1.一种海上救援直升机的飞行实时仿真方法，其特征在于，其包括以下步骤：

步骤S1，构建计算流体动力学CFD计算所需的计算机集群，所述计算机集群包括多个计算机节点，将各个计算机节点利用TCP/IP通信协议建立网络连接，并从所述多个计算机节点选择一个计算机节点设置为总节点计算机用于控制CFD仿真计算进程，并为CFD单元和飞行动力学计算单元设置共享内存，用于在CFD单元和飞行动力学计算单元之间实时相互传输数据；

步骤S2，在总节点计算机控制CFD单元和飞行动力学计算单元初始化时，选择仿真环境并基于所述仿真环境建立场景建筑物的三维模型，将直升机旋翼抽象为旋翼模型，并利用展向和周向分布均匀的结构化网格划分旋翼网格，将所述建筑物的三维模型和所述旋翼网格作为CFD计算的模型，其中，所述仿真环境为直升机在舰上降落或在海上平台降落；

步骤S3，基于所述建筑物的三维模型和所述旋翼网格使用飞行动力学计算单元计算旋翼受到的气动力，输出旋翼桨毂位置数据和桨叶微元气动力数据到所述共享内存中供CFD单元调用，并发出待获取数据指令用于获取CFD计算得到的耦合流场数据；

步骤S4，所述CFD单元从所述共享内存中读取所述旋翼桨毂位置数据，更新流体计算域中旋翼的相对位置，并将所述桨叶微元气动力数据加载到所述旋翼网格的各网格单元中，所述CFD单元计算得到耦合流场数据后保存在所述共享内存中，所述CFD单元发出待获取数据指令等待所述飞行动力学计算单元传输下一时间的桨叶微元气动力数据；

步骤S5，所述飞行动力学计算单元从所述共享内存中读取所述耦合流场数据并返回步骤S3计算下一时间的直升机旋翼所受的气动力，并更新桨毂位置数据和桨叶微元气动力数据，判断直升机是否完成降落过程，如果否，则返回步骤S4进行计算；如果是，则结束飞行仿真计算并保存仿真数据。

2.根据权利要求1所述的海上救援直升机的飞行实时仿真方法，其特征在于，所述旋翼模型为一层厚度网格的薄圆柱体，或由一层面网格组成，并采用结构网格划分桨叶圆盘为旋翼网格，然后在CFD程序中采用运动嵌套网格仿真旋翼的旋转运动。

3.根据权利要求2所述的海上救援直升机的飞行实时仿真方法，其特征在于，所述CFD单元将计算得到的耦合流场数据通过所述总节点计算机发送至所述共享内存中，所述总节点计算机从所述共享内存中读取所述旋翼桨毂位置和桨叶微元气动力数据并发送到CFD单元中；所述耦合流场数据包括旋翼桨叶各微元中心点、机身质心、尾桨桨毂中心及垂尾和平尾气动中心处的流场速度值。

4.根据权利要求3所述的海上救援直升机的飞行实时仿真方法，其特征在于，在所述步骤S4中，将所述桨叶微元气动力数据加载到所述旋翼网格的各网格单元中的具体步骤为：步骤S41，确定大地坐标系(Xd Yd Zd)：选定水平面某一固定点作为坐标系原点，记为O，OXd指向直升机前进方向，OZd垂直向下，OYd方向遵守右手定则；确定直升机机体坐标系(X Y Z)，固连于机体质心Ob，ObX轴位于机身对称面内指向机头位置，ObZ轴位于机身对称面内垂直向下，ObY轴方向遵守右手定则，在初始时刻直升机机体坐标系与大地坐标系重合；确定桨轴固定坐标系(Xh Yh Zh)，原点位于旋翼桨毂中心，由机体坐标系旋转桨轴前倾角得到；

