[科普中国]-等效攻角

简介

等效攻角法的概念是尼尔逊工程研究公司（简称NEAR）提出的，具体指的是用等效攻角代替体存在时弹翼当地平均来流攻角，其中等效攻角考虑了弹翼和弹体，攻角、侧滑角与航偏角之间，面与面以及各种祸系与翼（体）之间等干扰因素在内的。1

攻角攻角（英文：Attack Angle ），也称迎角，为一流体力学名词。对于导弹来说，攻角定义速度矢量V在纵向对称面上的投影与导弹纵轴之间的夹角，抬头为正，低头为负，常用符号α表示。对于飞机来说，攻角是指飞机的升力方向矢量与飞机纵轴之间的夹角。

当攻角增加到危险数值时，机翼上的气流会被干扰从而损失升力。气流会从左右机翼开始分离引起侧滑，最终导致失速。当进入失速的时候，飞机围绕垂直轴旋转并且不停的损失高度。某些型号的飞机在螺旋时会拌有俯仰。当飞机进入失速状态时，飞行员应集中他所有的注意力来尝试重新控制飞机。有很多种可以让飞机从新恢复控制的方法。一般来说，减少推力，向螺旋的反方向踩舵，控制装置应该保持在这个位置直到飞机不再螺旋并且可以控制，将飞机改平，小心不要再在进入螺旋。2

应用为提高飞行器的机动能力，世界各主要军事大国都发展了许多新概念新布局的超声速高超声速飞行器，带控制舵机动飞行器就是其中最成功的典型之二此类飞行器在其主弹体的尾部是四片小展弦比的“十”字形布局或“r字形布局的全动控制舵。此类飞行器的气动外形复杂，气动干扰严重，在机动飞行中伴随有大攻角、大侧滑、大舵偏等飞行姿态，随之而来的气动非线性，舵钵、体舵及舵舵间的气动干扰，以及俯仰、偏航及滚转三个方向控制间的交叉藕合等特性也十分复杂。

马强等利用“部件叠加法”发展了一套可以计算带控制舵机动飞行器在超声速和高超声速飞行时的纵横向气动力的工程计算方法。通过对干扰因子和等效攻角等概念的引入，并根据一些数值计算解和风洞试验结果,考虑了舵-体、体-舵间的气动干扰，从而可以计算飞行器组合体的气动力。3

赵占龙参考国内外最新的大攻角范围内计算方法，运用横流比拟法计算弹体、弹翼非线性气动特性，并进一步用等效攻角法考虑翼、体间的相互干扰用于弹箭的大攻角气动特性的工程计算，在大攻角飞行时，气动特性表现出非线性的特性，给出的弹箭由于大攻角飞行而引起的非线性气动特性的计算分析方法，为气动外形设计提供依据。

制导炮弹等效攻角分析制导炮弹是一种高新技术炮弹，与一般炮弹的差别主要是弹丸上装有制导系统和可供驱动的弹翼或尾舵等空气动力装置。制导系统使炮弹有了更高的射击精度，弹翼或尾舵等空气动力装置提高了炮弹的攻击距离。与导弹相比，制导炮弹可由火炮全天候持续、快速发射，且具有使用灵活、易于补给、制造和使用成本低等优点。由此可见，制导炮弹对现代战争有很重要的作用。

随着科学技术的发展，现代战争对武器的机动性有了更高的要求，有效的方法是采用大攻角飞行，这就使大攻角气动特性研究在弹箭预研阶段起着关键作用，早在20世纪50,60年代就已经开始了大攻角非线性气动特性的研究。在几种弹箭气动特性预测方法中，理论分析计算，特别是工程计算，虽然只能给出气动特性，不能给出流场情况，但因其使用方便且气动特性的精度基本能满足设计要求得到广泛应用。

目前，已经有关于细长弹体的大攻角范围内的气动特性分析，但其仅限于细长弹体的计算分析。赵占龙进一步用等效攻角法进行带翼弹体的气动特性的工程计算，并将其用于制导炮弹大攻角范围的气动特性训一算中。4