一种直升机部件骨骼化动态可视化仿真方法与流程
本发明涉及直升机模拟训练支持领域，尤其涉及一种直升机部件骨骼化动态可视化仿真方法。
背景技术：
随着直升机在各个领域的应用需求逐渐增加，对机组人员的训练需求也随之增加，而在真机上的实操训练已远远不能满足这种训练需求。
目前，在大部分游戏及可视化仿真中，直升机动画的模拟往往只关注于直升机质心的位置和姿态，因此在直升机的飞行和起降过程中，直升机的执行机构的形态不会发生变化，例如螺旋桨、舵机以及起落架。直升机的这种可视化仿真模式不能提供真机的动力学模拟，即使是将操纵视角切换到驾驶舱内，也不能提供沉浸式的操纵体验，不利于对机组人员的训练，无法使受训人员“身临其境”的进行直升机任务的训练。
技术实现要素：
本发明的目的在于提供一种直升机部件骨骼化动态可视化仿真方法，从而解决现有技术中存在的前述问题。
为了实现上述目的，本发明采用的技术方案如下：
一种直升机部件骨骼化动态可视化仿真方法，包括如下步骤：
S1，构建通用化的直升机骨骼：
首先定义一个直升机的骨骼根节点，用于计算直升机的整体位置和姿态；然后根据直升机的布局确定机尾、起落架、主旋翼以及机舱上各活动部件相对于根节点的第一级分支骨骼节点，作用在该级骨骼节点上的力直接影响直升机骨骼根节点的位置和姿态；最后根据各部分机构的运动特点在第一级分支骨骼节点下逐级设置相应的骨骼节点，用于模拟该机构的实际运动状态；
其中，配置的骨骼节点的连接方式为：骨骼根节点与直升机各功能部分的第一级分支骨骼节点相连，低级别骨骼节点只能与一个相邻高级别骨骼节点相连，高级别骨骼节点可以与多个相邻低级别骨骼节点相连；
S2，实时计算各骨骼节点的位置及姿态：
第一级分支骨骼节点与直升机骨骼根节点的相对位置保持不变；操纵机构骨骼节点的位置及姿态，根据外部设备的输入数据进行计算；与操纵机构骨骼节点联动的执行机构骨骼节点的位置及姿态，根据操纵机构骨骼节点的状态进行计算；受力机构及结构的骨骼节点的位置及姿态，根据不同位置的受力状态进行计算；
S3，根据S2的计算结果，将与各骨骼节点相对应的直升机的各部件在可视化仿真引擎中进行实时渲染，实现直升机相应部件的形状和状态的动态改变。
优选地，S1具体为：
首先定义直升机的一个骨骼根节点，所述骨骼根节点设置于直升机的质量中心处，作为直升机位置和姿态的参考点；
然后根据结构布局将直升机分为机尾、起落架、主旋翼以及机舱多个功能部分，每个部分均设置一个第一级分支骨骼节点，用以表示直升机的基本构型，所述第一级分支骨骼节点的配置与直升机的型号有关；
其他级别的分支骨骼节点与直升机各功能部分的具体执行机构有关，对于与第一级分支骨骼节点有相对运动的机构，设置其与所述第一级分支骨骼节点相对静止的点为高级别分支骨骼节点，设置其与第一级分支骨骼节点相对运动幅度最大的点为低级别分支骨骼节点；对于受力产生大变形的结构，设置其与机体连接部分的点为高级别分支骨骼节点，设置其相对位移偏离最大的点为低级别分支骨骼节点。
优选地，S2中，所述操纵机构骨骼节点的位置及姿态，根据外部设备的输入数据进行计算，具体采用如下公式进行计算：
Lsimulation＝f(Linput)，
其中：Lsimulation表示操纵机构骨骼节点的位置；
Linput表示外部设备的操纵位置；
f表示Lsimulation和Linput的对应关系，根据不同的设备进行设定。
