本技術(shù)涉及飛行仿真，尤其是涉及一種飛行模擬器可逆式操縱負(fù)荷系統(tǒng)力感仿真方法及系統(tǒng)。

背景技術(shù)：

1、隨著航空技術(shù)的飛速發(fā)展，飛行模擬器在飛行員的訓(xùn)練和評(píng)估中發(fā)揮著越來越重要的作用；操縱負(fù)荷系統(tǒng)是飛行模擬器中的關(guān)鍵部分，用于模擬真實(shí)飛行中的操縱力感，提高訓(xùn)練的真實(shí)性和有效性。

2、對(duì)于具有可逆式操縱系統(tǒng)的真實(shí)飛機(jī)通常設(shè)有隨動(dòng)補(bǔ)償片，即當(dāng)主舵面轉(zhuǎn)動(dòng)某一角度時(shí)，附加在主舵后面的小舵(小舵與安定面相聯(lián))按比例的向反方向轉(zhuǎn)動(dòng)一角度，作用于舵面的空氣動(dòng)力重新分配，使得壓力中心靠近舵面的旋轉(zhuǎn)軸，使飛機(jī)較無隨動(dòng)補(bǔ)償片時(shí)更易于操縱；然而現(xiàn)有的現(xiàn)有的操縱負(fù)荷系統(tǒng)采用的單向模擬方式，無法實(shí)現(xiàn)真實(shí)飛行中的可逆操縱，從而影響了模擬訓(xùn)練的逼真度和訓(xùn)練效果，因而存在有飛行模擬器可逆式操縱負(fù)荷系統(tǒng)的模擬效果不佳的缺陷，存在改善的空間。

技術(shù)實(shí)現(xiàn)思路

1、為了提高飛行模擬器可逆式操縱負(fù)荷系統(tǒng)的模擬效果，本技術(shù)提供一種飛行模擬器可逆式操縱負(fù)荷系統(tǒng)力感仿真方法及系統(tǒng)。

2、第一方面，本技術(shù)的發(fā)明目的采用如下技術(shù)方案實(shí)現(xiàn)：

3、飛行模擬器可逆式操縱負(fù)荷系統(tǒng)力感仿真方法，包括：

4、獲取外界環(huán)境模擬信息和飛行器仿真狀態(tài)信息；基于所述外界環(huán)境模擬信息和所述飛行器仿真狀態(tài)信息對(duì)預(yù)設(shè)的飛行操縱負(fù)荷模型進(jìn)行優(yōu)化，得到優(yōu)化的飛行操縱負(fù)荷模型；

5、獲取飛行模擬器的前端操作機(jī)構(gòu)的操縱力數(shù)據(jù)和可逆操縱數(shù)據(jù)；在優(yōu)化后的飛行操作負(fù)荷模型中，基于所述可逆操縱數(shù)據(jù)計(jì)算得到初始操縱負(fù)荷力矩；

6、基于所述操縱力數(shù)據(jù)、獲取對(duì)應(yīng)的前端操作位移量；將對(duì)應(yīng)的前端操作位移量輸入至所述優(yōu)化的飛行操作負(fù)荷模型，得到對(duì)應(yīng)的制動(dòng)機(jī)構(gòu)合力數(shù)據(jù)；

7、基于所述制動(dòng)機(jī)構(gòu)合力數(shù)據(jù)和所述初始操縱負(fù)荷力矩，生成負(fù)荷力控制信號(hào)；所述飛行模擬器的前端操縱機(jī)構(gòu)依據(jù)所述負(fù)荷力控制信號(hào)向用戶反饋負(fù)荷力。

