更新时间：2023-08-15 15:28
失速：当迎角增大时，机翼上表面的气流会发生分离，气流不再附着在机翼表面上。当迎角大到一定程度时，机翼表面会突然出现大面积的气流分离，导致飞机出现非人为操纵的异常运动(突然出现的俯仰、偏转滚转等变化)。
改出失速的根本措施在于尽快减小迎角。某型机改出失速的基本方法是“平、中”，即方向舵、副翼中立，升降舵中立。
在正常迎角范围飞行时，气流平滑地从机翼上表面流过。当迎角增大时，机翼上表面的气流会发生分离，气流不再附着在机翼表面上。当迎角大到一定程度时，机翼表面会突然出现大面积的气流分离，导致飞机出现非人为操纵的异常运动(突然出现的俯仰、偏转滚转等变化)。这种气流分离的现象称为“失速”,此时对应的迎角称为“失速迎角”。失速的发生与迎角有关，与空速大小无关。在任何空速条件下都有可能发生失速。
当出现“失速”时，飞机出现抖动严重时左右摇晃;或是杆、舵抖动，驾驶杆力变轻，飞机反应迟缓，或是出现非操纵的滚转、上仰、偏航。失速时飞机阻力急剧增大、升力减小翼尖下坠，飞机有下掉的趋势。此时，如果飞行员不想让飞机掉高而本能地向后带杆，则飞机的迎角会进一步增大，导致气流分离更加严重，形成恶性循环，失速程度越来越严重。
飞机正常飞行时，如果增加迎角，升力和阻力会提高。当迎角增加到一定的程度后，机翼上附面层的逆压梯度(adversepressuregradient)会逐渐增强，附面层气流在空气黏性和逆压梯度的作用下，先减速后倒流，倒流而上的气流与顺流而下的气流在分离点相遇，形成大的漩涡，漩涡在主流的作用下脱离机翼表面产生附面层气流分离这种漩涡运动是引起飞机机翼、尾翼和其他部件产生振动的主要原因之一。
当机翼迎角继续增加，在逆压梯度的作用下，后部倒流趋势越发明显，导致附面层分离程度更为严重，分离点的位置逐渐靠近前方压强最小点即流速最大点。机翼上翼面前段是产生升力的主要部位，附面层的严重分离代表上翼面负压的丧失程度，也就是升力的下降。而下翼面前端驻点后移，对下翼面影响不大，下翼面基本属于顺压流动，逆压区域范围小，不会发生严重的附面层分离，因此下翼面压力分布变化不大。这种附面层气流分离是不稳定的，升力随着不稳定的分离产生抖动，即为低速抖振，升力曲线开始弯曲，斜率变小，见图7.1所示。机翼在迎角超过临界迎角后升力系数C,随迎角α增大而急剧减小。临界迎角也称为失速迎角，大部分轻型飞机的失速迎角在14°~16°。
随着迎角的逐渐增大，当迎角的增大接近临界迎角，附面层分离越发严重，气流分离区几乎覆盖整个机翼。当迎角超过临界迎角时，机翼上翼面气流分离程度最大飞机进入失速状态，此时压力中心快速后移，从而改变了机翼的俯仰力矩，改变了作用在水平尾翼上的下洗流。所以，大部分飞机在失速时将经历一个低头的俯仰力矩。发生失速现象仅仅是迎角问题，而不是速度问题值得注意，前面所述的失速称为低速大迎角失速，与高速失速(马赫失速)是有区别的。不过随着飞行高度的增加，这两种失速类型发生的速度逐步接近，最后在飞行包线的顶点(即“危角”)处重合。
机翼上的气流分离区开始的扩展位置与机翼的形状等因素有关，气流分离引起的涡流区扩展情况如图7.2所示。对于平直翼而言，失速是从翼根开始，往翼尖部位拓展，这反而对飞机横侧操纵有利。在这个阶段的飞行过程中，飞机可能进入到不稳定的飞行状态中，左右机翼开始出现升力的不平衡。
