沖角大小与飞机的空气动力密切相关。飞机的升力与升力係数成正比；阻力与阻力係数成正比。升力係数和阻力係数都是沖角的函式。在一定範围内，沖角越大，升力係数与阻力係数也越大。但是，当沖角超过某一数值（称为临界沖角），升力係数与阻力係数反而减小。这时飞机就可能失速。

通常相对液流角小于绝对液流角，沖角一般为正沖角，其对离心泵的空化性能有很大的影响。在空气动力学中，对于固定翼飞机，机翼的前进方向（相当于气流的方向）和翼弦（与机身轴线不同）的夹角叫沖角，也称为攻角，它是确定机翼在气流中姿态的基準。

沖角是重要的飞行参数之一，飞行员必须使飞机在一定的沖角範围内飞行。所以有的飞机有一块专门指示沖角的仪表——沖角表。有的飞机还有失速警告系统。当实际沖角接近临界沖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。

对于直升机和旋翼机，沖角的表示方法与固定翼飞机略有不同，它是指与前进方向垂直的轴和旋翼的控制轴之间的夹角。

沖角通常为3度到15度，在离心泵叶轮水力设计中，採用正沖角能高提离心泵抗气蚀性能，并且对泵效率影响不大。在改变叶片沖角时，对设计点扬程和效率影响不大，对于空化性能则存在一个最优值，并不是沖角越大越好。

不同叶片进口沖角模型泵，振动强度随流量增加呈逐步增大趋势，且在大流量工况运行时振动强度明显增加，噪声信号主要集中在0 ～ 2250Hz频段内，主要由轴频、叶频及其倍频引起。在不同流量工况下，随着叶片进口沖角的增加，模型泵噪声信号的轴频和叶频能量峰值的变化规律较为複杂，很难发现明显变化规律。

1)涡轮叶栅进口攻角的变化,对叶栅流场的流动结构有很大的影响,这将导致涡轮叶栅气动性能的巨大变化.正攻角增大使叶栅出口二次流强度明显加大;而当负攻角增大时,二次流强度不断减弱.在较大负攻角工况下,二次流损失主要表现为端壁边界层内的摩擦损失.

2)正攻角会加剧涡轮叶栅内部上下端壁区的二次流动,而适当的负攻角则可以改善端壁区的二次流。

3)随着涡轮叶栅进口攻角由较大负攻角向正攻角变化,叶型损失、二次流损失均有先减小后增大的趋势.在负攻角状态下,涡轮各种损失变化幅度不大,尤其是二次流损失变化不是十分明显;而当进口攻角为正时,涡轮各种损失则随着正攻角的增加而迅速增大。

侧量装置的基本原理是将很小的沖角进行角度放大,提高原始信噪比,再将角度信号转变为电信号，最后用微机作高速数据採集并直接计算出沖角。

沖角测量装置由沖角感测器、微机採集与处理系统及气一电遥控系统组成。

(1)沖角感测器用以检测沖角信号,进行角度放大,再转变成电信号输出。

(2)微机採集及数据处理系统对放大后的电压信号作高速数据採集，并实时地算出沖角数值,供显示及列印输出。

(3)气一电遥控系统

试测人员坐在车内通过气一电遥控系统即可操纵沖角感测器到位或撤离,并使感测器不工作时处于限界之内。测量沖角可用一个感测器,但为了提高精度,在一个轮子的前、后设两个沖角感测器同时工作,可减少误差,提高测量精度。

根据沖角的理论,可以得出飞行沖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,超过临界沖角则失去升力.我们将升力小于阻力到失去升力这个阶段的沖角称为"大沖角飞行状态".

大沖角飞行的具体指标会根据飞机设计有所不同,但其气动特徵是相同的,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.

一种飞机在大沖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沖角飞行能力。

飞机大沖角飞行的意义在于,飞机因大沖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,最重要的是大沖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(我在其他问题中解释过机头指向在锁定与反锁定时的重要性).所以现代战斗机都比较重视大沖角飞行的能力.

飞机小攻角飞行时流动没有分离，气动力回响可以分解为静态气动力分量与由定常旋转和下洗迟滞等产生的气动力增量之和。而在大攻角下,流动发生分离,形成一个或多个涡系。随着攻角的增加,涡结构稳定性丧失,直至在尾迹中破裂,破裂点由尾迹向翼尖移动;当攻角减小时,破裂点反向运动。流动显示表明,在非定常运动中,攻角增加时涡的破裂和攻角减小时涡的恢复存在滞后效应,从而引起气动力的附加增量。侧滑角的存在使得左右涡破裂点位置不对称,其变化也将导致左右涡破裂点位置非定常变化,产生非定常气动力。