优选地，S2中，所述与操纵机构骨骼节点联动的执行机构骨骼节点的位置及姿态，根据操纵机构骨骼节点的状态进行计算，其中，尾桨骨骼节点的位置及姿态，根据脚踏板骨骼节点的位置及姿态进行计算；尾舵骨骼节点和主旋翼的最高级骨骼节点的位置及姿态，根据操纵杆骨骼节点的位置及姿态进行计算；主旋翼桨叶的最高级骨骼节点的位置及姿态，根据总矩杆骨骼节点的位置及姿态进行计算。
优选地，所述尾桨骨骼节点的位置及姿态，根据脚踏板骨骼节点的状态进行计算，具体采用如下公式进行计算：
αtail_rotor＝f(lfoot_pedal)，
其中：αtail_rotor表示尾桨的攻角，单位是rad；
lfoot_pedal表示两脚踏板的相对行程，单位是mm；
f表示αtail_rotor和lfoot_pedal之间的对应关系，根据直升机偏航方向上的转动惯量进行设定。
优选地，所述尾舵骨骼节点和主旋翼的最高级骨骼节点的位置及姿态，根据操纵杆骨骼节点的位置及姿态进行计算，具体采用如下公式进行计算：
其中：表示操纵杆的指向，由沿机头方向的俯仰和滚转角度表示；
表示主旋翼周期变矩环的指向，方向与操纵杆一致；
θtail_rudder表示尾舵的摆角，单位是rad；
f表示操纵杆与尾舵和主旋翼之间的对应关系，根据飞控进行设定。
优选地，所述主旋翼桨叶的最高级骨骼节点的位置及姿态，根据总矩杆骨骼节点的位置及姿态进行计算，具体采用如下公式进行计算：
αblade＝f(θtotal_torque)，
其中：θtotal_torque为总矩杆的角度，单位是rad；
αblade为直升机各桨叶攻角变化量，排除周期变矩的影响，单位是rad；
f为θtotal_torque和αblade之间的对应关系，根据相应的总矩杆调节方式进行设定。
优选地，S2中，所述受力机构及结构的骨骼节点的位置及姿态，根据不同位置的受力状态进行计算，包括起落架各骨骼节点的计算以及主旋翼桨叶各骨骼节点的计算，其中，所述起落架各骨骼节点，根据起落架与地面的接触力进行计算；所述主旋翼桨叶的各级骨骼节点根据结构的材料力学特性进行布置，当受到载荷时，各骨骼节点的相对转角根据等效材料特性参数进行计算。
优选地，所述起落架各骨骼节点，采用如下方法进行计算：
A，根据直升机升力与重力的关系计算出起落架承受的接触力，
B，对所述起落架进行受力分析，根据所述接触力，计算出相应的两个骨骼节点间应承受的弹性阻尼力；
C，根据如下的弹性阻尼力的计算公式，反推得到两骨骼节点之间的相对距离：
其中：Fspring-damping表示两骨骼节点之间的弹性阻尼力；
K表示该力的弹性系数；
δ表示两骨骼节点之间的相对位移变化量；
C表示该里的阻尼系数；
表示两骨骼节点之间的相对位移变化率；
D，按照上述步骤，反复迭代实时更新，得到起落架各骨骼节点的实时状态。
优选地，所述主旋翼桨叶的各级骨骼节点，采用有限段方法进行计算，计算公式如下所示：
其中：表示骨骼节点六个方向的弹性阻尼力；
K6×6表示弹性系数矩阵，C6×6表示恢复系数矩阵；
表示骨骼节点六个方向的相对位移；
表示骨骼节点六个方向的相对速度；
表示骨骼节点的初始力。
本发明的有益效果是：本发明实施例提供的一种直升机部件骨骼化动态可视化仿真方法，通过对直升机的部件进行骨骼化建模，使其能够根据飞行状态实时动态地计算相对位置，并进行直升机的动态可视化仿真，为受训人员提供了一个与真机驾驶状态高度一致的沉浸式操作环境，大大提升了直升机训练的效果。
附图说明
图1是直升机起落架的缓冲原理示意图；
图2是有限段方法的计算原理图；
图3是直升机骨骼化模型在可视化仿真中的应用示意图；