现代高亚声速客机大多是后掠翼飞机，后掠翼的出现是机翼形状的一次重大变革对飞机发展产生了极大影响。后掠翼具有翼尖先失速的特点，原因有两方面。一方面在机翼上表面的翼根部分，因翼根效应，平均吸力较小;在机翼上表面的翼尖部分因翼尖效应，平均吸力较大。于是，沿翼展方向，从翼根到翼尖存在压力差。这个压力差促使附面层内的空气向翼尖方向流动，以致翼尖部分的附面层变厚，动能损失较多，容易产生气流分离。另一方面，由于翼尖效应，在翼尖部分的上表面前段，流管变细，吸力增大;而在上表面后段，流管变粗，吸力减小。于是，翼尖上表面的后缘部分与最低压强点之间的逆压梯度增大，这就增强了附面层内空气向前倒流的趋势，容易形成气流分离。由于上述两方面原因，当迎角增大到一定程度，机翼上表面的翼尖部分首先产生气流分离，形成翼尖先失速。
椭圆翼的失速方式是沿机翼后缘均匀分布，并且向机翼前缘同时移动。这是因为椭圆翼从翼根到翼尖有一个恒定的升力系数，表明椭圆翼局部同时达到失速迎角。圆翼除了制造工艺复杂难度大之外，在接近失速运行时，副翼的操纵效率较弱，而且在完全失速之前，几乎没有提前警告。
对于安装矩形翼的飞机，由于翼尖涡造成翼尖处气流下洗作用最强，翼根处气流下洗作用最弱，因此在同一个迎角下，翼根的有效迎角比翼尖的有效迎角大，所以翼根先失速，这种发展模式是由机翼根部的升力系数比翼尖的升力系数大得多造成的。机翼的下洗流经过尾翼将产生足够的自然失速抖动，同时直到失速前副翼都起作用。由于梯形翼的升力分布与椭圆翼相似，因此失速区沿后缘均匀分布，并向前缘移动，但在翼根处比翼尖处的移动更快。这种机翼形状易于制造且非常有效。
翼尖先失速和翼根先失速的优缺点主要从升力损伤和操纵性两个层面进行分析从飞机的操纵性角度考虑，比较理想的失速特性是从翼根先失速，再向翼尖部位扩展优点在于，位于翼尖部位的副翼可以有效地进行横侧操纵:翼根先失速可以提前发出失速警告;在失速时不容易产生机翼自转而进入螺旋状态。例如，平直翼可以通过机翼几何扭转或者气动扭转，让翼尖先失速。
低平尾平直翼飞机拥有比较理想的失速特性，而对于有些采用T形尾翼高平尾布局的飞机，由于平尾离机翼比较远，在正常飞行状况下，流过机翼气流作用于平尾引起的下洗和动压损失也较小，飞行比较平稳，并且可以获得很好的平尾和升降舵效率但T形尾翼飞机在大迎角下比较容易出现深失速问题，容易造成严重飞行事故。所谓深失速，就是飞机失速后，迎角自动增大，到远超过临界迎角的某一迎角被紧锁，前进速度急剧减少，下沉速度急剧增大的一种失速状态。
当飞机到达一定的迎角范围(深失速迎角范围)内，机翼失速后产生的尾流覆盖T形尾翼，从而导致升降舵效率降低，这就使失速改出变得非常困难。在深失速状态下即使驾驶员推杆到底，升降舵下偏最大，也很难使飞机迎角减小而退出深失速状态。这种类型的飞机一般会装有抖杆器和推杆器。
(1)带功率失速(功率onstall):飞机在起飞爬升条件和构型下，因飞行员操作不当而引起失速的发生。
(2)无功率失速(power-ofstall):飞机在正常进近着陆的构型和条件下，因飞行员操作不当而引起失速的发生。
(3)二次失速(secondarystall):如果没有正确地从前一次失速中改出，可能导致二次失速或螺旋。关键在于在改出失速过程中，飞机没有获得足够的速度而急于进行改出，可能造成二次失速。
(4)加速失速(aeceleratedstall):当飞机在大坡度转弯、爬升或其他飞行轨迹突然改变的情况下，出现过大的机动载荷，则飞机会在更高的指示空速下失速，这种失速叫作加速失速。
(5)交叉控制失速(cross-controlstal):在向一个方向压盘而向另一个方向蹬舵的交叉操纵时发生的失速现象，也称为交叉操纵失速。另外，当带杆力过大时，也可能发生交叉操纵失速。
(6)升降舵配平失速(elevatortrimstall):飞机复飞时没有有效控制飞机状态，在复飞功率和五边进近时较靠后方向舵配平的双重作用下，飞机俯仰姿态过大而发生的失速。这种失速可能会出现在正常进近着陆到复飞的过程中。
