CN103930940A - 能悬停航空器的旋翼尾流在航空器本身上产生的空气动力载荷的效应的实时模拟系统及其方法 - Google Patents

Abstract

描述了一种由能悬停航空器（3）的旋翼（2）的尾流在航空器（3）本身上产生的空气动力载荷的实时模拟系统（1），所述系统（1）包括：用于飞行员的驾驶舱座椅（10）；航空器（3）的模拟控制装置（11），能够从飞行员接收模拟指令以模拟航空器（3）的飞行状态；模拟装置（13），能够产生飞行状态的模拟表示；以及处理单元（14），被配置成接收作为输入的与经由控制装置（11）给出的指令相关的第一信号并且被配置成产生和输出与模拟空气动力载荷相关的用于模拟装置（13）的第二控制信号。处理单元（14）循环地产生具有半径（r）的涡环（30）、使多个控制点（A、B、C和D）与涡环（30）关联、计算在控制点（A、B、C和D）上引发的速度、移动和更新涡环（30）、以及基于由涡环（30）在控制点（A、B、C和D）上引发的速度产生第二信号。

Description

能悬停航空器的旋翼尾流在航空器本身上产生的空气动力载荷的效应的实时模拟系统及其方法

技术领域

本发明涉及能悬停（hover-capable）航空器（特别是直升飞机或者推力换向式飞机）的旋翼尾流（rotor-wake）在航空器本身上产生的空气动力载荷的效应的实时模拟系统。

本发明还涉及由处理单元支持以实时模拟能悬停航空器的旋翼尾流在航空器本身上产生的空气动力载荷的效应的方法。

背景技术

在航空学领域中，飞行模拟系统是已知的，其主要包括：

-用于将被训练的飞行员的驾驶舱座椅；

-多个控制装置，该多个控制装置可被飞行员操作以做出机动动作（manoeuvre，特技飞行）和设定模拟飞行状态；

-图形界面，例如显示屏，可由飞行员观察并且能够例如通过改变模拟视场并且通过模拟飞行仪表上的读数而为飞行员提供飞行的模拟视觉表示；以及

-多个致动器，该多个致动器能够在驾驶舱座椅上施加模拟空气动力载荷，这些模拟空气动力载荷由飞行员通过控制装置模拟的机动动作和飞行状态确定。

模拟系统还包括处理单元，该处理单元被配置成：

-接收作为输入的与机动动作和模拟飞行状态相关的指令；

-计算由上述指令导致的模拟空气动力载荷的值；以及

-产生用于图形界面和致动器的一系列控制信号，以便更新模拟飞行的视觉表示和模拟空气动力载荷两者。

而且已知的是，旋翼尾流与航空器的相互作用影响旋翼飞机、机身和空气动力控制表面上的局部速度，产生在飞行的各个阶段期间航空器承受的空气动力载荷的变化。

为了模拟旋翼尾流与航空器的相互作用，已知的是：

-实验性地测量与给定的机动动作和飞行状态相关的航空器上的空气动力载荷；以及

-在处理单元上存储这些与给定的机动动作和飞行状态相关的空气动力载荷。

根据这个技术，处理单元控制图形界面和致动器，使得视觉表示和模拟空气动力载荷两者都类似于存储在单元上的用于与由飞行员通过控制装置模拟的那些近似相同的机动动作和飞行状态的那些。

上述技术是特别昂贵的，因为它需要执行在空气动力飞行载荷的模拟中被不可避免地近似的许多飞行试验，由于视觉表示和模拟空气动力载荷两者都与由飞行员通过控制装置模拟的那些仅大概类似的机动动作和飞行状态相关。

