CN112036095B - 海上救援直升机的飞行实时仿真方法及其仿真系统 - Google Patents

Abstract

本发明提供了一种海上救援直升机的飞行实时仿真方法及其仿真系统，该方法包括：构建计算流体动力学CFD计算所需的计算机集群；选择仿真环境并基于仿真环境建立场景建筑物的三维模型，将直升机旋翼抽象为旋翼模型；使用飞行动力学计算单元计算旋翼受到的气动力并存储在共享内存中供CFD单元调用；CFD单元从共享内存中读取旋翼桨毂位置数据和气动力，计算得到耦合流场数据后保存在共享内存中供飞行动力学单元调用；重复计算直至降落。本发明采用双向耦合的方法模拟直升机海上飞行，提高仿真模拟的准确度，并可以通过CFD和视景分布式仿真子系统提高仿真模拟的实时性，以供飞行员进行飞行模拟训练。

Description

海上救援直升机的飞行实时仿真方法及其仿真系统

技术领域

本发明涉及计算机仿真技术领域，特别涉及一种海上救援直升机的飞行实时仿真方法及其仿真系统。

背景技术

随着我国直升机技术的日益发展，直升机已经成为了灾难事故中实施援救任务不可或缺的工具，海上救援任务同样不可忽视。直升机在海上着舰或者降落钻井平台等建筑物时，由于海平面上高速的风浪，以及旋翼与舰船甲板、机库和阻挡物之间形成复杂的回旋涡，造成直升机降落困难，也容易发生事故。因此，研制相应的驾驶模拟器非常必要。为了能够更精确模拟直升机与建筑物之间的耦合气流，有必要研究一种更加精确且实时模拟的方法，有必要研究一种新的模拟器系统。

现有技术中，仿真时，无法准确模拟直升机和海上建筑物的耦合气流，无法实时计算海上飞行时直升机旋翼、机身等部件的受力和位姿状态，且无法实时显示直升机飞行过程。由于现有技术中的仿真方法或系统与实际直升机飞行过程相差甚远，不利于驾驶员技术的提高。

发明内容

本发明针对上述现有技术中的缺陷，采用双向耦合的方法模拟直升机海上飞行，首先解算直升机气动力，传输气动力到计算流体动力学(CFD)单元，再将将直升机旋翼和海上建筑物的耦合气流利用CFD方法计算出来，再调用耦合气流数据并载入直升机气动力运算程序中，解算直升机气动力程序。本发明使用CFD单元和飞行动力学计算单元进行交互地、实时地仿真计算直升机海上的飞行过程，提高仿真模拟的准确度；所述多个CFD和视景模块计算机采用分布式的布置方式连接，以提高仿真的实时性。本发明关于海上救援直升机的飞行实时仿真方法和系统，实时地计算直升机降落过程中的受力情况及位姿状态，并可以通过CFD分布式仿真子系统和视景分布式仿真子系统实时仿真过程中的直升机的状态显示，以供飞行员进行飞行模拟训练，以尽快提高驾驶技术，解决了现有技术中的一个或多个技术问题。

本发明的具体方案如下：

本发明提供一种海上救援直升机的飞行实时仿真方法，该方法包括以下步骤：

步骤S1，构建计算流体动力学CFD计算所需的计算机集群，所述计算机集群包括多个计算机节点，将各个计算机节点利用TCP/IP通信协议建立网络连接，并从所述多个计算机节点选择一个计算机节点设置为总节点计算机用于控制CFD计算进程，并为CFD单元和飞行动力学计算单元设置共享内存的，用于在CFD单元和飞行动力学计算单元之间实时相互传输数据；

步骤S2，在总节点计算机控制CFD单元和飞行动力学计算单元初始化时，选择仿真环境并基于所述仿真环境建立场景建筑物的三维模型，将直升机旋翼抽象为旋翼模型，并利用展向和周向分布均匀的结构化网格划分旋翼网格，将所述建筑物的三维模型和所述旋翼网格作为CFD计算的模型，其中，所述仿真环境为直升机在舰上降落或在海上平台降落；

步骤S3，基于所述建筑物的三维模型和所述旋翼网格使用飞行动力学计算单元计算旋翼受到的气动力，输出旋翼桨毂位置数据和桨叶微元气动力数据到所述共享内存中供CFD单元调用，并发出待获取数据指令用于获取CFD计算得到的耦合流场数据；

