CN109033628B - 一种直升机动态着舰风限图制作方法及系统 - Google Patents

Abstract

本发明公开一种直升机动态着舰风限图制作方法及系统。方法包括：获取相同时刻的舰艉流场速度场数据和直升机在舰船坐标系下的坐标信息；根据所述坐标信息和所述舰艉流场速度场数据得到扰动速度；根据所述扰动速度得到气动力；根据所述气动力确定直升机的操纵量和姿态角；根据所述操纵量和姿态角确定直升机的飞行安全边界界；根据所述飞行安全边界制作风限图。采用本发明的方法或者系统不仅实现了直升机动态着舰过程中直升机气动及操纵的实时显示，而且综合了此过程中操纵量及扰动影响以提高风限图精度，更加贴近实际着舰情形，这对于着舰风险预测和飞行员着舰飞行训练具有良好的应用价值。

Description

一种直升机动态着舰风限图制作方法及系统

技术领域

本发明涉及直升机飞行领域，特别是涉及一种直升机动态着舰风限图制作方法及系统。

背景技术

随着海军舰艇面临的水下威胁逐渐增长，舰载直升机作为一种高效、可靠的反潜设备在海军装备序列中的地位日益突出。然而受舰艉紊流场的影响，直升机在着舰过程中的气动力、力矩将发生显著的非定常振荡，使得飞行员难以保持预定着舰路径，严重时会导致直升机与舰船发生碰撞，危及飞行员生命安全。因此，在过去的十多年里，直升机着舰安全一直是国内外研究者研究的热点。

目前对于直升机着舰的研究方法主要分为两类。一类是进行真实海况下的实时测量，通过飞行员的反复飞行试验，根据操纵量输入及飞行员的整体评价，确定直升机着舰的飞行安全边界(即风限图)。由飞行试验获得的结果具有较高的可靠性，然而也具有以下缺点：由于飞行安全边界包含360°范围，即在某一风速下，飞行试验要涵盖0°-360°的风向角；不仅如此，为了达到飞行操纵界限，需要在不同的风速下重复开展着舰试验，而由于海洋环境具有强不确定性，合适的海况条件往往很难获得。这两个因素使得实时测量需要耗费大量的人力、物力和时间。正因如此，数值模拟成为了当下直升机着舰分析的主流手段。

目前，工程上应用较广的是基于“定格模式”(即旋翼位置固定)、定常艉流场扰动下的直升机飞行操纵输入判定方法。在此方法中，首先由风洞试验或经验模型获得舰艉流速度场数据，然后将直升机置于着舰点上方、与机库等高处，将艉流速度场数据以扰动的形式耦合到直升机飞行力学模型中，通过计算获得相应海况下的操纵量，由安全着舰标准判定直升机是否达到飞行操纵界限。通过对不同海况下的直升机操纵量进行重复计算、判定，最终确定直升机着舰风限图。该方法能够反映不同风速及风向角下直升机着舰安全性相对大小，但由于在侧风条件下，直升机受扰动最强烈的区域并不在着舰点上方，这使得基于此方法获得的风限图边界过大，而且单一位置的操纵量输入并不能为飞行员提供着舰过程中飞行操纵的整体感知。不仅如此，在该方法中，采用的是定常舰艉流场，因此更多关注的是直升机操纵量的输入，而忽略了直升机气动载荷振荡对飞行员操纵的影响。实际上，根据飞行员的评述，直升机着舰飞行中的非定常扰动往往是引起飞行员工作载荷的主要原因。综上可知，目前的工程方法不仅无法反应直升机动态着舰这一过程中的气动及飞行员操纵响应，而且所计算得到的风限图也存在较大误差，这势必会对飞行员着舰安全带来不利影响。