图4是MH-60型黑鹰直升机实物示意图；
图5是MH-60型黑鹰直升机三维可视化模型示意图；
图6是MH-60型黑鹰直升机骨骼及骨骼节点模型示意图；
图7是直升机在可视化仿真环境中的状态示意图。
图1中，1为直升机机舱底部，2为轮胎与机舱的连接件，3为直升机轮胎，4为弹性力，5为阻尼力；
图2中，O点为全局坐标系，I点和J点为连接相邻两骨骼的骨骼节点，初始时刻这两点重合，作用在骨骼节点上的六位弹性阻尼力根据这两个点的相对位移进行计算；
图3中，1为直升机主体骨骼，2为直升机主旋翼骨骼，3为直升机驾驶舱控制机构骨骼，4为直升机起落架骨骼，5为直升机机尾骨骼，6为直升机整体骨骼模型，7为总矩杆骨骼节点与主旋翼骨骼节点的控制逻辑，8为操纵杆骨骼节点与周期变矩环骨骼节点和尾舵骨骼节点的控制逻辑，9为脚踏板骨骼节点与尾桨骨骼节点的控制逻辑，10为外部输入设备与驾驶舱控制机构骨骼节点间的联动关系，11为直升机骨骼模型数据与计算机的数据传输，12为直升机骨骼动画的显示过程，13为显示器为驾驶员提供实时可视化信息，14为计算机根据骨骼状态调用三维模型库中的模型，15为计算机，16为外部输入设备，17为虚拟显示显示设备，18为直升机虚拟现实训练模拟器，19为直升机各部件的三维模型库。
具体实施方式
为了使本发明的目的、技术方案及优点更加清楚明白，以下结合附图，对本发明进行进一步详细说明。应当理解，此处所描述的具体实施方式仅仅用以解释本发明，并不用于限定本发明。
本发明实施例提供了一种直升机部件骨骼化动态可视化仿真方法，包括如下步骤：
S1，构建通用化的直升机骨骼：
首先定义一个直升机的骨骼根节点，用于计算直升机的整体位置和姿态；然后根据直升机的布局确定机尾、起落架、主旋翼以及机舱上各活动部件相对于根节点的第一级分支骨骼节点，作用在该级骨骼节点上的力直接影响直升机骨骼根节点的位置和姿态；最后根据各部分机构的运动特点在第一级分支骨骼节点下逐级设置相应的骨骼节点，用于模拟该机构的实际运动状态；
其中，配置的骨骼节点的连接方式为：骨骼根节点与直升机各功能部分的第一级分支骨骼节点相连，低级别骨骼节点只能与一个相邻高级别骨骼节点相连，高级别骨骼节点可以与多个相邻低级别骨骼节点相连；
S2，实时计算各骨骼节点的位置及姿态：
第一级分支骨骼节点与直升机骨骼根节点的相对位置保持不变；操纵机构骨骼节点的位置及姿态，根据外部设备的输入数据进行计算；与操纵机构骨骼节点联动的执行机构骨骼节点的位置及姿态，根据操纵机构骨骼节点的状态进行计算；受力机构及结构的骨骼节点的位置及姿态，根据不同位置的受力状态进行计算；
S3，根据S2的计算结果，将与各骨骼节点相对应的直升机的各部件在可视化仿真引擎中进行实时渲染，实现直升机相应部件的形状和状态的动态改变。
上述方法的S1中，直升机从外形上可分为机舱、机尾、起落架和主旋翼四个部分，这四个部分在直升机起降和飞行的过程中相互作用，共同影响直升机的位置和姿态。所以，首先定义一个直升机的骨骼根节点，用它计算直升机的整体位置和姿态；然后根据直升机的布局确定机尾、起落架、主旋翼以及机舱上各活动部件相对于根节点的第一级分支骨骼节点，作用在该级骨骼节点上的力直接影响直升机骨骼根节点的位置和姿态；最后根据各部分机构的运动特点在第一级分支骨骼节点下逐级设置相应的骨骼节点，以模拟该机构的实际运动状态。
上述过程以树状分支结构的方式建立了直升机各个级别的骨骼节点，其中直升机骨骼根节点和第一级分支骨骼节点的配置方式在各种型号直升机中变化不大，其他级别的根节点需根据不同型号直升机的具体机构进行设置。