8、通過采用上述技術(shù)方案，外界環(huán)境模擬信息為天氣環(huán)境的外界狀態(tài)模擬信息，飛行器仿真狀態(tài)信息為飛行模擬器處于某種仿真模式下的仿真操縱參數(shù)信息；為提高飛行模擬器的可逆式操縱負(fù)荷系統(tǒng)的適用性，提高對(duì)操縱負(fù)荷數(shù)據(jù)和負(fù)荷力的計(jì)算結(jié)果的精確性；在實(shí)際應(yīng)用時(shí)，先基于用戶實(shí)際操作的操作仿真模式對(duì)飛行操縱負(fù)荷模型進(jìn)行優(yōu)化，其中飛行操作負(fù)荷模型是能夠參照飛行模擬器的不同性能型號(hào)、相關(guān)制動(dòng)參數(shù)所建立的仿真交互模型，以模擬仿真飛行模擬器對(duì)應(yīng)的前端操縱機(jī)構(gòu)(如方向操控盤、操縱拉桿和腳蹬等)、飛機(jī)升降艙、方向艙、副翼、調(diào)整片和隨動(dòng)補(bǔ)償片等控制狀態(tài)；進(jìn)一步地，基于優(yōu)化后的飛行操作負(fù)荷模型計(jì)算得到初始操縱負(fù)荷力矩和制動(dòng)機(jī)構(gòu)合力數(shù)據(jù)，其中制動(dòng)機(jī)構(gòu)合力數(shù)據(jù)是基于前端位移量確定的飛行模擬器的后端制動(dòng)機(jī)構(gòu)的合力；然后再生成飛行模擬器的前端操縱機(jī)構(gòu)的負(fù)荷力控制信號(hào)，負(fù)荷力控制信號(hào)的方向與用戶施加的操縱力的方向相反；從而本技術(shù)在用戶使用飛行模擬器進(jìn)行飛行模擬過程中，提供了實(shí)際可逆式操縱負(fù)荷系統(tǒng)的負(fù)荷力，模擬仿真功能較完善，仿真度高；有利于飛行模擬器可逆式操縱負(fù)荷系統(tǒng)的力感仿真可靠性，從而提高了飛行模擬器可逆式操縱負(fù)荷系統(tǒng)的模擬效果。

9、本技術(shù)在一較佳示例中：所述飛行模擬器的前端操縱機(jī)構(gòu)包括腳蹬操縱組件，方法還包括：

10、在所述腳蹬操縱組件被腳蹬按壓時(shí)，獲取所述腳蹬操縱組件承受的腳蹬力和轉(zhuǎn)動(dòng)角度，以對(duì)應(yīng)得到不同的腳蹬力數(shù)據(jù)和不同的腳蹬轉(zhuǎn)動(dòng)角度；

11、基于不同的腳蹬力數(shù)據(jù)關(guān)聯(lián)對(duì)應(yīng)的飛行器仿真狀態(tài)信息；在優(yōu)化的飛行操作負(fù)荷模型中，基于不同的腳蹬力數(shù)據(jù)和對(duì)應(yīng)的飛行器仿真狀態(tài)信息確定對(duì)應(yīng)的角度閾值區(qū)間；

12、判斷所述腳蹬操縱組件的腳蹬轉(zhuǎn)動(dòng)角度是否位于對(duì)應(yīng)的角度閾值區(qū)間內(nèi)，得到腳蹬檢測(cè)判斷結(jié)果；

13、在所述腳蹬檢測(cè)判斷結(jié)果符合預(yù)設(shè)的預(yù)警故障條件時(shí)，輸出腳蹬故障預(yù)警信息。

14、通過采用上述技術(shù)方案，對(duì)腳蹬操縱組件被腳蹬按壓時(shí)的轉(zhuǎn)動(dòng)角度進(jìn)行檢測(cè)和故障預(yù)警功能，通過檢測(cè)到的用戶施加給腳蹬操縱組件的不同的腳蹬力，計(jì)算在不同的飛行器仿真狀態(tài)信息時(shí)，對(duì)應(yīng)的角度閾值區(qū)間，接著判斷腳蹬操縱組件的實(shí)際的腳蹬轉(zhuǎn)動(dòng)角度是否位于對(duì)應(yīng)的角度閾值區(qū)間，角度閾值區(qū)間是當(dāng)前的腳蹬操縱組件在該飛行器仿真狀態(tài)的正常轉(zhuǎn)動(dòng)角度區(qū)間，此時(shí)的角度閾值區(qū)間的最大值和最小值差值較小，以保證腳蹬檢測(cè)判斷結(jié)果的精確度，從而在腳蹬檢測(cè)判斷結(jié)果符合預(yù)警故障條件時(shí)進(jìn)行腳蹬故障預(yù)警，以便于提示測(cè)試人員或用戶及時(shí)發(fā)現(xiàn)處于故障狀態(tài)的腳蹬操縱組件，及時(shí)采取故障處理措施，以便于提高腳蹬操縱組件的操縱力和負(fù)荷力的模擬仿真效果。

