[科普中國(guó)]-等效攻角

簡(jiǎn)介

等效攻角法的概念是尼爾遜工程研究公司（簡(jiǎn)稱NEAR）提出的，具體指的是用等效攻角代替體存在時(shí)彈翼當(dāng)?shù)仄骄鶃?lái)流攻角，其中等效攻角考慮了彈翼和彈體，攻角、側(cè)滑角與航偏角之間，面與面以及各種禍系與翼（體）之間等干擾因素在內(nèi)的。1

攻角攻角（英文：Attack Angle ），也稱迎角，為一流體力學(xué)名詞。對(duì)于導(dǎo)彈來(lái)說(shuō)，攻角定義速度矢量V在縱向?qū)ΨQ面上的投影與導(dǎo)彈縱軸之間的夾角，抬頭為正，低頭為負(fù)，常用符號(hào)α表示。對(duì)于飛機(jī)來(lái)說(shuō)，攻角是指飛機(jī)的升力方向矢量與飛機(jī)縱軸之間的夾角。

當(dāng)攻角增加到危險(xiǎn)數(shù)值時(shí)，機(jī)翼上的氣流會(huì)被干擾從而損失升力。氣流會(huì)從左右機(jī)翼開始分離引起側(cè)滑，最終導(dǎo)致失速。當(dāng)進(jìn)入失速的時(shí)候，飛機(jī)圍繞垂直軸旋轉(zhuǎn)并且不停的損失高度。某些型號(hào)的飛機(jī)在螺旋時(shí)會(huì)拌有俯仰。當(dāng)飛機(jī)進(jìn)入失速狀態(tài)時(shí)，飛行員應(yīng)集中他所有的注意力來(lái)嘗試重新控制飛機(jī)。有很多種可以讓飛機(jī)從新恢復(fù)控制的方法。一般來(lái)說(shuō)，減少推力，向螺旋的反方向踩舵，控制裝置應(yīng)該保持在這個(gè)位置直到飛機(jī)不再螺旋并且可以控制，將飛機(jī)改平，小心不要再在進(jìn)入螺旋。2

應(yīng)用為提高飛行器的機(jī)動(dòng)能力，世界各主要軍事大國(guó)都發(fā)展了許多新概念新布局的超聲速高超聲速飛行器，帶控制舵機(jī)動(dòng)飛行器就是其中最成功的典型之二此類飛行器在其主彈體的尾部是四片小展弦比的“十”字形布局或“r字形布局的全動(dòng)控制舵。此類飛行器的氣動(dòng)外形復(fù)雜，氣動(dòng)干擾嚴(yán)重，在機(jī)動(dòng)飛行中伴隨有大攻角、大側(cè)滑、大舵偏等飛行姿態(tài)，隨之而來(lái)的氣動(dòng)非線性，舵缽、體舵及舵舵間的氣動(dòng)干擾，以及俯仰、偏航及滾轉(zhuǎn)三個(gè)方向控制間的交叉藕合等特性也十分復(fù)雜。

馬強(qiáng)等利用“部件疊加法”發(fā)展了一套可以計(jì)算帶控制舵機(jī)動(dòng)飛行器在超聲速和高超聲速飛行時(shí)的縱橫向氣動(dòng)力的工程計(jì)算方法。通過(guò)對(duì)干擾因子和等效攻角等概念的引入，并根據(jù)一些數(shù)值計(jì)算解和風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果,考慮了舵-體、體-舵間的氣動(dòng)干擾，從而可以計(jì)算飛行器組合體的氣動(dòng)力。3

趙占龍參考國(guó)內(nèi)外最新的大攻角范圍內(nèi)計(jì)算方法，運(yùn)用橫流比擬法計(jì)算彈體、彈翼非線性氣動(dòng)特性，并進(jìn)一步用等效攻角法考慮翼、體間的相互干擾用于彈箭的大攻角氣動(dòng)特性的工程計(jì)算，在大攻角飛行時(shí)，氣動(dòng)特性表現(xiàn)出非線性的特性，給出的彈箭由于大攻角飛行而引起的非線性氣動(dòng)特性的計(jì)算分析方法，為氣動(dòng)外形設(shè)計(jì)提供依據(jù)。

制導(dǎo)炮彈等效攻角分析制導(dǎo)炮彈是一種高新技術(shù)炮彈，與一般炮彈的差別主要是彈丸上裝有制導(dǎo)系統(tǒng)和可供驅(qū)動(dòng)的彈翼或尾舵等空氣動(dòng)力裝置。制導(dǎo)系統(tǒng)使炮彈有了更高的射擊精度，彈翼或尾舵等空氣動(dòng)力裝置提高了炮彈的攻擊距離。與導(dǎo)彈相比，制導(dǎo)炮彈可由火炮全天候持續(xù)、快速發(fā)射，且具有使用靈活、易于補(bǔ)給、制造和使用成本低等優(yōu)點(diǎn)。由此可見，制導(dǎo)炮彈對(duì)現(xiàn)代戰(zhàn)爭(zhēng)有很重要的作用。

隨著科學(xué)技術(shù)的發(fā)展，現(xiàn)代戰(zhàn)爭(zhēng)對(duì)武器的機(jī)動(dòng)性有了更高的要求，有效的方法是采用大攻角飛行，這就使大攻角氣動(dòng)特性研究在彈箭預(yù)研階段起著關(guān)鍵作用，早在20世紀(jì)50,60年代就已經(jīng)開始了大攻角非線性氣動(dòng)特性的研究。在幾種彈箭氣動(dòng)特性預(yù)測(cè)方法中，理論分析計(jì)算，特別是工程計(jì)算，雖然只能給出氣動(dòng)特性，不能給出流場(chǎng)情況，但因其使用方便且氣動(dòng)特性的精度基本能滿足設(shè)計(jì)要求得到廣泛應(yīng)用。

目前，已經(jīng)有關(guān)于細(xì)長(zhǎng)彈體的大攻角范圍內(nèi)的氣動(dòng)特性分析，但其僅限于細(xì)長(zhǎng)彈體的計(jì)算分析。趙占龍進(jìn)一步用等效攻角法進(jìn)行帶翼彈體的氣動(dòng)特性的工程計(jì)算，并將其用于制導(dǎo)炮彈大攻角范圍的氣動(dòng)特性訓(xùn)一算中。4