根据另一个技术，处理单元被配置成计算旋翼的尾流的情况的数学模型。处理单元基于由飞行员模拟的指令和该处理单元的存储数学模型在驾驶舱座椅上产生模拟空气动力载荷。

数学模型的第一实例由在文献中被称为“预定尾流”模型的模型表示。对于处理单元，这些模型计算起来是特别简单的。

通过这样的方法，处理单元能够用由飞行员给出的模拟指令以大致同时的方式产生视觉表示和/或飞行员的驾驶舱座椅上的模拟飞行载荷。

换句话说，模拟系统可基本实时模拟由旋翼尾流在航空器上产生的飞行载荷。

但是，由于“预定尾流”模型简单的原因，模拟飞行载荷是近似的，并且因此不是非常代表真实飞行载荷。结果就是模拟器的模拟能力减弱。

虽然旋翼尾流的非常精确的数学模型是已知的（例如从计算流体动力学中），但是它们是极其复杂的并且因此在处理单元上将需要大量的处理时间。

因此，这些非常精确的数学模型的使用将不会有效地允许如在飞行模拟器中所要求的那样实时模拟由旋翼尾流在航空器上产生的飞行载荷。

在本领域中感到需要一种用于能够悬停的航空器的飞行模拟系统，该系统能够大致实时地并且以高精确度地产生与旋翼尾流和航空器的相互作用相关的模拟空气动力载荷。

航空器飞行模拟系统例如从RU2367026和GB802213中已知。

发明的公开内容

本发明的目的是实现由能悬停航空器的旋翼尾流在航空器本身上产生的空气动力载荷的实时模拟系统，其使上述需求能够以简单且便宜的方式满足。

上述目的通过本发明实现，由此本发明涉及一种由能悬停航空器的旋翼尾流在航空器本身上产生的空气动力载荷的实时模拟系统，包括：

-用于飞行员的驾驶舱座椅；

-所述航空器的至少一个模拟控制装置，该至少一个模拟控制装置能够从所述飞行员接收模拟指令以模拟所述航空器的飞行状态；

-模拟装置，该模拟装置能够产生从驾驶舱座椅可感觉到的所述飞行状态的模拟表示；

-处理单元，该处理单元被配置成接收作为输入的与通过所述控制装置给出的所述指令相关的第一信号并被配置成产生和输出与所述模拟空气动力载荷相关的用于所述模拟装置的第二控制信号；

其特征在于，所述处理单元还被配置成执行循环，该循环包括步骤：

-以给定的周期并且在模拟流场中产生涡环（vortex ring），该涡环具有与所述旋翼的圆盘周长的值以及与速度环量相关的半径，该速度环量与由飞行员通过所述控制装置设定的所述旋翼的推力成比例；

-使多个控制点与所述涡环关联；

-计算由涡环和/或由存在于所述模拟流场中的至少一些其他涡环在所述控制点上引发的速度以及空气相对于所述航空器的渐近速度；

-根据在所述控制点上引发的所述速度移动所述涡环；

-在所述移动步骤之后更新所述涡环；

-基于在存在于模拟流场中的所述涡环的所述控制点上引发的速度以及所述渐近速度计算在所述航空器的至少一个兴趣点上引发的速度；以及

-基于在航空器的所述兴趣点上引发的所述速度产生所述第二控制信号。

本发明还涉及一种由处理单元支持以实时模拟能悬停航空器的旋翼尾流在航空器本身上产生的空气动力载荷的效应的方法，该方法包括步骤：

-模拟所述航空器的飞行状态；

-通过所述处理单元产生从用于飞行员的驾驶舱座椅可感觉到的所述飞行状态的模拟飞行表示；

其特征在于，该方法包括配置所述处理单元以执行循环的步骤，该循环包括步骤：

-在模拟流场中并且以一定的周期产生涡环，该涡环具有与所述旋翼的圆盘半径以及与速度环量相关的半径，该速度环量与由飞行员通过所述控制装置设定的所述旋翼的推力成比例；

-使多个控制点与所述涡环关联；

-计算由涡环和/或由存在于所述模拟流场中的至少一些其他涡环在所述控制点上引发的速度以及空气相对于所述航空器的渐近速度；

-根据在所述控制点上引发的所述速度移动所述涡环；

-在所述移动步骤之后更新所述涡环；

-基于在存在于所述模拟流场中的所述涡环的所述控制点上引发的速度以及所述渐近速度计算在所述航空器的至少一个兴趣点上引发的速度；以及

-基于在所述航空器上引发的所述速度产生所述模拟飞行表示。

附图的简要说明

为了更好地理解本发明，优选的实施例仅通过非限制性实例的方式并参考附图在下文中描述，在附图中：

-图1示意性地示出了根据本发明制造的用于能够悬停的航空器的飞行模拟系统；

-图2示意性地示出了航空器；

-图3为涡环的几何表示；

-图4示出了图3的涡环和相关的控制点；

-图5示出了图3和图4的涡环的参考系；

-图6示出了更新图3至图5的涡环的步骤；

-图7示出了关于地面效应（IGE）悬停和无地面效应（OGE）悬停的状态、对于不同的模拟飞行状况、时间的倒数与模拟中的涡环的数量上的变化的曲线，该时间的倒数被根据本发明的系统使用以模拟旋翼尾流与航空器的相互作用；以及

