[科普中國(guó)]-零攻角

攻角

攻角（英文：Attack Angle ），也稱(chēng)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(chēng)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)于實(shí)際飛行的導(dǎo)彈來(lái)說(shuō)，由于有側(cè)滑角的存在，攻角就不能如上定義，需要投影到導(dǎo)彈的縱對(duì)稱(chēng)平面內(nèi)，即攻角為速度矢量V在縱向?qū)ΨQ(chēng)面上的投影與導(dǎo)彈縱軸之間的夾角。若導(dǎo)彈的側(cè)滑角為零，則攻角直接為速度矢量V與導(dǎo)彈縱軸之間的夾角。1

零攻角下負(fù)法向力現(xiàn)象對(duì)正常布局導(dǎo)彈來(lái)講，在零攻角下全彈法向力應(yīng)為零，即使是LFD數(shù)值計(jì)算也應(yīng)是一個(gè)接近零的數(shù)值，而對(duì)帶進(jìn)氣道的導(dǎo)彈布局，在導(dǎo)彈零攻角狀態(tài)下，全彈法向力為負(fù)值，這并非是計(jì)算誤差造成的，因?yàn)檫@種現(xiàn)象在相同類(lèi)型布局的導(dǎo)彈風(fēng)洞試驗(yàn)中也同樣存在，所以此種布局導(dǎo)彈在零攻角下負(fù)法向力特性是真實(shí)存在的。這種現(xiàn)象將使全彈典型狀態(tài)的平飛攻角提高1度~2度，使全彈巡航阻力增加，影響總體戰(zhàn)術(shù)指標(biāo)，因此應(yīng)消除或盡量減小這種特性的影響。

導(dǎo)彈在零攻角飛行時(shí)，由于氣動(dòng)部件的相互干擾，最終表現(xiàn)出負(fù)法向力的特性，特別是進(jìn)氣道表面的負(fù)法向力較大，將對(duì)導(dǎo)彈產(chǎn)生不利影響，因此應(yīng)對(duì)進(jìn)氣道部分進(jìn)行修正。初步考慮，如果在不影響舵面安裝及進(jìn)氣道內(nèi)部結(jié)構(gòu)的情況下，將進(jìn)氣道上表面做成一個(gè)有較小傾角的斜面，可以降低進(jìn)氣道上表面的壓力，從而可能改變進(jìn)氣道上下表面壓差，同時(shí)可以減小結(jié)構(gòu)重量，但是會(huì)增大進(jìn)氣道表面積，可能會(huì)引起阻力的增加，需要進(jìn)一步驗(yàn)證。2

弧形翼-身組合體零攻角流場(chǎng)近幾十年里，世界各國(guó)都在廣泛研究采用弧形翼結(jié)構(gòu)的射彈。采用弧形翼結(jié)構(gòu)能夠?yàn)楣苁桨l(fā)射提供良好的裝配優(yōu)點(diǎn)，大大節(jié)省了發(fā)射空間和提高了武器系統(tǒng)的發(fā)射精度。但是由于弧形翼結(jié)構(gòu)的幾何小對(duì)稱(chēng)性，導(dǎo)致了其氣動(dòng)力特性與常規(guī)翼型的差別。弧形翼典型的氣動(dòng)力反?，F(xiàn)象表現(xiàn)在：零攻角時(shí)存在自誘導(dǎo)滾轉(zhuǎn)力矩，馬赫數(shù)1附近的滾轉(zhuǎn)反向，帶攻角時(shí)的側(cè)向力和側(cè)向力矩，以及滾轉(zhuǎn)一偏航禍介等。傳統(tǒng)的分析手段一直不能精確地分析弧形翼結(jié)構(gòu)的所有氣動(dòng)力特性，如使用弧形翼的投影而積只能進(jìn)行初步的分析，但是不能夠確定滾轉(zhuǎn)力矩和側(cè)向力或側(cè)向力矩。隨著計(jì)算機(jī)硬件和軟件的高速發(fā)展，以及各種新型計(jì)算方法的出現(xiàn)，使得計(jì)算流體動(dòng)力學(xué)技術(shù)已成為研究弧形翼結(jié)構(gòu)流場(chǎng)信息的一種手段。

