CN113486438A - 失速尾旋实时飞行仿真建模及失速尾旋飞行模拟方法 - Google Patents

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Abstract

本申请公开了一种失速尾旋实时飞行仿真建模方法，包括：获取目标飞机的气动数据和试飞数据；基于气动数据，采用准定常气动建模方法建立第一气动模型；基于常规试飞数据修正第一气动模型；基于修正后的第一气动模型进行人在回路的失速尾旋仿真飞行；基于失速尾旋飞行数据验证仿真失速尾旋飞行数据；修正气动数据，基于修正后的气动数据采用非定常气动建模方法建立第二气动模型。本申请采用了准定常气动建模和非定常气动建模相结合的方法建立气动模型，并修正了气动模型，得到了更接近目标飞机的气动模型，实现了人在回路的飞机失速尾旋实时飞行仿真，在应用到模拟训练时能够提高模拟的真实性。

Description

失速尾旋实时飞行仿真建模及失速尾旋飞行模拟方法
技术领域
本申请涉及飞行器仿真技术领域，特别涉及一种失速尾旋实时飞行仿真建模及失速尾旋飞行模拟方法。
背景技术
当飞行中的飞机的迎角大于临界迎角时，飞机两侧的机翼会出现不协调的失速，飞机会围绕失速严重的一侧机翼方向旋转。完整的尾旋运动由三个阶段组成，即进入阶段、尾旋阶段和改出阶段。目前在现有技术中，一般采用风洞试验、模型自由飞行以及实装飞行等方式来研究飞机的失速尾旋过程。
在实现本申请的过程中，发明人发现现有技术中至少存在以下问题：
现有技术仅对飞机的失速尾旋过程进行了仿真研究，其建立的仿真模型应用到模拟训练时与真实的飞机失速尾旋飞行存在较大区别。
发明内容
鉴于此，本申请提供一种失速尾旋实时飞行仿真建模及失速尾旋飞行模拟方法，建立了更接近于真实飞机的失速尾旋仿真模型。
具体而言，包括以下的技术方案：
本申请实施例提供了一种失速尾旋实时飞行仿真建模方法，所述方法包括以下步骤：
获取目标飞机的气动数据和试飞数据，所述试飞数据包括常规飞行数据和失速尾旋飞行数据；
基于所述气动数据，采用准定常气动建模方法建立第一气动模型；
基于所述常规试飞数据修正所述第一气动模型，从而得到修正后的第一气动模型；
基于所述修正后的第一气动模型进行人在回路的失速尾旋仿真飞行，得到仿真失速尾旋飞行数据；
基于所述失速尾旋飞行数据验证所述仿真失速尾旋飞行数据；
当所述仿真失速尾旋飞行数据与所述失速尾旋飞行数据不一致时，修正所述气动数据，得到修正后的气动数据，基于所述修正后的气动数据采用非定常气动建模方法建立第二气动模型。
在一种可能的设计中，所述气动数据通过所述目标飞机进行风洞试验、流谱观察试验和模型自由飞试验获得。
在一种可能的设计中，所述基于所述修正后的第一气动模型进行失速尾旋仿真飞行包括：
将所述修正后的第一气动模型加载至训练模拟器，在所述训练模拟器中进行包括失速尾旋的仿真飞行。
本申请实施例提供了一种失速尾旋飞行模拟方法，由训练模拟器执行，所述训练模拟器加载了利用上述的失速尾旋实时飞行仿真建模方法获得的目标飞机的第二气动模型，所述方法包括：获取所述目标飞机在失速尾旋过程中的特征抖振数据；
对所述特征抖振数据进行频谱分析，获取抖振特性；
基于所述第二气动模型进行模拟飞行并监测模拟飞行状态；
当所述模拟飞行状态为失速尾旋状态时，根据所述抖振特性通过正弦波发生器向所述训练模拟器的仿真座舱输出正弦波信号，以使所述仿真座舱振动。
在一种可能的设计中，所述根据所述抖振特性通过正弦波发生器向所述训练模拟器的仿真座舱输出正弦波信号，包括向所述仿真座舱中的驾驶杆和脚蹬同时输出正弦波信号。