发明内容

本发明的目的是提供一种直升机动态着舰风限图制作方法及系统，能够提高风限图的制作精度。

为实现上述目的，本发明提供了如下方案：

一种直升机动态着舰风限图制作方法，所述制作方法包括：

获取相同时刻的舰艉流场速度场数据和直升机在舰船坐标系下的坐标信息；

根据所述坐标信息和所述舰艉流场速度场数据得到扰动速度；

根据所述扰动速度得到气动力；

根据所述气动力确定直升机的操纵量和姿态角；

根据所述操纵量和姿态角确定直升机的飞行安全边界；

根据所述飞行安全边界制作风限图。

可选的，所述获取舰艉流场速度场数据，具体包括：通过计算流体力学技术获取舰艉流场速度场数据。

可选的，所述根据所述坐标信息和所述舰艉流场速度场数据得到扰动速度，具体包括：

获取相同时刻具体的时间信息；

根据所述时间信息和所述舰艉流场速度场数据得到流场数据；

对所述流场数据采用距离加权倒数插值方法，得到扰动速度。

可选的，所述根据所述扰动速度得到气动力，具体包括：

根据所述扰动速度确定直升机桨叶微段的切向速度和法向速度；

根据所述切向速度和所述法向速度确定合速度；

根据所述合速度确定微段的垂向力、切向力和径向力；

根据微段的垂向力、切向力和径向力确定直升机桨叶的气动力。

可选的，所述根据所述气动力确定直升机的操纵量和姿态角，具体包括：

根据所述气动力构建平衡方程；

对所述平衡方程采用牛顿迭代法求解，确定直升机的操纵量和姿态角。

可选的，所述根据所述操纵量和姿态角确定直升机的飞行安全边界，具体包括：

对所述操纵量和所述姿态角进行平均值计算，得到操纵量平均值和姿态角平均值；

根据所述操纵量平均值和所述姿态角平均值，确定平均脉动量；

根据所述平均脉动量确定直升机的飞行安全边界。

可选的，所述根据所述飞行安全边界制作风限图，具体包括：

将所述飞行安全边界绘制在极坐标系中，得到风限图。

为实现上述目的，本发明提供了如下方案：

一种直升机动态着舰风限图制作系统，所述制作系统包括：

获取模块，用于获取相同时刻的舰艉流场速度场数据和直升机在舰船坐标系下的坐标信息；

扰动速度确定模块，用于根据所述坐标信息和所述舰艉流场速度场数据得到扰动速度；

气动力确定模块，用于根据所述扰动速度得到气动力；

操纵量、姿态角确定模块，用于根据所述气动力确定直升机的操纵量和姿态角；

飞行安全边界确定模块，用于根据所述操纵量和姿态角确定直升机的飞行安全边界；

绘图模块，用于根据所述飞行安全边界制作风限图。

可选的，所述扰动速度确定模块，具体包括：

获取单元，用于获取相同时刻具体的时间信息；

流场数据确定单元，用于根据所述时间信息和所述舰艉流场速度场数据得到流场数据；

扰动速度确定单元，用于对所述流场数据采用距离加权倒数插值方法，得到扰动速度。

可选的，所述气动力确定模块，具体包括：

切向速度、法向速度确定单元，用于根据所述扰动速度确定直升机桨叶微段的切向速度和法向速度；

合速度确定单元，用于根据所述切向速度和所述法向速度确定合速度；

垂向力、切向力、径向力确定单元，用于根据所述合速度确定微段的垂向力、切向力和径向力；

气动力确定单元，用于根据微段的垂向力、切向力和径向力确定直升机桨叶的气动力。

根据本发明提供的具体实施例，本发明公开了以下技术效果：本发明提供一种直升机动态着舰风限图制作方法，包括：获取相同时刻的舰艉流场速度场数据和直升机在舰船坐标系下的坐标信息；根据所述坐标信息和所述舰艉流场速度场数据得到扰动速度；根据所述扰动速度得到气动力；根据所述气动力确定直升机的操纵量和姿态角；根据所述操纵量和姿态角确定直升机的飞行安全边界；根据所述飞行安全边界制作风限图。本发明的方法不仅实现了直升机动态着舰过程中直升机气动及操纵的实时显示，而且综合了此过程中操纵量及扰动影响以提高风限图精度，更加贴近实际着舰情形，这对于着舰风险预测和飞行员着舰飞行训练具有良好的应用价值。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动性的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1为本发明实施例直升机动态着舰风限图制作方法流程图；