15、本技術(shù)在一較佳示例中：所述腳蹬操縱組件設(shè)有用于在腳踏操縱組件被施加腳踏力產(chǎn)生形變位移時(shí)進(jìn)行復(fù)位的彈性復(fù)位件；所述在優(yōu)化的飛行操作負(fù)荷模型中，基于不同的腳蹬力數(shù)據(jù)和對(duì)應(yīng)的飛行器仿真狀態(tài)信息確定對(duì)應(yīng)的角度閾值區(qū)間之后，還包括：

16、基于不同的腳蹬力數(shù)據(jù)和對(duì)應(yīng)的飛行器仿真狀態(tài)信息確定所述腳蹬操縱組件的理論負(fù)荷力區(qū)間；

17、獲取所述腳蹬操縱組件的實(shí)際負(fù)荷力數(shù)據(jù)，基于所述理論負(fù)荷力區(qū)間和實(shí)際負(fù)荷力計(jì)算所述腳踏操縱組件達(dá)到理論負(fù)荷力區(qū)間所需的最小負(fù)荷力差值；

18、依據(jù)所述最小負(fù)荷力差值計(jì)算得到所述彈性復(fù)位件的壓縮調(diào)整量，并基于所述壓縮調(diào)整量對(duì)所述彈性復(fù)位件進(jìn)行壓縮調(diào)整。

19、通過采用上述技術(shù)方案，在腳踏操縱組件被腳踏按壓后，彈性復(fù)位件為腳踏操縱組件提供形變復(fù)位的復(fù)位力和負(fù)荷力，通過彈性復(fù)位件對(duì)腳踏操縱組件進(jìn)行形變復(fù)位，不僅能夠模擬腳踏操縱組件在形變復(fù)位過程中的阻尼力，還有利于提供足夠大和平穩(wěn)的腳蹬力的模擬力度，仿真度高，有利于提高飛行模擬器的飛行模擬操縱精度；進(jìn)一步地，通過彈性復(fù)位件可對(duì)腳踏操縱組件提供給用戶的實(shí)際負(fù)荷力進(jìn)行檢測(cè)和目標(biāo)值校驗(yàn)，即基于計(jì)算得到的最小負(fù)荷力差值計(jì)算得到彈性復(fù)位件的壓縮調(diào)整量后，再對(duì)彈性復(fù)位件進(jìn)行壓縮調(diào)整，以使得腳踏擦組件對(duì)應(yīng)不同天氣環(huán)境和飛行模擬器模擬不同的故障情形時(shí)的實(shí)際負(fù)荷力大小，同時(shí)還能夠滿足彈性復(fù)位件在長期的使用過程中，因彈性模量變差或其他故障的原因的彈性壓縮的精度校準(zhǔn)需求，從而有利于達(dá)到使得腳踏操縱組件的操縱負(fù)荷的高精度力度仿真的目的。

20、本技術(shù)在一較佳示例中：所述依據(jù)所述最小負(fù)荷力差值計(jì)算得到所述彈性復(fù)位件的壓縮調(diào)整量，并基于所述壓縮調(diào)整量對(duì)所述彈性復(fù)位件進(jìn)行壓縮調(diào)整，包括：

21、獲取所述彈性復(fù)位件的當(dāng)前的壓縮調(diào)整數(shù)據(jù)，基于所述壓縮調(diào)整量和當(dāng)前的壓縮調(diào)整數(shù)據(jù)計(jì)算確定當(dāng)前的臨界差值和當(dāng)前的極限差值；

22、將所述壓縮調(diào)整量分別與所述當(dāng)前的臨界差值、當(dāng)前的極限差值進(jìn)行比較；

23、當(dāng)所述壓縮調(diào)整量小于或等于所述當(dāng)前的臨界差值時(shí)，向所述彈性復(fù)位件的驅(qū)動(dòng)電機(jī)發(fā)送自動(dòng)壓縮指令；

24、當(dāng)所述壓縮調(diào)整量大于所述當(dāng)前的臨界差值且小于當(dāng)前的極限差值時(shí)，向預(yù)設(shè)的用戶操縱終端發(fā)送調(diào)整參數(shù)輸入的文本框；

