中，在上述步驟b中生成的c++原型代碼程序的頭文件中，rt_model_modelname_tmodelname_m定義了模型類的步長和計(jì)算次數(shù)等內(nèi)容、p_modelname_tmodelname_p定義了模型類的各個可調(diào)參數(shù)，重置其二者的屬性均為public。

另外，在本實(shí)施方式中，public成員中的extu_modelname_tmodelname_u和exty_modelname_tmodelname_y分別定義外部輸入和輸出。因此在實(shí)施時，另定義modelname_y結(jié)構(gòu)體，以獲取上述步驟b中生成的c++原型代碼程序的輸出值。

此外，在上述步驟c中所述的操縱指令發(fā)生位置指示類posindicator.h、posindicator.cpp中對應(yīng)添加相應(yīng)的用于接收數(shù)據(jù)的槽函數(shù)以及用于對所接收到的數(shù)據(jù)進(jìn)行實(shí)時處理的數(shù)據(jù)實(shí)時處理單元；在上述繪圖類widget.h、widget.cpp中，對應(yīng)添加相應(yīng)的用于接收數(shù)據(jù)的槽函數(shù)、以及用于對所接收到的數(shù)據(jù)進(jìn)行實(shí)時處理的數(shù)據(jù)實(shí)時處理單元、以及曲線自適應(yīng)調(diào)節(jié)窗體、曲線實(shí)時繪制單元等，用于配置控制輸出窗體界面尺寸、坐標(biāo)軸、曲線線型、顯示背景等內(nèi)容。

最后，將上述經(jīng)過實(shí)時化配置的c++原型代碼程序、以及所述的直升機(jī)仿真飛行操縱指令采集程序和所述的實(shí)時圖形繪制程序封裝為核心接口模塊。且在該核心接口模塊中，其c++原型代碼程序的輸入端與其直升機(jī)仿真飛行操縱指令采集程序的輸出端相連，其c++原型代碼程序的輸出端與其實(shí)時圖形繪制程序的輸入端相連。

步驟e、對步驟d中封裝形成的核心接口模塊的輸入端及輸出端進(jìn)行匹配設(shè)置，使該核心接口模塊的輸入端與預(yù)設(shè)的用于輸入直升機(jī)仿真飛行操縱指令的相應(yīng)操縱指令輸入單元的輸出端相連、并使該核心接口模塊的輸出端與預(yù)設(shè)的用于顯示直升機(jī)飛行仿真狀態(tài)數(shù)據(jù)曲線的相應(yīng)顯示單元的輸入端相連。

具體地，在本實(shí)施方式中，所述核心接口模塊的輸入端為上述直升機(jī)仿真飛行操縱指令采集程序的輸入端，所述核心接口模塊的輸出端為上述實(shí)時圖形繪制程序的輸出端，即有：直升機(jī)飛行仿真操縱桿的縱向、橫向、航向和總距操縱指令分別對應(yīng)傳輸給所述核心接口模塊的直升機(jī)仿真飛行操縱指令采集程序，直升機(jī)仿真飛行操縱指令采集程序?qū)⑵洳杉降母飨嚓P(guān)操縱指令傳輸給所述核心接口模塊的c++原型代碼程序，c++原型代碼程序?qū)ζ渌邮盏降母飨嚓P(guān)操縱指令實(shí)時進(jìn)行仿真處理，之后將其仿真處理獲得的各相關(guān)直升機(jī)飛行仿真狀態(tài)數(shù)據(jù)傳輸給該核心接口模塊的實(shí)時圖形繪制程序，之后由該核心接口模塊的實(shí)時圖形繪制程序?qū)崟r生成各相關(guān)直升機(jī)飛行仿真狀態(tài)數(shù)據(jù)曲線。

步驟f、接入上述預(yù)設(shè)的相應(yīng)操縱指令輸入單元和相應(yīng)顯示單元，通過操縱該接入的相應(yīng)操縱指令輸入單元，對直升機(jī)的飛行進(jìn)行仿真。

待接入上述預(yù)設(shè)的相應(yīng)操縱指令輸入單元和相應(yīng)顯示單元，操縱當(dāng)前所接入的相應(yīng)操縱指令輸入單元，觀察上述所接入的相應(yīng)顯示單元的顯示界面，即可實(shí)時且直觀地觀測直升機(jī)的飛行仿真情況。其中，在本實(shí)施方式中，該所述的相應(yīng)的操縱指令輸入單元即為所述的直升機(jī)飛行仿真操縱桿(本實(shí)施方式中采用美加獅f.l.y.5飛行搖桿)，所述的相應(yīng)顯示單元采用pc機(jī)。

其中，圖3給出了該某型直升機(jī)在懸停狀態(tài)下的飛行狀態(tài)實(shí)時仿真結(jié)果，其中：圖3(a)給出了直升機(jī)俯仰角的實(shí)時仿真曲線；圖3(b)給出了直升機(jī)橫滾角的實(shí)時仿真曲線；圖3(c)給出了直升機(jī)偏航角速率的實(shí)時仿真曲線；圖3(d)給出了直升機(jī)垂直升降速率的實(shí)時仿真曲線。

