迎角又稱“攻角”。是指飛機速度方向線在飛機對稱平面內的投影與機翼弦線之間的夾角。飛行時，作用在機翼上的空氣動力與迎角有關。在一定迎角範圍內，增大迎角，升力係數和阻力係數都增大。為了獲得支持飛機重力的升力，飛機高速飛行時以小的正迎角飛行，飛機低速飛行時以較大迎角飛行。
基準迎角的計算公式為W/Cl*Q*S
基本介紹
- 中文名：迎角
- 外文名：Angle of attack
- 又名：攻角
- 計算公式：W/Cl*Q*S
航空術語,迎角恆定,迎角試驗,田賽術語,
航空術語
迎角大小與飛機的空氣動力密切相關。飛機的升力與升力係數成正比；阻力與阻力係數成正比。升力係數和阻力係數都是迎角的函式。在一定範圍內，迎角越大，升力係數與阻力係數也越大。但是，當迎角超過某一數值（稱為臨界迎角），升力係數反而開始減小，同時由於迎角較大時，出現了粘滯壓差阻力的增量，阻力係數與迎角的二次方成反比，當超過臨界迎角時，分離區擴及整個上翼面，阻力係數急劇增大。這時飛機就可能失速。
因此，迎角是重要的飛行參數之一，飛行員必須使飛機在一定的迎角範圍內飛行。所以有的飛機有一塊專門指示迎角的儀表——迎角表。有的飛機還有失速警告系統。當實際迎角接近臨界迎角而使飛機有失速的危險時，失速警告系統即發出各種形式的告警信號。
大迎角的概念：
根據迎角的理論,可以得出飛行迎角在較小的時候升力大於阻力,而超過一定角度則升力小於阻力,超過臨界迎角則失去升力.我們將升力小於阻力到失去升力這個階段的迎角稱為"大迎角飛行狀態"。大迎角飛行的具體指標會根據飛機設計有所不同,但其氣動特徵是相同的,就是:飛機升力不足,無法長時間維持該飛行狀態,飛機易陷入尾旋等。一種飛機在大迎角狀態下的飛行能力主要由發動機性能和翼面剩餘升力決定,一般講,翼面單位負載大,發動機強勁或帶矢量技術的飛機能有很好的大迎角飛行能力。
大迎角的意義：
飛機大迎角飛行的意義在於,飛機因大迎角飛行獲得了更良好的低速機動能力和更好的操控穩定性,最重要的是大迎角飛行保證了飛機的機頭指向性,使得飛機更容易鎖定與反鎖定。所以現代戰鬥機都比較重視大迎角飛行的能力。
迎角恆定
從50年代發展起來的以保持飛行速度恆定的動力補償系統有效地抑制了飛機的長周期運動。但不久發現這種油門管理系統並非理想。例如要保持良好的續航性 ,當燃油消耗重量變化時對最優空速值的調整範圍可達 120km/h,而採用迎角恆定的動力補償系統 ,則設定後的最優迎角可不必隨飛行重量變化進行調整。更重要的是迎角恆定動力補償系統 ,可實現飛行軌跡角對姿態角的快速精確回響 。將它套用於艦載機的自動進近著艦系統 (ACLS)，可明顯提高軌跡控制精度。
迎角試驗
新一代高性能戰鬥機和戰術彈都要求具有在超大迎角過失速狀態下飛行的能力。如蘇-27在50°~110°的超大迎角範圍內仍具有非常規機動能力， 美國第四代殲擊機F-22的穩定飛行迎角大於60°，正在預研的下一代殲擊機將沒有穩定飛行迎角的限制。 大迎角氣動力已成為高機動飛行器研製的共同關鍵性技術， 受到空氣動力學界的高度重視。
由於大迎角流動的極其複雜性， 風洞試驗仍然是預測大迎角氣動特性、研究大迎角流動機理以及探索大迎角氣動特性控制技術的主要手段。美、俄等航空已開發國家都在其大風洞中發展了成熟先進的大迎角試驗技術，其一系列高機動飛機的研製成功就是例證。 國內高速風洞尺寸偏小，開展大迎角試驗技術研究難度較大，其關鍵技術問題有：
支撐干擾影響；
洞壁干擾影響；
大迎角試驗天平研製；
大迎角機構的強度和剛度；
模型在風洞中的位置限制；
Re數效應等
1.2m風洞大迎角試驗機構設計合理、運行穩定、精度較高，並具有良好的強度和剛度，可以承擔規定尺度模型的超大迎角試驗；CT模型在1.2m風洞的大迎角、大側滑試驗結果合理可靠、準度較高， 在總體水平上相當於2.4m量級的大風洞試驗結果；1.2m風洞已經初步具備了α=-5°~115°、β=-20°~20°的超大迎角試驗能力，可以投入型號試驗，從而為先進高機動飛行器研製提供了實用先進的大迎角試驗平台。
