簡介
等效攻角法的概念是尼爾遜工程研究公司（簡稱NEAR）提出的，具體指的是用等效攻角代替體存在時彈翼當地平均來流攻角，其中等效攻角考慮了彈翼和彈體，攻角、側滑角與航偏角之間，面與面以及各種禍系與翼（體）之間等干擾因素在內的。
攻角
攻角（英文：Attack Angle ），也稱迎角，為一流體力學名詞。對於飛彈來說，攻角定義速度矢量V在縱向對稱面上的投影與飛彈縱軸之間的夾角，抬頭為正，低頭為負，常用符號α表示。對於飛機來說，攻角是指飛機的升力方向矢量與飛機縱軸之間的夾角。
當攻角增加到危險數值時，機翼上的氣流會被干擾從而損失升力。氣流會從左右機翼開始分離引起側滑，最終導致失速。當進入失速的時候，飛機圍繞垂直軸旋轉並且不停的損失高度。某些型號的飛機在螺旋時會拌有俯仰。當飛機進入失速狀態時，飛行員應集中他所有的注意力來嘗試重新控制飛機。有很多種可以讓飛機從新恢復控制的方法。一般來說，減少推力，向螺旋的反方向踩舵，控制裝置應該保持在這個位置直到飛機不再螺旋並且可以控制，將飛機改平，小心不要再在進入螺旋。
套用
為提高飛行器的機動能力，世界各主要軍事大國都發展了許多新概念新布局的超聲速高超聲速飛行器，帶控制舵機動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字形布局的全動控制舵。此類飛行器的氣動外形複雜，氣動干擾嚴重，在機動飛行中伴隨有大攻角、大側滑、大舵偏等飛行姿態，隨之而來的氣動非線性，舵缽、體舵及舵舵間的氣動干擾，以及俯仰、偏航及滾轉三個方向控制間的交叉藕合等特性也十分複雜。
馬強等利用“部件疊加法”發展了一套可以計算帶控制舵機動飛行器在超聲速和高超聲速飛行時的縱橫向氣動力的工程計算方法。通過對干擾因子和等效攻角等概念的引入，並根據一些數值計算解和風洞試驗結果,考慮了舵-體、體-舵間的氣動干擾，從而可以計算飛行器組合體的氣動力。
趙占龍參考國內外最新的大攻角範圍內計算方法，運用橫流比擬法計算彈體、彈翼非線性氣動特性，並進一步用等效攻角法考慮翼、體間的相互干擾用於彈箭的大攻角氣動特性的工程計算，在大攻角飛行時，氣動特性表現出非線性的特性，給出的彈箭由於大攻角飛行而引起的非線性氣動特性的計算分析方法，為氣動外形設計提供依據。
制導炮彈等效攻角分析
制導炮彈是一種高新技術炮彈，與一般炮彈的差別主要是彈丸上裝有制導系統和可供驅動的彈翼或尾舵等空氣動力裝置。制導系統使炮彈有了更高的射擊精度，彈翼或尾舵等空氣動力裝置提高了炮彈的攻擊距離。與飛彈相比，制導炮彈可由火炮全天候持續、快速發射，且具有使用靈活、易於補給、製造和使用成本低等優點。由此可見，制導炮彈對現代戰爭有很重要的作用。
隨著科學技術的發展，現代戰爭對武器的機動性有了更高的要求，有效的方法是採用大攻角飛行，這就使大攻角氣動特性研究在彈箭預研階段起著關鍵作用，早在20世紀50,60年代就已經開始了大攻角非線性氣動特性的研究。在幾種彈箭氣動特性預測方法中，理論分析計算，特別是工程計算，雖然只能給出氣動特性，不能給出流場情況，但因其使用方便且氣動特性的精度基本能滿足設計要求得到廣泛套用。
目前，已經有關於細長彈體的大攻角範圍內的氣動特性分析，但其僅限於細長彈體的計算分析。趙占龍進一步用等效攻角法進行帶翼彈體的氣動特性的工程計算，並將其用於制導炮彈大攻角範圍的氣動特性訓一算中。