在一种可能的设计中，所述对所述特征抖振数据进行频谱分析，获取抖振特性包括：将时域中的所述特征抖振数据转化至频域中，分析频域中的所述特征抖振数据，从而得到所述驾驶杆和脚蹬的三轴加速的频域中的抖振曲线。
在一种可能的设计中，所述对所述特征抖振数据进行频谱分析，获取抖振特性还包括：从所述驾驶杆和脚蹬的三轴加速的频域中的抖振曲线中得到所述驾驶杆和脚蹬的下抖振频率和抖振振幅。
本申请实施例提供了一种失速尾旋飞行模拟方法，由训练模拟器执行，所述训练模拟器加载了利用了上述的失速尾旋实时飞行仿真建模方法获得的目标飞机的第二气动模型，包括：获取所述目标飞机在失速尾旋过程中的目标飞机运动特性数据和气流运动特性数据；
根据所述目标飞机运动特性数据和气流运动特性数据建立经验公式；
基于所述第二气动模型进行模拟飞行并监测模拟飞行状态，基于所述模拟飞行状态和所述经验公式得到所述第二气动模型的水平尾翼和垂直尾翼的当地攻角和当地侧滑角；
在所述当地攻角和当地侧滑角下计算所述第二气动模型的驾驶杆和脚蹬的仿真交变力矩；
在所述训练模拟器的仿真座舱中的驾驶杆和脚蹬上施加所述仿真交变力矩。
在一种可能的设计中，所述在所述当地攻角和当地侧滑角下计算所述第二气动模型的驾驶杆和脚蹬的仿真交变力矩包括：
基于所述当地攻角和当地侧滑角计算所述第二气动模型的升降舵和方向舵的气动力，根据所述气动力计算所述升降舵和方向舵的铰链力矩，基于所述铰链力矩计算出施加在所述驾驶杆和脚蹬上的所述仿真交变力矩。
在一种可能的设计中，所述基于所述铰链力矩计算出施加在所述仿真座舱中的驾驶杆和脚蹬的力矩包括：基于所述升降舵和方向舵与所述驾驶杆和脚蹬之间的传动比计算所述仿真交变力矩。
本申请实施例还提供了一种训练模拟器，所述训练模拟器适于执行上述的失速尾旋飞行模拟方法。
本申请实施例提供的技术方案的有益效果至少包括：
本申请实施例提供的失速尾旋实时飞行仿真建模方法，采用了准定常气动建模方法和非定常气动建模方法建立气动模型，并基于常规飞行数据和失速尾旋飞行数据分别对第一气动模型和第二气动模型进行了修正，得到了更接近目标飞机的气动模型，能够实现飞机失速尾旋实时飞行仿真，在应用到模拟训练时能够提高模拟训练的真实性。
本申请实施例提供还提供了失速尾旋飞行建模方法，在训练模拟器加载了上述的失速尾旋实时飞行仿真建模方法所获得的目标飞机的第二气动模型，使驾驶员在进行失速尾旋仿真训练时能够感受到脚蹬和操纵杆的振动和操纵时的交变力，使模拟训练更接近实际驾驶。
附图说明
为了更清楚地说明本申请实施例中的技术方案，下面将对实施例描述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申请的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
图1为本申请实施例提供的一种失速尾旋实时飞行仿真建模方法的流程图；
图2为本申请实施例提供的另一种失速尾旋实时飞行仿真建模方法的流程图；
图3为本申请实施例提供的一种失速尾旋飞行建模方法的流程图；
图4为本申请实施例提供的另一种失速尾旋飞行建模方法的流程图。
通过上述附图，已示出本申请明确的实施例，后文中将有更详细的描述。这些附图和文字描述并不是为了通过任何方式限制本申请构思的范围，而是通过参考特定实施例为本领域技术人员说明本申请的概念。
具体实施方式
