CN115344068A - 一种飞行模拟机快速稳定方法、电子设备及介质 - Google Patents

一种飞行模拟机快速稳定方法、电子设备及介质 Download PDF

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Abstract

本发明公开了一种飞行模拟机快速稳定方法、电子设备及介质，涉及飞行模拟机领域，该方法主要包括当发动机推力调整时，计算理论座舱压力，并获取飞行模拟机的发动机引气输入量，并根据所述发动机引气输入量，计算实际座舱压力；当所述理论座舱压力和所述实际座舱压力之间的差值的绝对值大于第一设定阈值时，更新飞行模拟机的发动机引气输入量，返回根据所述发动机引气输入量，计算实际座舱压力的步骤，反之输出飞行模拟机稳定状态信息。本发明能够使飞行模拟机的增压系统在复杂场景中快速达到稳定状态，从而使飞行模拟机短时间内进行重复训练。

Description

一种飞行模拟机快速稳定方法、电子设备及介质
技术领域
本发明涉及飞行模拟机技术领域，特别是涉及一种飞行模拟机快速稳定方法、电子设备及介质。
背景技术
飞行仿真器(flight simulator)在地面模仿飞机空中飞行状态、飞行环境和条件的设备，又称为飞行模拟机。飞行模拟机广泛应用于飞行员的训练、飞机设计和机载设备的试验等方面。
飞行模拟机按用途分为研究用的和训练用的两类。研究用的飞行模拟机用来评价整机的飞行性能和操纵系统、仪表显示系统、飞行控制系统、飞机武器系统、推进装置等的性能，利用它修改各系统的参数，并通过反复试验得出最佳参数。训练用的飞行模拟机用来训练驾驶员，不受气象条件和场地的限制，而且能节省能源和防止污染。用飞行仿真器可以训练起飞、着陆、空中飞行、复杂气象飞行、夜航、空战和领航等飞行项目。
现在的飞行模拟机大多数情况下提供相对独立的飞行状态，所以需要飞机模拟机研发制造人员在设计上做更多的考量，设计一些模拟复杂场景。在复杂场景下，让飞行模拟机进行稳定的重复训练是非常重要的，因此如何让飞行模拟机各系统快速达到稳定状态是一个急需解决的问题。
发明内容
本发明的目的是提供一种飞行模拟机快速稳定方法、电子设备及介质，能够使飞行模拟机的增压系统在复杂场景中快速达到稳定状态，从而使飞行模拟机短时间内进行重复训练。
为实现上述目的，本发明提供了如下方案：
第一方面，本发明提供了一种飞行模拟机快速稳定方法，包括：
当发动机推力调整时，执行以下步骤：
确定第一设定点处的外界环境压力；所述第一设定点为飞行模拟机指示空速为0且飞行模拟机座舱和外界环境之间的压差为0的点，或者，所述第一设定点为飞行模拟机的真实下降率为0且飞行模拟机座舱和外界环境之间的压差保持稳定的点；
根据第一设定点处的外界环境压力，计算理论座舱压力；
获取飞行模拟机的发动机引气输入量，并根据所述发动机引气输入量，计算实际座舱压力；
比较所述理论座舱压力和所述实际座舱压力，并当所述理论座舱压力和所述实际座舱压力之间的差值的绝对值大于第一设定阈值时，更新飞行模拟机的发动机引气输入量，返回根据所述发动机引气输入量，计算实际座舱压力的步骤。
第二方面，本发明提供了一种电子设备，包括存储器及处理器，所述存储器用于存储计算机程序，所述处理器运行所述计算机程序以使所述电子设备执行根据第一方面所述的飞行模拟机快速稳定方法。
第三方面，本发明提供了一种计算机可读存储介质，其特征在于，其存储有计算机程序，所述计算机程序被处理器执行时实现如第一方面所述的飞行模拟机快速稳定方法。
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：
本发明通过动态调整增压系统的状态，使飞行模拟机快速且高精度的稳定。
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为本发明飞行模拟机稳定状态结构框图；
图2为本发明增压系统稳定状态示意图；
图3为本发明座舱内剩余气体保持动态稳定过程示意图；
