CN114417509A

CN114417509A - 飞行模拟设备的配平方法、装置、电子设备及介质

Info

Publication number: CN114417509A
Application number: CN202210328503.6A
Authority: CN
Inventors: 邱梦琦; 刘长发; 张俊杰; 璩龙辉; 秦先学; 陈明生
Original assignee: Beijing Bluesky Aviation Technology Co Ltd
Current assignee: Beijing Bluesky Aviation Technology Co Ltd
Priority date: 2022-03-31
Filing date: 2022-03-31
Publication date: 2022-04-29
Anticipated expiration: 2042-03-31
Also published as: CN114417509B

Abstract

本发明提供一种飞行模拟设备的配平方法、装置、电子设备及介质，通过计算目标舵面偏度、目标飞行参数和目标推力，解算得到实际受力值，并结合目标受力值计算受力差值，进而判断是否完成配平解算，在判定未完成配平解算时，直接利用目标舵面偏度、目标飞行参数和目标推力进行下一次受力解算，直至判定完成配平解算，最后利用配平解算完成时得到的目标数据对飞控系统和动力系统进行返驱，实现最终配平，该配平过程由于在获得目标数据的过程中无需飞控系统和动力系统参与调整，配平过程耗时更短，更加快捷。

Description

飞行模拟设备的配平方法、装置、电子设备及介质

技术领域

本发明涉及飞行控制与数据处理技术领域，尤其涉及一种飞行模拟设备的配平方法、装置、电子设备及介质。

背景技术

配平是飞行模拟设备软件研制过程中常用的技术手段，配平简单来说是指使得飞行模拟设备达到受力平衡的状态。

传统的飞行模拟设备的配平方法，在配平解算的过程中，需要飞控系统和动力系统实时参与调整，由于飞控系统和动力系统本身具有响应延迟特性，导致传统的配平方法获得配平结果的过程耗时过长。

发明内容

本发明提供一种飞行模拟设备的配平方法、装置、电子设备及介质，用以解决现有技术中传统配平方法需要飞控系统和动力系统实时参与调整，配平过程耗时过长的缺陷，实现飞行模拟设备的快速配平。

第一方面，本发明提供一种飞行模拟设备的配平方法，该方法包括：

基于飞行模拟设备的当前舵面偏度、当前飞行参数、当前推力以及重力，求取所述飞行模拟设备的实际受力值；

根据所述实际受力值和预设的目标受力值，计算得到受力差值，将所述受力差值与预设的差值阈值进行比对，并根据比对结果判断是否完成配平解算；

若判定未完成配平解算，则基于所述受力差值、当前舵面偏度、当前飞行参数和当前推力，计算目标舵面偏度、目标飞行参数和目标推力；

基于所述目标舵面偏度、目标飞行参数、目标推力以及重力，求取所述飞行模拟设备再次解算后的实际受力值；

根据所述再次解算后的实际受力值和预设的目标受力值，再次计算受力差值，并将再次计算得到的受力差值与预设的差值阈值进行比对，直至根据比对结果判定完成配平解算；

利用完成配平解算时对应的目标舵面偏度，对飞控系统中的操纵设备进行返驱，并利用完成配平解算时对应的目标推力，对动力系统中的油门杆进行返驱，以完成飞行模拟设备的配平。