下面将结合本申请实施例中的附图，对本申请实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本申请一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本申请中的实施例，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，都属于本申请保护的范围。
除非另有定义，本申请实施例所用的所有技术术语均具有与本领域普通技术人员通常理解的相同的含义。下面对本申请实施例中出现的一些技术术语进行说明。
在本申请实施例中，所涉及的“准定常建模”一般指的是飞机气动力为线性时的建模方法。
所涉及的“非定常建模”一般指的是飞机气动力为非线形时的建模方法。
本申请实施例提供了一种失速尾旋实时飞行仿真建模方法，如图1所示，该方法包括以下步骤：
步骤101、获取目标飞机的气动数据和试飞数据，试飞数据包括常规飞行数据和失速尾旋飞行数据；
步骤102、基于气动数据，采用准定常气动建模方法建立第一气动模型；
步骤103、基于常规试飞数据修正第一气动模型，从而得到修正后的第一气动模型；
步骤104、基于修正后的第一气动模型进行人在回路的失速尾旋仿真飞行，得到仿真失速尾旋飞行数据；
步骤105、基于失速尾旋飞行数据验证仿真失速尾旋飞行数据；
步骤106、当仿真失速尾旋飞行数据与失速尾旋飞行数据不一致时，修正气动数据，得到修正后的气动数据，基于修正后的气动数据采用非定常气动建模方法建立第二气动模型。
本申请实施例提供的失速尾旋实时飞行仿真建模方法，采用了准定常气动建模和非定常气动建模相结合的方法建立气动模型，并基于常规飞行数据和失速尾旋飞行数据分别对第一气动模型和第二气动模型进行了修正，得到了更接近目标飞机的气动模型，能够实现飞机失速尾旋实时飞行仿真，在应用到模拟训练时能够提高模拟训练的真实性。
为使本申请的技术方案和优点更加清楚，下面将结合附图对本申请实施方式作进一步地详细描述。
图2是本申请实施例提供的另一种失速尾旋实时飞行仿真建模方法，该方法可以包括以下步骤：
步骤201、获取目标飞机的气动数据和试飞数据，其中试飞数据包括常规飞行数据和失速尾旋飞行数据。
本实施例中的目标飞机指的是用于飞行训练的某一特定机型的飞机，气动数据是通过对目标飞机进行风洞试验、流谱观察试验和模型自由飞试验获得。其中风洞试验可以包括大迎角静态测力风洞试验、大迎角旋转天平风洞试验、大迎角升降舵、方向舵和副翼的铰链力矩风洞试验和大迎角强迫振荡风洞试验，流普观察实验试验可以包括大迎角静态和动态条件下的流谱观察试验。
步骤202、对气动数据进行优选、修正和拟合。
对于目标飞机，为了获取其准确的气动数据，需要对目标飞机的大量的气动数据进行优选、修正和拟合。具体地，由于需要进行多种的风洞试验，而每种的风洞试验中所选取的目标飞机的模型尺寸是不一致的，这会导致所得数据的坐标系和分辨率存在区别，因此需要将不同坐标系中的多种分辨率的气动数据进行修正和拟合，并舍弃部分偏差较大的数据，以获得相对于原始的气动数据更为准确的气动数据。
步骤203、基于气动数据采用准定常气动建模方法建立第一气动模型。
在此步骤中，飞机可以被认为是刚体，飞机的气动力呈线性，飞机的运动时间对其气动特性影响较小，因此适于采用准定常气动建模方法。
步骤204、验证第一气动模型，包括：对第一气动模型进行常规仿真飞行，得到常规仿真飞行数据，基于常规飞行数据验证常规仿真飞行数据，根据常规飞行数据与常规仿真飞行数据的差别修改气动数据得到修正的气动数据，基于修正的气动数据再次建立第一气动模型。