图4为本发明发动机系统稳定状态示意图；
图5为本发明发动机推力相对稳定过程示意图；
图6为本发明飞行模拟机起飞降落示意图；
图7为本发明当发动机推力调整时飞行模拟机快速稳定方法的流程示意图；
图8为本发明当发动机推力调整时飞行模拟机快速稳定方法的过程示意图；
图9为本发明当发动机推力恒定时飞行模拟机快速稳定方法的流程示意图；
图10为本发明当发动机推力恒定时飞行模拟机快速稳定方法的过程示意图。
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。
如图1所示，飞行模拟机稳定状态包括气动模型稳定、飞行控制系统稳定、发动机系统稳定、航电系统稳定、增压系统稳定和其他飞机系统稳定。
其中，增压系统的主要作用是：飞机在飞行时，维持相对稳定的压差（飞机座舱与外界环境之间的压差），使飞行员和乘客感到舒适，也避免了过大的压差给飞机带来的结构损伤。
以往的飞行模拟机对增压系统只进行显示仿真，即仅仿真座舱爬升率、座舱高度、压差、正常工作逻辑和异常提示。随着飞行训练的日趋成熟和飞行训练标准的逐渐提高，已有人提出模拟飞机真实座舱（含增压系统）的想法，在真实增压环境下进行飞行模拟训练。
发动机系统的主要作用是：在保证飞机飞行所需推力的基础上，为增压系统的正常工作提供所需的引气输入量。
如图2所示，增压系统稳定状态通常是座舱内剩余气体保持动态稳定，表现出来的现象是：座舱高度保持、座舱爬升率约等于0、压差相对稳定和外流活门位置保持。
如图3所示，座舱内剩余气体保持动态稳定指的是：飞机座舱内的气体处于动态平衡，即增压系统所需的发动机引气输入量等于通过外流活门到外界环境的输出量。
如图4所示，发动机系统稳定状态通常是发动力推力变化不大，相对稳定，表现出来现象是：低压涡轮转子转速N1相对稳定、高压涡轮转子转速N2相对稳定、燃油流量FF相对稳定和排气温度EGT相对稳定。
如图5所示，发动机推力相对稳定指的是：单位时间内流经发动机的气体动量差相对稳定，即发动机系统排气流量动量和进气流量动量的差相对稳定。
下面来介绍飞行模拟机上的增压系统达到稳定状态的过程。
飞行模拟机主要训练的是起飞和降落，巡航阶段的训练相对较少。即如图6所示，飞行模拟机从A点开始进行降落训练，从B点开始进行起飞训练，从C点开始进行高空巡航训练。如何使飞行模拟机从任何位置（例如D点）快速移动到A，B，B1，B2或C点且使增压系统能在很短时间内达到稳定状态，将会成为日后飞行模拟机训练的主要内容。
在飞行模拟机上，影响增压系统的因素有很多，例如高度、温度、进气流量、排气流量（由外流活门控制）、指示空速、主起落架压缩量和飞机爬升率
等。其中，影响最大的就是飞机爬升率。A点飞机准备降落，自身带有一定的飞机爬升率。B点、B1和B2点，座舱爬升率为0，C点飞机爬升率基本为0。本发明只研究飞机爬升率为0或大约为0的情形。
B点、B1和B2点飞行模拟机的真实下降率为0，意味着飞行模拟机的气压高度和离地高度（飞行模拟机距离机场的高度）保持不变且为0，进而飞行模拟机的外界环境压力恒定不变。
B点，飞行模拟机指示空速为0，飞行模拟机座舱跟外界环境之间的压差为0，即飞行模拟机座舱压力等于外界环境压力，因此增压系统的理论座舱爬升率为0，已知座舱内剩余气体压力的变化率也为0，可获得座舱内剩余气体的净输出量为0（外流活门全开，座舱与外界环境互通，发动机引气输入量为0），则实际座舱爬升率同样为0。
B2点，飞行模拟机指示空速不为0，飞行模拟机降落滑行时，飞行模拟机座舱内压力略大于外界环境压力（抵消飞行模拟机滑行时外流活门打开时带来的冲压影响），此时最大压差约等于0.1，增压系统的理论座舱爬升率为正值，即座舱高度也要适当低于飞行模拟机的气压高度和离地高度，因此座舱内剩余气体压力的变化率不为0，可获得座舱内剩余气体的净输出量，计算出实际座舱爬升率。
