对通用常规直升机飞行动力学模型进行改造，以满足直升机全机气动干扰 计算模型与直升机飞行动力学模型耦合求解的需要。改造后的直升机飞行动力学模型表示 为：
[0062]
[0063]其中t为时间，[umiRP[utri]分别表示t时刻旋翼和尾桨桨盘平面诱导入流速度分 布，[ula]表示t时刻机身、平尾、垂尾等部件气动中心分别受到其它部件引起的干扰气流速 度，而改造后的直升机飞行动力学模型中的直升机状态量向量7=(7^^，7&，^)中不再包 括旋翼和尾桨桨盘入流状态量。
[0064]本发明中所述直升机飞行动力学模型均指改造后的直升机飞行动力学模型，所述 直升机飞行动力学模型配平计算和时间积分计算，均指通用常规直升机飞行动力学模型 已有的配平和时间积分算法。
[0065] 本发明的直升机全机气动干扰计算模型基于涡面元法和粘性涡粒子法而建立，它 由直升机各部件物面网格(各部件主要包括旋翼、机身、平尾、垂尾、尾桨等气动面）、各部件 物面涡面元、各部件尾迹涡粒子构成。
[0066] 如图1所示，直升机全机气动干扰计算模型配平计算包括以下步骤：
[0067] 21)数据准备:对直升机各孤立部件三维几何模型物面进行网格划分(物面网格为 三角形或四边形平面网格），导出各孤立部件网格单元节点坐标信息数据表，设定直升机稳 定飞行配平值；
[0068] 22)数据输入:将各孤立部件网格单元节点坐标信息数据表输入直升机全机气动 干扰计算模型；
[0069] 23)初始化:采用涡面元法中面元影响系数矩阵计算方法，计算直升机各孤立部件 涡面元影响系数矩阵，设定当前时刻t = 0,时间步长At，要求At为旋翼旋转周期的1/N，将 直升机稳定飞行配平值转化旋翼旋转周期内以At为步长N组离散的直升机运动状态量信 息；
[0070] 24)执行N步全机气动干扰气动模型时间积分，记录每步执行后各部件尾迹涡粒子 位置和强度；
[0071] 25)直升机全机气动干扰计算模型配平收敛判断:若步骤24)仅执行过1次，则执行 步骤24)，若步骤24)执行次数大于1，判断步骤24)前后两次执行所记录的各部件尾迹涡粒 子位置和强度的相对残差值，当相对残差值大于某小量(通常设定为ΚΓ3量级），配平计算未 收敛，重复所述步骤14)，当相对残差值小于等于某小量，配平计算已收敛，执行步骤26);
[0072] 26)输出结果:计算旋翼和尾桨桨盘诱导入流分布，计算各部件受到其它部件干扰 速度量，并输出，结束。
[0073] 如图2所示，所述直升机全机气动干扰计算模型时间积分由t时刻到t+At时刻一 步积分包括以下步骤：
[0074] 31)输入t时刻直升机运动状态量信息；
[0075] 32)计算各部件涡面元强度:根据t时刻直升机运动状态量信息和各部件尾迹对各 部件涡面元控制点诱导速度，利用各部件影响系数矩阵，计算t时刻各部件涡面元强度；
[0076] 33)各部件生成新的尾迹祸粒子:根据t时刻直升机运动状态量信息和t_At时刻 及t时刻各部件涡面元强度，确定各部件新生成尾迹涡粒子的位置和强度；
[0077] 34)计算各部件尾迹涡粒子运动速度和梯度:基于多极展开加速技术计算t时刻各 部件尾迹涡粒子运动速度和梯度；
[0078] 35)各部件尾迹涡粒子位置和涡强时间积分;根据t时刻各部件尾迹涡粒子运动速 度和梯度，采用数值积分算法，获得t+At时刻各部件尾迹涡粒子的位置和强度；
[0079] 36)涡粒子重构:采用涡粒子重构加速技术，对t+At时刻各部件尾迹涡粒子进行 合并和分裂；
[0080] 37)计算各部件涡面元控制点诱导速度:根据t+At时刻各部件尾迹涡粒子的位置 和强度，计算t+At时刻各部件尾迹对各部件祸面元控制点诱导速度，令t = t+At，则t时刻 到t+At时刻直升机全机气动干扰计算模型时间积分结束。
[0081] 如图3所示，耦合气动干扰的直升机配平计算方法包括以下步骤：
[0082] 41)数据准备:对直升机各孤立部件三维几何模型物面进行网格划分(物面网格为 三角形或四边形平面网格），导出各孤立部件网格单元节点坐标信息数据表，制作直升机设 计参数以及孤立部件气动特性数据表，设定直升机稳定飞行状态参数；