25、當(dāng)所述壓縮調(diào)整量大于或等于當(dāng)前的極限差值時(shí)，向所述預(yù)設(shè)的用戶操縱終端發(fā)送更換提示信息。

26、通過采用上述技術(shù)方案，通過比對(duì)壓縮調(diào)整量、當(dāng)前的臨界差值和當(dāng)前的極限差值，有利于仿真系統(tǒng)判斷采用何種方式對(duì)彈性復(fù)位件進(jìn)行參數(shù)調(diào)整或提示用戶及時(shí)更換彈性復(fù)位件；由于彈性復(fù)位件基于長時(shí)間的使用，其彈性模型會(huì)下降導(dǎo)致彈性復(fù)位件的使用壽命降低，而基于飛行模擬器的彈性復(fù)位件的使用頻次和不同測(cè)試人員的腳踏力度會(huì)使得不同的彈性復(fù)位件的使用壽命無法得到很好地判斷，間接導(dǎo)致腳踏操縱組件所反饋給用戶的負(fù)荷力失真嚴(yán)重。

27、為有效解決此問題，本技術(shù)為保證可逆式操縱負(fù)荷系統(tǒng)的力度仿真效果，提供了一種數(shù)據(jù)檢測(cè)判斷規(guī)則；即將壓縮調(diào)整量分別與當(dāng)前的臨界差值、當(dāng)前的極限差值進(jìn)行比較，此時(shí)存在3種情形：第一種是當(dāng)壓縮調(diào)整量小于或等于當(dāng)前的臨界差值時(shí)，此時(shí)彈性復(fù)位件的使用壽命較長，彈性復(fù)位件的彈性模量良好，采用發(fā)出自動(dòng)壓縮指令的自動(dòng)調(diào)節(jié)模式調(diào)節(jié)彈性復(fù)位件即可完成對(duì)彈性復(fù)位件的參數(shù)調(diào)整；第二種情形是當(dāng)壓縮調(diào)整量大于當(dāng)前的臨界差值且小于當(dāng)前的極限差值時(shí)，即彈性復(fù)位件的彈性模量下降嚴(yán)重，彈性復(fù)位件的支撐力和給予腳踏操縱組件的復(fù)位力降低較大，通過用戶操縱終端發(fā)送調(diào)整參數(shù)輸入的文本框的人工經(jīng)驗(yàn)判斷模式，判斷是否更換彈性復(fù)位件，若不更換，可通過文本框的參數(shù)輸入形式使得彈性復(fù)位件的彈性模量重新落入正常閾值區(qū)間；第三種情形是壓縮調(diào)整量大于或等于當(dāng)前的極限差值時(shí)，此時(shí)彈性復(fù)位件的使用壽命較短，彈性模量下降嚴(yán)重，彈性復(fù)位件需要及時(shí)進(jìn)行更換，因而通過發(fā)送更換提示信息的方式對(duì)用戶及時(shí)進(jìn)行提示。

28、本技術(shù)在一較佳示例中：所述基于所述制動(dòng)機(jī)構(gòu)合力數(shù)據(jù)和所述初始操縱負(fù)荷力矩，生成負(fù)荷力控制信號(hào)之后，還包括：

29、依據(jù)所述負(fù)荷力控制信號(hào)計(jì)算所述前端操縱機(jī)構(gòu)的驅(qū)動(dòng)電機(jī)在所述負(fù)荷力控制信號(hào)的驅(qū)動(dòng)下所產(chǎn)生的目標(biāo)運(yùn)動(dòng)量，以得到目標(biāo)運(yùn)動(dòng)數(shù)據(jù)；所述目標(biāo)運(yùn)動(dòng)數(shù)據(jù)包括位置信息和/或速度信息；

30、獲取所述飛行模擬器的前端操縱機(jī)構(gòu)的實(shí)時(shí)運(yùn)動(dòng)數(shù)據(jù)；

31、在識(shí)別到目標(biāo)運(yùn)動(dòng)數(shù)據(jù)與所述實(shí)時(shí)移動(dòng)數(shù)據(jù)的差值大于預(yù)設(shè)的運(yùn)動(dòng)差值閾值時(shí)，向預(yù)設(shè)的用戶操縱終端發(fā)送提示信息。

