飞机在大气数据测试中的攻角测试，在流体动力学中，攻角（AOA或α{\ displaystyle \ alpha} \ alpha）是身体上的参考线（通常是翼型的弦线）与表示身体之间相对运动的矢量之间的角度和流动的空气。攻角是身体参考线与迎面而来的流动之间的角度。本文重点介绍很常见的应用，即机翼或机翼在空中移动的迎角。

在空气动力学中，迎角指定固定翼飞机机翼的弦线与表示飞机与大气之间的相对运动的矢量之间的角度。由于机翼可能会扭曲，因此整个机翼的弦线可能无法定义，因此可以简单地定义备用参考线。通常，选择机翼根部的弦线作为参考线。另一种选择是在机身上使用水平线作为参考线（以及纵轴）。一些作者不使用任意弦线，而是使用零升力轴，根据定义，零迎角对应于零升力系数。

攻角与升力之间的关系
固定翼飞机的升力系数随迎角而变化。 增加迎角与增加升力系数直到较大升力系数相关联，之后升力系数减小。随着固定翼飞机的迎角增加，气流与机翼上表面的分离变得更加明显，导致升力系数的增加率降低。 该图显示了弧形直翼的典型曲线。 对称机翼在0度迎角时零升力。 升力曲线也受到机翼形状的影响，包括其翼型截面和机翼平面形状。 后掠翼具有较低的较平坦的曲线，具有较高的临界角。

临界攻角
临界迎角是产生较大升力系数的迎角。这也称为“失速迎角”。在临界迎角下方，随着迎角增加，升力系数（Cl）增加。相反，在临界迎角之上，随着迎角增加，空气开始在翼型的上表面上不太平滑地流动并开始与上表面分离。在大多数翼型形状上，随着迎角增加，流动的上表面分离点从后缘朝向前缘移动。在临界迎角时，上表面流动更加分离，翼型或机翼产生其较大升力系数。随着迎角进一步增大，上表面流动变得越来越分离，翼型/机翼产生的升力系数越小。

超过这个临界迎角，飞机据说处于失速状态。根据定义，固定翼飞机在临界迎角或高于临界迎角时停止，而不是在特定空速或低于特定空速时停止。飞机失速的空速随着飞机的重量，载荷系数，飞机的重心和其他因素而变化。然而，飞机总是在相同的临界迎角下失速。对于许多翼型，临界或失速迎角通常约为15° - 20°。

一些飞机配备有内置飞行计算机，无论飞行员输入如何，当达到较大攻角时，该计算机可自动防止飞机进一步增加攻角。这被称为“迎角限制器”或“α限制器”。具有电传操纵技术的现代客机通过控制飞行控制表面的计算机系统中的软件避免了临界攻角。

在短跑道的起飞和着陆作业中，例如海军航空母舰运营和STOL回国飞行，飞机可能配备迎角或升力储备指示器。这些指示器直接测量迎角（AOA）或机翼升力（POWL或升力储备），并帮助飞行员以更高的精度靠近失速点飞行。 STOL操作要求飞机能够在着陆期间以及在起飞期间的较好爬升角度下接近临界迎角。飞行员使用迎角指示器在这些操纵期间获得较大性能，因为空速信息仅与失速行为间接相关。

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