失速

在流體動力學中，失速是指隨著攻角的增加，水翼產生的升力系數降低。 當超過箔片的臨界攻角時會發生這種情況。 臨界攻角通常約為 15°，但它可能會因流體、箔片和雷諾數的不同而有很大差異。

固定翼飛行中的失速通常表現為升力突然降低，因為飛行員增加機翼的迎角并超過其臨界迎角（這可能是由于在水平飛行中減速至失速速度以下）。 失速并不意味著發動機停止工作，或者飛機停止移動——即使在無動力滑翔機中，效果也是一樣的。 飛機中的矢量推力用于在機翼失速時保持高度或控制飛行，方法是用發動機或螺旋槳推力代替失去的機翼升力，從而產生失速后技術。

由于失速最常與航空有關，因此本文討論的失速主要與飛機有關，尤其是固定翼飛機。 這里討論的失速原理也適用于其他流體中的箔片。

失速是空氣動力學和航空學中的一種情況，如果迎角增加超過某個點，則升力開始下降。 發生這種情況的角度稱為臨界攻角。 該角度取決于機翼的翼型截面或翼型、其平面形狀、展弦比和其他因素，但對于大多數亞音速翼型而言，相對于來風（相對風）通常在 8 到 20 度的范圍內。 臨界迎角是升力系數與出現xxx升力系數的迎角(Cl_alpha)曲線上的迎角。

失速是由流動分離引起的，而流動分離又是由空氣逆著上升的壓力流動引起的。 Whitford 描述了三種類型的失速：后緣、前緣和薄機翼，每種都具有獨特的 Cl~alpha 特征。 對于后緣失速，分離開始于機翼后緣附近的小攻角，而機翼上的其余氣流保持附著。 隨著攻角的增加，機翼頂部的分離區域隨著氣流分離向前移動而增大，這阻礙了機翼產生升力的能力。 當升力接近其xxx值時，Cl~alpha 曲線上的升力斜率減小表明了這一點。 分離流通常會引起抖振。 在臨界迎角之外，分離流占主導地位，以至于迎角的額外增加導致升力從其峰值下降。

活塞發動機和早期的噴氣式運輸機具有非常好的失速行為，帶有失速前自助警告，如果被忽視，則會直接下降以實現自然改出。 隨著渦輪螺旋槳發動機的引入，機翼的發展帶來了不可接受的失速行為。 高升力機翼的前沿發展，以及在下一代噴氣運輸機上引入后置發動機和高位水平尾翼，也帶來了不可接受的失速行為。

當機翼的平均攻角超過失速時，可能會發生旋轉，這是失速機翼的自轉。 旋轉是在滾轉、偏航和俯仰偏離平衡飛行之后發生的。 例如，翻滾在機翼未失速的情況下自然會受到阻尼，但機翼失速時阻尼力矩會被推進力矩代替。

該圖顯示，當達到臨界迎角（在 20 世紀初的航空中被稱為爆點）時，會產生xxx的升力。 在這種情況下，該角度為 17.5 度，但它因機翼而異。 特別是，對于空氣動力學厚機翼（厚度與弦比約為 10%），臨界角高于具有相同彎度的薄機翼。 對稱機翼具有較低的臨界角（但在倒飛中也能有效工作）。 該圖顯示，當迎角超過臨界角時，機翼產生的升力會減小。

因為通常使用飛機模型而不是全尺寸機器，所以需要特別注意確保數據是在與自由飛行相同的雷諾數制度（或比例速度）下獲取的。