迎角又称“攻角”。是指飞机速度方向线在飞机对称平面内的投影与机翼弦线之间的夹角。飞行时，作用在机翼上的空气动力与迎角有关。在一定迎角范围内，增大迎角，升力系数和阻力系数都增大。为了获得支持飞机重力的升力，飞机高速飞行时以小的正迎角飞行，飞机低速飞行时以较大迎角飞行。

迎角大小与飞机的空气动力密切相关。飞机的升力与升力系数成正比；阻力与阻力系数成正比。升力系数和阻力系数都是迎角的函数。在一定范围内，迎角越大，升力系数与阻力系数也越大。但是，当迎角超过某一数值（称为临界迎角），升力系数反而开始减小，同时由于迎角较大时，出现了粘滞压差阻力的增量，阻力系数与迎角的二次方成反比，当超过临界迎角时，分离区扩及整个上翼面，阻力系数急剧增大。这时飞机就可能失速。

因此，迎角是重要的飞行参数之一，飞行员必须使飞机在一定的迎角范围内飞行。所以有的飞机有一块专门指示迎角的仪表——迎角表。有的飞机还有失速警告系统。当实际迎角接近临界迎角而使飞机有失速的危险时，失速警告系统即发出各种形式的告警信号。

大迎角的概念：

根据迎角的理论，可以得出飞行迎角在较小的时候升力大于阻力，而超过一定角度则升力小于阻力，超过临界迎角则失去升力。我们将升力小于阻力到失去升力这个阶段的迎角称为“大迎角飞行状态”。大迎角飞行的具体指标会根据飞机设计有所不同，但其气动特征是相同的，就是：飞机升力不足，无法长时间维持该飞行状态，飞机易陷入尾旋等。一种飞机在大迎角状态下的飞行能力主要由发动机性能和翼面剩余升力决定，一般讲，翼面单位负载大，发动机强劲或带矢量技术的飞机能有很好的大迎角飞行能力。

大迎角的意义：

飞机大迎角飞行的意义在于，飞机因大迎角飞行获得了更良好的低速机动能力和更好的操控稳定性，最重要的是大迎角飞行保证了飞机的机头指向性，使得飞机更容易锁定与反锁定。所以现代战斗机都比较重视大迎角飞行的能力。

从50年代发展起来的以保持飞行速度恒定的动力补偿系统有效地抑制了飞机的长周期运动。但不久发现这种油门管理系统并非理想。例如要保持良好的续航性，当燃油消耗重量变化时对最优空速值的调整范围可达120km/h，而采用迎角恒定的动力补偿系统，则设定后的最优迎角可不必随飞行重量变化进行调整。更重要的是迎角恒定动力补偿系统，可实现飞行轨迹角对姿态角的快速精确响应。将它应用于舰载机的自动进近着舰系统（ACLS），可明显提高轨迹控制精度。

新一代高性能战斗机和战术弹都要求具有在超大迎角过失速状态下飞行的能力。如苏-27在50°~110°的超大迎角范围内仍具有非常规机动能力，美国第四代歼击机F-22的稳定飞行迎角大于60°，正在预研的下一代歼击机将没有稳定飞行迎角的限制。大迎角气动力已成为高机动飞行器研制的共同关键性技术，受到空气动力学界的高度重视。

由于大迎角流动的极其复杂性，风洞试验仍然是预测大迎角气动特性、研究大迎角流动机理以及探索大迎角气动特性控制技术的主要手段。美、俄等航空发达国家都在其大风洞中发展了成熟先进的大迎角试验技术，其一系列高机动飞机的研制成功就是例证。国内高速风洞尺寸偏小，开展大迎角试验技术研究难度较大，其关键技术问题有：

支撑干扰影响；

洞壁干扰影响；

大迎角试验天平研制；

大迎角机构的强度和刚度；

模型在风洞中的位置限制；

Re数效应等

1.2m风洞大迎角试验机构设计合理、运行稳定、精度较高，并具有良好的强度和刚度，可以承担规定尺度模型的超大迎角试验；CT模型在1.2m风洞的大迎角、大侧滑试验结果合理可靠、准度较高，在总体水平上相当于2.4m量级的大风洞试验结果；1.2m风洞已经初步具备了α=-5°~115°、β=-20°~20°的超大迎角试验能力，可以投入型号试验，从而为先进高机动飞行器研制提供了实用先进的大迎角试验平台。

也称“攻击角”。田赛投掷项目中铁饼、标枪掷出后，其飞行时的纵轴线与气流方向之间的夹角。在一定范围内，与铁饼、标枪的升力成正比。