对第一气动模型进行常规的人在回路仿真飞行，指将建立的第一气动模型加载至训练模拟器，在训练模拟器上进行常规仿真飞行，此过程可由训练模拟器上的计算机控制或驾驶员手动控制，进行特性项目的仿真飞行，以获得仿真常规飞行数据。而根据常规飞行数据与仿真常规飞行数据的差别修改气动数据得到修正的气动数据，是指调整气动数据，使仿真常规飞行数据更接近常规飞行数据。
步骤205、重复验证第一气动模型，包括：对第一气动模型进行常规仿真飞行，基于常规飞行数据再次验证仿真常规飞行数据，根据常规飞行数据与仿真常规飞行数据的差别修改气动数据得到再次修正的气动数据，基于再次修正的气动数据建立修正后的第一气动模型。
需要说明的是，步骤205可以反复多次进行，以使得到的修正后的第一气动模型的仿真常规飞行数据尽可能接近常规飞行数据。
步骤206、验证修正后的第一气动模型，包括：对修正后的第一气动模型进行失速尾旋仿真飞行，得到仿真失速尾旋飞行数据，基于失速尾旋飞行数据验证仿真失速尾旋飞行数据，根据失速尾旋飞行数据与仿真失速尾旋飞行数据的差别修正气动数据，得到失速尾旋气动数据，基于失速尾旋气动数据采用非定常气动建模方法建立第二气动模型。
其中，基于修正后的第一气动模型进行失速尾旋仿真飞行包括：将修正后的第一气动模型加载至训练模拟器，在训练模拟器中进行包括失速尾旋的仿真飞行，该训练模拟器至少包括仿真座舱、视景显示球幕和教员控制台，其中仿真座舱为参与模拟训练的驾驶员的座舱，用于控制建立的仿真模型，视景显示球幕显示模拟飞行时的图像及相关参数，教员控制台用于监测训练状态及调整训练项目的相关参数。
步骤207、重复验证第二气动模型，包括：对第二气动模型进行失速尾旋仿真飞行，得到第二气动模型的仿真失速尾旋飞行数据，基于失速尾旋飞行数据验证第二气动模型的仿真失速尾旋飞行数据，根据失速尾旋飞行数据与第二气动模型的仿真失速尾旋飞行数据的差别再次修正气动数据，得到修正后的失速尾旋气动数据，基于修正后的失速尾旋气动数据采用非定常气动建模方法建立修正后的第二气动模型。
需要说明的是，步骤207可以反复多次进行，以使得到的第二气动模型的仿真失速尾旋飞行数据尽可能接近失速尾旋飞行数据。非定常气动建模方法中，飞机的气动力呈高度非线性，其气动特性与时间相关，以飞机的升力系数C为例，其表达式为：
Figure BDA0003071633930000081
其中Catt(α)为气流无分离假设下流场不随运动变化静态气动力，
Figure BDA0003071633930000082
为俯仰运动旋转流场附加的定常气动导数，
Figure BDA0003071633930000083
为平均气动弦长，v为飞行速度，Cdyn(t)为飞机运动过程中流场涡系拓扑结构迟滞运动产生的非定常气动力，其中Catt(α)和
Figure BDA0003071633930000084
只与飞机的飞机飞行时的攻角和俯仰角速度有关，Cdyn(t)与飞机在大攻角下的飞行时间有关。
飞机在失速尾旋时，飞机会出现明显的抖动，会对驾驶员的操纵产生影响，为了实现对这一特性的仿真，如图3所示，本申请实施例提供了一种失速尾旋飞行模拟方法，以提升模拟训练的真实性。其中训练模拟器加载了上述失速尾旋实时飞行仿真建模方法所获得的目标飞机的第二气动模型，具体包括以下步骤：
步骤301、获取目标飞机在失速尾旋过程中的特征抖振数据；
步骤302、对特征抖振数据进行频谱分析，获取抖振特性；
步骤303、基于第二气动模型进行模拟飞行并监测模拟飞行状态；