确定桨轴旋转坐标系(Xs Ys Zs)，方向为桨轴固定坐标系绕Zh轴转动ψ方位角度，原点位于桨轴中心；确定铰链坐标系(Xj Yj Zj)，原点位于沿Ys距离e处，即旋翼挥舞铰和摆振铰中心处，方向与桨轴旋转坐标系重合；确定桨叶剖面坐标系(Xseg Yseg Zseg)，旋翼桨叶绕Zj轴转过摆振角δ，然后绕Xj轴转动β挥舞角度，形成桨叶剖面坐标系，原点位于桨叶根部沿展向伸长距离r处；

步骤S42，旋翼桨叶微元剖面来流速度计算，记旋翼桨毂在桨轴固定坐标系下的线速度为(vhx,vhy,vhz)，角速度为(whx,why,whz)，桨叶绕固定轴Zh旋转角速度为Ω，则由于桨叶运动剖面来流速度(UPS,UTS,URS)可以表示为：记CFD计算得到的桨叶剖面处耦合气流速度为(UPC,UTC,URC)，则桨叶剖面总来流速度的分量形式(UP,UT,UR)为：(UP,UT,UR)T＝(UPS,UTS,URS)T-(UPC,UTC,URC)T

其中，UP正方向垂直于桨叶剖面向下；UT为桨叶切向来流，正方向指向翼型后缘；UR为桨叶展向来流，正方向指向桨叶展向外侧；

步骤S43，旋翼桨叶微元段升阻力计算，令桨叶剖面总来流速度 桨

叶微元展向宽度为Δy，升阻力系数分别为cl,cd，剖面翼型弦长为cy，则桨叶微元所受升阻力为：

其中，ρ为气体密度，将桨叶各微元气动力数据存入共享内存中，供CFD单元提取处理；

步骤S44，动量源项计算，令桨叶剖面来流角可以表示为：

所述CFD单元从所述共享内存中提取各微元气动力数据并将其转换到流体计算域，得到动量源项为：

在旋翼抽象为一个二维面网格时，将动量源项 平均分配到相邻的体网格中去，加入CFD单元的动量源项变为：步骤S45，耦合流场计算，将动量源项带入CFD的通用计算标准控制方程中计算耦合流场，所述计算标准控制方程为：其中， 为守恒变量， 为对流通量， 为黏性通量，为向量标识，V，S为网格单元体积和面积变量。

5.根据权利要求4所述的飞行实时仿真方法，其特征在于，在所述飞行动力学计算单元中，从所述共享内存中读取所述耦合流场数据并返回步骤S3计算下一时间的直升机旋翼所受的气动力的处理方式，与计算桨叶剖面来流速度的处理方式相同，所述直升机的机身、尾桨、平尾和垂尾处速度的计算统一表示为：

其中， 表示机身质心、尾桨桨毂中心、平尾和垂尾气动力中心点的总速度；表示机身质心、尾桨桨毂中心、平尾和垂尾气动力中心点的运动速度； 表示由CFD计算得到的位于机身质心、尾桨桨毂中心、平尾和垂尾气动力中心点的耦合流场速度；然后将 作为速度值计算气动力。

6.一种根据权利要求1-5之一的海上救援直升机的飞行实时仿真方法的海上救援直升机的飞行实时仿真系统，其特征在于，该系统包括：CFD分布式仿真子系统，其包括计算流体动力学CFD计算所需的计算机集群，所述计算机集群包括多个计算机节点，将各个计算机节点利用TCP/IP通信协议建立网络连接，并从所述多个计算机节点选择一个计算机节点设置为总节点计算机用于控制CFD计算进程；并为CFD单元和飞行动力学计算单元设置共享内存，用于在CFD单元和飞行动力学计算单元之间实时相互传输数据；在所述CFD分布式仿真子系统中运行权利要求1-5任一项所述的飞行实时仿真方法；

视景分布式仿真子系统，其包括多个视景模块计算机，所述多个视景模块计算机采用分布式的布置方式连接，每台计算机控制特定仿真部分的显示画面，最后再将所述多个视景模块计算机的画面拼接在一起显示。