其中，其他级别的骨骼节点可以根据不同型号直升机的具体结构进行设置，具体为：在可视化仿真中能够操纵的机构部件和能够随受力情况发生明显变化的结构部件，均需设置相应的骨骼节点，其中，所述能够操纵的机构部件包括：驾驶舱中的踏板、总矩杆、操纵杆和尾翼的桨叶；所述能够随受力情况发生明显变化的结构部件包括：直升机的主旋翼。
即在驾驶舱中的踏板、总矩杆、操纵杆和尾翼的桨叶均需设置相应的骨骼节点，在直升机的主旋翼也需设置相应的骨骼节点。
具体可以采用如下的设置方法。
首先定义直升机的一个骨骼根节点，所述骨骼根节点设置于直升机的质量中心处，作为直升机位置和姿态的参考点；
然后根据结构布局将直升机分为机尾、起落架、主旋翼以及机舱多个功能部分，每个部分均设置一个第一级分支骨骼节点，用以表示直升机的基本构型，所述第一级分支骨骼节点的配置与直升机的型号有关；
其他级别的分支骨骼节点与直升机各功能部分的具体执行机构有关，对于与第一级分支骨骼节点有相对运动的机构，设置其与所述第一级分支骨骼节点相对静止的点为高级别分支骨骼节点，设置其与第一级分支骨骼节点相对运动幅度最大的点为低级别分支骨骼节点；对于受力产生大变形的结构，设置其与机体连接部分的点为高级别分支骨骼节点，设置其相对位移偏离最大的点为低级别分支骨骼节点。
其中，若配置的节点过多，则需明确是哪个功能部分的骨骼节点，如机舱第一级分支骨骼节点、机舱第二级分支骨骼节点。树状结构的说明如图3所示，其分支末端为最大相对运动点或最大相对变形点。
构建了直升机的骨骼节点后，可以计算出各骨骼节点的位置和姿态，则在可视化过程中，可以根据实时计算出的每个骨骼节点的位置及姿态，将直升机不同部位的渲染效果与骨骼节点相对应，即可对直升机的状态进行实时渲染，以模拟直升机的真实飞行状态。
本实施例中，S2中，所述操纵机构骨骼节点的位置及姿态，根据外部设备的输入数据进行计算，具体采用如下公式进行计算：
Lsimulation＝f(Linput)，
其中：Lsimulation表示操纵机构骨骼节点的位置；
Linput表示外部设备的操纵位置；
f表示Lsimulation和Linput的对应关系，根据不同的设备进行设定。
比如脚踏板的控制可由比例对应关系Lsimulation＝kLinput表示，即外部操纵设备到达位置Linput时，脚踏板骨骼节点经k倍放大后到达位置Lsimulation。
不同的设备在设置的时候可能有不同的计算关系。所以，Lsimulation和Linput的对应关系可以根据不同的设备对计算关系进行设定。
操纵机构骨骼节点状态的改变主要是为了与外部设备的实时状态保持一致，为受训人员的真实操作提供相应的可视化应对方案。本发明实施例中，通过计算操纵机构骨骼节点的位置和姿态，从而保持模型与外部设备的状态一致性。
本实施例中，将操纵机构骨骼节点的可动行程与外部设备的操纵行程进行同比例对应，使二者的状态保持一致。
本实施例中，S2中，所述与操纵机构骨骼节点联动的执行机构骨骼节点的位置及姿态，根据操纵机构骨骼节点的状态进行计算，其中，尾桨骨骼节点的位置及姿态，根据脚踏板骨骼节点的位置及姿态进行计算；尾舵骨骼节点和主旋翼的最高级骨骼节点的位置及姿态，根据操纵杆骨骼节点的位置及姿态进行计算；主旋翼桨叶的最高级骨骼节点的位置及姿态，根据总矩杆骨骼节点的位置及姿态进行计算。
