直升机飞行模拟器的飞行控制系统的制作方法

本发明涉及直升机装备技术领域，尤其涉及一种直升机飞行模拟器的飞行控制系统。

背景技术：

武装直升机是装有武器、为执行作战任务而研制的直升机，分为普通武装直升机、隐身直升机与高速武装直升机。武装直升机具有机身窄长，作战能力较强；同时武装直升机除了可用来执行攻击任务外，还可用于执行运输、机降等任务。

随着现代科学技术在军事领域的应用和发展，在不断增大武器装备的破坏力，使军事训练活动中实际使用实装、实兵、实弹愈加受到限制的同时，也为军事训练采用“模拟化”手段提供了先进、实用的技术条件。对于飞行训练来说，不仅内容多、难度大，而且具有很大的危险性，因此，实现飞行训练手段“模拟化”就显得更有必要、更加迫切。

目前来讲，飞行模拟器是实现训练手段“模拟化”的现代化训练设备。空军、海军在飞行模拟器的研制、使用、教学、维修以及开展模拟飞行训练等方面，实力、经验都处于国内领先地位。对于陆航来说，飞行模拟器不仅在自行研制方面是空白，相应的技术实力相对较弱，而且在使用、教学、维修以及开展模拟飞行训练方面由于资源的匮乏而处于落伍状态。

在飞行模拟器的研发过程中，该如何设计直升机飞行模拟器的飞行控制系统，进而将各个分系统进行协调融合控制，最终为飞行员提供进行座舱抖振模拟，音响模拟、景象模拟，座舱仪表模拟等模拟需要。

技术实现要素：

本发明的目的在于提供一种直升机飞行模拟器的飞行控制系统，以解决上述问题。

为了达到上述目的，本发明的技术方案是这样实现的：

本发明还提供了一种直升机飞行模拟器的飞行控制系统，包括飞行控制系统，操作系统、教员控制台、各个直升机模拟子系统；

所述飞行控制系统用于接收来自操纵系统的位移信号、来自教员控制台的设置信号；然后通过解析位移信号、设置信号来得到关于直升机的位置、姿态、速度、加速度、高度、升降速度、迎角、侧滑角数据，通过将上述数据进行解析得到针对各个直升机模拟子系统的控制指令，并将控制指令输出到各个直升机模拟子系统；

各个直升机模拟子系统接收各自的控制指令执行相应的飞行控制动作。

优选的，作为一种可实施方案；所述直升机模拟子系统包括座舱抖振系统以及成像显示系统，座舱仪表指示及告警系统，音响系统；

所述飞行控制系统具体用于根据解析位移信号、设置信号来得到关于直升机的位置、姿态、速度、加速度、高度、升降速度、迎角、侧滑角数据，得到相应的座舱抖振控制指令以及成像显示控制指令，座舱仪表指示控制指令及告警控制指令，音响控制指令；

所述飞行控制系统还用于将座舱抖振控制指令发送给座舱抖振系统；

所述飞行控制系统还用于将成像显示控制指令发送给成像显示系统；

所述飞行控制系统还用于将座舱仪表指示控制指令及告警控制指令发送给座舱仪表指示及告警系统；

所述飞行控制系统还用于将音响控制指令发送给音响系统。

优选的，作为一种可实施方案；所述座舱抖振系统用于根据座舱抖振控制指令，执行对直升机的座舱抖振动作。

优选的，作为一种可实施方案；所述成像显示系统用于根据成像显示控制指令，执行对直升机的舱外视景模拟现实动作。

优选的，作为一种可实施方案；所述座舱仪表指示及告警系统用于根据座舱仪表指示控制指令及告警控制指令，执行对直升机的仪表指示以及仪表告警动作。

优选的，作为一种可实施方案；所述音响系统用于根据音响控制指令，执行对直升机的音响模拟输出动作。

与现有技术相比，本发明实施例的优点在于：

本发明提供的一种直升机飞行模拟器的飞行控制系统，分析上述直升机飞行模拟器的飞行控制系统的主要结构可知：

上述直升机飞行模拟器的飞行控制系统，其主要由飞行控制系统，操作系统、教员控制台、各个直升机模拟子系统等构成；

其中，所述飞行控制系统用于接收来自操纵系统的位移信号、来自教员控制台的设置信号；然后通过解析位移信号、设置信号来得到关于直升机的位置、姿态、速度、加速度、高度、升降速度、迎角、侧滑角数据，通过将上述数据进行解析得到针对各个直升机模拟子系统的控制指令，并将控制指令输出到各个直升机模拟子系统；各个直升机模拟子系统接收各自的控制指令执行相应的飞行控制动作。