B1点，飞行模拟机指示空速不为0，飞行模拟机起飞滑行时，飞行模拟机座舱内压力要略大于外界环境压力（抵消飞行模拟机抬轮时引起的不适影响），此时最大压差约等于0.1，增压系统的理论座舱爬升率为负值，即座舱高度要适当低于飞行模拟机气压高度和离地高度，因此座舱内剩余气体压力的变化率不为0，可获得座舱内剩余气体的净输入量（起飞时外流活门全关，引气输入量不为0），计算出实际座舱爬升率。
C点飞行模拟机的真实下降率基本为0，飞行模拟机的气压高度基本保持不变（因为飞行模拟机处于巡航阶段离地太高，离地高度不作考虑），则飞行模拟机的外界环境压力基本保持不变，飞行模拟机跟外界环境之间的压差保持稳定，增压系统的理论座舱爬升率约等于0，座舱内剩余气体压力的变化率为0，则座舱内剩余气体的净输出量（引气输入量等于外流活门输出量）为0。
增压系统快速稳定方法中用到的参数定义包括：
C_dcalt：理论座舱爬升率，单位ft/min；
Dcalt：实际座舱爬升率，单位ft/min；
Pca：当前单位时间内座舱压力平均值，单位Psi；
Pc1，Pc2……，Pct：单位时间内，每一帧的座舱压力，单位Psi；
PcaPrev：上一单位时间内座舱压力平均值，单位Psi；
Dt：仿真时间；
AirMass：座舱剩余气体输出量，单位kg；
C_airMassMax：座舱剩余气体输出量最大理论值，单位Kg；
Air_in：座舱气体输入量，kg/s；
Air_out：座舱气体输出量，kg/s；
Pack_flow：发动机引气输入量，kg/s；
Safety_valve_coefficient：安全活门系数；
Safety_valve_open：安全活门状态量；
Leak_Coefficient：密封系数；
Dp：理论座舱压差，单位Psi；座舱与外界环境之间的压差，即座舱压差；
Outflow_valve_coefficient：外流活门系数；
Outflow_valve_position：外流活门位置；
Adjust_flow：调节流量，单位kg/s；
f（）：线性差值函数。
在增压系统快速稳定方法中，分为两个阶段：
（1）调整发动机推力，即飞行模拟机的真实下降率或者真实上升率是保持不变的。
1）飞行模拟机座舱与外界环境之间的压差约为最大压差。
C点飞行模拟机快速稳定期间，飞行模拟机的位置（含高度）也是保持不变的，飞行模拟机的真实下降率为0，增压系统的理论座舱爬升率为0。当发动机引气输入量确定时，调整外流活门位置控制座舱剩余气体输出量以保证稳定的座舱压差，确保计算得出的实际座舱爬升率约为0。当发动机引气输入量发生改变且再次确定时，外流活门位置再次调整以控制座舱剩余气体输出量，并保证稳定的座舱压差，再次确保计算得出的实际座舱爬升率约为0。基于发动机引气输入量的不断调整，通过调整外流活门位置以确保座舱剩余气体输出量和座舱压差稳定，弥补由于发动机引气输入量变化引起的座舱压差变化。
其中：
Air_in = Pack_flow + Safety_valve_coefficient * Safety_valve_open +Leak_Coefficient * f(-Dp)；
Air_out = Outflow_valve_coefficient * f(Outflow_valve_position) +Safety_valve_coefficient * Safety_valve_open + Leak_Coefficient * f(Dp) +Adjust_flow；
AirMass = （Air_in - Air_out）* Dt；
Pc = （AirMass / C_airMassMax） * （287.058 * 295.15）；
Pca = （（Pc1 + Pc2+……Pct）/ 1 ）/ Dt；
C_dcalt = （（（Pca – PcaPrev）/ Dt ）* 60.0）* -1886.0；
PcaPrev = Pca。此公式表示，将上述计算得到的当前单位时间内座舱压力平均值赋值给上一单位时间内座舱压力平均值，以计算下一单位时间内座舱压力平均值。
（2）调整飞行模拟机舵面，即飞行模拟机的发动机推力是保持不变的。