根据本发明提供的一种飞行模拟设备的配平方法，基于飞行模拟设备的当前舵面偏度、当前飞行参数、当前推力以及重力，求取所述飞行模拟设备的实际受力值，包括：

获取飞行模拟设备的当前舵面偏度、当前飞行参数、当前推力以及重力；

基于所述当前舵面偏度和所述当前飞行参数，计算得到所述飞行模拟设备的当前气动力；

根据所述当前气动力、当前推力以及重力，对所述飞行模拟设备进行受力解算，得到所述飞行模拟设备的实际受力值。

根据本发明提供的一种飞行模拟设备的配平方法，根据所述当前气动力、当前推力以及重力，对所述飞行模拟设备进行受力解算，得到所述飞行模拟设备的实际受力值，包括：

分别提取所述当前气动力、当前推力以及重力在机体轴系下的气动力分量、推力分量以及重力分量；

将所述气动力分量、推力分量以及重力分量求和，得到实际受力值。

根据本发明提供的一种飞行模拟设备的配平方法，所述实际受力值包括飞行模拟设备在六个自由度所受的力和力矩。

根据本发明提供的一种飞行模拟设备的配平方法，将所述受力差值与预设的差值阈值进行比对，并根据比对结果判断是否完成配平解算，包括：

若所述受力差值小于所述预设的差值阈值，则判定完成配平解算；

若所述受力差值大于或等于所述预设的差值阈值，则判定未完成配平解算。

根据本发明提供的一种飞行模拟设备的配平方法，基于所述目标舵面偏度、目标飞行参数、目标推力以及重力，求取所述飞行模拟设备再次解算后的实际受力值，包括：

基于所述目标舵面偏度和目标飞行参数，计算得到目标气动力；

根据所述目标气动力、目标推力以及重力，再次对所述飞行模拟设备进行受力解算，得到所述飞行模拟设备再次解算后的实际受力值。

根据本发明提供的一种飞行模拟设备的配平方法，所述当前舵面偏度和所述目标舵面偏度均包括升降舵偏角、副翼偏角和方向舵偏角。

第二方面，本发明还提供一种飞行模拟设备的配平装置，该装置包括：

第一处理模块，用于基于飞行模拟设备的当前舵面偏度、当前飞行参数、当前推力以及重力，求取所述飞行模拟设备的实际受力值；

第二处理模块，用于根据所述实际受力值和预设的目标受力值，计算得到受力差值，将所述受力差值与预设的差值阈值进行比对，并根据比对结果判断是否完成配平解算；

第三处理模块，用于若判定未完成配平解算，则基于所述受力差值、当前舵面偏度、当前飞行参数和当前推力，计算目标舵面偏度、目标飞行参数和目标推力；

第四处理模块，用于基于所述目标舵面偏度、目标飞行参数、目标推力以及重力，求取所述飞行模拟设备再次解算后的实际受力值；

第五处理模块，用于根据所述再次解算后的实际受力值和预设的目标受力值，再次计算受力差值，并将再次计算得到的受力差值与预设的差值阈值进行比对，直至根据比对结果判定完成配平解算；

第六处理模块，用于利用完成配平解算时对应的目标舵面偏度，对飞控系统中的操纵设备进行返驱，并利用完成配平解算时对应的目标推力，对动力系统中的油门杆进行返驱，以完成飞行模拟设备的配平。

第三方面，本发明还提供一种电子设备，包括存储器、处理器及存储在存储器上并可在处理器上运行的计算机程序，所述处理器执行所述程序时实现如上述任一种所述飞行模拟设备的配平方法的步骤。

第四方面，本发明还提供一种非暂态计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序，该计算机程序被处理器执行时实现如上述任一种所述飞行模拟设备的配平方法的步骤。

本发明提供的飞行模拟设备的配平方法、装置、电子设备及介质，通过计算目标舵面偏度、目标飞行参数和目标推力，解算得到实际受力值，并结合目标受力值计算受力差值，进而判断是否完成配平解算，在判定未完成配平解算时，直接利用目标舵面偏度、目标飞行参数和目标推力进行下一次受力解算，直至判定完成配平解算，最后利用配平解算完成时得到的目标数据对飞控系统和动力系统进行返驱，实现最终配平，该配平过程由于在获得目标数据的过程中无需飞控系统和动力系统参与调整，配平过程耗时更短，更加快捷。

附图说明

为了更清楚地说明本发明或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作一简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图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的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1是本发明提供的飞行模拟设备的配平方法的流程示意图之一；

图2是本发明提供的飞行模拟设备的配平方法的流程示意图之二；

图3是本发明提供的飞行模拟设备的配平装置的结构示意图；

图4是本发明提供的电子设备的结构示意图。

具体实施方式

为使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明中的附图，对本发明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作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。

首先对本发明所用到的相关技术术语和针对的应用背景进行说明：

重定位是指将飞行模拟设备快速重置于特定状态，比如特定高度、速度等，然后开始特定科目的试验或者特定动作的训练。

QTG客观测试是指利用验证数据（比如试飞数据或者工程验证数据）对飞行模拟设备的飞机性能、操纵品质等进行测试验证的过程。

QTG初始化是指在QTG客观测试过程中，为了与验证数据进行性能匹配，首先要使飞行模拟设备的初始状态与验证数据的初始状态达到一致，这个过程称为QTG测试的初始化过程。