步骤304、当模拟飞行状态为失速尾旋状态时，根据抖振特性通过正弦波发生器向训练模拟器的仿真座舱输出正弦波信号，以使仿真座舱振动。
通过该方法，基于第二气动模型的模拟飞行状态实现了仿真座舱振动，使模拟训练能够进一步接近实际的驾驶操作。
其中，根据抖振特性通过正弦波发生器向训练模拟器的仿真座舱输出正弦波信号，包括向仿真座舱中的驾驶杆和脚蹬同时输出正弦波信号，以使驾驶员在模拟失速尾旋训练时能够感受到驾驶杆和脚蹬的振动。
在本申请的一些实施例中，对特征抖振数据进行频谱分析，获取抖振特性包括：将时域中的特征抖振数据转化至频域中，分析频域中的特征抖振数据，从而得到驾驶杆和脚蹬的三轴加速的频域中的抖振曲线。具体地，可以通过MATLAB软件将时域下的特征抖振数据转换至频域中。
需要说明的是，对特征抖振数据进行频谱分析，获取抖振特性还包括：从驾驶杆和脚蹬的三轴加速的频域中的抖振曲线中得到驾驶杆和脚蹬的下抖振频率和抖振振幅，使正弦波发生器能够向驾驶杆和脚蹬输出特定频率和振幅的正弦波。
飞机在失速尾旋状态下，飞机的舵会受到交变力，此交变力会传递至驾驶杆和脚蹬，增大操控飞机的难度。因此，参见图4，本申请实施例还提供了一种失速尾旋飞行建模方法，不同于前述的失速尾旋飞行模拟方法，该方法用于实现交变力感仿真。其中，训练模拟器加载了上述失速尾旋实时飞行仿真建模方法所获得的目标飞机的第二气动模型，具体包括以下步骤：
步骤401、获取目标飞机在失速尾旋过程中的目标飞机运动特性数据和气流运动特性数据；
步骤402、根据目标飞机运动特性数据和气流运动特性数据建立经验公式；
步骤403、基于第二气动模型进行模拟飞行并监测模拟飞行状态，根据模拟飞行状态和经验公式计算第二气动模型的水平尾翼和垂直尾翼的当地攻角和当地侧滑角；
步骤404、在当地攻角和当地侧滑角下计算第二气动模型的驾驶杆和脚蹬的仿真交变力矩；
步骤405、在训练模拟器的仿真座舱中的驾驶杆和脚蹬上施加仿真交变力矩。
作为一种示例，根据该目标飞机运动特性数据和气流运动特性数据建立经验公式为：
Figure BDA0003071633930000091
其中，飞机水平尾翼空速矢量为
Figure BDA0003071633930000092
vxHF，vyHT，vzHT分别为水平尾翼空速在机体轴的三向分量；
重心空速矢量为
Figure BDA0003071633930000093
vxCG，vyCG，vzCG分别为重心空速在机体轴的三向分量；
重心机体轴角速度矢量为
Figure BDA0003071633930000101
wxCG，ωyCG，ωzCG分别为飞机的机体轴角速度的三向分量；
Figure BDA0003071633930000102
和
Figure BDA0003071633930000103
分别为水平尾翼和重心的位置矢量，均为机体轴的绝对坐标。
飞机水平尾翼处的当地迎角攻角为：
Figure BDA0003071633930000104
飞机水平尾翼处的当地侧滑角为：
Figure BDA0003071633930000105
同理可知，飞机垂直尾翼处的当地迎角为：
Figure BDA0003071633930000106
飞机垂直尾翼处的当地侧滑角为：
Figure BDA0003071633930000107
通过上述公式，可以估算得到飞机平尾和垂尾处的当地攻角和当地侧滑角。
在本申请的一些实施例中，在当地攻角和当地侧滑角下计算第二气动模型的驾驶杆和脚蹬的仿真交变力矩可包括：基于当地攻角和当地侧滑角计算第二气动模型的升降舵和方向舵的气动力，根据气动力计算升降舵和方向舵的铰链力矩，基于铰链力矩计算出施加在驾驶杆和脚蹬上的仿真交变力矩。