图2为本发明实施例直升机旋翼拉力时间历程曲线及总距时间历程曲线；

图3为本发明实施例直升机周期变距时均值随空间位置变化曲线；

图4为本发明实施例直升机动态着舰风限图制作系统结构图；

图5为本发明实施例非定常舰艉流场数据采集区域；

图6为本发明实施例非定常舰艉流场湍流强度云图；

图7为本发明实施例非定常流场向直升机飞行力学数据传递策略；

图8为本发明实施例直升机动态着舰过程中总距变化曲线；

图9为本发明实施例直升机着舰风限图。

具体实施方式

下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

为使本发明的上述目的、特征和优点能够更加明显易懂，下面结合附图和具体实施方式对本发明作进一步详细的说明。

图1为本发明实施例直升机动态着舰风限图制作方法流程图。如图1所示，一种直升机动态着舰风限图制作方法，所述制作方法包括：

步骤101：获取相同时刻的舰艉流场速度场数据和直升机在舰船坐标系下的坐标信息；

步骤102：根据所述坐标信息和所述舰艉流场速度场数据得到扰动速度；

步骤103：根据所述扰动速度得到气动力；

步骤104：根据所述气动力确定直升机的操纵量和姿态角；

步骤105：根据所述操纵量和姿态角确定直升机的飞行安全边界；

步骤106：根据所述飞行安全边界制作风限图。

步骤101具体包括：舰艉流场数据由CFD计算获得，此流场数据包括流场空间位置P(x，y，z)在某一时刻t、在三个方向上的速度分量Vx，Vy，Vz，因此数据结构中共包含有7个变量(t，x，y，z，Vx，Vy，Vz)，初始舰船流场的来流速度为5m/s，风向角为0°。在进行直升机动态着舰计算时，根据直升机与舰船的相对位置调用流场速度信息。根据具体的研究对象，选择相应的时间步长，物理时间，以及数据采集频率。数据采集区域应包含直升机着舰轨迹，图5为本发明实施例非定常舰艉流场数据采集区域。如图5所示，其中，l，b，h分别表示甲板长、宽以及机库高度。

将直升机动态着舰分解为若干个时间点，在每个时间点上单独进行飞行力学的配平计算，每次配平计算结束向前推进一个时间单元，根据直升机的着舰速度，得到一个时间单元内直升机的位移量，从而确定某一时刻直升机在舰船流场空间位置。

主要通过坐标转换进行确定，图6为本发明实施例非定常舰艉流场湍流强度云图。如图6所示。对于桨叶微段，首先确定桨叶微段在气流坐标系下的位置，然后依次通过气流-桨毂坐标系转换矩阵、桨毂-机体坐标系转换矩阵、机体-大地坐标系转换矩阵以及大地-舰船坐标系转换矩阵获得桨叶微段在流场空间中的位置坐标。对于其他部件(平尾、垂尾、尾桨等)，依次通过机体-大地坐标系转换矩阵以及大地-舰船坐标系转换矩阵得到舰船坐标系下的位置信息。

步骤102具体包括：

获取相同时刻具体的时间信息；

根据所述时间信息和所述舰艉流场速度场数据得到流场数据；

对所述流场数据采用距离加权倒数插值方法，得到扰动速度。

桨叶微段及其他部件气动中心在舰船流场的坐标信息，然后调用第一步建立的舰艉流速度场数据库(t，x，y，z，Vx，Vy，Vz)，采用距离加权倒数插值方法在桨叶微段中心及直升机其他部件气动中心计算得到此时刻的舰艉速度场(Vx，Vy，Vz)。桨叶微段位置确定及插值过程如图3所示。