1）飞行模拟机座舱与外界环境之间的压差约为0。
B点飞行模拟机快速稳定期间，飞行模拟机的位置（含高度）也是保持不变的，飞行模拟机的真实下降率为0，增压系统的理论座舱爬升率为0。当发送机引气输入量确定时，调整外流活门位置至全开以控制座舱剩余气体输出量，并保证座舱压差逐渐减小直至为0，确保计算得出的实际座舱爬升率先增加后减小直至为0。基于输入的发动机引气输入量的存在动态稳定，可使在发动机低压涡轮转子扭矩稳定后再输入发动机引气输入量，避免增压系统进行多次稳定调整。
其中参考公式跟C点相类似。
2）飞行模拟机座舱与外界环境之间的压差不等于0。
B1点飞行模拟机快速稳定期间，飞行模拟机的位置（含高度）是保持不变的，指示空速确定时，发动机推力确定且保持不变。飞行模拟机座舱气体输入量确定，可计算得出飞行模拟机实际座舱爬升率。为避免在极短的时间内，座舱与外界环境之间的压差变成极限值0.1，座舱爬升率变为0，引入座舱剩余气体泄漏进而影响发动机低压涡轮转子扭矩稳定范围。
其中：
Air_in = Pack_flow；
Air_out = 0 + Adjust_flow；
AirMass = （Air_in - Air_out）* Dt；
Pc = （AirMass / C_airMassMax） * （287.058 * 295.15）；
Pca = （（Pc1 + Pc2+……Pct）/ 1 ）/ Dt；
Dcalt = （（（Pca – PcaPrev）/ Dt ）* 60.0）* -1886.0；
PcaPrev = Pca。
B2点飞行模拟机快速稳定期间，飞行模拟机的位置（含高度）是保持不变的，指示空速确定时，发动机推力确定且保持不变。飞行模拟机外流活门位置确定时，可计算出座舱剩余气体输出量，继而得出飞行模拟机实际座舱爬升率。同样为避免在极短的时间内，座舱与外界环境之间的压差变成0.0，座舱爬升率变为0，引入动态调整外流活门位置进而影响发动机低压涡轮转子扭矩稳定范围。
其中：
Air_in = Pack_flow + Safety_valve_coefficient * Safety_valve_open +Leak_Coefficient * f(-Dp)；
Air_out = Outflow_valve_coefficient * f(Outflow_valve_position) +Safety_valve_coefficient * Safety_valve_open + Leak_Coefficient * f(Dp) +Adjust_flow；
AirMass += （Air_in - Air_out）* Dt；
Pc = （AirMass / C_airMassMax） * （287.058 * 295.15）；
Pca = （（Pc1 + Pc2+……Pct）/ 1 ）/ Dt；
Dcalt = （（（Pca – PcaPrev）/ Dt ）* 60.0）* -1886.0；
PcaPrev = Pca。
增压系统快速稳定的难点：假设飞行模拟机当前所在位置为D点。
D点快速移动至C点，快速稳定的难点是飞行模拟机要保持稳定的压差（趋近于允许的最大值）；D点快速移动至B点，快速稳定的难点是飞行模拟机压差为0且要保持；D点快速移动至B1点，快速稳定的难点是无法长时间保持压差0.1且座舱爬升率为负；D点快速移动至B2点，快速稳定的难点是无法长时间保持压差0.1且座舱爬升率为正。
实施例一
为了解决上述技术问题，本发明实施例提供了一种飞行模拟机快速稳定方法，如图7和图8所示，当发动机推力调整时，即飞行模拟机的真实下降率或者真实上升率是保持不变的，执行以下步骤：
步骤100：确定第一设定点处的外界环境压力；所述第一设定点为飞行模拟机指示空速为0且飞行模拟机座舱和外界环境之间的压差为0的点，或者，所述第一设定点为飞行模拟机的真实下降率为0且飞行模拟机座舱和外界环境之间的压差保持稳定的点，即图6中的B点或者C点。