C.P.Tilmann和Harris L. Edge等人采用周期性邊界條件，研究了單片弧形翼-身組合體的流場(chǎng)結(jié)構(gòu)，但沒(méi)有考慮翼-翼之間的干涉。鄭健等針對(duì)四片弧形翼-身組合體模型，進(jìn)行了零攻角飛行狀態(tài)下的數(shù)值模擬計(jì)算，得到了較為滿(mǎn)意的流場(chǎng)計(jì)算結(jié)果。為正確理解弧形翼零攻角飛行狀態(tài)下的空氣動(dòng)力學(xué)特性提供了幫助，同時(shí)也為弧形翼射彈的工程設(shè)計(jì)提供了相應(yīng)的理論指導(dǎo)。3

零攻角NADTPS重構(gòu)高超聲速流場(chǎng)無(wú)燒蝕自適應(yīng)減阻防熱新概念(Non-ablationand Adaptive Drag-reduction and Thermal ProtectionSystem，簡(jiǎn)稱(chēng)為NADTPS)利用支桿一鈍頭體結(jié)構(gòu)重構(gòu)流場(chǎng)，其基本結(jié)構(gòu)和工作原理如圖所示。NADTPS新概念將鈍頭體頭部設(shè)置為空腔盛放冷卻液，吸收鈍頭體部位的氣動(dòng)熱形成一定壓力的蒸氣；蒸氣沿空心支桿流至頭部，通過(guò)側(cè)向噴口形成射流進(jìn)入外流場(chǎng)；蒸氣在支桿端部產(chǎn)生對(duì)流換熱，帶走支桿頭部吸收的氣動(dòng)加熱對(duì)其進(jìn)行重點(diǎn)防護(hù)，避免支桿結(jié)構(gòu)的燒蝕或損毀，維持其重構(gòu)流場(chǎng)的基本功能：射流氣體可以進(jìn)一步緩解鈍頭體部位的氣動(dòng)熱。NADTPS利用鈍頭體的氣動(dòng)熱，并通過(guò)高超聲速來(lái)流、氣動(dòng)加熱、射流強(qiáng)度等形成正反饋機(jī)制，達(dá)到自適應(yīng)控制的效果，從而構(gòu)成一套結(jié)構(gòu)無(wú)燒蝕、自適應(yīng)匹配控制的減阻和防熱系統(tǒng)。NADTPS基本特點(diǎn)在于：利用支桿結(jié)構(gòu)重構(gòu)流場(chǎng)變弓形頭激波為錐激波，大幅降低激波阻力；通過(guò)側(cè)向射流重點(diǎn)防護(hù)支桿頭部，并且在帶攻角飛行時(shí)可以將激波吹離軸線(xiàn)，控制流動(dòng)形式并適應(yīng)帶攻角情形；利用氣動(dòng)加熱藕合結(jié)構(gòu)傳熱，構(gòu)成自適應(yīng)控制機(jī)制；總體而言無(wú)需附加動(dòng)力，系統(tǒng)和結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單，具有較大的發(fā)展?jié)摿蛻?yīng)用前景。

韓桂來(lái)等對(duì)零攻角下NADTPS重構(gòu)流場(chǎng)基礎(chǔ)問(wèn)題展開(kāi)研究，通過(guò)對(duì)比不同支桿長(zhǎng)度、不同來(lái)流馬赫數(shù)和聲速側(cè)向射流作用下的流場(chǎng)結(jié)構(gòu)和氣動(dòng)力/熱特性，總結(jié)流場(chǎng)基本結(jié)構(gòu)和特征以及各種參數(shù)的影響規(guī)律;與球頭的氣動(dòng)力/熱特性進(jìn)行比較，突出NADTPS的減阻和防熱優(yōu)勢(shì)，并分析其減阻和防熱的機(jī)理和控制因素。4