由于飞机的升降舵和方向舵被驾驶杆和脚蹬以一定的传动比控制，故在失速尾旋飞行建模时，基于铰链力矩计算出施加在仿真座舱中的驾驶杆和脚蹬的力矩可包括：基于升降舵和方向舵与驾驶杆和脚蹬之间的传动比计算仿真交变力矩。通过此方法，可以使作用在驾驶杆和脚蹬上的交变力更接近于实际驾驶时驾驶杆和脚蹬上的交变力，进而使驾驶员在训练模拟器中的操纵感受更接近实际驾驶。
可以理解的是，为了使交变力感仿真与实际驾驶更加接近，该失速尾旋飞行模拟方法还可包括：获取目标飞机的驾驶杆和脚蹬的交变力矩，比较仿真交变力矩与目标飞机的驾驶杆和脚蹬的交变力矩，当仿真交变力矩与目标飞机的驾驶杆和脚蹬的交变力矩存在较大区别时，调整经验公式，并再次计算出修正后的目标飞机的驾驶杆和脚蹬的交变力矩。
需要说明的是，对经验公式的调整可进行多次，并重复验证调整后的仿真交变力矩与失速尾旋飞行数据中目标飞机的驾驶杆和脚蹬的交变力矩的区别，使训练模拟器的驾驶杆和脚蹬的交变力矩尽可能接近目标飞机的驾驶杆和脚蹬的交变力矩。
本申请实施例中，在第二气动模型的基础上进行失速尾旋飞行建模方法，并将第二气动模型被加载至模拟训练器中，驾驶员在此模拟训练器中进行失速尾旋训练时，仿真座舱中的驾驶杆和脚蹬会发生振动并受交变力作用，增加驾驶员操纵飞机的难度。
本申请实施例还提供了一种训练模拟器，该训练模拟器适于执行上述的失速尾旋飞行模拟方法。
综上，本申请实施例提供的失速尾旋实时飞行仿真建模方法中，采用准定常气动建模方法建立第一气动模型，采用非定常气动建模方法建立第二气动模型，并基于常规飞行数据和失速尾旋飞行数据对第一气动模型和第二气动模型进行了修正，建立了更接近目标飞机的气动模型，能够实现飞机失速尾旋实时飞行仿真，在应用到模拟训练时能够提高模拟的真实性。本申请实施例还提供了失速尾旋飞行模拟方法，实现了飞机失速尾旋时的抖振特性仿真和尾旋交变力感仿真，可以在加载有第二气动模型的训练模拟器上模拟飞机失速尾旋时操纵杆和脚蹬上的振动和交变力矩，使驾驶员在失速尾旋模拟训练时的操纵更接近于实际飞机操纵。
此外，本申请中所涉及的正弦波发生器可以基于泰勒级数实现，即对正弦波发生器输入频率和振幅值即可获得产生振动输出。
在本申请中，术语“第一”和“第二”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性。术语“多个”指两个或两个以上，除非另有明确的限定。
本领域技术人员在考虑说明书及实践这里公开的本申请后，将容易想到本申请的其它实施方案。本申请旨在涵盖本申请的任何变型、用途或者适应性变化，这些变型、用途或者适应性变化遵循本申请的一般性原理并包括本申请未公开的本技术领域中的公知常识或惯用技术手段。说明书和实施例仅被视为示例性的。
应当理解的是，本申请并不局限于上面已经描述并在附图中示出的方法，并且可以在不脱离其范围进行各种修改和改变。本申请的范围仅由所附的权利要求来限制。

Claims (11)

1.一种失速尾旋实时飞行仿真建模方法，其特征在于，所述方法包括以下步骤：
获取目标飞机的气动数据和试飞数据，所述试飞数据包括常规飞行数据和失速尾旋飞行数据；
基于所述气动数据，采用准定常气动建模方法建立第一气动模型；
基于所述常规试飞数据修正所述第一气动模型，从而得到修正后的第一气动模型；
基于所述修正后的第一气动模型进行人在回路的失速尾旋仿真飞行，得到仿真失速尾旋飞行数据；
基于所述失速尾旋飞行数据验证所述仿真失速尾旋飞行数据；