-图8示意性地示出了被根据本发明的系统使用以模拟地面效应中的飞行状态的模拟方案。

用于实现本发明的最佳方式

参照图1，参考标号1表示由能悬停航空器的旋翼2的尾流在航空器本身上产生的空气动力载荷的实时模拟系统。

模拟系统1特别地是飞行员训练系统。

特别地，航空器能够悬停并且可为直升飞机或者推力换向式飞机。

在图2中示出的情况下，航空器是直升飞机3并且主要包括机身4、从机身4的顶部伸出的旋翼2以及例如并以非限制性的方式由尾部旋翼6代表的多个控制表面5。

系统1主要包括：

-用于将被训练的飞行员的驾驶舱座椅10；

-多个模拟控制装置11（诸如例如操纵杆或者控制杆），其可被飞行员操作以给出代表机动动作和模拟飞行状态的指令；

-图形界面12（例如显示屏），对于飞行员是可见的并且能够为飞行员提供模拟飞行的视觉表示；以及

-多个模拟装置13，该多个模拟装置能够产生可从驾驶舱座椅10感觉到的飞行的模拟表示。

更具体地，模拟装置13包括：

-多个致动器15，该多个致动器能够在驾驶舱座椅10中施加模拟空气动力载荷，这些载荷由飞行员通过控制装置11模拟的机动动作和飞行状态确定；以及

-显示装置16，其能够在图形界面12上显示飞行的模拟视觉表示。这个模拟视觉表示由飞行员通过控制装置11模拟的机动动作和飞行状态确定。

特别地，模拟图形表示既作为飞行员的视场的模拟又作为提供到显示在图形界面12上的相应飞行仪表的一系列模拟飞行读数而获得。

具体地，处理单元14被配置成接收由飞行员以输入给予控制装置11的指令以及产生和输出与将与在驾驶舱座椅10上产生的模拟空气动力载荷相关的用于模拟装置13的控制信号。

处理单元14包括存储单元17，关于旋翼2的重要数据（例如像旋翼2的几何特性）和关于直升飞机3的重要数据（例如像直升飞机3的控制表面5的升力和阻力系数）存储在该存储单元中。

处理单元14被配置成实时模拟由旋翼2的尾流在直升飞机3上以及在流场中的另外的兴趣点上产生的空气动力载荷。

为了那个目的，处理单元14被配置成将旋翼2的尾流实时地模拟为多个环形旋涡奇点（下文中在本描述中被称为涡环30）。由此，处理单元14利用了对于由涡环30引发的速度场已知精确分析解法的事实。

有利地，处理单元14被配置成循环地：

-以给定的周期△τ并且在模拟流场中产生涡环30，该涡环具有与旋翼2的圆盘周长的值以及速度环量相关的半径r，该速度环量与由飞行员通过控制装置11设定的旋翼2的推力T成比例；

-使多个控制点A、B、C和D与涡环30关联；

-计算由涡环30和/或由存在于所述模拟流场中的至少一些其他涡环30在所述控制点上引发的速度以及空气相对于直升飞机3的渐近速度Vasin；

-根据在所述控制点A、B、C和D上引发的所述速度移动涡环30；

-在所述移动步骤之后更新涡环30；

-基于在存在于流场中的涡环30的控制点A、B、C和D上引发的速度和渐近速度Vasin计算在一些兴趣点（例如，直升飞机3的表面5）上引发的速度；以及

-基于在直升飞机3的表面5上引发的速度产生用于模拟装置13的控制信号。

处理单元14还被配置成在给定的时间间隔已到之后从流场中消除涡环30。

换句话说，处理单元14通过在旋翼2的圆盘的模拟流场中释放一系列涡环30并且使每个涡环30在模拟流场中自由移动（仅仅受渐近速度Vasint和在较早时间释放的其他涡环30影响）而模拟旋翼2的尾流。

特别地，术语渐近速度Vasint旨在作为在与旋翼2的尾流相距足够大的距离处空气相对于直升飞机3的表观速度，这样使得空气可被认为是未受尾流干扰的。

优选地，处理单元14被配置成基于存在于模拟流场中的所有其他涡环30和/或风和/或渐近速度Vasint的效应计算每个涡流段30的控制点A、B、C和D的速度。

更具体地，处理单元14被配置成在涡环30的移动步骤的期间保持环量Г的值恒定。

处理单元14还被配置成使每个涡环30在它的移动期间保持它的圆形形状（图6）。

处理单元14被配置以执行的工作循环在下文中描述，从涡环30在将被模拟的模拟流场中的释放开始。

更具体地，模拟流场包括先于在研究中的涡环30产生并且还没有被消除的其他涡环30、以及后于在研究中的涡环30产生的其他涡环30。

具体地，处理单元14被配置成在释放的瞬间使控制点A、B、C和D（图4至图6）关联到每个涡环30。

此外，在产生的瞬间，控制点A、B、C和D沿着与旋翼2的圆盘结合并且在旋翼2的轴线上居中的参考系的相互垂直的x和y轴（图4）设置。参考系还包括与旋翼2的圆盘以及与x和y轴正交的z轴。

沿着x和y轴的点A、B、C和D的位置通过旋翼2的半径的倍增系数（multiplication coefficient）ε_r参数化，该倍增系数在0.2到0.9之间变化并且在图示的情况下优选地小于0.8。

四个控制点在与旋翼2的圆盘结合的参考系x、y、z中的位置如下：

A=（Rε_r；0；H_hub）；B=（0；Rε_r；H_hub）；

C=（-Rε_r；0；H_hub）；D=（0；-Rε_r；H_hub），

并且，为了更清楚，四个控制点的位置在图4中被图形地示出。特别地，H_hub对应于旋翼2的毂沿着z轴的位置。

涡环30通过三条信息清楚地确定：通过中心O的位置、它的半径r、以及最后通过三个规范化四元数（versor）（正交于环的平面并且向下定向的t3、朝向控制点B定向的t1以及因此朝向控制点C定向的t2），以便具有右手三元组（right-handed triad）（图5）。