步骤103具体包括：

根据所述扰动速度确定直升机桨叶微段的切向速度和法向速度；

根据所述切向速度和所述法向速度确定合速度；

根据所述合速度确定微段的垂向力、切向力和径向力；

根据微段的垂向力、切向力和径向力确定直升机桨叶的气动力。

步骤104具体包括：

根据所述气动力构建平衡方程；

对所述平衡方程采用牛顿迭代法求解，确定直升机的操纵量和姿态角。

将舰艉流的影响以速度分量(Vx，Vy，Vz)的形式添加到了直升机飞行力学模型中，由牛顿迭代法进行配平计算，即可得到直升机在舰艉流扰动下的操纵量及姿态角。每向前推进一个时间单元，直升机位置更新，重复步骤101至104，最终获得整个动态着舰过程中直升机操纵量及姿态角的变化曲线。

步骤105具体包括：

对所述操纵量和所述姿态角进行平均值计算，得到操纵量平均值和姿态角平均值；

根据所述操纵量平均值和所述姿态角平均值，确定平均脉动量；

根据所述平均脉动量确定直升机的飞行安全边界。

对获得的直升机操纵量和姿态角取平均值，并计算其脉动平均值，以平均值和脉动量平均值之和表示动态着舰过程中的等效操纵量和等效姿态角，以此等效值与直升机安全着舰判据进行比较，若符合要求，则增大舰船来流速度，获得新的舰船流场，重复第一至六步，直到等效操纵量不符合直升机安全着舰判据，此时的舰船来流速度即为0°风向角下的飞行安全边界。直升机安全着舰判据如表1所示。

表1直升机安全着舰判据

步骤106具体包括：

将所述飞行安全边界绘制在极坐标系中，得到风限图。在确定0°风向角下的飞行安全边界后，增大风向角，重复第一至六步，直至360°风向角，将计算得到的飞行安全边界绘制于极坐标系中，即得到了直升机动态着舰的风限图。

本发明的优点在于：

(1)本发明在保持传统工程方法快速实用特点的基础上，建立了适用于非定常舰艉流扰动的直升机飞行动力学模型。相较于传统的基于定常舰艉流场的工程计算模型，本方法能够有效模拟舰艉流场大尺度脱落涡结构对直升机的非定常气动干扰特征。图2为本发明实施例直升机旋翼拉力时间历程曲线及总距时间历程曲线，具体的，a为直升机旋翼拉力时间历程曲线，b为直升机旋翼总距时间历程曲线。

(2)本发明引入CFD中伪时间步及物理时间步思想，将直升机动态着舰过程分解为若干个时间点，在每个时间点上单独进行飞行力学的配平计算，每次配平计算结束向前推进一个时间单元，从而实现了直升机动态着舰的模拟。图3给出了直升机着舰过程中直升机各操纵量的变化曲线。

图4为本发明实施例直升机动态着舰风限图制作系统结构图。如图4所示，一种直升机动态着舰风限图制作系统，所述制作系统包括：

获取模块201，用于获取相同时刻的舰艉流场速度场数据和直升机在舰船坐标系下的坐标信息；

扰动速度确定模块202，用于根据所述坐标信息和所述舰艉流场速度场数据得到扰动速度；

气动力确定模块203，用于根据所述扰动速度得到气动力；

操纵量、姿态角确定模块204，用于根据所述气动力确定直升机的操纵量和姿态角；

飞行安全边界确定模块205，用于根据所述操纵量和姿态角确定直升机的飞行安全边界；

绘图模块206，用于根据所述飞行安全边界制作风限图。

所述扰动速度确定模块202，具体包括：

获取单元，用于获取相同时刻具体的时间信息；

流场数据确定单元，用于根据所述时间信息和所述舰艉流场速度场数据得到流场数据；

扰动速度确定单元，用于对所述流场数据采用距离加权倒数插值方法，得到扰动速度。

所述气动力确定模块203，具体包括：

切向速度、法向速度确定单元，用于根据所述扰动速度确定直升机桨叶微段的切向速度和法向速度；

合速度确定单元，用于根据所述切向速度和所述法向速度确定合速度；

垂向力、切向力、径向力确定单元，用于根据所述合速度确定微段的垂向力、切向力和径向力；

气动力确定单元，用于根据微段的垂向力、切向力和径向力确定直升机桨叶的气动力。

具体实施例1：

非定常舰艉流场速度场数据的获取：

本发明首先采用CFD方法来获得舰艉流场数据，同时为了获得较高精度的舰艉速度场，采用DES方法对舰船流场进行求解，时间步长为0.0005s，计算时长为20s，舰船初始来流速度为5m/s，风向角为0°。由于本发明采用国际通用的横向侧移运动过程中气动及操纵响应作为直升机风限图制作标准，因此只关心此位移路径上的流场数据，用于直升机飞行动力学模型的流场数据区域。此区域的数据采集频率为20Hz。