当所述仿真失速尾旋飞行数据与所述失速尾旋飞行数据不一致时，修正所述气动数据，得到修正后的气动数据，基于所述修正后的气动数据采用非定常气动建模方法建立第二气动模型。
2.根据权利要求1所述的失速尾旋实时飞行仿真建模方法，其特征在于，所述气动数据通过所述目标飞机进行风洞试验、流谱观察试验和模型自由飞试验获得。
3.根据权利要求1或2所述的失速尾旋实时飞行仿真建模方法，其特征在于，所述基于所述修正后的第一气动模型进行人在回路的失速尾旋仿真飞行包括：
将所述修正后的第一气动模型加载至训练模拟器，在所述训练模拟器中进行包括失速尾旋的仿真飞行。
4.一种失速尾旋飞行模拟方法，其特征在于，由训练模拟器执行，所述训练模拟器加载了利用权利要求1-3中任一项的失速尾旋实时飞行仿真建模方法获得的目标飞机的第二气动模型，所述方法包括：
获取所述目标飞机在失速尾旋过程中的特征抖振数据；
对所述特征抖振数据进行频谱分析，获取抖振特性；
基于所述第二气动模型进行模拟飞行并监测模拟飞行状态；
当所述模拟飞行状态为失速尾旋状态时，根据所述抖振特性通过正弦波发生器向所述训练模拟器的仿真座舱输出正弦波信号，以使所述仿真座舱振动。
5.根据权利要求4所述的失速尾旋飞行模拟方法，其特征在于，所述根据所述抖振特性通过正弦波发生器向所述训练模拟器的仿真座舱输出正弦波信号，包括向所述仿真座舱中的驾驶杆和脚蹬同时输出正弦波信号。
6.根据权利要求5所述的失速尾旋飞行模拟方法，其特征在于，所述对所述特征抖振数据进行频谱分析，获取抖振特性包括：将时域中的所述特征抖振数据转化至频域中，分析频域中的所述特征抖振数据，从而得到所述驾驶杆和脚蹬的三轴加速的频域中的抖振曲线。
7.根据权利要求6所述的失速尾旋飞行模拟方法，其特征在于，所述对所述特征抖振数据进行频谱分析，获取抖振特性还包括：从所述驾驶杆和脚蹬的三轴加速的频域中的抖振曲线中得到所述驾驶杆和脚蹬的下抖振频率和抖振振幅。
8.一种失速尾旋飞行模拟方法，其特征在于，由训练模拟器执行，所述训练模拟器加载了利用权利要求1-3中任一项的失速尾旋实时飞行仿真建模方法获得的目标飞机的第二气动模型，包括：
获取所述目标飞机在失速尾旋过程中的目标飞机运动特性数据和气流运动特性数据；
根据所述目标飞机运动特性数据和气流运动特性数据建立经验公式；
基于所述第二气动模型进行模拟飞行并监测模拟飞行状态，根据所述模拟飞行状态和所述经验公式计算所述第二气动模型的水平尾翼和垂直尾翼的当地攻角和当地侧滑角；
在所述当地攻角和当地侧滑角下计算所述第二气动模型的驾驶杆和脚蹬的仿真交变力矩；
在所述训练模拟器的仿真座舱中的驾驶杆和脚蹬上施加所述仿真交变力矩。
9.根据权利要求8所述的失速尾旋飞行模拟方法，其特征在于，所述在所述当地攻角和当地侧滑角下计算所述第二气动模型的驾驶杆和脚蹬的仿真交变力矩包括：
基于所述当地攻角和当地侧滑角计算所述第二气动模型的升降舵和方向舵的气动力，根据所述气动力计算所述升降舵和方向舵的铰链力矩，基于所述铰链力矩计算出施加在所述驾驶杆和脚蹬上的所述仿真交变力矩。
10.根据权利要求9所述的失速尾旋飞行模拟方法，其特征在于，所述基于所述铰链力矩计算出施加在所述仿真座舱中的驾驶杆和脚蹬的力矩包括：基于所述升降舵和方向舵与所述驾驶杆和脚蹬之间的传动比计算所述仿真交变力矩。
11.一种训练模拟器，其特征在于，所述训练模拟器适于执行权利要求4-10任一项所述的失速尾旋飞行模拟方法。
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