在产生的瞬间，半径r采用旋翼2的半径的值R，中心将定位在旋翼2的毂的中心并且规范化四元数t1、t2、t3与轴线x、y、z重合。

此时，处理单元14被配置成：

-根据进一步表明的关系式（1），计算刚刚释放的涡环30在它的控制点A、B、C和D上的自引发的速度；以及

-使用完全类似的过程计算也存在于模拟流场中的其他涡环30的在控制点A、B、C和D上引发的速度。

一旦已知在涡环30的每个控制点A、B、C和D中引发的速度，处理单元14在流场中移动涡环30。

为了那个目的，处理单元14被配置成以积分步长△t、通过每个涡环30的三个规范化四元数t1（t）、t2（t）和t3（t）计算中心的位置O（t）、半径r（t）以及倾斜（图6）。

更具体地，处理单元14基于控制点A、B、C和D的当前位置P（t）以及向量V（t），根据以下公式来计算在下一个时间瞬间t+Δt处涡环30的点A、B、C和D的更新位置向量P（t+△t）：

P（t+△t）=P（t）+V（t）△t；

V（t）=Vind（t）+Vasin（t），

具体地，向量V（t）等于向量Vind（t）（包括在涡环30的点A、B、C和D引发的速度分量和每个控制点A、B、C和D中的渐近速度Vasin（t）的分量Vasin（t））的总和。

换句话说，向量P（t+△t）、P（t）和V（t）具有12列，并且每个向量都包括与控制点A、B、C和D的位置坐标和速度相关的四组三个标量值。

一旦计算出控制点A、B、C和D的新位置P（t+△t）并且在时间间隔△t之后，处理单元14更新涡环30。

特别地，为了更新涡环30，处理单元14依据与涡环30结合的新参考系的中心O（t+△t）和半径r（t+△t）以及规范化四元数t1（t+△t）、t2（t+△t）和t3（t+△t）推导出涡环30的新位置。

特别地，在时间t+△t处计算出的量涉及更新的涡环30，而在时间t处计算出的量涉及相同的移位的涡环30，但是其仍然将被更新。

特别地，处理单元14被配置成计算更新的涡环30的更新中心O（t+△t）的位置作为在时间t处控制点A、B、C和D的位置的重心。

处理单元14还将在时间t+△t处的半径r（t+△t）计算为：

$r(t+\mathrm{\Δt})=\frac{1}{4\·{\mathrm{\ϵ}}_r}((\mathrm{OA}(t+\mathrm{\Δt}),+\mathrm{OB}((t+\mathrm{\Δt})+\mathrm{OC}((t+\mathrm{\Δt})+\mathrm{OD}\left((t+\mathrm{\Δt})\right)$

其中：

OA（t+△t）、OB（t+△t）、OC（t+△t）和OD（t+△t）是在时间t+△t处更新中心O（t+△t）与控制点A、B、C和D之间的距离，并且

εr是在前文中说明的参数。

处理单元14因此已完成了更新涡环30的步骤。

此时，处理单元14以与更新中心O（t+△t）相距r（t+△t）的距离在更新的涡环30上重新定位更新的控制点A、B、C和D。

处理单元14被配置成在给定的时间间隔已结束之后消除涡环30。

最后，处理单元14被配置成计算在感兴趣的流场点（诸如表面5的点）处的速度作为通过关系式（1）在存在于流场中的涡环30的点A、B、C和D处引发的速度与空气相对于直升飞机3的渐近速度Vasin的组合效应。

一旦已知在表面5的点上引发的速度，处理单元14被配置成使用存储在存储单元17中的直升飞机3的空气动力学数据计算在表面5上随之产生的空气动力载荷。

最终，处理单元14计算由于存在于表面5的相同点上的空气动力载荷导致的在表面5的点处的加速度。

这些加速度被用作用于致动器15以及用于显示装置16的控制信号。

在其中飞行员要求通过控制装置11模拟地面效应中的飞行机动动作的情况下，处理单元14被配置成：

-产生相对于每个所述涡环30对称并且相对于地面呈镜像的假想涡环30；以及

-而且基于假想涡环的效应计算在每个所述涡环30的所述控制点A、B、C和D上引发的速度。

通过这样的方法，系统1模拟了存在具有与旋翼2相等但是相反的力并且位于与旋翼2本身对称且相对于地面呈镜像的位置中的假想旋翼（图8）。

由此，系统1能够有效地模拟这样的事实，即，在处于地面效应中的飞行机动的情况下，由旋翼2产生的流管不会无限地延伸，而是冲击地面。

在下文中，描述了处理单元14如何计算在每个涡环30的控制点A、B、C和D上由每个涡环30引发的速度场（见图3）。

更精确地，处理单元14被配置成基于毕奥-萨伐尔定律（Biot-SavartLaw）以封闭形式推导具有坐标r_m、并在一般点Q处由具有坐标r_n、的涡环30的第i’个段ds引发的引发速度dV _i 的无穷小值：

