Углеводородное топливо — горючее вещество, состоящее из соединений углерода и 
водорода. К У. т. относятся жидкие нефтяные топлива (автотракторные, 
авиационные, котельные и др.) и углеводородные горючие газы (метан, этан, бутан,
 пропан, их природные смеси и др.). Топлива авиационные на 96—99% состоят из 
углеводородов, главным образом парафиновых, нафтеновых и ароматических. 
В парафиновых углеводородах 15—16% водорода, в нафтеновых ~14%, в 
ароматических — 9—12,5%. Чем выше содержание в У. т. водорода, тем больше его 
массовая теплота сгорания. Так, например, парафиновые углеводороды обладают на 
1700—2500 кДж/кг (400—600 ккал/кг) большей теплотой сгорания, чем ароматические.
 Из углеводородных горючих газов наибольшее содержание водорода у метана (25%). 
Его низшая массовая теплота сгорания 50 МДж/кг (11970 ккал/кг) [у реактивных 
топлив — 43—43,4 МДж/кг (10250—10350 ккал/кг)].
Угол атаки — 1) У. а. профиля — угол {{?}} между направлением вектора скорости 
набегающего потока и направлением хорды профиля (рис. 1, см. также Профиль 
крыла); геометрическая характеристика, определяющая режим обтекания профиля. 
Изменение У. а. приводит к изменению всех аэродинамических характеристик 
профиля. Для профиля вводятся следующие характерные У. а.: {{?}}0 — У. а., при 
котором подъёмная сила равна нулю; {{?}}кр — критический У. а., при котором 
достигается максимальное значение коэффициент подъёмной силы; {{?}}Кmax — У. а.,
 при котором достигается максимальное значение аэродинамического качества.
2) У. а. летательного аппарата — угол между продольной осью ЛА и проекцией его 
скорости V на плоскость ОХY связанной системы координат; считается 
положительным, если проекция V на нормальную ось OY отрицательна. В задачах 
динамики полёта используется пространственный У. а.: {{?}}п — угол между осью 
ОХ и направлением скорости ЛА (рис. 2). Для самолёта, кроме того, вводятся 
дополнительные характерные У. а.: {{?}}бал — балансировочный У. а., при котором 
момент тангажа равен нулю, значения {{?}}бал изменяются в зависимости от 
отклонения органов продольного управления (балансировки); {{?}}доп — допустимый 
У. а., то есть наибольший разрешаемый в нормальной лётной эксплуатации У. а. 
самолёта, назначаемый из условий обеспечения безопасности полёта, значения 
{{?}}доп определяются для каждой конфигурации самолёта в разрешённом диапазоне 
скоростей её применения; {{?}}св — У. а. начала сваливания самолёта. Изменение 
У. а. самолёта достигается отклонением органов продольного управления для 
приращения момента тангажа и перехода самолёта на другой балансировочный У. а. 
и является основным средством лётчика для управления самолётом в вертикальной 
плоскости.
3) У. а. крыла — угол между какой-либо хордой крыла, называемой контрольной, и 
проекцией скорости V на плоскость симметрии крыла (в любом случае выбор 
контрольной хорды должен быть строго оговорён). Для крыла вводится также 
понятие местного У. а., которое представляет собой обобщение понятия У. а. 
профиля и определяет режим обтекания рассматриваемого сечения крыла. Значения 
местного У. а. зависят от условий обтекания (У. а. крыла, местный скос потока) 
и геометрических характеристик крыла (угол установки крыла, угол стреловидности,
 крутка крыла и т. п.).
Поскольку аэродинамические характеристики крыла и ЛА зависят от У. а., то для 
них, как и для профиля, вводятся характерные У. а. — {{?}}0 и {{?}}кр.
4) У. а. несущего винта — угол между скоростью Vн центра несущего винта и 
плоскостью, нормальной к валу винта (плоскостью вращения): {{?}}н = 
arctg(Vнy/VDн), где VDн = (V2нx + V2нz)1/2, Vнx, Vнy, Vнz — проекции Vн на оси 
связанной системы координат несущего винта, то есть Vнx = Vx + {{?}}yzн — 
{{?}}zyн + u*нx; Vнy = Vy + {{?}}zxн — {{?}}xzн + u*нy; Vнz = Vz + {{?}}xyн — 
{{?}}yxн + u*нz. Здесь Vx, Vy, Vz — проекции скорости V полёта; {{?}}x, {{?}}y, 
{{?}}z — проекции мгновенной скорости {{?}} поворота вертолёта вокруг центра 
масс; xн, yн, zн — координаты центра несущего винта, u* — осреднённая по 
площади винта скорость, индуцированная другими несущими элементами вертолёта. 
От {{?}}н зависят силы и моменты винта (см. Пропульсиеная сила, Авторотация). 
При заданном {{?}}н характеристики винта не зависят от направления полёта (как 
у круглого крыла) — для винта нет понятия об угле скольжения. В теории несущего 
винта рассматриваются ещё два У. а.: эквивалентного несущего винта {{?}}нэ и 
плоскости концов лопастей {{?}}нк. Первый — это угол между Vн и плоскостью, 
относительно которой угол установки лопастей {{?}} = {{?}}0 + 
{{?}}1сcos2{{?}}нt + {{?}}1ssin{{?}}нt + {{?}}2ccos2{{?}}нt +… не содержит 
первой гармоники: {{?}}1с = {{?}}1s = 0. Эта плоскость называется «плоскостью 
вращения эквивалентного винта» или «плоскостью постоянных углов установки». 
Второй — это угол между Vн и плоскостью, относительно которой угол взмаха 
лопасти {{?}}1 = a0 — a1cos{{?}}нt — b1sin{{?}}нt — a2cos2{{?}}нt… не содержит 
первой гармоники: a1 = b1 = 0. Эта плоскость называется «плоскостью вращения 
концов лопастей» или «основанием конуса, описываемого лопастями». Соотношения 
между У. а. при Vнz = 0 выражаются формулами: {{?}}нэ = {{?}}н + {{?}}1s; 
{{?}}нк = {{?}}н + a1. При некоторых значениях {{?}}н, зависящих в основном от 
Vн/({{?}}нR), {{?}}z/{{?}}н и {{?}}0 на несущем винте начинается срыв потока. 
При сочетании воздушных скоростей VнD от 0 до 40 км/ч и Vну от 4 до 20 м/с, 
когда У. а. {{?}}н изменяется от 90 до 30{{°}} (например, при вертикальном 
снижении или при полёте с малой скоростью, большим углом крена и внешнем 
скольжением), наступает режим «вихревого кольца». Он характерен тем, что 
свободные вихри не уносятся сразу от лопастей, а образуют торообразные 
поверхности вблизи плоскости вращения винта. При этом увеличивается потребная 
мощность несущего винта и становится неустойчивым маховое движение лопастей, 
так что углы взмаха, силы и моменты винта периодически изменяются с частотой в 
несколько Гц. Выход на У. а., соответствующие режимам срыва потока и «вихревого