配平是指使飞行模拟设备达到受力平衡的状态。

本实施例提供的飞行模拟设备的配平方法、装置、电子设备及介质主要针对的应用对象为固定翼飞行模拟设备。

固定翼飞行模拟设备在空中的受力通常包含气动力、发动机推力/螺旋桨拉力、重力。气动力的影响因素通常有迎角、侧滑角、姿态、动压等飞行参数以及升降舵、副翼、方向舵、襟翼等舵面偏度等因素。其中，舵面偏度通过飞控系统控制，而飞控系统控制率的解算也与当前的飞行状态相关。发动机推力或螺旋桨拉力由发动机系统控制，其推力解算也与当前飞行状态相关。

传统的对飞行模拟设备进行配平的方法，在飞行系统的飞行运动学和动力学模块中计算当前状态下飞行模拟设备在六个自由度的受力情况，根据计算结果，调整飞行模拟设备的姿态、迎角等相关参数；在飞控系统中通过移动操纵杆，改变主舵面的位置，从而改变气动受力；同时，移动发动机油门杆，改变发动机推力；再回到运动学和动力学模块重新进行当前状态的六自由度受力情况，如此反复迭代从而使得飞机的受力达到稳定状态，实现配平。

上述配平方法在配平解算的过程中，涉及多个系统实时参与，通常对于动力系统和飞控系统，其本身具有响应延迟特性，因此这两个系统参与配平解算的参数并不能反映系统当前时刻的真实状态。若不做任何处理，按照传统方法进行配平解算，由于延迟特性会导致配平解算迭代周期增加，使得整个配平过程持续时间较久，可能长达2~3min。

且若迭代步长选取的不合适，可能导致解算结果在目标邻域来回振荡，从而无法得出计算结果。若考虑完成当前周期解算后等待系统稳定再进行下一个周期的解算，那么整个配平解算过程耗时将成指数倍增加。

考虑到传统的配平方法存在配平过程耗时过长的问题，本发明实施例提供一种更加高效的配平方案。下面结合图1-图4描述本发明实施例提供的飞行模拟设备的配平方法、装置、电子设备及介质。

图1示出了本发明实施例提供的飞行模拟设备的配平方法，该方法包括：

步骤110：基于飞行模拟设备的当前舵面偏度、当前飞行参数、当前推力以及重力，求取飞行模拟设备的实际受力值。

在本实施例中，基于飞行模拟设备的当前舵面偏度、当前飞行参数、当前推力以及重力，求取飞行模拟设备的实际受力值的过程，具体可以包括：

首先，获取飞行模拟设备的当前舵面偏度、当前飞行参数、当前推力以及重力。

本实施例中飞行模拟设备的当前舵面偏度主要包括升降舵偏角、副翼偏角以及方向舵偏角，当前飞行参数主要包括当前滚转角和当前迎角等参数。

然后，基于当前舵面偏度和当前飞行参数，计算得到飞行模拟设备的当前气动力。

在实际应用过程中，影响飞行模拟设备的气动力的影响因素包括但不限于以下参数:

