本发明属于飞行器评估，具体涉及一种无尾布局飞机的航向可控性评估方法。
背景技术：
1、无尾布局飞机为了兼顾隐身性、高升阻比、超音速大机动飞行等需求，采用翼身融合布局，取消了垂尾，并且纵向、航向同时放宽静安定度，其航向不安定、控制能力弱、舵面行程大。无尾布局飞机的可控性、飞控底边、控制能力需要定量评估，与总体专业协作迭代方案时，需快速、易理解、有依据地进行专业反馈。
2、现有的评价指标都无法适应新型布局的评估需求，六自由度仿真能覆盖的状态有限。
技术实现思路
1、本发明所要解决的技术问题是：
2、为了避免现有技术的不足之处，本发明提供一种无尾布局飞机的航向可控性评估方法，包括惯性耦合指标和航向有限时间恢复指标。
3、为了解决上述技术问题，本发明采用的技术方案为：
4、一种无尾布局飞机的航向可控性评估方法，其特征在于，包括
5、获取与航向有关的飞机参数，所述参数包括：质量惯矩、翼面积、翼展；
6、设定评估的状态点，包括动压点、迎角、马赫数、最大允许侧滑角、侧滑角允许收敛时间、允许最大惯性耦合量；
7、根据偏航速率导数的计算公式得到航向惯性耦合指标，所述偏航速率导数的计算公式涉及质量惯矩、翼面积、翼展、动压点、允许最大惯性耦合量；
8、根据侧滑角动态方程，通过合理的假设计算得到航向有限时间收敛指标，所述侧滑角动态方程涉及迎角；
9、查阅布局方案飞机气动库，根据评估点的迎角、马赫数、最大允许侧滑角得到本体偏航力矩系数和航向最大控制力矩系数，进而得到最大剩余航向力矩系数；
10、比较最大剩余航向力矩系数与所述航向惯性耦合指标、所述航向有限时间收敛指标绝对值大小，判断该飞机布局方案是否满足航向惯性耦合指标以及航向可控性指标。
11、本发明进一步的技术方案：所述航向惯性耦合指标的计算公式为：
12、
13、其中，cnpq表示航向惯性耦合指标，ix、iy分别表示质量惯矩在x、y轴分量，为评估动压点，s为翼面积，b为翼展，(pq)max为允许最大惯性耦合量。
14、本发明进一步的技术方案：所述有限时间收敛指标的计算公式为：
15、
16、其中，iz表示质量惯矩在z轴分量，βmax为评估点最大允许侧滑角，为评估动压点，t为侧滑角允许收敛时间，α为评估点迎角。
17、本发明进一步的技术方案：所述最大剩余航向力矩系数具体为：
18、cnrm＝cndr-cnbeta
19、其中，cnbeta为评估点本体偏航力矩系数，cndr为航向最大控制力矩系数，cnrm为最大剩余航向力矩系数。
20、本发明进一步的技术方案：所述判断该飞机布局方案是否满足航向惯性耦合指标以及航向可控性指标具体为：
21、若最大剩余航向力矩系数绝对值小于航向惯性耦合指标绝对值或航向有限时间收敛指标绝对值，则该飞机布局方案不满足航向惯性耦合指标以及航向可控性指标；
22、若最大剩余航向力矩系数绝对值大于航向惯性耦合指标绝对值和航向有限时间收敛指标绝对值，则该飞机布局方案满足航向惯性耦合指标以及航向可控性指标。
23、一种计算机系统，其特征在于包括：一个或多个处理器，计算机可读存储介质，用于存储一个或多个程序，其中，当所述一个或多个程序被所述一个或多个处理器执行时，使得所述一个或多个处理器实现上述的方法。
24、一种计算机可读存储介质，其特征在于存储有计算机可执行指令，所述指令在被执行时用于实现上述的方法。
25、本发明的有益效果在于：
26、本发明提供的一种无尾布局飞机的航向可控性评估方法，依托最原始的力学方程，设计航向可控性指标，只需飞机少数几个简单参数即可评估，具有通用性，针对多种状态、短时间内对全新一轮飞机布局作精准评估。本发明已经应用于新型飞机布局的可控性评估，并定量向总体专业提供方案迭代反馈。
1.一种无尾布局飞机的航向可控性评估方法，其特征在于，包括
2.根据权利要求1所述一种无尾布局飞机的航向可控性评估方法，其特征在于，所述航向惯性耦合指标的计算公式为：
3.根据权利要求1所述一种无尾布局飞机的航向可控性评估方法，其特征在于，所述有限时间收敛指标的计算公式为：
4.根据权利要求1所述一种无尾布局飞机的航向可控性评估方法，其特征在于，所述最大剩余航向力矩系数具体为：
5.根据权利要求1所述一种无尾布局飞机的航向可控性评估方法，其特征在于，所述判断该飞机布局方案是否满足航向惯性耦合指标以及航向可控性指标具体为：
6.一种计算机系统，其特征在于包括：一个或多个处理器，计算机可读存储介质，用于存储一个或多个程序，其中，当所述一个或多个程序被所述一个或多个处理器执行时，使得所述一个或多个处理器实现权利要求1所述的方法。
7.一种计算机可读存储介质，其特征在于存储有计算机可执行指令，所述指令在被执行时用于实现权利要求1所述的方法。