32、通過采用上述技術(shù)方案，對(duì)負(fù)荷力控制信號(hào)的運(yùn)動(dòng)情況進(jìn)行檢測(cè)和運(yùn)動(dòng)異常提示，以進(jìn)一步提高飛行模擬器可逆式操縱負(fù)荷系統(tǒng)的模擬效果。

33、第二方面，本技術(shù)的發(fā)明目的采用如下技術(shù)方案實(shí)現(xiàn)：

34、飛行模擬器可逆式操縱負(fù)荷系統(tǒng)力感仿真系統(tǒng)，應(yīng)用于如上所述的飛行模擬器可逆式操縱負(fù)荷系統(tǒng)力感仿真方法，系統(tǒng)包括：

35、數(shù)據(jù)傳感采集模塊，用于獲取外界環(huán)境模擬信息和飛行器仿真狀態(tài)信息；獲取飛行模擬器的前端操作機(jī)構(gòu)的操縱力數(shù)據(jù)和可逆操縱數(shù)據(jù)；

36、負(fù)荷模型優(yōu)化計(jì)算模塊，用于基于所述外界環(huán)境模擬信息和所述飛行器仿真狀態(tài)信息對(duì)預(yù)設(shè)的飛行操縱負(fù)荷模型進(jìn)行優(yōu)化，得到優(yōu)化的飛行操縱負(fù)荷模型；在優(yōu)化后的飛行操作負(fù)荷模型中，基于所述可逆操縱數(shù)據(jù)計(jì)算得到初始操縱負(fù)荷力矩；

37、合力計(jì)算模塊，用于基于所述操縱力數(shù)據(jù)、獲取對(duì)應(yīng)的前端操作位移量；將對(duì)應(yīng)的前端操作位移量輸入至所述優(yōu)化的飛行操作負(fù)荷模型，得到對(duì)應(yīng)的制動(dòng)機(jī)構(gòu)合力數(shù)據(jù)；

38、前端操縱機(jī)構(gòu)，用于基于所述制動(dòng)機(jī)構(gòu)合力數(shù)據(jù)和所述初始操縱負(fù)荷力矩，生成負(fù)荷力控制信號(hào)；并依據(jù)所述負(fù)荷力控制信號(hào)向用戶反饋負(fù)荷力。

39、通過采用上述技術(shù)方案，基于優(yōu)化后的飛行操作負(fù)荷模型計(jì)算得到初始操縱負(fù)荷力矩和制動(dòng)機(jī)構(gòu)合力數(shù)據(jù)，有利于提高飛行模擬器的可逆式操縱負(fù)荷系統(tǒng)的適用性，提高對(duì)操縱負(fù)荷數(shù)據(jù)和負(fù)荷力的計(jì)算結(jié)果的精確性，其中制動(dòng)機(jī)構(gòu)合力數(shù)據(jù)是基于前端位移量確定的飛行模擬器的后端制動(dòng)機(jī)構(gòu)的合力；然后再生成飛行模擬器的前端操縱機(jī)構(gòu)的負(fù)荷力控制信號(hào)，負(fù)荷力控制信號(hào)的方向與用戶施加的操縱力的方向相反；從而本技術(shù)在用戶使用飛行模擬器進(jìn)行飛行模擬過程中，提供了實(shí)際可逆式操縱負(fù)荷系統(tǒng)的負(fù)荷力，模擬仿真功能較完善，仿真度高；有利于飛行模擬器可逆式操縱負(fù)荷系統(tǒng)的力感仿真可靠性，從而提高了飛行模擬器可逆式操縱負(fù)荷系統(tǒng)的模擬效果。

40、本技術(shù)在一較佳示例中：所述前端操縱機(jī)構(gòu)連接有用戶操縱終端，所述系統(tǒng)還包括：所述前端操縱機(jī)構(gòu)還用于依據(jù)所述負(fù)荷力控制信號(hào)計(jì)算所述前端操縱機(jī)構(gòu)的驅(qū)動(dòng)電機(jī)在所述負(fù)荷力控制信號(hào)的驅(qū)動(dòng)下所產(chǎn)生的目標(biāo)運(yùn)動(dòng)量，以得到目標(biāo)運(yùn)動(dòng)數(shù)據(jù)；所述目標(biāo)運(yùn)動(dòng)數(shù)據(jù)包括位置信息和/或速度信息；