速度、气压高度、迎角、侧滑角、滚转角速率、俯仰角速率、偏航角速率、升降舵偏角、副翼偏角、方向舵偏角、襟翼偏角、推力、重心位置以及起落架位置等。

本实施例中所使用的气动力的表达式如下：

（1）

其中，

表示速度；

表示气压高度；

和

分别表示迎角和侧滑角；

分别表示滚转角速率、俯仰角速率和偏航角速率；

分别表示升降舵偏角、副翼偏角和方向舵偏角；

表示襟翼偏角；

表示推力；

表示重心位置；

表示起落架位置。

上述计算得到的气动力

，可以表征飞行模拟设备在机体轴系下所受六个自由度的气动力和力矩，即：

（2）

其中，

表示x轴方向的受力，

表示y轴方向的受力，

表示z轴方向的受力，

表示x轴方向的力矩，

表示y轴方向的力矩，

表示z轴方向的力矩。

最后，根据当前气动力、当前推力以及重力，对飞行模拟设备进行受力解算，得到飞行模拟设备的实际受力值。

在本实施例中，根据当前气动力、当前推力以及重力，对飞行模拟设备进行受力解算，得到飞行模拟设备的实际受力值的过程，具体可以包括：

首先，分别提取当前气动力、当前推力以及重力在机体轴系下的气动力分量、推力分量以及重力分量。

可以理解的是，上述计算得到的气动力

，即为当前气动力的气动力分量，该气动力分量实际包含三个力分量以及三个力矩分量。

然后，将气动力分量、推力分量以及重力分量求和，得到实际受力值。

具体地，实际受力值的计算表达式如下：

（3）

其中，

为飞行模拟设备在机体轴系下的合力分量，即实际受力值；

为在机体轴系下的推力分量；

为在机体轴系下的重力分量。

可以理解的是，由于气动力分量包含六个自由度下所受力和力矩，基于气动力分量与推力分量和重力分量计算得到的实际受力值也包括飞行模拟设备在六个自由度所受的力和力矩。

步骤120：根据实际受力值和预设的目标受力值，计算得到受力差值，将受力差值与预设的差值阈值进行比对，并根据比对结果判断是否完成配平解算。

将实际受力值

在六个自由度下的力或力矩分别与目标受力值

进行比较计算受力差值，判断是否满足预定容差（即差值阈值）。

在本实施例中，将受力差值与预设的差值阈值进行比对，并根据比对结果判断是否完成配平解算的过程，具体可以包括：

若受力差值小于预设的差值阈值，则判定完成配平解算；

若受力差值大于或等于预设的差值阈值，则判定未完成配平解算。

本实施例假设力和力矩的预定容差均为100，则判断是否满足下式，即可判断是否完成配平。

（4）

其中，

表示受力差值，本实施例中

的表达式为：

（5）

其中，

表示实际受力值中实际受力与目标受力的差值；

表示实际受力值中实际力矩与目标力矩的差值。

若满足判定表达式，则说明实际受力值与目标受力值在可容许的范围内，二者较为接近，则可以判定完成配平解算，否则，可以判定未完成配平解算。

需要说明的是，通常平稳状态下各自由度的目标受力值为0，即

，实际应用过程中也可以根据需要合理设定目标受力值。

步骤130：若判定未完成配平解算，则基于受力差值、当前舵面偏度、当前飞行参数和当前推力，计算目标舵面偏度、目标飞行参数和目标推力。

在本实施例中，目标舵面偏度的计算表达式如下：

（6）

其中，

表示目标舵面偏度，具体包含目标副翼偏角、目标升降舵偏角和目标方向舵偏角；

表示当前舵面偏度，包含当前副翼偏角、当前升降舵偏角和当前方向舵偏角；

表示舵面偏度变化步长；

表示实际力矩与目标力矩的差值。

在本实施例中，目标飞行参数和目标推力的计算表达式如下：

（7）

其中，

分别表示目标推力、目标滚转角和目标迎角，

分别表示当前推力、当前滚转角以及当前迎角，

分别表示推力、滚转和迎角的变化步长，

为实际受力与目标受力的差值。

步骤140：基于目标舵面偏度、目标飞行参数、目标推力以及重力，求取飞行模拟设备再次解算后的实际受力值。

在本实施例中，基于目标舵面偏度、目标飞行参数、目标推力以及重力，求取飞行模拟设备再次解算后的实际受力值的过程，具体可以包括：

首先，基于目标舵面偏度和目标飞行参数，计算得到目标气动力。

在实际应用过程中，将当前飞行模拟设备的飞行状态设置为目标飞行参数，将当前周期的目标飞行参数和目标舵面偏度代替步骤110中的实际飞行参数和实际舵面偏度，直接作为气动力解算的输入，计算下一个周期的气动力，即令：

（8）

（9）

基于上述输入数据，目标气动力的表达式如下：

（10）

其中，

表示下一个周期的气动力，即目标气动力。

然后，根据目标气动力、目标推力以及重力，再次对飞行模拟设备进行受力解算，得到飞行模拟设备再次解算后的实际受力值。

该过程中，将目标气动力直接代替步骤110中计算得到的当前气动力，将目标推力直接代替当前推力，与重力一起，进行下一周期的受力解算，从而避免飞控系统和动力系统参与调整时引入延迟特性，造成配平解算耗时长的问题。