另外，本發(fā)明還提供一種直升機(jī)飛行仿真系統(tǒng)，包括：

直升機(jī)飛行仿真操縱指令輸入單元，用于輸入用于控制直升機(jī)飛行仿真的操縱指令；

顯示單元，用于實(shí)時顯示直升機(jī)飛行仿真過程中形成的各直升機(jī)飛行仿真狀態(tài)數(shù)據(jù)曲線；

建模單元，用于建立直升機(jī)全機(jī)數(shù)字仿真模型；

原型代碼程序生成單元，用于基于代碼生成技術(shù)，生成通過上述建模單元建立的直升機(jī)全機(jī)數(shù)字仿真模型的c++原型代碼程序，該c++原型代碼程序用于接收并仿真處理通過上述直升機(jī)飛行仿真操縱指令輸入單元輸入的操縱指令，以獲取直升機(jī)飛行仿真狀態(tài)數(shù)據(jù)；

直升機(jī)飛行仿真單元，用于封裝上述原型代碼程序生成單元生成的c++原型代碼程序、以及預(yù)先編寫的直升機(jī)仿真飛行操縱指令采集程序和實(shí)時圖形繪制程序，形成核心接口模塊；該形成的核心接口模塊的輸入端與所述直升機(jī)飛行仿真操縱指令輸入單元的輸出端相連、輸出端與所述顯示單元的輸入端相連；其中：

所述的直升機(jī)仿真飛行操縱指令采集程序，用于采集上述直升機(jī)飛行仿真操縱指令輸入單元輸入的操縱指令，并用于將其采集到的各操縱指令實(shí)時發(fā)送至核心接口模塊的c++原型代碼程序；

所述的c++原型代碼程序，用于實(shí)時對其所接收到的操縱指令進(jìn)行處理，仿真生成直升機(jī)飛行仿真狀態(tài)數(shù)據(jù)；

所述的實(shí)時圖形繪制程序，用于實(shí)時接收上述c++原型代碼程序仿真生成的直升機(jī)飛行仿真狀態(tài)數(shù)據(jù)，并用于將其當(dāng)前接收到的直升機(jī)飛行仿真狀態(tài)數(shù)據(jù)實(shí)時生成相應(yīng)的直升機(jī)飛行仿真狀態(tài)數(shù)據(jù)曲線，還用于將其生成的各相應(yīng)的直升機(jī)飛行仿真狀態(tài)數(shù)據(jù)曲線發(fā)送至所述的顯示單元進(jìn)行顯示。

其中，所述的直升機(jī)飛行仿真單元基于預(yù)先創(chuàng)建的qt面向?qū)ο蠼缑娣抡婀こ踢M(jìn)行實(shí)現(xiàn)。

其中，所述的直升機(jī)全機(jī)數(shù)字仿真模型包括直升機(jī)的四通道顯模型、pid控制器數(shù)字模型、及作動器數(shù)字模型、助力器數(shù)字模型、旋翼動力學(xué)數(shù)字模型、尾槳動力學(xué)數(shù)字模型和直升機(jī)機(jī)體模型。

所述的直升機(jī)飛行仿真操縱指令輸入單元，采用具有四通道操縱指令的直升機(jī)飛行仿真操縱桿(本實(shí)施方式中采用美加獅f.l.y.5飛行搖桿)，該所述的四通道操縱指令包括直升機(jī)飛行仿真操縱桿的俯仰操縱指令、橫滾操縱指令、航向操縱指令和總距操縱指令。

所述的相應(yīng)顯示單元采用pc機(jī)。

所述的直升機(jī)飛行仿真狀態(tài)數(shù)據(jù)包括直升機(jī)飛行仿真過程中對應(yīng)的直升機(jī)飛行的俯仰角、橫滾角、偏航角速率和垂直升降速率。

具體實(shí)現(xiàn)時，本領(lǐng)域技術(shù)人員可依據(jù)上述直升機(jī)飛行仿真方法中采用的具體實(shí)施辦法進(jìn)行本系統(tǒng)中相應(yīng)模塊的實(shí)現(xiàn)，為簡化說明書的結(jié)構(gòu)，在此不再贅述。

其中，需要說明的一點(diǎn)是，本發(fā)明說明書中未詳細(xì)記載的內(nèi)容，均為現(xiàn)有技術(shù)，本領(lǐng)域技術(shù)人員依據(jù)現(xiàn)有技術(shù)，均很容易能夠?qū)崿F(xiàn)，為簡化本說明書的結(jié)構(gòu)，在此不再贅述。

綜上，本發(fā)明對基于不同控制方法建立的直升機(jī)全機(jī)數(shù)字模型均適用，通用性和靈活性強(qiáng)。另外，本發(fā)明提高了從數(shù)字建模到實(shí)時仿真的實(shí)施效率，降低了直升機(jī)飛控系統(tǒng)的研發(fā)周期和測試成本，具有良好的工程應(yīng)用價值。

以上實(shí)施方式僅用以說明本發(fā)明的技術(shù)方案，而非對其限制；盡管參照前述實(shí)施方式對本發(fā)明進(jìn)行了詳細(xì)的說明，本領(lǐng)域的普通技術(shù)人員應(yīng)當(dāng)理解：其依然可以對前述各實(shí)施方式所記載的技術(shù)方案進(jìn)行修改，或者對其中部分技術(shù)特征進(jìn)行等同替換；而這些修改或者替換，并不使相應(yīng)技術(shù)方案的本質(zhì)脫離本發(fā)明各實(shí)施方式技術(shù)方案的范圍。