步骤S4，所述CFD单元从所述共享内存中读取所述旋翼桨毂位置数据，然后更新流体计算域中旋翼的相对位置，并利用动量源法将所述桨叶微元气动力数据加载到所述旋翼网格的各网格单元中，所述CFD单元计算得到耦合流场数据后保存在所述共享内存中，所述CFD单元发出待获取数据指令等待所述飞行动力学计算单元传输下一时间的桨叶微元气动力数据；

步骤S5，所述飞行动力学计算单元从所述共享内存中读取所述耦合流场数据并返回步骤S3计算下一时间的直升机旋翼所受的气动力，并更新桨毂位置数据和桨叶微元气动力数据，判断直升机是否完成降落过程，如果否，则返回步骤S4进行计算，否则，结束飞行仿真计算并保存仿真数据。

更进一步地，所述旋翼模型为一层厚度网格的薄圆柱体，或由一层面网格组成，并采用结构网格划分桨叶圆盘为旋翼网格，然后在CFD单元中采用运动嵌套网格仿真旋翼的旋转运动。

更进一步地，所述CFD单元将计算得到的耦合流场数据通过所述总节点计算机发送至所述共享内存中，所述总节点计算机从所述共享内存中读取所述旋翼桨毂位置和桨叶微元气动力数据并发送到CFD单元中；所述耦合流场数据包括旋翼桨叶各微元中心点、机身质心、尾桨桨毂中心及垂尾和平尾气动中心处的流场速度值。

更进一步地，所述利用动量源法将所述桨叶微元气动力数据加载到所述旋翼网格的各网格单元中的操作为：

步骤S41，确定大地坐标系(X_d Y_d Z_d)：选定水平面某一固定点作为坐标系原点，记为O，OX_d指向直升机前进方向，OZ_d垂直向下，OY_d方向遵守右手定则；确定直升机机体坐标系(X Y Z)，固连于机体质心O_b，O_bX轴位于机身对称面内指向机头位置，O_bZ轴位于机身对称面内垂直向下，O_bY轴方向遵守右手定则，在初始时刻直升机机体坐标系与大地坐标系重合；确定桨轴固定坐标系(X_h Y_h Z_h)，原点位于旋翼桨毂中心，由机体坐标系旋转桨轴前倾角得到；确定桨轴旋转坐标系(X_s Y_s Z_s)，方向为桨轴固定坐标系绕Z_h轴转动ψ方位角度，原点位于桨轴中心；确定铰链坐标系(X_j Y_j Z_j)，原点位于沿Y_s距离e处，即旋翼挥舞铰和摆振铰中心处，方向与桨轴旋转坐标系重合；确定桨叶剖面坐标系(X_seg Y_seg Z_seg)，旋翼桨叶绕Z_j轴转过摆振角δ，然后绕X_j轴转动β挥舞角度，形成桨叶剖面坐标系，原点位于桨叶根部沿展向伸长距离r处；

步骤S42，旋翼桨叶微元剖面来流速度计算，记旋翼桨毂在桨轴固定坐标系下的线速度为(v_hx,v_hy,v_hz)，角速度为(w_hx,w_hy,w_hz)，桨叶绕固定轴Z_h旋转角速度为Ω，则由于桨叶运动剖面来流速度(U_PS,U_TS,U_RS)可以表示为：