可以理解的是，再次对飞行模拟设备进行受力解算，获得再次解算后的实际受力值的过程，与上述步骤110中实际受力值的计算过程一致，在此不做过多赘述。

在实际应用过程中，为了保证受力解算的准确性和可靠性，还需根据目标滚转角

对重力在机体轴系下分量进行重新计算，计算公式如下：

（11）

式中，

表示地轴系到机体轴系的转换矩阵，该矩阵的表达式如下：

（12）

上式中，A、B、C、D的具体表达式如下：

（13）

（14）

（15）

（16）

式中，

分别表示目标滚转角、俯仰角和偏航角。

步骤150：根据再次解算后的实际受力值和预设的目标受力值，再次计算受力差值，并将再次计算得到的受力差值与预设的差值阈值进行比对，直至根据比对结果判定完成配平解算。

可以理解的是，通过不断迭代解算，最终可以得到满足差值阈值要求的目标受力值，从而获得达到气动配平点所需的目标舵面偏度和目标推力。

步骤160：利用完成配平解算时对应的目标舵面偏度，对飞控系统中的操纵设备进行返驱，并利用完成配平解算时对应的目标推力，对动力系统中的油门杆进行返驱，以完成飞行模拟设备的配平。

参见附图2，本实施例中整个配平方法中气动力计算、重力计算、六自由度受力解算、受力差值计算以及目标飞行参数、目标舵面偏度和目标推力这些目标数据的计算过程均在飞行系统210中完成，其中虚线箭头表示的是配平过程引入的计算流程，实线箭头表示飞行模拟器在工作时原本需要执行的计算流程。

飞行系统210将最终得到的目标舵面偏度和目标推力分别输出至飞控系统220和动力系统230。飞控系统220通过控制操纵设备或控制开关可以使舵面达到最终的目标舵面偏度，动力系统230通过控制油门杆位置可以使推力达到最终的目标推力，进而完成整个配平解算过程。

由此可见，本发明实施例提供的飞行模拟设备的配平方法，在飞行系统计算出目标飞行参数、目标舵面偏度和目标推力之后，将上述目标值直接作为气动输入和受力解算输入，以此逐步迭代，计算出最终的目标值，整个配平过程在飞行系统内部自行完成，将飞控系统和动力系统独立于配平算法之外。

上述配平过程可以在几秒的时间内快速完成，耗时更短，当计算出最终的目标值之后，再对操纵设备和油门杆进行返驱，以达到最终的目标舵面偏度和目标推力，快速实现飞行模拟设备的配平。

下面对本发明提供的飞行模拟设备的配平装置进行描述，下文描述的飞行模拟设备的配平装置与上文描述的飞行模拟设备的配平方法可相互对应参照。

图3示出了本发明实施例提供的飞行模拟设备的配平装置，该装置包括：

第一处理模块310，用于基于飞行模拟设备的当前舵面偏度、当前飞行参数、当前推力以及重力，求取飞行模拟设备的实际受力值；

第二处理模块320，用于根据实际受力值和预设的目标受力值，计算得到受力差值，将受力差值与预设的差值阈值进行比对，并根据比对结果判断是否完成配平解算；

第三处理模块330，用于若判定未完成配平解算，则基于受力差值、当前舵面偏度、当前飞行参数和当前推力，计算目标舵面偏度、目标飞行参数和目标推力；

第四处理模块340，用于基于目标舵面偏度、目标飞行参数、目标推力以及重力，求取飞行模拟设备再次解算后的实际受力值；

第五处理模块350，用于根据再次解算后的实际受力值和预设的目标受力值，再次计算受力差值，并将再次计算得到的受力差值与预设的差值阈值进行比对，直至根据比对结果判定完成配平解算；

第六处理模块360，用于利用完成配平解算时对应的目标舵面偏度，对飞控系统中的操纵设备进行返驱，并利用完成配平解算时对应的目标推力，对动力系统中的油门杆进行返驱，以完成飞行模拟设备的配平。

在示例性实施例中，上述第一处理模块310，具体可以用于：获取飞行模拟设备的当前舵面偏度、当前飞行参数、当前推力以及重力；基于当前舵面偏度和当前飞行参数，计算得到飞行模拟设备的当前气动力；根据当前气动力、当前推力以及重力，对飞行模拟设备进行受力解算，得到飞行模拟设备的实际受力值。