其中，联动执行机构是指由驾驶舱操纵机构直接控制的直升机执行机构，在真机中指能够改变直升机飞行状态的可控机构，该类机构主要根据驾驶舱内相应操纵机构进行改变，是飞行员驾驶意图在机构上的直接表现。比如尾舵、尾桨和直升机主旋翼，不同型号的直升机有不同种类的联动执行机构，但作用都是实现直升机位置和姿态的调整，即直升机骨骼根节点相对于全局坐标系的位置和姿态。联动执行机构的骨骼节点是指用来实现机构运动的各级骨骼节点，这些节点是根据操纵机构骨骼节点进行计算的，操纵机构骨骼节点通常与联动执行机构较高级骨骼节点相关联，其他级别的骨骼节点根据既定义的机构功能进行逐级计算。
其中，当直升机在空中稳定悬停时尾桨提供的力矩恰好与直升机主旋翼给机身的反向力矩平衡，所以直升机的偏航是靠调节执行机构尾桨的输出力矩来实现的，即调整直升机尾桨的桨矩。
本实施例中，通过尾桨骨骼节点与脚踏板骨骼节点联动来实现直升机尾桨的桨矩的调整，进而实现对直升机偏航的控制。
本实施例中，根据该执行机构尾桨的骨骼节点的攻角与脚踏板行程之间的关系计算尾桨骨骼节点的位置及姿态。
具体地，所述尾桨骨骼节点的位置及姿态，根据脚踏板骨骼节点的状态进行计算，具体可以采用如下公式进行计算：
αtail_rotor＝f(lfoot_pedal)，
其中：αtail_rotor表示尾桨的攻角，单位是rad；
lfoot_pedal表示两脚踏板的相对行程，单位是mm；
f表示αtail_rotor和lfoot_pedal之间的对应关系，根据直升机偏航方向上的转动惯量进行设定。
例如直升机偏航方向上的转动惯量为Iz，则欲使两脚踏板的相对行程为lfoot_pedal时，可以控制飞机以角加速度为α进行旋转，其关系为α＝k1·lfoot_pedal，则旋转力矩的计算方法为T＝Iz·α，同时旋转力矩与尾桨的攻角存在一定关系，其与直升机的种类有关，其相关关系为αtail_rotor＝k2·T，则可知αtail_rotor＝k1·k2·Iz·lfoot_pedal。
所以，可根据直升机偏航方向上的转动惯量设定αtail_rotor和lfoot_pedal之间的对应关系。
本发明实施例中，根据操纵杆骨骼节点的位置及姿态计算尾舵骨骼节点和主旋翼的最高级骨骼节点的位置及姿态，具体可以采用如下公式进行计算：
其中：表示操纵杆的指向，由沿机头方向的俯仰和滚转角度表示；
表示主旋翼周期变矩环的指向，方向与操纵杆一致；
θtail_rudder表示尾舵的摆角，单位是rad；
f表示操纵杆与尾舵和主旋翼之间的对应关系，根据飞控进行设定。
例如，如下关系式：
其中，k11、k12、k21、k22、k31、k32可以由飞行控制率进行设定。
主旋翼周期变桨矩和尾舵上下摆动的共同作用实现了直升机的俯仰、滚转运动，主旋翼和尾舵骨骼节点的变化与操纵杆骨骼节点的指向有关，所以，本发明实施例中，通过尾舵骨骼节点和主旋翼的最高级骨骼节点与操纵杆骨骼节点联动实现直升机俯仰和滚转方向的控制。
本发明实施例中，所述主旋翼桨叶的最高级骨骼节点的位置及姿态，根据总矩杆骨骼节点的位置及姿态进行计算，具体采用如下公式进行计算：
αblade＝f(θtotal_torque)，
其中：θtotal_torque为总矩杆的角度，单位是rad；
αblade为直升机各桨叶攻角变化量，排除周期变矩的影响，单位是rad；
f为θtotal_torque和αblade之间的对应关系，根据相应的总矩杆调节方式进行设定。
总矩杆的调节方式主要是指使主旋翼的每个叶片发生同步的攻角变化，一般是由安装在主旋翼轴上两个变矩环之间的相对距离变化实现的。这里的f是根据不同的计算方法而不同，其最简单的方式就是比例放大方法，即αblade＝kθtotal_torque。