该步骤具体包括：
步骤101：通过大气数据传感器获取第一设定点处的气压高度。
步骤102：根据所述气压高度计算第一设定点处的外界环境压力。
步骤200：根据第一设定点处的外界环境压力，计算理论座舱压力。
该步骤具体包括：
步骤201：通过飞机性能数据库获取飞行模拟机需要的理论座舱压差。
步骤202：根据所述理论座舱压差和第一设定点处的外界环境压力，计算第一设定点处的座舱压力，即为理论座舱压力。
步骤300：获取飞行模拟机的发动机引气输入量，并根据所述发动机引气输入量，计算实际座舱压力。
该步骤具体包括：
根据以下公式，计算实际座舱压力；
Air_out = Outflow_valve_coefficient * f(Outflow_valve_position) +Safety_valve_coefficient * Safety_valve_open + Leak_Coefficient * f(Dp) +Adjust_flow；
Air_in = Pack_flow；
AirMass = （Air_in - Air_out）* Dt；
Pc = （AirMass / C_airMassMax） * （287.058 * 295.15）；
其中，Air_out表示座舱气体输出量，Outflow_valve_coefficient表示外流活门系数，f（）表示线性差值函数，Safety_valve_coefficient表示安全活门系数，Safety_valve_open表示安全活门状态量，Leak_Coefficient表示密封系数，Dp表示理论座舱压差，Adjust_flow表示调节流量，Air_in表示座舱气体输入量，Pack_flow表示发动机引气输入量，AirMass表示座舱剩余气体输出量，Dt表示仿真时间，C_airMassMax表示座舱剩余气体最大理论值，Pc表示实际座舱压力，也表示仿真时间内一帧的座舱压力。
其中，发动机引气输入量是通过发动机性能数据库获取的。
外流活门位置是基于座舱剩余气体输出量最大理论值和增压系统性能库确定。
步骤400：比较所述理论座舱压力和所述实际座舱压力，并当所述理论座舱压力和所述实际座舱压力之间的差值的绝对值大于第一设定阈值时，更新飞行模拟机的发动机引气输入量，返回根据所述发动机引气输入量，计算实际座舱压力的步骤。此处，第一设定阈值为0.01psi。
其中，在执行获取飞行模拟机的发动机引气输入量步骤或者更新飞行模拟机的发动机引气输入量步骤之前，本发明提供的方法还包括：
保持飞行模拟机中发动机系统动态稳定。
作为一种优选的实施方式，本发明实施例提供的方法还包括：
当所述理论座舱压力和所述实际座舱压力之间的差值的绝对值小于或者等于第一设定阈值时，输出飞行模拟机稳定状态信息。
作为一种优选的实施方式，本发明实施例提供的方法还包括：
如图9和图10所示，当发动机推力恒定时，执行以下步骤。
步骤500：确定第二设定点处的外界环境压力；所述第二设定点为飞行模拟机指示空速不为0，飞行模拟机降落滑行时，飞行模拟机座舱压力大于外界环境压力的点，或者，所述第二设定点为飞行模拟机指示空速不为0，飞行模拟机起飞滑行时，飞行模拟机座舱压力大于外界环境压力的点，即为B1点或B2点。
该步骤具体包括：
步骤501：通过大气数据传感器获取第二设定点处的气压高度。
步骤502：根据所述气压高度计算第二设定点处的外界环境压力。
步骤600：根据第二设定点处的外界环境压力，确定理论座舱爬升率。
该步骤具体包括：
步骤601：通过飞机性能数据库获取飞行模拟机需要的理论座舱压差。
步骤602：根据所述理论座舱压差和第二设定点处的外界环境压力，从飞机性能数据库选择匹配的理论座舱爬升率。
步骤700：获取飞行模拟机的发动机引气输入量，并根据所述发动机引气输入量，计算实际座舱爬升率。
步骤800：比较所述理论座舱爬升率和所述实际座舱爬升率，并当所述理论座舱爬升率和所述实际座舱爬升率之间的差值的绝对值大于第二设定阈值时，调整更新理论座舱爬升率，返回获取飞行模拟机的发动机引气输入量，并根据所述发动机引气输入量，计算实际座舱爬升率的步骤。优选地，第二设定阈值为50ft/min。