41、所述數(shù)據(jù)傳感采集模塊還用于獲取所述飛行模擬器的前端操縱機(jī)構(gòu)的實(shí)時(shí)運(yùn)動(dòng)數(shù)據(jù)；

42、所述前端操縱機(jī)構(gòu)在識(shí)別到目標(biāo)運(yùn)動(dòng)數(shù)據(jù)與所述實(shí)時(shí)移動(dòng)數(shù)據(jù)的差值大于預(yù)設(shè)的運(yùn)動(dòng)差值閾值時(shí)，向預(yù)設(shè)的用戶操縱終端發(fā)送提示信息。

43、通過采用上述技術(shù)方案，對(duì)前端操縱機(jī)構(gòu)的負(fù)荷力的控制狀態(tài)和前端操縱機(jī)構(gòu)的多種運(yùn)動(dòng)狀態(tài)進(jìn)行檢測(cè)和異常運(yùn)動(dòng)狀態(tài)提示，以提高飛行模擬器的飛行仿真精度。

44、本技術(shù)在一較佳示例中：所述前端操縱機(jī)構(gòu)包括駕駛操縱桿、駕駛方向舵、駕駛腳蹬或其他飛機(jī)操縱部件；所述優(yōu)化的飛行操縱負(fù)荷模型包括補(bǔ)償片部件模型。

45、通過采用上述技術(shù)方案，提高對(duì)飛行模擬器的可逆式操縱負(fù)荷系統(tǒng)的力感仿真度。

46、綜上所述，本技術(shù)包括以下至少一種有益技術(shù)效果：

47、1.基于優(yōu)化后的飛行操作負(fù)荷模型計(jì)算得到初始操縱負(fù)荷力矩和制動(dòng)機(jī)構(gòu)合力數(shù)據(jù)，有利于提高飛行模擬器的可逆式操縱負(fù)荷系統(tǒng)的適用性，提高對(duì)操縱負(fù)荷數(shù)據(jù)和負(fù)荷力的計(jì)算結(jié)果的精確性，其中制動(dòng)機(jī)構(gòu)合力數(shù)據(jù)是基于前端位移量確定的飛行模擬器的后端制動(dòng)機(jī)構(gòu)的合力；然后再生成飛行模擬器的前端操縱機(jī)構(gòu)的負(fù)荷力控制信號(hào)，負(fù)荷力控制信號(hào)的方向與用戶施加的操縱力的方向相反；從而本技術(shù)在用戶使用飛行模擬器進(jìn)行飛行模擬過程中，提供了實(shí)際可逆式操縱負(fù)荷系統(tǒng)的負(fù)荷力，模擬仿真功能較完善，仿真度高；有利于飛行模擬器可逆式操縱負(fù)荷系統(tǒng)的力感仿真可靠性，從而提高了飛行模擬器可逆式操縱負(fù)荷系統(tǒng)的模擬效果；

48、2.通過彈性復(fù)位件可對(duì)腳踏操縱組件提供給用戶的實(shí)際負(fù)荷力進(jìn)行檢測(cè)和目標(biāo)值校驗(yàn)，即基于計(jì)算得到的最小負(fù)荷力差值計(jì)算得到彈性復(fù)位件的壓縮調(diào)整量后，再對(duì)彈性復(fù)位件進(jìn)行壓縮調(diào)整，以使得腳踏擦組件對(duì)應(yīng)不同天氣環(huán)境和飛行模擬器模擬不同的故障情形時(shí)的實(shí)際負(fù)荷力大小，同時(shí)還能夠滿足彈性復(fù)位件在長期的使用過程中，因彈性模量變差或其他故障的原因的彈性壓縮的精度校準(zhǔn)需求，從而有利于達(dá)到使得腳踏操縱組件的操縱負(fù)荷的高精度力度仿真的目的；

49、3.對(duì)前端操縱機(jī)構(gòu)的負(fù)荷力的控制狀態(tài)和前端操縱機(jī)構(gòu)的多種運(yùn)動(dòng)狀態(tài)進(jìn)行檢測(cè)和異常運(yùn)動(dòng)狀態(tài)提示，以提高飛行模擬器的飛行仿真精度。