记CFD单元计算得到的桨叶剖面处耦合气流速度为(U_PC,U_TC,U_RC)，则桨叶剖面总来流速度的分量形式(U_P,U_T,U_R)为：

(U_P,U_T,U_R)^T＝(U_PS,U_TS,U_RS)^T-(U_PC,U_TC,U_RC)^T

其中，U_P正方向垂直于桨叶剖面向下；U_T为桨叶切向来流，正方向指向翼型后缘；U_R为桨叶展向来流，正方向指向桨叶展向外侧；

步骤S43，旋翼桨叶微元段升阻力计算，令桨叶剖面总来流速度

桨叶微元展向宽度为Δy，升阻力系数分别为cl,cd，剖面翼型弦长为c_y，则桨叶微元所受升阻力为：

其中，ρ为气体密度，将桨叶各微元气动力数据存入共享内存中，供CFD单元提取处理；步骤S44，动量源项计算，令桨叶剖面来流角可以表示为：

所述CFD单元从所述共享内存中提取各微元气动力数据并将其转换到流体计算域，得到动量源项为：

在旋翼抽象为一个二维面网格时，将动量源项

平均分配到相邻的体网格中去，加入CFD单元的动量源项变为：

步骤S45，CFD耦合流场计算，将动量源项带入CFD的通用计算标准控制方程中计算耦合流场，所述计算标准控制方程为：

其中，

为守恒变量，

为对流通量，

为黏性通量，

为向量标识，V，S为网格单元体积和面积变量。

更进一步地，在所述飞行动力学计算单元从所述共享内存中读取所述耦合流场数据并返回步骤S3计算下一时间的直升机旋翼所受的气动力的处理方式，与计算桨叶剖面来流速度同理，

所述直升机的机身、尾桨、平尾和垂尾处速度的计算可以统一表示为：

其中，

表示机身质心、尾桨桨毂中心、平尾和垂尾气动力中心点的总速度；

表示机身质心、尾桨桨毂中心、平尾和垂尾气动力中心点的运动速度；

表示由CFD单元计算得到的位于机身质心、尾桨桨毂中心、平尾和垂尾气动力中心点的耦合流场速度；然后将

作为速度值计算气动力。

本发明还提出了一种海上救援直升机的飞行实时仿真系统，该系统包括：

CFD分布式仿真子系统，其包括计算流体动力学CFD计算所需的计算机集群，所述计算机集群包括多个计算机节点，将各个计算机节点利用TCP/IP通信协议建立网络连接，并从所述多个计算机节点选择一个计算机节点设置为总节点计算机用于控制CFD计算进程；并为CFD单元和飞行动力学计算单元设置共享内存，用于在CFD单元和飞行动力学计算单元之间实时相互传输数据；在所述CFD分布式仿真子系统中运行上述任一项所述的飞行实时仿真方法；

视景分布式仿真子系统，其包括多个视景模块计算机，所述多个视景模块计算机采用分布式的布置方式连接，每台计算机控制特定仿真部分的显示画面，最后再将所述多个视景模块计算机的画面拼接在一起显示。

本发明的技术效果为：

本发明提出了一种海上救援直升机的飞行实时仿真方法及系统，该方法包括以下步骤：步骤S1，构建计算流体动力学CFD计算所需的计算机集群，所述计算机集群包括多个计算机节点，将各个计算机节点利用TCP/IP通信协议建立网络连接，并从所述多个计算机节点选择一个计算机节点设置为总节点计算机用于控制CFD计算进程，并为CFD单元和飞行动力学计算单元设置共享内存，用于在CFD单元和飞行动力学计算单元之间实时相互传输数据；步骤S2，在总节点计算机控制CFD单元和飞行动力学计算单元初始化时，选择仿真环境并基于所述仿真环境建立场景建筑物的三维模型，将直升机旋翼抽象为旋翼模型，并利用展向和周向分布均匀的结构化网格划分旋翼网格，将所述建筑物的三维模型和所述旋翼网格作为计算流体动力学CFD计算的模型，其中，所述仿真环境为直升机在舰上降落或在海上平台降落；步骤S3，基于所述建筑物的三维模型和所述旋翼网格使用飞行动力学计算单元计算旋翼受到的气动力，输出旋翼桨毂位置数据和桨叶微元气动力数据到所述共享内存中供CFD单元调用，并发出待获取数据指令用于获取CFD计算得到的耦合流场数据；步骤S4，所述CFD单元从所述共享内存中读取所述旋翼桨毂位置数据，然后更新流体计算域中旋翼的相对位置，并利用动量源法将所述桨叶微元气动力数据加载到所述旋翼网格的各网格单元中，所述CFD单元计算得到耦合流场数据后保存在所述共享内存中，所述CFD单元发出待获取数据指令等待所述飞行动力学计算单元传输下一时间的桨叶微元气动力数据；步骤S5，所述飞行动力学计算单元从所述共享内存中读取所述耦合流场数据并返回步骤S3计算下一时间的直升机旋翼所受的气动力，并更新桨毂位置数据和桨叶微元气动力数据，判断直升机是否完成降落过程，如果否，则返回步骤S4进行计算，否则，结束飞行仿真计算并保存仿真数据。本发明采用双向耦合的方法模拟直升机海上飞行，首先解算直升机气动力，传输气动力到计算流体动力学(CFD)程序，再将将直升机旋翼和海上建筑物的耦合气流利用CFD方法计算出来，再调用耦合气流数据并载入直升机气动力运算程序中，解算直升机气动力。本发明使用CFD单元和飞行动力学计算单元进行交互地、实时地仿真计算直升机海上的飞行过程，提高仿真模拟的准确度；所述多个CFD和视景模块计算机采用分布式的布置方式连接，以提高仿真的实时性。本发明关于海上救援直升机的飞行实时仿真方法和系统，实时地计算直升机降落过程中的受力情况及位姿状态，并可以通过CFD和视景分布式仿真子系统实时仿真过程中的直升机的状态显示，以供飞行员进行飞行模拟训练，以尽快提高驾驶技术。