[0083] 42)数据输入:将直升机设计参数数据表和孤立部件气动特性数据表输入直升机 飞行动力学模型，将各孤立部件网格单元节点坐标信息数据表输入直升机全机气动干扰计 算模型；
[0084] 43)配平初值计算:将直升机稳定飞行状态参数输入直升机飞行动力学模型，进行 稳定飞行配平计算，输出配平初值；
[0085] 44)全机气动干扰计算模型配平计算：将步骤43)输出的配平初值或步骤45)输出 的配平值输入直升机全机气动干扰计算模型，进行全机气动干扰计算模型配平计算，输出 旋翼和尾桨桨盘诱导入流分布、各部件受到其它部件干扰速度量；
[0086] 45)飞行动力学模型配平计算:将步骤44)输出旋翼和尾桨桨盘诱导入流分布和 各部件受到其它部件干扰速度量输入直升机飞行动力学模型，进行稳定飞行配平计算，输 出配平值；
[0087] 46)耦合配平计算收敛判断:若步骤45)仅执行过一次，计算步骤43)输出的配平初 值与步骤45)输出的配平值之间的相对残差值，若步骤45)执行次数大于1，计算前后两次步 骤45)输出配平值之间的相对残差值，当相对残差值大于某小量(通常设定为10-3量级），配 平计算未收敛，重复所述步骤44)和45)，当相对残差值小于等于某小量，配平计算已收敛， 执行步骤47);
[0088] 47)耦合配平计算结果输出：输出最后一次执行步骤45)配平值和最后一次执行步 骤44)过程中各部件涡面元强度、各部件尾迹结构中涡粒子位置和强度数据信息以及旋翼 和尾桨桨盘诱导入流分布、各部件受到其它部件干扰速度量，耦合气动干扰的直升机配平 计算结束。
[0089] 如图4所示，耦合气动干扰的直升机操纵响应计算方法包括以下步骤：
[0090] 51)数据准备:制作直升机操纵输入变化量时间历程数据表，设定操纵响应计算时 间T和时间步长At;
[0091] 52)耦合配平计算：执行耦合气动干扰的直升机配平计算方法所有步骤，即步骤 41)~步骤46)，直到耦合气动干扰的直升机配平计算结束；
[0092] 53)初始化一:将步骤52)输出的配平值转化为直升机飞行动力学模型中各状态量 和操纵输入量的初始值，将步骤52)输出的旋翼和尾桨桨盘诱导入流分布、各部件受到其它 部件干扰速度量输入直升机飞行动力学模型，设定当前时刻t = 0,完成直升机飞行动力学 模型初始化；
[0093] 54)初始化二:将步骤52)输出的配平值、各部件涡面元强度、各部件尾迹结构中涡 粒子位置和强度数据信息输入直升机全机气动干扰计算模型，完成直升机全机气动干扰计 算模型初始化；
[0094] 55)直升机飞行动力学模型时间积分:根据直升机操纵输入变化量时间历程数据 表，读入t时刻直升机操纵输入变化量，采用DE/STEP常微分方程积分算法，对直升机飞行动 力学模型进行1个时间步长积分，得到t+At时刻直升机运动状态量信息，并将此运动状态 量信息传递给直升机全机气动干扰计算模型；
[0095] 56)直升机全机气动干扰计算模型时间积分:对直升机全机气动干扰计算模型进 行1个时间步长积分，得到t+At时刻旋翼和尾桨桨盘诱导入流分布、各部件受到其它部件 干扰速度量、各部件涡面元强度、各部件尾迹结构中涡粒子位置和强度，并将t+At时刻旋 翼和尾桨桨盘诱导入流分布、各部件受到其它部件干扰速度量传递给直升机飞行动力学模 型；
[0096] 57)时间积分判断和输出：令t = t+At，输出步骤55)得到的直升机运动状态量信 息，若t小于T，重复步骤55)和56 )，否者，直升机操纵响应计算结束。
[0097] 如图5所示，耦合气动干扰的直升机稳定性计算方法包括以下步骤：
[0098] 61)数据准备:设定时间步长At，要求At为旋翼旋转周期的1/N，设定直升机运动 状态量和操纵输入量的小扰动量；
[0099] 62)耦合配平计算：执行耦合气动干扰的直升机配平计算方法所有步骤，即步骤 41)~步骤46)，直