进一步地，上述第一处理模块310具体通过如下方式实现根据当前气动力、当前推力以及重力，对飞行模拟设备进行受力解算，得到飞行模拟设备的实际受力值的功能：

分别提取当前气动力、当前推力以及重力在机体轴系下的气动力分量、推力分量以及重力分量；

将气动力分量、推力分量以及重力分量求和，得到实际受力值。

具体地，本实施例中实际受力值可以包括飞行模拟设备在六个自由度所受的力和力矩。

在示例性实施例中，上述第二处理模块320具体通过如下方式判断是否完成配平解算：

若受力差值小于预设的差值阈值，则判定完成配平解算；

在示例性实施例中，上述第四处理模块340，具体用于：基于目标舵面偏度和目标飞行参数，计算得到目标气动力；根据目标气动力、目标推力以及重力，再次对飞行模拟设备进行受力解算，得到飞行模拟设备再次解算后的实际受力值。

具体地，当前舵面偏度和目标舵面偏度均可以包括升降舵偏角、副翼偏角和方向舵偏角。

由此可见，本发明实施例提供的飞行模拟设备的配平装置，通过将计算得到的目标飞行参数、目标舵面偏度和目标推力直接作为气动输入和受力解算输入进行逐次迭代解算，无需飞控系统和动力系统实时参与配平解算过程，后续只需根据最终获得的目标数据对飞控系统中的操纵设备以及动力系统中的油门杆进行返驱，即可实现配平，该配平装置实现配平的过程耗时更短，更加高效。

图4示例了一种电子设备的实体结构示意图，如图4所示，该电子设备可以包括：处理器(processor)410、通信接口(Communications Interface)420、存储器(memory)430和通信总线440，其中，处理器410，通信接口420，存储器430通过通信总线440完成相互间的通信。处理器410可以调用存储器430中的逻辑指令，以执行飞行模拟设备的配平方法，该方法包括：基于飞行模拟设备的当前舵面偏度、当前飞行参数、当前推力以及重力，求取飞行模拟设备的实际受力值；根据实际受力值和预设的目标受力值，计算得到受力差值，将受力差值与预设的差值阈值进行比对，并根据比对结果判断是否完成配平解算；若判定未完成配平解算，则基于受力差值、当前舵面偏度、当前飞行参数和当前推力，计算目标舵面偏度、目标飞行参数和目标推力；基于目标舵面偏度、目标飞行参数、目标推力以及重力，求取飞行模拟设备再次解算后的实际受力值；根据再次解算后的实际受力值和预设的目标受力值，再次计算受力差值，并将再次计算得到的受力差值与预设的差值阈值进行比对，直至根据比对结果判定完成配平解算；利用完成配平解算时对应的目标舵面偏度，对飞控系统中的操纵设备进行返驱，并利用完成配平解算时对应的目标推力，对动力系统中的油门杆进行返驱，以完成飞行模拟设备的配平。

此外，上述的存储器430中的逻辑指令可以通过软件功能单元的形式实现并作为独立的产品销售或使用时，可以存储在一个计算机可读取存储介质中。基于这样的理解，本发明的技术方案本质上或者说对现有技术做出贡献的部分或者该技术方案的部分可以以软件产品的形式体现出来，该计算机软件产品存储在一个存储介质中，包括若干指令用以使得一台计算机设备（可以是个人计算机，服务器，或者网络设备等）执行本发明各个实施例所述方法的全部或部分步骤。而前述的存储介质包括：U盘、移动硬盘、只读存储器（ROM，Read-Only Memory）、随机存取存储器（RAM，Random Access Memory）、磁碟或者光盘等各种可以存储程序代码的介质。

另一方面，本发明还提供一种计算机程序产品，所述计算机程序产品包括计算机程序，计算机程序可存储在非暂态计算机可读存储介质上，所述计算机程序被处理器执行时，计算机能够执行上述各方法所提供的飞行模拟设备的配平方法，该方法包括：基于飞行模拟设备的当前舵面偏度、当前飞行参数、当前推力以及重力，求取飞行模拟设备的实际受力值；根据实际受力值和预设的目标受力值，计算得到受力差值，将受力差值与预设的差值阈值进行比对，并根据比对结果判断是否完成配平解算；若判定未完成配平解算，则基于受力差值、当前舵面偏度、当前飞行参数和当前推力，计算目标舵面偏度、目标飞行参数和目标推力；基于目标舵面偏度、目标飞行参数、目标推力以及重力，求取飞行模拟设备再次解算后的实际受力值；根据再次解算后的实际受力值和预设的目标受力值，再次计算受力差值，并将再次计算得到的受力差值与预设的差值阈值进行比对，直至根据比对结果判定完成配平解算；利用完成配平解算时对应的目标舵面偏度，对飞控系统中的操纵设备进行返驱，并利用完成配平解算时对应的目标推力，对动力系统中的油门杆进行返驱，以完成飞行模拟设备的配平。