附图说明

通过阅读参照以下附图所作的对非限制性实施例所作的详细描述，本申请的其它特征、目的和优点将会变得更明显。

图1为一种海上救援直升机的飞行实时仿真方法的流程图；

图2为本发明实施例中的为旋翼流体计算域网格及微元气动力点示意图；

图3为本发明实施例中的为桨轴坐标系示意图；

图4本发明海上救援直升机的飞行实时仿真系统的结构图。

具体实施方式

下面结合附图和实施例对本申请作进一步的详细说明。可以理解的是，此处所描述的具体实施例仅仅用于解释相关发明，而非对该发明的限定。另外还需要说明的是，为了便于描述，附图中仅示出了与有关发明相关的部分。

需要说明的是，在不冲突的情况下，本申请中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。下面将参考附图并结合实施例来详细说明本申请。

本发明旨在提供一种海上救援直升机的飞行实时仿真方法，该方法包括以下步骤：

步骤S1，构建计算流体动力学CFD计算所需的计算机集群，计算机集群包括多个计算机节点，将各个计算机节点利用TCP/IP通信协议建立网络连接，并从多个计算机节点选择一个计算机节点设置为总节点计算机用于控制CFD计算进程，并为CFD单元和飞行动力学计算单元设置共享内存的，用于在CFD单元和飞行动力学计算单元之间实时相互传输数据；本发明中通过总节点计算机，也称为主节点计算机。通过分布式仿真的控制，并通过共享内存的方式进行数据的传输，提高了程序之间数据交换的速度，进而提高了仿真的性能，这是本发明的一个重要发明点。

步骤S2，在总节点计算机控制CFD单元和飞行动力学计算单元初始化时，选择仿真环境并基于仿真环境建立场景建筑物的三维模型，将直升机旋翼抽象为旋翼模型，并利用展向和周向分布均匀的结构化网格划分旋翼网格，将建筑物的三维模型和旋翼网格作为CFD计算的模型，其中，仿真环境为直升机在舰上降落或在海上平台降落。

在一个实施例中，指定模拟场景(着舰或海上平台降落)，建立场景建筑物(舰船或钻井平台)三维模型用于CFD方法计算。将直升机旋翼简化为一微小高度的圆盘，在CFD中利用展向和周向分布均匀的结构化网格划分旋翼网格，将建筑物和简化后的旋翼作为CFD计算的模型；将旋翼各网格中心点的位置确定为旋翼各桨叶微元气动力点的位置，用于计算中加载气动力。如图2所示，将旋翼周向均匀划分为72等份，展向均匀划分为36等份，网格厚度为一层，高度为0.01m的六面体网格，更进一步地，旋翼模型为一层厚度网格的薄圆柱体，或由一层面网格组成，并采用结构网格划分桨叶圆盘为旋翼网格，然后在CFD计算中采用运动嵌套网格仿真旋翼的旋转运动。网格体心坐标作为各微元气动力点位置，用于添加动量源项。

步骤S3，使用飞行动力学计算单元计算旋翼受到的气动力，输出旋翼桨毂位置数据和桨叶微元气动力数据到共享内存中供CFD单元调用，并发出待获取数据指令用于获取CFD计算得到的耦合流场数据；其中，首次气动力计算中不计耦合流场的影响。

步骤S4，CFD单元从共享内存中读取旋翼桨毂位置数据，然后更新流体计算域中旋翼的相对位置，并利用动量源法将桨叶微元气动力数据加载到旋翼网格的各网格单元中，CFD单元计算得到耦合流场数据后保存在共享内存中，CFD单元发出待获取数据指令等待飞行动力学计算单元传输下一时间的桨叶微元气动力数据。