${\mathrm{dV}}_i=\frac{\mathrm{\Γ}}{4\mathrm{\π}}\frac{\mathrm{dst}\×\underset{\‾}{Z}}{{\left|\underset{\‾}{Z}\right|}^3}$

在上述关系式中，所分析的长度ds的涡流段的规范化四元数被表示为t，并且一般点Q相对于涡环30的位置向量被表示为Z。这些量被定义为下文中表示的：

$\left\{\begin{array}{c}\underset{\‾}{t}=-\sin {\mathrm{\θ}}^{\′}\underset{\‾}{j}+\cos {\mathrm{\θ}}^{\′}\underset{\‾}{k}\\ \mathrm{ds}=r_{n}d{\mathrm{\θ}}^{\′}\\ Z=(x_m-x_n)\underset{\‾}{i}+(r_m\cos \mathrm{\θ}-r_n\sin {\mathrm{\θ}}^{\′})\underset{\‾}{j}+(r_m\sin \mathrm{\θ}-r_n\sin {\mathrm{\θ}}^{\′})\underset{\‾}{k}\end{array}\right.$

处理单元14还被配置成使用上述关系式并且通过在θ’=0到θ’=2π之间执行以下积分（1）来计算轴向速度分量u_mn和径向速度分量v_mn：

$v_{\mathrm{mn}}=\frac{\mathrm{\Γ}}{4\mathrm{\π}}\underset{0}{\overset{2\mathrm{\π}}{\∫}}\frac{(x_n-x_m)\cos \left({\mathrm{\θ}}^{\′}\right)}{{[{(x_m-x_n)}^2+{r_m}^2+{r_n}^2-2r_m{r}_n\cos (\mathrm{\θ}-{\mathrm{\θ}}^{\′})]}^{3/2}}d{\mathrm{\θ}}^{\′}$

其中x_n和x_m是涡环30的第i’个段（在图3中表示为点n）和点Q的坐标。其他量是图2中可见的那些。

这些关系式通过根据下列积分方程式（1）使用第一和第二类椭圆积分是可积分的：

$v_{\mathrm{mn}}=\frac{-\mathrm{\Γv}/w}{2{\mathrm{\πr}}_n\sqrt{v^2+{(w+1)}^2}}(K\left(k\right)-(1+\frac{2v}{v^2+{(w-1)}^2})E\left(k\right))$

$u_{\mathrm{mn}}=\frac{\mathrm{\Γ}}{2{\mathrm{\πr}}_n\sqrt{v^2+{(w+1)}^2}}(K\left(k\right)-(1+\frac{2(w-1)}{v^2+{(w-1)}^2})E\left(k\right))$

其中：

K（k）和E（k）是第一和第二类完整的椭圆积分，其计算将在下文中说明；

Г是沿着涡环30的速度向量的环量的值；

v和w是无量纲轴向和径向坐标：

$v=\frac{r_m}{r_n};w=\frac{x_m}{x_n}$

$k=\sqrt{\frac{4w}{v^2+{(w+1)}^2}}=\sin \mathrm{\φ}$

特别地，处理单元14被配置成根据下列方程式计算在释放的瞬间的环量的值Г：

$\mathrm{\Γ}=k_{\mathrm{\Γ}}4k_p\frac{T}{\mathrm{\ρ}{V}_{\mathrm{tip}}\mathrm{S\σ}}$

其中：

T是由飞行员通过控制装置11设定的旋翼2推力的瞬时值；

V_tip是由飞行员通过控制装置11设定的旋翼2的翼尖速度；

S是存储在存储单元17中的旋翼2的面积；

ρ是存储在存储单元17中的空气密度；

σ是存储在存储单元17中的旋翼实度，即，表示旋翼2的表面的被叶片占据的部分的参数；

k_Г是修正系数，在示出的并且存储在存储单元17中的情况中等于1.2；以及

kp是为了考虑到涡环30没有在每个叶片流道处被释放、而是具有周期性以保证涡环30在尾流内的足够密集的分布而引入的系数。

在示出的情况中，

$k_p=\frac{R}{\left|u\right|+\left|\mathrm{Va}\sin \right|}$

其中：

$u=\sqrt{R/2\mathrm{\ρA}};$

R是旋翼2的半径；以及

Vasin是渐近速度。

积分公式（1）是奇异的。特别地，当v=0和w=1时（即，在涡环30的边缘上），在点P处的引发速度的轴向和径向分量u_mn和v_mn是奇异的；对于w=0（即，在位于涡环30的轴线上的点处）在点P处的引发速度的径向分量v_mn也是奇异的。

为了解决这些奇异性问题，处理单元14被配置成在邻近w=1（在此在点P处的引发速度的轴向和径向分量u_mn和v_mn被认为在w-ε和w+ε处的速度值之间线性地变化）处强加去奇异核（desingularization core）。