直升机在舰船坐标系下的位置确定：

假设直升机初始位置和最终位置为(x₀，y₀，z₀)和(x_t，y_t，z_t)，直升机着舰速度为V_TRANS，则直升机的着舰时间可表示为：

直升机在舰船坐标系下的速度分量可表示为：

每个时间段可表示为：

则直升机在舰船坐标系下的空间位置可表示为：

X_Heli＝x₀+VX_TRANS*dT*iNt

Y_Heli＝y₀+VY_TRANS*dT*iNt

Z_Heli＝z₀+VZ_TRANS*dT*iNt

其中，N_t表示时间站位数目，iNt表示第i个站位。在每个时间点上单独进行飞行力学的配平计算，每次配平计算结束向前推进一个时间单元，从而实现直升机动态着舰的模拟。

本算例模拟横向侧移运动，初始位置和最终位置分别为(-18，-8，5)和(-18，0，5),直升机着舰速度为1m/s，Nt＝100，则直升机在空间的位置可表示为：

X_Heli＝-18

Y_Heli＝-8+0.08*iNt

Z_Heli＝5

桨叶微段及直升机其他部件在舰船坐标系下的位置的确定：

1)传统的飞行力学旋翼气动力模型均是建立在气流坐标系下，因此，首先根据桨叶方位角及桨叶微段离桨毂中心的距离确定每个桨叶微段在气流坐标系中的位置(x_a，y_a，z_a)；

2)然后通过气流—桨毂坐标系转换矩阵L_SH，获得桨叶微段在桨毂坐标系下的位置(x_h，y_h，z_h)，式中β_s表示气流角；

3)通过桨毂—机体坐标系转换矩阵L_HB，获得桨叶微段在机体坐标系下的位置(x_b，y_b，z_b)，式中iθ、iφ表示桨毂纵向/横向安装角；

4)通过机体—大地坐标系转换矩阵L_BE，获得桨叶微段在大地坐标系下的位置(x_e，y_e，z_e)，式中θ、γ、ψ表示机体俯仰角、侧倾角以及偏航角；

5)通过大地—舰船坐标系转换矩阵L_EW，获得桨叶微段在舰船坐标系下的位置(x_w，y_w，z_w)；

6)直升机其他部件(平尾、垂尾、尾桨等)在机体坐标系下的位置已知，通过步骤4)和5)即可得到其在舰船坐标系下的位置坐标。

图7为本发明实施例非定常流场向直升机飞行力学数据传递策略。

舰艉流扰动速度的确定：

在获得直升机桨叶微段及其他部件在某一时刻舰船坐标系下的位置后，调用第一步的舰艉流场数据库(t，x，y，z，Vx，Vy，Vz)，对于任一桨叶微段及部件气动中心P(x_p，y_p，z_p)，首先根据其对应的时刻t插值得到此时刻下的流场数据U_t(x，y，z，Vx，Vy，Vz)。假设时刻t处于流场数据库t₁和t₂时刻之间，t₁和t₂对应的流场数据为U₁和U₂，则：

然后根据桨叶微段及部件气动中心的位置坐标(x_p，y_p，z_p)，采用距离加权倒数插值方法在流场数据U_t(x，y，z，Vx，Vy，Vz)中进行插值，从而获得每个桨叶微段及部件气动中心的扰动速度分量(dv_x,dv_y,dv_z)；