步骤S5，飞行动力学计算单元从共享内存中读取耦合流场数据并返回步骤S3计算下一时间的直升机旋翼所受的气动力，并更新桨毂位置数据和桨叶微元气动力数据，判断直升机是否完成降落过程，如果否，则返回步骤S4进行计算，否则，结束飞行仿真计算并保存仿真数据。在飞机降落仿真过程中，还采用CFD和视景分布式仿真子系统，其包括多个计算机节点，多个CFD计算机节点采用分布式的布置方式连接，以提高仿真计算的速度；每台视景模块计算机控制特定仿真部分的显示画面，最后再将多个视景模块计算机的画面拼接在一起显示，以实时地显示直升机降落的仿真过程，这也是本发明的另一个重要发明点。

本发明采用双向耦合的方法模拟直升机海上飞行，首先解算直升机气动力，传输气动力到计算流体动力学(CFD)单元，再将将直升机旋翼和海上建筑物的耦合气流利用CFD方法计算出来，再调用耦合气流数据并载入直升机气动力运算程序中，解算直升机气动力程序。本发明使用CFD单元和飞行动力学计算单元进行交互地、实时地仿真计算直升机海上的飞行过程，提高仿真模拟的准确度，这是本申请的一个重要发明点。

在一个实施例，CFD单元将计算得到的耦合流场数据通过总节点计算机发送至共享内存中，总节点计算机从共享内存中读取旋翼桨毂位置和桨叶微元气动力数据并发送到CFD单元中；耦合流场数据包括旋翼桨叶各微元中心点、机身质心、尾桨桨毂中心及垂尾和平尾气动中心处的流场速度值。

在一个实施例中，利用动量源法将桨叶微元气动力数据加载到旋翼网格的各网格单元中的操作为：

步骤S41，确定大地坐标系(X_d Y_d Z_d)：选定水平面某一固定点作为坐标系原点，记为O，OX_d指向直升机前进方向，OZ_d垂直向下，OY_d方向遵守右手定则；确定直升机机体坐标系(X Y Z)，固连于机体质心O_b，O_bX轴位于机身对称面内指向机头位置，O_bZ轴位于机身对称面内垂直向下，O_bY轴方向遵守右手定则，在初始时刻直升机机体坐标系与大地坐标系重合；确定桨轴固定坐标系(X_h Y_h Z_h)，原点位于旋翼桨毂中心，由机体坐标系旋转桨轴前倾角得到；确定桨轴旋转坐标系(X_s Y_s Z_s)，方向为桨轴固定坐标系绕Z_h轴转动ψ方位角度，原点位于桨轴中心，如图3所示；确定铰链坐标系(X_j Y_j Z_j)，原点位于沿Y_s距离e处，即旋翼挥舞铰和摆振铰中心处，方向与桨轴旋转坐标系重合；确定桨叶剖面坐标系(X_seg Y_seg Z_seg)，旋翼桨叶绕Z_j轴转过摆振角δ，然后绕X_j轴转动β挥舞角度，形成桨叶剖面坐标系，原点位于桨叶根部沿展向伸长距离r处；

步骤S42，旋翼桨叶微元剖面来流速度计算，记旋翼桨毂在桨轴固定坐标系下的线速度为(v_hx,v_hy,v_hz)，角速度为(w_hx,w_hy,w_hz)，桨叶绕固定轴Z_h旋转角速度为Ω，则由于桨叶运动剖面来流速度(U_PS,U_TS,U_RS)可以表示为：