优选地，ε=0.05w。根据物理现象，0.05的值已被选择成避免环的边缘上的过陡速度梯度。

对于在v=0时径向分量v_mn的奇异性，处理单元14还被配置成强加具有半径ε=0.05r的去奇异核。

重要的是注意到，径向分量v_mn也是奇异的，但是当w→0时趋向于0。在这个情况下，处理单元14被配置成使用小的、任意的去奇异核，并且已被选择成使用10^-8。

处理单元14还被配置成根据以下公式计算参数K（k）和E（k）：

$K\left(k\right)={\∫}_0^{\mathrm{\π}/2}\frac{1}{\sqrt{1-k^2{\sin }^2\mathrm{\α}}}\mathrm{d\α}$

$E\left(k\right)={\∫}_0^{\mathrm{\π}/2}\sqrt{1-k^2{\sin }^2\mathrm{\α}}\mathrm{d\α}$

为了那个目的，存储单元17具有存储在存储器中的普遍有效的表以当参数k变化时计算值K（k）和E（k）。

这些表的有效性的限制是像φ（k）→90°（此时积分是奇异的）那样。处理单元14被配置成在邻近φ（k）=90°处应用以下渐近表达式：K(k)＝ln(4/cos(φ))

$E\left(k\right)=1+\frac{1}{2}(K\left(k\right)-\frac{1}{1.2}){\cos }^2\left(\mathrm{\φ}\right)$

处理单元14优选地被配置成对这些表进行线性插值以获得需要的φ（k）值。

特别地，存储在处理单元中的表以有序方式（以0.5°的步长从φ（i）=0°→φ（i）=89.5°）产生。通过这样的方法，最接近、但是具有比所分析的值低的模量的值在表中的位置清楚地定位为：

i=floor(φ(k)/Φ(N)·(N-1)+1)

其中，N=180是表的最大索引，φ（k）是正在分析的值并且φ（i）是表值。较高的模量值（使得插值行经过的第二点）简单地是下一个位置（i+1）中的值；并且其中函数floor（..）返回紧接着经过它的值之下的整数。

处理单元14还被配置成使得值△τ大于值△t并且在示出的情况下等于k_p/4。

特别地，处理单元14被配置成在与涡环30结合的参考系中执行上述循环，并且因此具有存储在存储器中并且适合于允许将与地面结合的惯性参考系转换成与每个涡环30结合的参考系t₁、t₂、t₃的一系列旋转矩阵。

此外，软件程序被装载在处理单元14的存储器中，当被执行时，该软件程序能够实现上述循环。

在使用中，飞行员通过经由控制装置11给出模拟指令而执行模拟的飞行机动动作。这些模拟指令模拟某一飞行状态（例如旋翼2的推力T值）和飞行机动动作（例如，地面效应中的飞行机动动作或者悬停机动动作）。

基于存储在存储单元17中的数据和给予控制装置11的模拟指令，处理单元14执行前述循环，并且该处理单元为了执行前述的循环而被配置。

换句话说，处理单元14根据前述循环模拟由于旋翼2的尾流与直升飞机3、以及特别地与直升飞机3的表面5的相互作用导致的空气动力载荷。

处理单元14还计算由上述空气动力载荷在表面5上产生的加速度。

在这个循环结束时，处理单元14产生对应于模拟空气动力载荷以及因此对应于由飞行员模拟的飞行指令的用于致动器15和用于显示装置16的控制信号。

从根据本发明体现的系统1和方法的试验，可由此实现的优点是明显的。

特别地，系统1使由旋翼2的尾流与直升飞机3的相互作用产生的空气动力载荷的模拟能够具有比在本说明书的介绍部分中描述的系统大的精确度，并且不需要进行测试飞行。

特别地，申请人已经观察到的是，和旋翼2的尾流与直升飞机3的相互作用相关的空气动力载荷通过产生在20到30个之间的范围内的多个涡环30而以足够逼真的方式模拟。

如图7所示，关于地面效应（IGE）状态悬停和无地面效应（OGE）状态悬停两者，产生在20到30个之间的范围内的多个涡环需要用于处理单元的计算时间t_cpu，该计算时间与用于致动器15的控制信号的实时产生是相容的。

此外，系统1使能精确地且实时地模拟许多飞行状态，例如，悬停、前向飞行、侧向飞行、地面效应飞行、自旋转、爬升和下降机动动作。

最后，系统1使得能模拟由旋翼2的尾流在流场的期望的点处、甚至在与直升飞机3相距一定距离处（例如像地面上的点）引起的速度。

最后，显然，在不背离权利要求的保护范围的情况下，修改和变更可应用到系统1以及应用到本文中描述的方法。

特别地，处理单元14可被配置成忽略在大于阈值（例如，等于涡环30的半径的两倍）的距离处存在于模拟流场中的其它涡环30的每个涡环30上的效应。

Claims (23)