步骤700具体包括：
步骤701：通过飞机性能数据库获取飞行模拟机需要的理论座舱压差，并根据理论座舱压差和发动机引气输入量，计算座舱剩余气体输出量。此计算过程同实施例一，在此不再过多赘述。
步骤702：根据以下公式计算实际座舱爬升率。
Pc = （AirMass / C_airMassMax） * （287.058 * 295.15）；
Pca = （（Pc1 + Pc2+……Pct）/ 1 ）/ Dt；
Dcalt = （（（Pca – PcaPrev）/ Dt ）* 60.0）* -1886.0；
其中，AirMass表示座舱剩余气体输出量，Dt表示仿真时间，C_airMassMax表示座舱剩余气体最大理论值，Pc表示一帧仿真时间对应的实际座舱压力，Pc1，Pc2……，Pct表示单位时间内，每一帧仿真时间对应的座舱压力，Pca表示当前单位时间内座舱压力平均值，Dcalt表示实际座舱爬升率。
其中，在执行调整更新理论座舱爬升率步骤之前，本发明实施例提供的方法还包括：
保持飞行模拟机中发动机系统动态稳定。
作为一种优选的实施方式，本发明实施例提供的方法还包括：
当所述理论座舱爬升率和所述实际座舱爬升率之间的差值的绝对值小于或者等于第二设定阈值时，输出飞行模拟机稳定状态信息。
实施例二
本发明实施例提供一种电子设备包括存储器及处理器，该存储器用于存储计算机程序，该处理器运行计算机程序以使电子设备执行实施例一的飞行模拟机快速稳定方法。
可选地，上述电子设备可以是服务器。
另外，本发明实施例还提供一种计算机可读存储介质，其存储有计算机程序，该计算机程序被处理器执行时实现实施例一的飞行模拟机快速稳定方法。
本发明通过动态调整增压系统的状态，将定义的四种参数（座舱高度，座舱爬升率，压差和外流活门位置）达到其相对稳定阈值，使增压系统在不同位置（如B，B1，B2，C）达到其稳定状态。
本发明所提供的方法对增压系统的快速稳定有一定的指导意义，便于部署真实的座舱环境，使飞行员在更加真实的环境中训练，尽可能的提高航空飞行安全。
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 (10)

1.一种飞行模拟机快速稳定方法，其特征在于，包括：
当发动机推力调整时，执行以下步骤：
确定第一设定点处的外界环境压力；所述第一设定点为飞行模拟机指示空速为0且飞行模拟机座舱和外界环境之间的压差为0的点，或者，所述第一设定点为飞行模拟机的真实下降率为0且飞行模拟机座舱和外界环境之间的压差保持稳定的点；
根据第一设定点处的外界环境压力，计算理论座舱压力；
获取飞行模拟机的发动机引气输入量，并根据所述发动机引气输入量，计算实际座舱压力；
比较所述理论座舱压力和所述实际座舱压力，并当所述理论座舱压力和所述实际座舱压力之间的差值的绝对值大于第一设定阈值时，更新飞行模拟机的发动机引气输入量，返回根据所述发动机引气输入量，计算实际座舱压力的步骤。
2.根据权利要求1所述的一种飞行模拟机快速稳定方法，其特征在于，还包括：
当所述理论座舱压力和所述实际座舱压力之间的差值的绝对值小于或者等于第一设定阈值时，输出飞行模拟机稳定状态信息。
3.根据权利要求1所述的一种飞行模拟机快速稳定方法，其特征在于，所述根据第一设定点处的外界环境压力，计算理论座舱压力，具体包括：
通过飞机性能数据库获取飞行模拟机需要的理论座舱压差；
根据所述理论座舱压差和第一设定点处的外界环境压力，计算理论座舱压力。
4.根据权利要求1所述的一种飞行模拟机快速稳定方法，其特征在于，所述根据所述发动机引气输入量，计算实际座舱压力，具体包括：
根据以下公式，计算实际座舱压力；
Air_out = Outflow_valve_coefficient * f(Outflow_valve_position) + Safety_valve_coefficient * Safety_valve_open + Leak_Coefficient * f(Dp) + Adjust_flow；