中华航空006号航班事故使用波音747SP飞机，从台北市于下午4:40起飞，预定于当地时间下午1:25降落在洛杉矶国际机场。在1985年2月19日，该航班突然发生意外，导致机上其中两名乘客重伤以及飞机受到严重的损毁。原因是该飞机飞行十小时之后，其中一具发动机失去动力。虽然当时仍有数分钟可以处理这个状况，但是飞行员仍无法成功控制因发动机失效所导致的不平衡推力。这架飞机最后失速不断翻滚并以接近音速的速度下坠9000米，并同时受到高速与高压的冲击。最后飞行员重新控制飞机并转降在圣弗朗西斯科国际机场。
伯根航空301号班机空难是一架隶属土耳其的一间包机公司伯根航空的波音757-23A，1996年2月6日，飞机于多米尼加共和国首都圣多明各起飞后五分钟突然向左倾侧，摔进海里，机上189人（含机组员），无一生还。其后的空难原因调查揭示仪器发生错误的主要原因是飞机驾驶舱外下方的空速管受损或被堵塞。飞机起飞后约一分钟，驾驶员将飞机设定为自动飞行状态。此时飞机的仰角提高，出现这种状态，是因为飞机空速过高，自动驾驶系统便会抬高机鼻以达至减速效果。但自动驾驶系统只是以机上的仪表显示的资讯给予反应，虽然当时机长的空速表显示飞机超速，可是实际上，副机长的空速表所显示的速度不断减少，却是飞机当时的真正状况。机长却忽略副机长的显示器，因而鲁莽地将节流阀往后拉，结果导致飞机失速。当飞机失速时，副机长及后备机长曾向机长建议让飞机机鼻朝下，让飞机以俯冲姿态，令空气在飞机机翼下流过产生升力，飞机便可停止下坠，但当时机长对机员建议完全没有回应。可能是机长当时已方寸大乱，又或是机长认为他有相当驾驶757的经验，自尊心令他忽视只有75小时驾驶757经验的副机长的建议。无论如何，他们错过仍有足够高度下挽救飞机的机会，最终导致189人死亡。
西加勒比海航空708号班机是西加勒比航空公司的包机。2005年8月16日（星期二），该架包机坠毁于委内瑞拉北部的山区，导致机上152名乘客和8名机组人员全部罹难。这架包机为麦道公司的MD-82，从巴拿马共和国的巴拿马城托库门国际机场（埃尔多拉多国际机场：MPTY）起飞，前往马提尼克的法兰西堡（ICAO：TFFF）。最终的事故报告指出，事故发生的原因在于飞行员失误。机组人员缺乏基本的警觉意识和资源管理意识，这本该避免事故的发生。报告强调机组人员未能正常操控飞机、最终使其失速坠毁的原因在于错误机组人员错误的决断以及缺乏沟通交流。西加勒比海航空公司方面也忽略了飞机生产厂商发来的情况说明，即在除冰系统开启的情况下不能在海拔9700米以上飞行，而当副驾驶开启除冰装置时飞机在一万米高空，使得动力被消耗，飞机开始减速。调查深入分析了机长做出错误决策以及两名飞行员之间缺乏交流沟通的原因。原来空难发生前，西加勒比航空公司因为财政问题已经6个月没有支付薪水，机长不得不在酒吧兼职维持家庭开销，这在极大程度上影响了机长的精神状态和专注力。
法国航空447号班机于2009年5月31日从里约热内卢起飞，飞往巴黎，这是一架空客A330-200型客机。航班在35,000英尺的高空巡航飞行一个半小时之后遇到风暴，用于测量风速的空速管被冻住。飞行员在受训时知道，皮托管结冰后，在一分钟后会自动解冻，机上的皮托管只会被堵大概56秒左右，之后的空速数据就会恢复正常。这时飞行员只需稳定的操作飞机，就会平稳渡过这一时期。但447号航班的飞行员却向后拉起控制杆抬起机头，改变了飞机的俯仰姿态。飞机大概爬升了2500英尺，速度会降低，飞机的速度在一分钟内降低了90节，然后出发了失速警报。在高空中进行这样的操作，飞机很容易就进入失速状态。机翼失去动力，飞机就会从天上掉下来。
恶劣环境原因、磨损纹、迎角探头问题、空速管故障问题、空速源差异问题、设备障问题。