1.一种由能悬停航空器（3）的旋翼（2）的尾流在所述航空器（3）本身上产生的空气动力载荷的效应的实时模拟系统（1），包括：

-用于飞行员的驾驶舱座椅（10）；

-所述航空器（3）的至少一个模拟控制装置（11），所述模拟控制装置能够从所述飞行员接收模拟指令以模拟所述航空器（3）的飞行状态；

-模拟装置（13），能够产生所述飞行状态的并能从所述驾驶舱座椅（10）感觉到的模拟表示；

-处理单元（14），被配置成接收作为输入的与经由所述控制装置（11）给出的所述指令相关的第一信号并且被配置成产生和输出与所述模拟空气动力载荷相关的用于所述模拟装置（13）的第二控制信号；

其特征在于，所述处理单元（14）还被配置成执行循环，所述循环包括步骤：

a）以给定的周期（△τ）并且在模拟流场中产生涡环（30），所述涡环（30）具有与所述旋翼（2）的圆盘周长的值以及与速度环量（Γ）相关的半径（r），所述速度环量与由所述飞行员通过所述控制装置（11）设定的所述旋翼（2）的推力（T）成比例；

b）将多个控制点（A、B、C和D）关联到所述涡环（30）；

c）计算由所述涡环（30）和/或由存在于所述模拟流场中的至少一些其他涡环（30）在所述控制点（A、B、C和D）上引发的速度以及空气相对于所述航空器（3）的渐近速度（Vasin）；

d）根据在所述控制点（A、B、C和D）上引发的所述速度移动所述涡环（30）；

e）在所述移动步骤之后更新所述涡环（30）；

f）基于在存在于所述模拟流场中的所述涡环（30）的所述控制点（A、B、C和D）上引发的所述速度以及所述渐近速度（Vasin）计算在所述航空器（3）的至少一个兴趣点（5）上引发的速度；以及

g）基于在所述航空器（3）的所述兴趣点（5）上引发的所述速度产生所述第二控制信号。

2.根据权利要求1所述的系统，其特征在于，所述循环包括另外的步骤：

h）在给定的时间间隔已结束之后从所述模拟流场中消除所述涡环（30）。

3.根据权利要求1或2所述的系统，其特征在于，所述处理单元（14）被配置成在所述移动步骤d）期间保持所述速度环量（Γ）恒定。

4.根据前述权利要求中任一项所述的系统，其特征在于，所述处理单元（14）被配置成在所述移动步骤d）期间保持所述涡环（30）的圆形形状。

5.根据权利要求4所述的系统，其特征在于，所述循环的移动所述涡环（30）的所述步骤d）包括步骤：

i）计算每个所述涡环（30）的当前控制点（A、B、C和D）的当前位置向量P（t）；

j）计算引发速度向量（V（t）），所述引发速度向量等于所述渐近速度的向量表示（Vasin（t））与所述控制点（A、B、C和D）的当前速度向量（Vind（t））的总和；以及

k）将所述当前控制点（A、B、C和D）的更新位置向量（P（t+△t））计算为（P（t+△t））=P（t）+V（t）△t，其中△t是更新时间间隔。

6.根据权利要求5所述的系统，其特征在于，更新所述循环的所述步骤e）包括步骤：

l）计算所述涡环（30）的更新中心（O（t+△t）），所述更新中心基于所述当前控制点（A、B、C和D）的所述更新位置向量（P（t+△t））更新；

m）计算所述涡环（30）的更新半径（r（t+△t）），所述更新半径基于所述更新中心（O（t+△t））和所述更新位置向量（P（t+△t））更新；以及

n）基于所述更新中心（O（t+△t））和所述更新半径（r（t+△t））重新定位被移动的所述涡环（30）的更新控制点（A、B、C和D）。

7.根据权利要求6所述的系统，其特征在于，所述处理单元（14）还被配置成：

o）将被移动的所述涡环（30）的所述更新中心（O（t+△t））计算为所述更新控制点（（A、B、C和D）（t+△t））的重心；以及

p）将所述更新控制点（（A、B、C和D）（t+△t））重新定位在距离所述更新中心（O（t+△t））比所述更新控制点（A、B、C和D）距离所述更新中心（O（t+△t））的距离的平均值小的距离处。