当调节总矩杆时，直升机每个桨叶的攻角会同时发生变化，调节直升机的升力，所以，本发明实施例中，通过总矩杆骨骼节点与主旋翼桨叶的最高级骨骼节点联动实现直升机主旋翼总矩的调节。
S2中，所述受力机构及结构的骨骼节点的位置及姿态，根据不同位置的受力状态进行计算，包括起落架各骨骼节点的计算以及主旋翼桨叶各骨骼节点的计算，其中，所述起落架各骨骼节点，根据起落架与地面的接触力进行计算；所述主旋翼桨叶的各级骨骼节点根据结构的材料力学特性进行布置，当受到载荷时，各骨骼节点的相对转角根据等效材料特性参数进行计算。
受力机构主要是指直升机的起落架以及其他产生接触力的功能机构，它在发生接触的时候会发生变形以实现相应的功能，其各级骨骼节点的计算是根据接触力进行的；受力结构主要是指直升机的主旋翼桨叶及其他承受气动力的功能结构，它在直升机飞行过程中会根据不同气动特性发生相应的结构变形，其各级骨骼节点是根据结构的材料力学特性进行布置的，当受到载荷时，各节点的相对转角根据等效材料特性参数进行计算。
在本发明的一个优选实施例中，所述起落架各骨骼节点，可以采用如下方法进行计算：
A，根据直升机升力与重力的关系计算出起落架承受的接触力，
B，对所述起落架进行受力分析，根据所受接触力，计算出相应的两个骨骼节点间应承受的弹性阻尼力；
C，根据如下的弹性阻尼力的计算公式，反推得到两骨骼节点之间的相对距离：
其中：Fspring-damping表示两骨骼节点之间的弹性阻尼力；
K表示该力的弹性系数；
δ表示两骨骼节点之间的相对位移变化量；
C表示该里的阻尼系数；
表示两骨骼节点之间的相对位移变化率；
D，按照上述步骤，反复迭代实时更新，得到起落架各骨骼节点的实时状态。
起落架接触地面时产生的接触力将与重力、升力平衡，使直升机在地面保持平衡状态，在竖直方向上的关系如下所示：
Fcontact+Flift＝G
其中：Fcontact表示起落架与地面的接触力；
Flift表示直升机的升力；
G表示直升机的重力。
上述方法的步骤B和C，是一般动力学仿真的基本迭代过程，其基本的计算方法，仿真结果的真实性与公式中的相关参数有关。
起落架除了具有支撑功能外，还可以使直升机在起落过程中有效缓解冲击力，根据起落架的布局特点和功能特点，可以将其特定位置等效为两个骨骼节点之间的一种弹性阻尼力。直升机起落架的缓冲原理如图1所示。
其中，弹性阻尼力可分成两部分：Fspring＝Kδ表示弹性力，主要用来平衡起落架与地面的接触力；表示阻尼力，主要用来抵消起落过程冲击引起的重力。
在本发明的一个优选实施例中，所述主旋翼桨叶的各级骨骼节点，采用有限段方法进行计算，计算公式如下所示：
其中：表示骨骼节点六个方向的弹性阻尼力；
K6×6表示弹性系数矩阵，C6×6表示恢复系数矩阵；
表示骨骼节点六个方向的相对位移；
表示骨骼节点六个方向的相对速度；
表示骨骼节点的初始力。
直升机主旋翼的桨叶属于长细柔性体，其主要特点是在不同力载荷条件下会发生很大的变形，其基本原理是材料力学的相关理论。但是，如果将桨叶按照材料力学的分析方法进行分析，计算量过于庞大，在实时可视化仿真中需要兼顾计算量和系统运行速度两方面因素，所以按照有限段方法对其进行计算。
有限段方法是将柔性体分成首尾相接的若干个刚体段，再将相邻两刚体间用六自由度弹性阻尼力进行连接，相应的系数由材料力学特性在该点的等效作用来表示。其计算原理如图2所示。