1.迎角-风标位置解算器的静子和转子部件之间有残余滑油造成迎角数据不准确，这种残余滑油是由于在迎角解算器制造过程中机械加工滑油不正确的清洁造成，低温时残余滑油变粘，引起迎角风标的指针移动;
2.飞机装有某些UTCAerospace公司的迎角传感器、或者某些SEXTANT/THOMSON公司的迎角传感器，比起最新的Thales迎角传感器在不良环境条件下更敏感，导致在严酷天气条件下空速指示有差异;
3.迎角探头的锥形盖板导致堵塞。
1.飞机长时间暴露在超出审定范围的严重结冰条件下，导致飞机失控;
2.飞机上安装的ThalesAvionics空速管探头比安装的Goodrich皮托管探头显得对不利环境条件更为敏感，导致空速指示差异;
3.大翼油箱压力活门由于水汽积聚在其外侧部件上而发生结冰，从而引发虚假的低压力指示;
4.在发动机推力下降时，发动机风扇或第一级压气机上的常规结冰或冰晶增加，当发动机加速时可变引气活门关闭，这些冰会脱落进入发动机的核心机内，吸入的冰会增加水/空气的比率，致使发动机熄灭，从而带来不安全事件/事故。
1.由于防失速活门衬套的不适当安装引起的冲压空气涡轮(RATI泵失效;
2.机翼前缘防冰笛型管端盖(Anti-icingPiccoloTubeEndCap)缺失和损坏;
3.由于水分侵入滚珠螺丝螺母，导致水分结冰时滚珠转接管道发生卡阻引气THSA的滚珠螺母处松脱;
4.由于机翼防冰系统笛形管(piccolotubes)制造缺陷引气不易被探测的机翼严重结冰;
5.EEC部件内部一些电容器短路;
6.3号肋处排水系统(WSS)可能出现结冰，导致发动机出现瞬间燃油流量限制，导致EPR(发动机增压比)瞬间降低，可能会引起发动机失速。
1.活塞杆内腔积水可引起结冰，成为对活塞杆材料造成强大环向拉伸应力的潜在来源，进而导致在活塞杆上形成纵向裂纹的扩展，这种情况如不及时发现并纠正，可在着陆或滑出时导致主起落架失效，进而导致飞机受损及乘客受伤；
2.RVDT齿轮箱轮齿和驱动齿圈的磨损是由于润滑脂中的金属碎屑磨蚀造成的，来自受腐蚀区域的金属碎屑在转动衬套正常润滑过程中被带入润滑脂中，润滑脂中含水可使润滑脂结冰，从而导致齿轮箱卡阻，这种情况如果得不到纠正可导致飞机偏离转弯方向，并且/或使主接头筒体中的腐蚀扩散不受控；
3.活塞杆内部空间积水并结冰，是杆材料中产生潜在高强度环向拉伸应力的来源，并导致纵向裂纹沿活塞杆体扩展，如果不检查并纠正这种状况，可能导致主起落架在着陆或滑出期间失效，飞机和人员会随之受到损坏和伤害；
4.按照SBA300-53-6029R08执行的超声波检查无法可靠的检查出向下扩展的深裂纹，这一状况，如果不能发现并纠正，会降低机身的结构完整性。
1.毕托管有缺陷，导致低电流探测系统有可能无法探测到皮托管加温电阻的失效状况，也无法探测出由于电阻不在标准范围内造成的不能正确提供皮托管防冰的故障；
2.皮托管加热器电阻发生对地短路。皮托管的防冰性能将会降低，引气空速指示不可靠；
3.在极端的结冰条件下，皮托管可能导致错误的空速指示；
4.由于设备制造时出现了受影响接头的扭矩错误，导致皮托管探头上的空气快速断开接头出现松动现象，空速源出现差异时会出现空中客车A330或空中客车A340飞机的飞行控制将转换到备用法则，自动驾驶(AP)和自动推力(A/THR)自动断开，且飞行指引(FD)条自动移走，然而，有时候AP指令不恰当，例如可能突然给出过大的俯仰指令。
1.更新了飞行控制主计算机(FCPC)标准使得飞机在未检测到错误的无线电高度(RA)信息的情况下改善飞行器行为；
2.更新了新的飞行控制主计算机(FCPC)标准来改进迎角监测；
3.为了改进迎角监视，开发出新的飞行控制主计算机标准；