8.根据权利要求5至7中任一项所述的系统，其特征在于，所述周期（△τ）大于所述积分步长（△t）。

9.根据前述权利要求中任一项所述的系统，其特征在于，所述步骤a）包括步骤：产生具有与所述旋翼（2）的半径（R）相等的所述半径（r）的所述涡环（30）。

10.根据前述权利要求中任一项所述的系统，其特征在于，所述处理单元（14）被配置成：

q）从所述控制装置（11）获取表示其中所述航空器（3）处于地面效应中的模拟飞行状态的信号；

r）产生相对于每个所述涡环（30）对称并且相对于地面呈镜像的假想涡环（30）；以及

s）而且基于所述假想涡环（30）的效应计算在每个所述涡环（30）的所述控制点（A、B、C和D）上引发的速度。

11.根据前述权利要求中任一项所述的系统，其特征在于，所述产生步骤a）包括步骤：产生具有与所述旋翼（2）的半径（R）相等的所述半径（r）的所述涡环（30）。

12.根据前述权利要求中任一项所述的系统，其特征在于，所述模拟装置（13）包括：

-致动器装置（15），能够在所述驾驶舱座椅（10）上产生模拟空气动力载荷；和/或

-显示装置（16），能够产生从所述驾驶舱座椅（10）能看见的模拟视觉指示。

13.一种由处理单元（14）支持以实时模拟由能悬停航空器（3）的旋翼（2）的尾流在所述航空器（3）本身上产生的空气动力载荷的效应的方法，包括步骤：

a）模拟所述航空器（3）的飞行状态；

b）通过所述处理单元（14）产生从用于飞行员的驾驶舱座椅（10）能感觉到的所述飞行状态的模拟飞行表示；

其特征在于，所述方法包括将所述处理单元（14）配置成执行循环的步骤c），所述循环包括步骤：

d）以周期（△τ）在模拟流场中产生涡环（30），所述涡环具有与所述旋翼（2）的圆盘的半径（R）以及与速度环量（Γ）相关的半径（r），所述速度环量与由所述飞行员通过所述控制装置（11）设定的所述旋翼（2）的推力（T）成比例；

e）使多个控制点（A、B、C和D）与所述涡环（30）关联；

f）计算由所述涡环（30）和/或由存在于所述模拟流场中的至少一些其他涡环（30）在所述控制点（A、B、C和D）上引发的速度以及空气相对于所述航空器（3）的渐近速度；

g）根据在所述控制点（A、B、C和D）上引发的所述速度移动所述涡环（30）；

h）在所述移动步骤之后更新所述涡环（30）；

i）基于在存在于所述模拟流场中的所述涡环（30）的所述控制点（A、B、C和D）上引发的所述速度以及所述渐近速度计算在所述航空器的至少一个兴趣点（5）上引发的速度；以及

j）基于在所述航空器（3）的所述兴趣点（5）上引发的所述速度产生所述模拟飞行表示。

14.根据权利要求13所述的方法，其特征在于，所述循环包括步骤k）：在给定的时间间隔已结束之后从所述模拟流场中消除所述涡环（30）。

15.根据权利要求13或14所述的方法，其特征在于，所述移动步骤g）包括步骤l）：保持所述速度环量（Γ）恒定。

16.根据权利要求13至15中任一项所述的方法，其特征在于，所述移动步骤g）包括步骤m）：在所述移动步骤期间保持所述涡环（30）的圆形形状。

17.根据权利要求16所述的方法，其特征在于，所述循环的移动所述涡环（30）的所述步骤g）包括步骤：

n）计算每个所述涡环（30）的当前控制点（A、B、C和D）的当前位置向量P（t）；

o）计算当前速度向量（V（t）），所述当前速度向量等于渐近速度向量（Vasin（t））与在来自所述流场的所述其他涡环（30）的所述控制点（A、B、C和D）上引发的当前速度向量（Vind（t））的总和；

p）将所述当前控制点（A、B、C和D）的更新位置向量（P（t+△t））计算为（P（t+△t））=P（t）+V（t）△t，其中△t是更新时间间隔。

18.根据权利要求17所述的方法，其特征在于，所述更新步骤h）包括步骤：

q）基于所述当前控制点（A、B、C和D）的所述更新位置向量（P（t+△t））计算更新涡环（30）的更新中心（O（t+△t））；

r）基于所述更新中心（O（t+△t））和所述更新位置向量（P（t+△t））计算所述涡环（30）的更新半径（r（t+△t））；以及

s）基于所述更新中心（O（t+△t））和所述更新半径（r（t+△t））重新定位被移动的所述涡环（30）的更新控制点（（A、B、C和D）（t+△t））。

19.根据权利要求18所述的方法，其特征在于，所述更新步骤h）包括步骤：

t）将被移动的所述涡环（30）的所述更新中心（O（t+△t））计算为所述更新控制点（A、B、C和D）的重心；以及

u）将所述更新控制点（A、B、C和D）重新定位在距离所述更新中心（O（t+△t））比所述控制点距离所述更新中心（O（t+△t））的距离的平均值小的距离处。

20.根据权利要求13至19中任一项所述的方法，其特征在于，所述方法包括步骤：

v）从所述控制装置（11）获取表示处于地面效应中的飞行状态的信号；

w）产生相对于每个所述涡环（30）对称并且相对于地面呈镜像的假想涡环（30）；以及

z）而且基于所述假想涡环计算在每个所述涡环（30）的所述控制点（A、B、C和D）上引发的速度。

21.根据权利要求13至20中任一项所述的方法，其特征在于，所述产生步骤a）包括步骤：产生具有与所述旋翼（2）的半径（R）相等的所述半径（r）的所述涡环（30）。

22.根据权利要求13至21中任一项所述的方法，其特征在于，所述步骤j）包括步骤：在被所述飞行员占据的驾驶舱座椅（10）上产生模拟空气动力载荷和/或显示从所述驾驶舱座椅（10）能看见的模拟视觉指示。

23.一种信息技术产品，能装载在处理单元（14）的存储器中并且当执行时能够实现根据权利要求13至22中任一项所述的方法的步骤。