记CFD单元计算得到的桨叶剖面处耦合气流速度为(U_PC,U_TC,U_RC)，则桨叶剖面总来流速度的分量形式(U_P,U_T,U_R)为：

(U_P,U_T,U_R)^T＝(U_PS,U_TS,U_RS)^T-(U_PC,U_TC,U_RC)^T

其中，U_P正方向垂直于桨叶剖面向下；U_T为桨叶切向来流，正方向指向翼型后缘；U_R为桨叶展向来流，正方向指向桨叶展向外侧；

步骤S43，旋翼桨叶微元段升阻力计算，令桨叶剖面总来流速度

桨叶微元展向宽度为Δy，升阻力系数分别为cl,cd，剖面翼型弦长为c_y，则桨叶微元所受升阻力为：

其中，ρ为气体密度，将桨叶各微元气动力数据存入共享内存中，供CFD单元提取处理；步骤S44，动量源项计算，令桨叶剖面来流角可以表示为：

CFD单元从共享内存中提取各微元气动力数据并将其转换到流体计算域，得到动量源项为：

在旋翼抽象为一个二维面网格时，将动量源项

平均分配到相邻的体网格中去，加入CFD单元的动量源项变为：

步骤S45，CFD耦合流场计算，将动量源项带入CFD的通用计算标准控制方程中计算耦合流场，计算标准控制方程为：

其中，

为守恒变量，

为对流通量，

为黏性通量，

为向量标识，V，S为网格单元体积和面积变量。这些变量的计算可以采用商用CFD软件完成。

如图3所示，一个具体的实施例为：A点位于桨叶方位角ψ＝0，距桨叶根部r＝0.4m处，且旋翼桨毂在桨轴固定坐标系下的线速度为(0.5,0.5,0.5)，角速度为(0.1,0.2,0.3)，桨叶绕绕根部旋转角速度为36.55m/s，挥舞摆振铰偏移距离e＝0.1,挥舞角β＝0.1，摆振角δ＝0.01，挥舞角速度

摆振角速度

则由于桨叶运动剖面来流速度(U_PS,U_TS,U_RS)可以表示为：

记CFD计算得到的桨叶剖面处耦合气流速度为(10.0,2.6,0.5)，则桨叶剖面总来流速度(U_P,U_T,U_R)为：

(U_P,U_T,U_R)^T＝(0.6081 18.6335 0.4540)^T-(10.0 2.6 0.5)^T＝(-9.3919 16.0335-0.0460)^T

则

取桨叶微元展向宽度为Δy＝0.025，升阻力系数分别为cl＝0.1003,cd＝0.0003，剖面翼型弦长为c_y＝0.1，密度ρ＝1.293，则桨叶微元所受升阻力为：

桨叶剖面来流角可以表示为：

则CFD计算域下动量源项为：

由此，可解出动量源项，然后将其加入CFD控制方程中计算耦合流场。

在一个实施例中，在飞行动力学计算单元从共享内存中读取耦合流场数据并返回步骤S3计算下一时间的直升机旋翼所受的气动力的处理方式，与计算桨叶剖面来流速度同理，直升机的机身、尾桨、平尾和垂尾处速度的计算可以统一表示为：

其中，

表示机身质心、尾桨桨毂中心、平尾和垂尾气动力中心点的总速度；

表示机身质心、尾桨桨毂中心、平尾和垂尾气动力中心点的运动速度；

表示由CFD计算得到的位于机身质心、尾桨桨毂中心、平尾和垂尾气动力中心点的耦合流场速度；然后将

作为速度值计算气动力。

本发明通过上述步骤，实时地计算直升机降落过程中的受力情况及位姿状态，并可以通过CFD和视景分布式仿真子系统实时仿真过程中的直升机的状态显示，以供飞行员进行飞行模拟训练，以尽快提高驾驶技术，这是本发明的重要发明点。

如图4所示，一种海上救援直升机的飞行实时仿真系统，该系统包括：CFD分布式仿真子系统，其包括计算流体动力学CFD计算所需的计算机集群，计算机集群包括多个计算机节点，将各个计算机节点利用TCP/IP通信协议建立网络连接，并从多个计算机节点选择一个计算机节点设置为总节点计算机用于控制CFD计算进程，并为CFD单元和飞行动力学计算单元设置共享内存，用于在CFD单元和飞行动力学计算单元之间实时相互传输数据；在CFD分布式仿真子系统中运行上述任一项方法；视景分布式仿真子系统，其包括多个视景模块计算机，多个视景模块计算机采用分布式的布置方式连接，每台计算机控制特定仿真部分的显示画面，最后再将多个视景模块计算机的画面拼接在一起显示。

本发明的海上救援直升机的飞行实时仿真系统，实时地计算直升机降落过程中的受力情况及位姿状态，并可以通过CFD和视景分布式仿真子系统实时仿真过程中的直升机的状态显示，以供飞行员进行飞行模拟训练，以尽快提高驾驶技术，这是本发明的重要发明点。