4.为了防止在大气数据/惯性基准单元(ADIRU)输出不稳定时飞机出现异常行为，重新定义了飞行控制主计算机(FCPC)2K2硬件上的新标准W12；
5.为了将新发动机选件(NEO)调节用于飞行控制和当前发动机选件(CEO)改进，更新了了新升降舵副翼计算机系统(ELAC)标准(STD)。
1.加热元件的老化问题；
2.迎角数据在飞行中的生产测试中的不准确性；
3.改善冰晶环境下对迎角传感器的保护以满足结冰适航规定的符合性。
1.RVDT齿轮箱(5104GC/5105GC)的前起落架(NLG)齿轮环上的轮齿出现了磨损，同时，在NWS旋转套筒下发现了镀铬剥落和NLG主配件筒的大面积腐蚀；
2.主起落架收放作动筒的活塞杆断裂；
3.在全尺寸疲劳试验期间，在FR47左右上半径48,000次模拟飞行中发现裂缝。
1.恶劣天气条件下引起的发动机熄火；
2.大量降雨条件下飞行时引起空速差异。
在可配平水平安定面(THS)执行器有一个滚珠螺丝螺母，它形成主要负载路径，螺母作为辅助负载路径。两者都在螺杆轴上运行。如果主负载路径发生故障，负载将转移到辅助负载路径。当加载辅助螺母时，由于材料特性，钛螺母和钢螺钉之间的摩擦力增加。THSA辅助螺母如若不能按预期锁定THSA，而是继续以高摩擦力运行。这会导致螺钉和辅助螺母损坏。如果THSA效率降低，则飞行控制主计算机(FCPC)检测次级负载路径的操作，使得超过位置误差监视阈值。如果这种情况仍未检测到，则主要负载路径故障可能导致螺钉和辅助螺丝螺母损坏，并且在极端情况下，导致执行器故障。为了改善迎角圆锥版对迎角传感器的影响，预防迎角传感器出现问题，空中客车公司发布公告要求暂停根据OIT编号999.0086/12安装AOA(迎角)圆锥板，此改装要求去除圆锥板，并安装平板。此外，还需要更换存放在2号飞行套件中的3个迎角传感器保护罩。为了飞机迎角传感器工作的准确性与精确性，发布了服务通告允许航空公司以混合迎角配置飞行，提高飞机飞行安全。
改出失速的根本措施在于尽快减小迎角。某型机改出失速的基本方法是“平、中”，即方向舵、副翼中立，升降舵中立。蹬平舵，其目的是消除飞机的航向操纵力矩，靠飞机垂尾的航向稳定作用制止飞机偏转，消除侧滑。副翼中立，其目的是防止大迎角状态下偏转副翼而引起一侧机翼失速，使飞机状态更加复杂甚至进入尾旋升降舵中立，其目的是消除上仰的操纵力矩，使机头在俯仰稳定力矩的作用下自然下俯，减小迎角，改出失速。
飞机改出失速时，通常俯角较大、空速较小、迎角较大，此时飞行员非常容易因急于退出俯冲而下意识地按照常规机动拉杆，再次引起迎角急剧增加，致使飞机再次进入二次失速。因此，在改出俯冲时应检查速度，在速度达到规定后再拉杆改出俯冲。
山鹰”是我国自主设计研制的一款高教机，它也是我国飞行员人才培养非常重要的一款机型，同时也承担着一个非常重要的训练科目——失速尾旋，也被称为“死亡螺旋”。“山鹰”是一款我国飞行员自主完成尾旋试飞的型号。2011年3月，“山鹰”失速尾旋试飞过程中，试飞员进入各种尾旋三十多次，飞机俯仰角最大达到50度，试飞员负过载最大达到2G。战机一旦进入尾旋，就会失去控制，一边下坠一边侧翻偏转，处置稍有不当就会机毁人亡，这被视为是飞行的禁区。
空军飞行院校失速尾旋训练是在间断了近30年之后再次纳入课目教学的。中国人民解放军空军哈尔滨飞行学院在2018年顺利完成首批飞行学员K-8教练机飞机失速尾旋训练的带教训练。这标志着空军飞行院校初步形成了教－8飞机失速尾旋训练教学能力，“死亡陷阱”将成为常态化教学内容。为做好飞行学员失速尾旋训练工作，空军哈尔滨飞行学院某旅党委专门进行了党委议训、理论授课、地面准备、模拟训练和技术研究，并组织了飞行安全风险评估，所有参训学员都经过了严格的考试，每个人必须达到要求以后才能参加训练。