在直升机飞行模拟器的飞行控制系统的具体实施过程中，通过解析位移信号、设置信号，得出直升机的位置、姿态、速度、加速度、高度、升降速度、迎角、侧滑角等数据，输出到各个直升机模拟子系统(即座舱抖振系统以及成像显示系统，座舱仪表指示及告警系统，音响系统)进而实施相应的动作；本发明提供的一种直升机飞行模拟器的飞行控制系统，其是直升机飞行模拟器的核心系统，该飞行控制系统模拟直升机的飞行性能和动态特性，并且把实时解算出的飞行状态数据提供给其他分系统。这些数据是实时仿真系统中其它各分系统工作的依据，因此该系统的模拟直接影响着飞行实时仿真系统的逼真度。

附图说明

为了更清楚地说明本发明具体实施方式或现有技术中的技术方案，下面将对具体实施方式或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图是本发明的一些实施方式，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为本发明实施例提供的直升机飞行模拟器的飞行控制系统的主要工作原理示意图；

图2为图1的本发明实施例提供的直升机飞行模拟器的飞行控制系统的具体工作原理示意图。

标号：1-飞行控制系统；2-操作系统；3-教员控制台；4-直升机模拟子系统；41-座舱抖振系统；42-成像显示系统；43-座舱仪表指示及告警系统；44-音响系统；45-操作负荷系统。

具体实施方式

下面将结合附图对本发明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。

在本发明的描述中，需要说明的是，某些指示的方位或位置关系的词语，其仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。

在本发明的描述中，需要说明的是，“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。

下面通过具体的实施例子并结合附图对本发明做进一步的详细描述。

参见图1、图2，本发明实施例提供了一种直升机飞行模拟器的飞行控制系统，包括飞行控制系统1，操作系统2、教员控制台3、各个直升机模拟子系统4；

所述飞行控制系统1用于接收来自操纵系统的位移信号、来自教员控制台的设置信号；然后通过解析位移信号、设置信号来得到关于直升机的位置、姿态、速度、加速度、高度、升降速度、迎角、侧滑角数据，通过将上述数据进行解析得到针对各个直升机模拟子系统的控制指令，并将控制指令输出到各个直升机模拟子系统；

各个直升机模拟子系统4接收各自的控制指令执行相应的飞行控制动作。

分析上述直升机飞行模拟器的飞行控制系统的主要结构可知：上述直升机飞行模拟器的飞行控制系统，其主要由飞行控制系统，操作系统、教员控制台、各个直升机模拟子系统等构成；

其中，所述飞行控制系统用于接收来自操纵系统的位移信号、来自教员控制台的设置信号；然后通过解析位移信号、设置信号来得到关于直升机的位置、姿态、速度、加速度、高度、升降速度、迎角、侧滑角数据，通过将上述数据进行解析得到针对各个直升机模拟子系统的控制指令，并将控制指令输出到各个直升机模拟子系统；各个直升机模拟子系统接收各自的控制指令执行相应的飞行控制动作。

在直升机飞行模拟器的飞行控制系统的具体实施过程中，通过解析位移信号、设置信号，得出直升机的位置、姿态、速度、加速度、高度、升降速度、迎角、侧滑角等数据，输出到各个直升机模拟子系统(即座舱抖振系统以及成像显示系统，座舱仪表指示及告警系统，音响系统)进而实施相应的动作；本发明提供的一种直升机飞行模拟器的飞行控制系统，其是直升机飞行模拟器的核心系统，该飞行控制系统模拟直升机的飞行性能和动态特性，并且把实时解算出的飞行状态数据提供给其他分系统。这些数据是实时仿真系统中其它各分系统工作的依据，因此该系统的模拟直接影响着飞行实时仿真系统的逼真度。

下面对本发明实施例提供的直升机飞行模拟器的飞行控制系统的具体技术构造以及具体技术效果做一下详细的说明：

优选的，作为一种可实施方案；所述直升机模拟子系统4包括座舱抖振系统41以及成像显示系统42，座舱仪表指示及告警系统43，音响系统44和操作负荷系统45(有关操作负荷系统45不再赘述)；

所述飞行控制系统具体用于根据解析位移信号、设置信号来得到关于直升机的位置、姿态、速度、加速度、高度、升降速度、迎角、侧滑角数据，得到相应的座舱抖振控制指令以及成像显示控制指令，座舱仪表指示控制指令及告警控制指令，音响控制指令；