最后所应说明的是：以上实施例仅以说明而非限制本发明的技术方案，尽管参照上述实施例对本发明进行了详细说明，本领域的普通技术人员应当理解：依然可以对本发明进行修改或者等同替换，而不脱离本发明的精神和范围的任何修改或局部替换，其均应涵盖在本发明的权利要求范围当中。

Claims (5)

1.一种海上救援直升机的飞行实时仿真方法，其特征在于，采用双向耦合的方法模拟直升机海上飞行，首先解算直升机气动力，传输气动力到计算流体动力学CFD单元，再将将直升机旋翼和海上建筑物的耦合气流利用CFD方法计算出来，再调用耦合气流数据并载入直升机气动力运算程序中，解算直升机气动力程序，使用CFD单元和飞行动力学计算单元进行交互地、实时地仿真计算直升机海上的飞行过程，其包括以下步骤：

步骤S1，构建计算流体动力学CFD计算所需的计算机集群，所述计算机集群包括多个计算机节点，将各个计算机节点利用TCP/IP通信协议建立网络连接，并从所述多个计算机节点选择一个计算机节点设置为总节点计算机用于控制CFD仿真计算进程，并为CFD单元和飞行动力学计算单元设置共享内存，用于在CFD单元和飞行动力学计算单元之间实时相互传输数据；

步骤S2，在总节点计算机控制CFD单元和飞行动力学计算单元初始化时，选择仿真环境并基于所述仿真环境建立场景建筑物的三维模型，将直升机旋翼抽象为旋翼模型，并利用展向和周向分布均匀的结构化网格划分旋翼网格，将所述建筑物的三维模型和所述旋翼网格作为CFD计算的模型，其中，所述仿真环境为直升机在舰上降落或在海上平台降落；

步骤S3，基于所述建筑物的三维模型和所述旋翼网格使用飞行动力学计算单元计算旋翼受到的气动力，输出旋翼桨毂位置数据和桨叶微元气动力数据到所述共享内存中供CFD单元调用，并发出待获取数据指令用于获取CFD计算得到的耦合流场数据；所述耦合流场数据包括旋翼桨叶各微元中心点、机身质心、尾桨桨毂中心及垂尾和平尾气动中心处的流场速度值；

步骤S4，所述CFD单元从所述共享内存中读取所述旋翼桨毂位置数据，更新流体计算域中旋翼的相对位置，并将所述桨叶微元气动力数据加载到所述旋翼网格的各网格单元中，所述CFD单元计算得到耦合流场数据后保存在所述共享内存中，所述CFD单元发出待获取数据指令等待所述飞行动力学计算单元传输下一时间的桨叶微元气动力数据；其中，将所述桨叶微元气动力数据加载到所述旋翼网格的各网格单元中的具体步骤为：

步骤S41，确定大地坐标系(X_d Y_d Z_d)：选定水平面某一固定点作为坐标系原点，记为O，OX_d指向直升机前进方向，OZ_d垂直向下，OY_d方向遵守右手定则；确定直升机机体坐标系(X YZ)，固连于机体质心O_b，O_bX轴位于机身对称面内指向机头位置，O_bZ轴位于机身对称面内垂直向下，O_bY轴方向遵守右手定则，在初始时刻直升机机体坐标系与大地坐标系重合；确定桨轴固定坐标系(X_h Y_h Z_h)，原点位于旋翼桨毂中心，由机体坐标系旋转桨轴前倾角得到；确定桨轴旋转坐标系(X_s Y_s Z_s)，方向为桨轴固定坐标系绕Z_h轴转动ψ方位角度，原点位于桨轴中心；确定铰链坐标系(X_j Y_j Z_j)，原点位于沿Y_s距离e处，即旋翼挥舞铰和摆振铰中心处，方向与桨轴旋转坐标系重合；确定桨叶剖面坐标系(X_seg Y_seg Z_seg)，旋翼桨叶绕Z_j轴转过摆振角δ，然后绕X_j轴转动β挥舞角度，形成桨叶剖面坐标系，原点位于桨叶根部沿展向伸长距离r处；

步骤S42，旋翼桨叶微元剖面来流速度计算，记旋翼桨毂在桨轴固定坐标系下的线速度为(v_hx,v_hy,v_hz)，角速度为(w_hx,w_hy,w_hz)，桨叶绕固定轴Z_h旋转角速度为Ω，则由于桨叶运动剖面来流速度(U_PS,U_TS,U_RS)可以表示为：