又一方面，本发明还提供一种非暂态计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序，该计算机程序被处理器执行时实现以执行上述各方法提供的飞行模拟设备的配平方法，该方法包括：基于飞行模拟设备的当前舵面偏度、当前飞行参数、当前推力以及重力，求取飞行模拟设备的实际受力值；根据实际受力值和预设的目标受力值，计算得到受力差值，将受力差值与预设的差值阈值进行比对，并根据比对结果判断是否完成配平解算；若判定未完成配平解算，则基于受力差值、当前舵面偏度、当前飞行参数和当前推力，计算目标舵面偏度、目标飞行参数和目标推力；基于目标舵面偏度、目标飞行参数、目标推力以及重力，求取飞行模拟设备再次解算后的实际受力值；根据再次解算后的实际受力值和预设的目标受力值，再次计算受力差值，并将再次计算得到的受力差值与预设的差值阈值进行比对，直至根据比对结果判定完成配平解算；利用完成配平解算时对应的目标舵面偏度，对飞控系统中的操纵设备进行返驱，并利用完成配平解算时对应的目标推力，对动力系统中的油门杆进行返驱，以完成飞行模拟设备的配平。

以上所描述的装置实施例仅仅是示意性的，其中所述作为分离部件说明的单元可以是或者也可以不是物理上分开的，作为单元显示的部件可以是或者也可以不是物理单元，即可以位于一个地方，或者也可以分布到多个网络单元上。可以根据实际的需要选择其中的部分或者全部模块来实现本实施例方案的目的。本领域普通技术人员在不付出创造性的劳动的情况下，即可以理解并实施。

通过以上的实施方式的描述，本领域的技术人员可以清楚地了解到各实施方式可借助软件加必需的通用硬件平台的方式来实现，当然也可以通过硬件。基于这样的理解，上述技术方案本质上或者说对现有技术做出贡献的部分可以以软件产品的形式体现出来，该计算机软件产品可以存储在计算机可读存储介质中，如ROM/RAM、磁碟、光盘等，包括若干指令用以使得一台计算机设备（可以是个人计算机，服务器，或者网络设备等）执行各个实施例或者实施例的某些部分所述的方法。

最后应说明的是：以上实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的精神和范围。

Claims

1.一种飞行模拟设备的配平方法，其特征在于，包括：

2.根据权利要求1所述的一种飞行模拟设备的配平方法，其特征在于，基于飞行模拟设备的当前舵面偏度、当前飞行参数、当前推力以及重力，求取所述飞行模拟设备的实际受力值，包括：

3.根据权利要求2所述的一种飞行模拟设备的配平方法，其特征在于，根据所述当前气动力、当前推力以及重力，对所述飞行模拟设备进行受力解算，得到所述飞行模拟设备的实际受力值，包括：

4.根据权利要求1至3任一项所述的一种飞行模拟设备的配平方法，其特征在于，所述实际受力值包括飞行模拟设备在六个自由度所受的力和力矩。

5.根据权利要求1所述的一种飞行模拟设备的配平方法，其特征在于，将所述受力差值与预设的差值阈值进行比对，并根据比对结果判断是否完成配平解算，包括：

6.根据权利要求1所述的一种飞行模拟设备的配平方法，其特征在于，基于所述目标舵面偏度、目标飞行参数、目标推力以及重力，求取所述飞行模拟设备再次解算后的实际受力值，包括：

7.根据权利要求1所述的一种飞行模拟设备的配平方法，其特征在于，所述当前舵面偏度和所述目标舵面偏度均包括升降舵偏角、副翼偏角和方向舵偏角。

8.一种飞行模拟设备的配平装置，其特征在于，包括：

9.一种电子设备，包括存储器、处理器及存储在所述存储器上并可在所述处理器上运行的计算机程序，其特征在于，所述处理器执行所述程序时实现如权利要求1至7任一项所述飞行模拟设备的配平方法的步骤。

10.一种非暂态计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序，其特征在于，所述计算机程序被处理器执行时实现如权利要求1至7任一项所述飞行模拟设备的配平方法的步骤。