本发明实施例提供的直升机部件骨骼化动态可视化仿真方法在可视化仿真中的应用如图3所示。
具体实施例：
根据本发明实施例提供的方法，对MH-60型黑鹰直升机(该机型的实物图如图4所示)进行部件骨骼化建模，并应用于动态可视化仿真。按照如下步骤进行实施：
步骤一，根据直升机的实物图搭建三维可视化模型，如图5所示；
步骤二，根据可视化仿真需求和直升机实际动力学特点，设置直升机的骨骼节点，如图6所示，具体地，首先定义一个直升机的骨骼根节点，然后根据直升机的结构布局，以树状分支结构的方式建立直升机的机尾、起落架、主旋翼以及机舱上各活动部件各级别的骨骼节点；
步骤三，根据发明提供的骨骼节点计算方法，生成直升机各部位骨骼节点的计算方法，并将该方法输入到程序算法中供运算单元计算使用；
步骤四，根据直升机骨骼节点位置和姿态的实时计算结果，将与骨骼相对应的直升机部件在可视化仿真引擎中进行实时渲染，这样在可视化仿真中的直升机三维模型就可以根据驾驶员的操作和外界力环境的作用动态改变相应部位的形状和状态，如图7所示。
需要说明的是，由于本发明实施例提供的方法是为了实现直升机部件骨骼化动态可视化仿真，用于仿真训练，所以，本发明实施例中涉及到的附图，为了能够更好的表示和说明可视化仿真的逼真度，附图中使用了背景色和彩色。
通过采用本发明公开的上述技术方案，得到了如下有益的效果：本发明实施例提供的一种直升机部件骨骼化动态可视化仿真方法，通过对直升机的部件进行骨骼化建模，使其能够根据飞行状态实时动态地计算相对位置，并进行直升机的动态可视化仿真，为受训人员提供了一个与真机驾驶状态高度一致的沉浸式操作环境，大大提升了直升机训练的效果。
本说明书中的各个实施例均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的部分互相参见即可。
本领域人员应该理解的是，上述实施例提供的方法步骤的时序可根据实际情况进行适应性调整，也可根据实际情况并发进行。
上述实施例涉及的方法中的全部或部分步骤可以通过程序来指令相关的硬件来完成，所述的程序可以存储于计算机设备可读取的存储介质中，用于执行上述各实施例方法所述的全部或部分步骤。所述计算机设备，例如：个人计算机、服务器、网络设备、智能移动终端、智能家居设备、穿戴式智能设备、车载智能设备等；所述的存储介质，例如：RAM、ROM、磁碟、磁带、光盘、闪存、U盘、移动硬盘、存储卡、记忆棒、网络服务器存储、网络云存储等。
最后，还需要说明的是，在本文中，诸如第一和第二等之类的关系术语仅仅用来将一个实体或者操作与另一个实体或操作区分开来，而不一定要求或者暗示这些实体或操作之间存在任何这种实际的关系或者顺序。而且，术语“包括”、“包含”或者其任何其他变体意在涵盖非排他性的包含，从而使得包括一系列要素的过程、方法、商品或者设备不仅包括那些要素，而且还包括没有明确列出的其他要素，或者是还包括为这种过程、方法、商品或者设备所固有的要素。在没有更多限制的情况下，由语句“包括一个……”限定的要素，并不排除在包括所述要素的过程、方法、商品或者设备中还存在另外的相同要素。
以上所述仅是本发明的优选实施方式，应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理的前提下，还可以做出若干改进和润饰，这些改进和润饰也应视本发明的保护范围。
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