记CFD计算得到的桨叶剖面处耦合气流速度为(U_PC,U_TC,U_RC)，则桨叶剖面总来流速度的分量形式(U_P,U_T,U_R)为：

(U_P,U_T,U_R)^T＝(U_PS,U_TS,U_RS)^T-(U_PC,U_TC,U_RC)^T

其中，U_P正方向垂直于桨叶剖面向下；U_T为桨叶切向来流，正方向指向翼型后缘；U_R为桨叶展向来流，正方向指向桨叶展向外侧；

步骤S43，旋翼桨叶微元段升阻力计算，令桨叶剖面总来流速度

桨叶微元展向宽度为Δy，升阻力系数分别为cl,cd，剖面翼型弦长为c_y，则桨叶微元所受升阻力为：

其中，ρ为气体密度，将桨叶各微元气动力数据存入共享内存中，供CFD单元提取处理；

步骤S44，动量源项计算，令桨叶剖面来流角可以表示为：

所述CFD单元从所述共享内存中提取各微元气动力数据并将其转换到流体计算域，得到动量源项为：

在旋翼抽象为一个二维面网格时，将动量源项

平均分配到相邻的体网格中去，加入CFD单元的动量源项变为：

步骤S45，耦合流场计算，将动量源项带入CFD的通用计算标准控制方程中计算耦合流场，所述计算标准控制方程为：

其中，

为守恒变量，

为对流通量，

为黏性通量，

为向量标识，V，S为网格单元体积和面积变量；

步骤S5，所述飞行动力学计算单元从所述共享内存中读取所述耦合流场数据并返回步骤S3计算下一时间的直升机旋翼所受的气动力，并更新桨毂位置数据和桨叶微元气动力数据，判断直升机是否完成降落过程，如果否，则返回步骤S4进行计算；如果是，则结束飞行仿真计算并保存仿真数据。

2.根据权利要求1所述的海上救援直升机的飞行实时仿真方法，其特征在于，所述旋翼模型为一层厚度网格的薄圆柱体，或由一层面网格组成，并采用结构网格划分桨叶圆盘为旋翼网格，然后在CFD程序中采用运动嵌套网格仿真旋翼的旋转运动。

3.根据权利要求2所述的海上救援直升机的飞行实时仿真方法，其特征在于，所述CFD单元将计算得到的耦合流场数据通过所述总节点计算机发送至所述共享内存中，所述总节点计算机从所述共享内存中读取所述旋翼桨毂位置和桨叶微元气动力数据并发送到CFD单元中。

4.根据权利要求1所述的海上救援直升机的飞行实时仿真方法，其特征在于，在所述飞行动力学计算单元中，从所述共享内存中读取所述耦合流场数据并返回步骤S3计算下一时间的直升机旋翼所受的气动力的处理方式，与计算桨叶剖面来流速度的处理方式相同，

所述直升机的机身、尾桨、平尾和垂尾处速度的计算统一表示为：

其中，

表示机身质心、尾桨桨毂中心、平尾和垂尾气动力中心点的总速度；

表示机身质心、尾桨桨毂中心、平尾和垂尾气动力中心点的运动速度；

表示由CFD计算得到的位于机身质心、尾桨桨毂中心、平尾和垂尾气动力中心点的耦合流场速度；然后将

作为速度值计算气动力。

5.一种用于实施权利要求1-4之一所述的海上救援直升机的飞行实时仿真方法的海上救援直升机的飞行实时仿真系统，其特征在于，该系统包括：

CFD分布式仿真子系统，其包括计算流体动力学CFD计算所需的计算机集群，所述计算机集群包括多个计算机节点，将各个计算机节点利用TCP/IP通信协议建立网络连接，并从所述多个计算机节点选择一个计算机节点设置为总节点计算机用于控制CFD计算进程；并为CFD单元和飞行动力学计算单元设置共享内存，用于在CFD单元和飞行动力学计算单元之间实时相互传输数据；在所述CFD分布式仿真子系统中运行权利要求1-4任一项所述的飞行实时仿真方法；

视景分布式仿真子系统，其包括多个视景模块计算机，所述多个视景模块计算机采用分布式的布置方式连接，每台计算机控制特定仿真部分的显示画面，最后再将所述多个视景模块计算机的画面拼接在一起显示。

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