旋翼及直升机其他部件气动力计算：

以旋翼气动力计算为例，上一步得到了桨叶微段在t时刻，插值得到的舰艉流扰动速度(dv_x,dv_y,dv_z),则微段切向速度和法向速度可表示为：

v_t＝μΩR sinψ+(Ω+Ω_y)rd+dv_x sinψ+dv_z cosψ

rd(Ω_x sinψ+Ω_z cosψ)-dv_y

桨叶微段合速度为：

第n个微段的升力和阻力为：

dL＝1/2ρU²cC_Ldr

dD＝1/2ρU²cC_Ddr

该微段产生的垂向力、切向力和径向力分别为：

dF_p＝dL cosφ+dD sinφ

dF_t＝dD cosφ-dL sinφ

dF_τ＝-dF_p sinβ

则每片桨叶在某一方位角的气动力可表示为：

将桨叶旋转一周离散为np个站位，则在任一站位桨叶方位角为：

则旋翼拉力、侧向力、后向力及扭矩可表示为：

上述式中，μ，Ω，Ω_x，Ω_x，Ω_z分别表示前进比、旋翼转速及直升机绕三个轴的角速度；nur，v_hh分别表示旋翼诱导速度以及桨毂轴坐标系下的垂向速度；ρ，C_L,C_D分别表示密度，翼型升/阻力系数；φ，j，k分别表示翼型有效迎角、第j个站位和桨叶片数。直升机其他部件气动力计算类似，只需将舰艉流扰动速度(dv_x,dv_y,dv_z)添加到相应的部件气动力模型中。

直升机操纵量计算：

在获得直升机各部件气动力后，可以建立如下平衡方程：

式中，F_x，F_y，F_z分别表示直升机在三个方向上的合力；M_x，M_y，M_z分别表示直升机在三个方向上的合力矩；mg表示直升机重量。

得到平衡方程后，采用牛顿迭代法对其求解，即可获取直升机稳定飞行状态时的操纵量及姿态角。包括旋翼总距

横向周期变距A₁、纵向周期变距B₁、尾桨总距

俯仰角

和侧倾角γ。

每向前推进一个时间单元，直升机位置更新，重复前述内容，最终获得整个动态着舰过程中直升机操纵量及姿态角的变化曲线。

飞行安全边界的判定：

对获得的直升机操纵量和姿态角取平均值

并计算其平均脉动量

平均脉动量的计算公式为：

以平均值和平均脉动量之和表示动态着舰过程中的等效操纵量和等效姿态角，以此等效值与直升机安全着舰判据进行比较，若符合要求，则风速增加ΔV＝5m/s，获得新的舰船流场(t，x，y，z，Vx，Vy，Vz)，重复前述步骤，直到等效操纵量不符合直升机安全着舰判据，此时的舰船来流速度即为0°风向角下的飞行安全边界。

图8为本发明实施例直升机动态着舰过程中总距变化曲线。以图8为例，其平均值为6.733°，平均脉动量为0.06，则其等效总距操纵量为6.793°，符合着舰安全判据。

风限图的制作：

在确定0°风向角下的飞行安全边界后，将风向角增大Δβ＝15°，重复前述步骤，直至360°风向角，将计算得到的飞行安全边界绘制于极坐标系中，即得到了直升机动态着舰的风限图。

图9为本发明实施例直升机着舰风限图。由9图可见，不同风向角下都有相应的安全着舰最大风速边界，从总体趋势来看，风向角越小最大风速边界就越大。并且从最大风速边界分布可以发现，风限图并不是对称分布的，这与先前的研究结论是一致的，左舷风工况下最大风速大于右舷风工况，这表明算例直升机抗左侧风的能力较强。这主要是由于本直升机模型是右旋旋翼直升机，为克服旋翼反扭矩其尾桨拉力方向向右，左舷风相当于增大了其尾桨总距，因此留给驾驶员的操纵余量比较充足；右舷风作用刚好相反。

本说明书中各个实施例采用递进的方式描述，每个实施例重点说明的都是与其他实施例的不同之处，各个实施例之间相同相似部分互相参见即可。对于实施例公开的系统而言，由于其与实施例公开的方法相对应，所以描述的比较简单，相关之处参见方法部分说明即可。

