衝角

衝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；阻力與阻力系數成正比。升力係數和阻力系數都是衝角的函數。在一定範圍內，衝角越大，升力係數與阻力系數也越大。但是，當衝角超過某一數值（稱為臨界衝角），升力係數與阻力系數反而減小。這時飛機就可能失速。

通常相對液流角小於絕對液流角，衝角一般為正衝角，其對離心泵的空化性能有很大的影響。在空氣動力學中，對於固定翼飛機，機翼的前進方向（相當於氣流的方向）和翼弦（與機身軸線不同）的夾角叫衝角，也稱為攻角，它是確定機翼在氣流中姿態的基準。

衝角是重要的飛行參數之一，飛行員必須使飛機在一定的衝角範圍內飛行。所以有的飛機有一塊專門指示衝角的儀表——衝角表。有的飛機還有失速警告系統。當實際衝角接近臨界衝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。

對於直升機和旋翼機，衝角的表示方法與固定翼飛機略有不同，它是指與前進方向垂直的軸和旋翼的控制軸之間的夾角。

衝角 ^[1]  通常為3度到15度，在離心泵葉輪水力設計中，採用正衝角能高提離心泵抗氣蝕性能，並且對泵效率影響不大。在改變葉片衝角時，對設計點揚程和效率影響不大，對於空化性能則存在一個最優值，並不是衝角越大越好 ^[2]  。

不同葉片進口衝角模型泵，振動強度隨流量增加呈逐步增大趨勢，且在大流量工況運行時振動強度明顯增加，噪聲信號主要集中在0 ～ 2250Hz頻段內，主要由軸頻、葉頻及其倍頻引起。在不同流量工況下，隨着葉片進口衝角的增加，模型泵噪聲信號的軸頻和葉頻能量峯值的變化規律較為複雜，很難發現明顯變化規律 ^[3]  。

1)渦輪葉柵進口攻角的變化,對葉柵流場的流動結構有很大的影響,這將導致渦輪葉柵氣動性能的巨大變化.正攻角增大使葉柵出口二次流強度明顯加大;而當負攻角增大時,二次流強度不斷減弱.在較大負攻角工況下,二次流損失主要表現為端壁邊界層內的摩擦損失.

2)正攻角會加劇渦輪葉柵內部上下端壁區的二次流動,而適當的負攻角則可以改善端壁區的二次流。

3)隨着渦輪葉柵進口攻角由較大負攻角向正攻角變化,葉型損失、二次流損失均有先減小後增大的趨勢.在負攻角狀態下,渦輪各種損失變化幅度不大,尤其是二次流損失變化不是十分明顯;而當進口攻角為正時,渦輪各種損失則隨着正攻角的增加而迅速增大 ^[4]  。

側量裝置的基本原理是將很小的衝角進行角度放大,提高原始信噪比,再將角度信號轉變為電信號，最後用微機作高速數據採集並直接計算出衝角。

衝角測量裝置由衝角傳感器、微機採集與處理系統及氣一電遙控系統組成。

(1)衝角傳感器用以檢測衝角信號,進行角度放大,再轉變成電信號輸出。

(2)微機採集及數據處理系統對放大後的電壓信號作高速數據採集，並實時地算出衝角數值,供顯示及打印輸出。

(3)氣一電遙控系統

試測人員坐在車內通過氣一電遙控系統即可操縱衝角傳感器到位或撤離,並使傳感器不工作時處於限界之內。測量衝角可用一個傳感器,但為了提高精度,在一個輪子的前、後設兩個衝角傳感器同時工作,可減少誤差,提高測量精度。 ^[5] 

根據衝角的理論,可以得出飛行衝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,超過臨界衝角則失去升力.我們將升力小於阻力到失去升力這個階段的衝角稱為"大沖角飛行狀態".

大沖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.

一種飛機在大沖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沖角飛行能力。

飛機大沖角飛行的意義在於,飛機因大沖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,最重要的是大沖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(我在其他問題中解釋過機頭指向在鎖定與反鎖定時的重要性).所以現代戰鬥機都比較重視大沖角飛行的能力.

飛機小攻角飛行時流動沒有分離，氣動力響應可以分解為靜態氣動力分量與由定常旋轉和下洗遲滯等產生的氣動力增量之和。而在大攻角下,流動發生分離,形成一個或多個渦系。隨着攻角的增加,渦結構穩定性喪失,直至在尾跡中破裂,破裂點由尾跡向翼尖移動;當攻角減小時,破裂點反向運動。流動顯示錶明,在非定常運動中,攻角增加時渦的破裂和攻角減小時渦的恢復存在滯後效應,從而引起氣動力的附加增量。側滑角的存在使得左右渦破裂點位置不對稱,其變化也將導致左右渦破裂點位置非定常變化,產生非定常氣動力 ^[6]  。