所述飞行控制系统还用于将座舱抖振控制指令发送给座舱抖振系统；

所述飞行控制系统还用于将成像显示控制指令发送给成像显示系统；

所述飞行控制系统还用于将座舱仪表指示控制指令及告警控制指令发送给座舱仪表指示及告警系统；

所述飞行控制系统还用于将音响控制指令发送给音响系统。

优选的，作为一种可实施方案；所述座舱抖振系统41用于根据座舱抖振控制指令，执行对直升机的座舱抖振动作。

所述成像显示系统42用于根据成像显示控制指令，执行对直升机的舱外视景模拟现实动作。

所述座舱仪表指示及告警系统43用于根据座舱仪表指示控制指令及告警控制指令，执行对直升机的仪表指示以及仪表告警动作。

所述音响系统44用于根据音响控制指令，执行对直升机的音响模拟输出动作。

需要说明的是，本发明实施例提供的直升机飞行模拟器的飞行控制系统，其飞行性能模拟对下述情况提供逼真的模拟：一、低速飞行特性；二、空气动力地面效应；三、由于拉力变化引起的直升机姿态变化；四、加、减速效应；五、起飞离地过程；六、过渡速度抖动；七、直升机对武器释放和发射的响应。

本发明实施例提供的直升机飞行模拟器的飞行控制系统，其应用原理：

(1)有关飞行控制系统的直升机运动方程采用六自由度刚体全量方程并用数值积分法实时求解。该系统接收来自操纵系统的位移信号、来自发动机系统的拉力信号、来自教员控制台的一些设置信号。通过计算，得出直升机的位置、姿态、速度、加速度、高度、升降速度、迎角、侧滑角等数据，输出到各个直升机模拟子系统，以及座舱抖振、振动、视景系统和教员台等。

(2)有关空气动力数学模型的建立。旋转翼飞机具有其独特的操纵特点和飞行性能。首先，旋转翼飞机是通过操纵自动倾斜器引起桨叶的强制挥舞，从而改变旋转翼飞机的飞行状态。而由于桨叶各剖面处合速度的大小和方向各不相同，使桨叶的工作条件变得复杂，操纵难度较大；其次，由于旋转翼飞机可以有悬停、垂直升降、前飞、侧飞、甚至后飞，即所谓轴流和斜流状态，使得飞行难度增大。

依据直升机空气动力学的“滑流理论、叶素理论、涡流理论”等理论，可创建出以下主要数学模型。

以滑流理论为基础，以前飞速度和桨盘迎角为参变量的诱导速度数学模型。

以叶素理论为基础，以前进比、流入比、挥舞系数、变距系数等为参变量的旋翼和尾桨的空气动力数学模型。

以涡流理论为基础，以前进比、流入比为参变量的型阻、诱阻、废阻、爬升、波阻的功率系数数学模型。

以风洞试验为基础，以迎角和侧滑角为参变量的机身气动力、气动力矩数学模型。

此外，飞行控制系统还可计算大气参数及风速风向和风切变对直升机飞行的影响，以及实现与各系统的数据交换及教员对飞行任务的控制。

本发明实施例提供的直升机飞行模拟器的飞行控制系统具有如下方面的技术优势：

一、本发明实施例提供的直升机飞行模拟器的飞行控制系统，上述直升机飞行模拟器的飞行控制系统，其主要由飞行控制系统，操作系统、教员控制台、各个直升机模拟子系统等构成；其中，所述飞行控制系统用于接收来自操纵系统的位移信号、来自教员控制台的设置信号；然后通过解析位移信号、设置信号来得到关于直升机的位置、姿态、速度、加速度、高度、升降速度、迎角、侧滑角数据，通过将上述数据进行解析得到针对各个直升机模拟子系统的控制指令，并将控制指令输出到各个直升机模拟子系统；各个直升机模拟子系统接收各自的控制指令执行相应的飞行控制动作。

二、本发明实施例提供的直升机飞行模拟器的飞行控制系统，在直升机飞行模拟器的飞行控制系统的具体实施过程中，通过解析位移信号、设置信号，得出直升机的位置、姿态、速度、加速度、高度、升降速度、迎角、侧滑角等数据，输出到各个直升机模拟子系统(即座舱抖振系统以及成像显示系统，座舱仪表指示及告警系统，音响系统)进而实施相应的动作；本发明提供的一种直升机飞行模拟器的飞行控制系统，其是直升机飞行模拟器的核心系统，该飞行控制系统模拟直升机的飞行性能和动态特性，并且把实时解算出的飞行状态数据提供给其他分系统。这些数据是实时仿真系统中其它各分系统工作的依据，因此该系统的模拟直接影响着飞行实时仿真系统的逼真度。

最后应说明的是：以上各实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述各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，或者对其中部分或者全部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范围。