本文中应用了具体个例对本发明的原理及实施方式进行了阐述，以上实施例的说明只是用于帮助理解本发明的方法及其核心思想；同时，对于本领域的一般技术人员，依据本发明的思想，在具体实施方式及应用范围上均会有改变之处。综上所述，本说明书内容不应理解为对本发明的限制。

Claims (3)

1.一种直升机动态着舰风限图制作方法，其特征在于，所述制作方法包括：

获取相同时刻的舰艉流场速度场数据和直升机在舰船坐标系下的坐标信息；

根据所述坐标信息和所述舰艉流场速度场数据得到扰动速度，具体包括：

获取相同时刻具体的时间信息；

根据所述时间信息和所述舰艉流场速度场数据得到流场数据；

对所述流场数据采用距离加权倒数插值方法，得到扰动速度；

根据所述扰动速度得到气动力，具体包括：

根据所述扰动速度确定直升机桨叶微段的切向速度和法向速度；

根据所述切向速度和所述法向速度确定合速度；

根据所述合速度确定微段的垂向力、切向力和径向力；

根据微段的垂向力、切向力和径向力确定直升机桨叶的气动力；

根据所述气动力确定直升机的操纵量和姿态角，具体包括：

根据所述气动力构建平衡方程；

对所述平衡方程采用牛顿迭代法求解，确定直升机的操纵量和姿态角；

根据所述操纵量和姿态角确定直升机的飞行安全边界，具体包括：

对所述操纵量和所述姿态角进行平均值计算，得到操纵量平均值和姿态角平均值；

根据所述操纵量平均值和所述姿态角平均值，确定平均脉动量；

根据所述平均脉动量确定直升机的飞行安全边界；

根据所述飞行安全边界制作风限图，具体包括：

将所述飞行安全边界绘制在极坐标系中，得到风限图。

2.根据权利要求1所述的直升机动态着舰风限图制作方法，其特征在于，所述获取舰艉流场速度场数据，具体包括：通过计算流体力学技术获取舰艉流场速度场数据。

3.一种直升机动态着舰风限图制作系统，其特征在于，所述制作系统包括：

获取模块，用于获取相同时刻的舰艉流场速度场数据和直升机在舰船坐标系下的坐标信息；

扰动速度确定模块，用于根据所述坐标信息和所述舰艉流场速度场数据得到扰动速度；

气动力确定模块，用于根据所述扰动速度得到气动力；

操纵量、姿态角确定模块，用于根据所述气动力确定直升机的操纵量和姿态角；

飞行安全边界确定模块，用于根据所述操纵量和姿态角确定直升机的飞行安全边界，具体用于对所述操纵量和所述姿态角进行平均值计算，得到操纵量平均值和姿态角平均值；根据所述操纵量平均值和所述姿态角平均值，确定平均脉动量；根据所述平均脉动量确定直升机的飞行安全边界；

绘图模块，用于根据所述飞行安全边界制作风限图；

所述扰动速度确定模块，具体包括：

获取单元，用于获取相同时刻具体的时间信息；

流场数据确定单元，用于根据所述时间信息和所述舰艉流场速度场数据得到流场数据；

扰动速度确定单元，用于对所述流场数据采用距离加权倒数插值方法，得到扰动速度；

所述气动力确定模块，具体包括：

切向速度、法向速度确定单元，用于根据所述扰动速度确定直升机桨叶微段的切向速度和法向速度；

合速度确定单元，用于根据所述切向速度和所述法向速度确定合速度；

垂向力、切向力、径向力确定单元，用于根据所述合速度确定微段的垂向力、切向力和径向力；

气动力确定单元，用于根据微段的垂向力、切向力和径向力确定直升机桨叶的气动力；

所述操纵量、姿态角确定模块，具体包括：

平衡方程构建单元，用于根据所述气动力构建平衡方程；

操纵量、姿态角确定单元，用于对所述平衡方程采用牛顿迭代法求解，确定直升机的操纵量和姿态角；

绘图模块，具体包括：

将所述飞行安全边界绘制在极坐标系中，得到风限图。

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