Air_in = Pack_flow；
AirMass = （Air_in - Air_out）* Dt；
Pc = （AirMass / C_airMassMax） * （287.058 * 295.15）；
其中，Air_out表示座舱气体输出量，Outflow_valve_coefficient表示外流活门系数，f（）表示线性差值函数，Safety_valve_coefficient表示安全活门系数，Safety_valve_open表示安全活门状态量，Leak_Coefficient表示密封系数，Dp表示理论座舱压差，Adjust_flow表示调节流量，Air_in表示座舱气体输入量，Pack_flow表示发动机引气输入量，AirMass表示座舱剩余气体输出量，Dt表示仿真时间，C_airMassMax表示座舱剩余气体最大理论值，Pc表示实际座舱压力。
5.根据权利要求1所述的一种飞行模拟机快速稳定方法，其特征在于，在执行获取飞行模拟机的发动机引气输入量步骤或者更新飞行模拟机的发动机引气输入量步骤之前，还包括：
保持飞行模拟机中发动机系统动态稳定。
6.根据权利要求1所述的一种飞行模拟机快速稳定方法，其特征在于，还包括：
当发动机推力恒定时，执行以下步骤：
确定第二设定点处的外界环境压力；所述第二设定点为飞行模拟机指示空速不为0，飞行模拟机降落滑行时，飞行模拟机座舱压力大于外界环境压力的点，或者，所述第二设定点为飞行模拟机指示空速不为0，飞行模拟机起飞滑行时，飞行模拟机座舱压力大于外界环境压力的点；
根据第二设定点处的外界环境压力，确定理论座舱爬升率；
获取飞行模拟机的发动机引气输入量，并根据所述发动机引气输入量，计算实际座舱爬升率；
比较所述理论座舱爬升率和所述实际座舱爬升率，并当所述理论座舱爬升率和所述实际座舱爬升率之间的差值的绝对值大于第二设定阈值时，调整更新理论座舱爬升率，返回获取飞行模拟机的发动机引气输入量，并根据所述发动机引气输入量，计算实际座舱爬升率的步骤。
7.根据权利要求6所述的一种飞行模拟机快速稳定方法，其特征在于，所述根据第二设定点处的外界环境压力，确定理论座舱爬升率，具体包括：
通过飞机性能数据库获取飞行模拟机需要的理论座舱压差；
根据所述理论座舱压差和第二设定点处的外界环境压力，从飞机性能数据库选择匹配的理论座舱爬升率。
8.根据权利要求6所述的一种飞行模拟机快速稳定方法，其特征在于，所述根据所述发动机引气输入量，计算实际座舱爬升率，具体包括：
通过飞机性能数据库获取飞行模拟机需要的理论座舱压差，并根据理论座舱压差和发动机引气输入量，计算座舱剩余气体输出量；
Pc = （AirMass / C_airMassMax） * （287.058 * 295.15）；
Pca = （（Pc1 + Pc2+……Pct）/ 1 ）/ Dt；
Dcalt = （（（Pca – PcaPrev）/ Dt ）* 60.0）* -1886.0；
其中，AirMass表示座舱剩余气体输出量，Dt表示仿真时间，C_airMassMax表示座舱剩余气体最大理论值，Pc表示一帧仿真时间对应的实际座舱压力，Pc1，Pc2……，Pct表示单位时间内，每一帧仿真时间对应的座舱压力，Pca表示当前单位时间内座舱压力平均值，Dcalt表示实际座舱爬升率。
9.一种电子设备，其特征在于，包括存储器及处理器，所述存储器用于存储计算机程序，所述处理器运行所述计算机程序以使所述电子设备执行根据权利要求1至8中任一项所述的飞行模拟机快速稳定方法。
10.一种计算机可读存储介质，其特征在于，其存储有计算机程序，所述计算机程序被处理器执行时实现如权利要求1至8中任一项所述的飞行模拟机快速稳定方法。
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