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飞机失速研究与设计



提要：
安全是飞机设计最重要的要求，而飞机的失速与失速特性是影响安全的重要问题，同样也是空气动力学与飞行力学的重要问题，因应对航空器飞航安全的要求，在飞机设计时不论民机或军机，对失速与失速特性均有非常严谨的定义和要求，本文即针对失速与失速特性此一问题，以定翼机的规范要求和相关适航标准要求为主轴，从空气动力学、飞行力学、飞行性能和飞航安全的观点，说明失速的定义、物理现象、失速特性、影响飞机失速的主要原因、失速研究的内容与方法、如何执行设计失速的试飞等，文中并以结冰对失速的影响，和T形尾翼构型飞机的失速特性，提出民航机的案例，藉以说明失速和失速特性与飞机设计的关系，以作为飞机设计验证的参考。
前言：
飞机产品的基本质量，取决于完善的设计、优质的制造、良好的使用与有效的维修，以保证飞机产品，始终处于可安全运作的状况，以民航机为例：也就是符合其型别设计要求所谓的适航性，一般针对适航又泛指初始与后续适航，所谓之初始适航(Initial Airworthiness)检定系泛指于飞机产品及其零组件、装备于出厂投入营运前为确保飞安所需完成各项适航检定工作。后续适航(Continuous Airworthiness)检定则为上述产品投入营运后对使用人于执行操作、检查及维修等工作所进行之查核检定工作。
飞机的所有设计都必须符合一定的标准要求，军机为军用规范(Military Standards)，民航机为适航标准(Airworthiness Standard)的要求，军用规范与适航标准是国际上规定航空器在设计时所必须符合之「技术规范」，是飞机的最低安全标准，其内容包括性能要求、结构要求、机械系统要求、电机系统要求、航电系统要求、发动机要求……等等。以民航机为例适航标准有许多类别，比如说一大型运输类的飞机必须符合适航标准第25部的要求，一架运输类的直升机则必须符合适航标准第29部的要求，此外对于各零组件也都有其特殊的测试要求；而战机的设计是以克敌制胜达到确保空优为目标，因此它必须依据战争需求、经济成本实用性、可能的威胁环境、已知和可预期的各项科技能力，整体考虑后才能定义出一军机，尤其是战机的设计规范。
飞航安全是大家一致关切的课题，特别是一般消费大众把飞航安全跟身家性命画上了等号，从世界民航的失事统计，可了解随着科技的进步飞行失事率已大为减少，然而由于航空运输能量的大幅成长，所以飞行事故仍然持续成长，而且重大事故大多与失速有关，以美国波音公司为例，从1974年至1984年10年间低空事故共发生176件，其中20次就是由于飞机下沉率过大及大攻角失速，造成机毁人亡的不幸事件；而近代高性能战机，为达成其设计任务与需求，发挥飞机的最大可操控能力(如最大转弯和最大瞬间转弯率)，不可避免的在训练或任务飞行中，必须使飞机进入高攻角的失速区操作，由于高攻角飞行先天的气动特性与操控能力不足，时常造成飞机失控或进入失速和螺旋而失事，依据美国的统计1966至1970年间，因失速和螺旋而失事的战机高达225架，丧生110位飞行员，光美国海军和陆战队当时平均每月损失两架战机，从此纷纷重视此一问题，积极针对战机的高攻角能力和失速特性提出专题研究，并将良好的高攻角能力和失速、螺旋的防制、解出能力列入新的设计规范要求中。由此可知道“失速”对飞机的威胁，因此飞机的高攻角飞行特性或失速特性，一直是军、民机设计的重点，本文希能提出气动的物理机制、标准或规范的要求、和设计验证的说明，以供设计、验证和飞航人员的参考。
飞机失速研究的内容与方法：
飞机的设计把安全放在第一位，要求有准确的失速速度和良好的失速特性，因此在设计过程中对失速速度的确定、失速特性的演示、飞机构型的影响、测试仪器、飞行测试的程序、和测试数据的处理等各方面都有明确和严格的要求。且由于失速速度是飞机性能、飞行质量等科目的基本参数，飞机在执行设计测评飞试时，申请者和测试评估（或民航验证）单位都十分重视，且把失速速度试飞首先安排，并由测评飞行员执行检定试飞。
一、失速速度：
飞机的飞行，第一个要克服的设计工作，是设计一能产生足够升力的机翼，通常升力大小被表示为升力系数、相对气流的动压、和机翼面积的乘积，而升力系数取决于飞行姿态（攻角）与翼形的设计；所以当飞机具有前进速度后，相对气流通过机翼、产生了足够的升力，飞机就可飞起来了。一般而言：攻角愈大，升力愈大，但当攻角大到某一极限程度（如15至20度以上），因相对气流无法配合机翼外形平顺的环绕通过，而在机翼上形成乱流，飞机升力便开始急速丧失，阻力也随之剧增(如图一)，此现象就是所谓的“失速”(Stall)，此时对应的攻角为失速攻角，且升力系数为
最大升力系数(CL max)，而接近这升力极限的攻角区域即是高攻角。也就是说一机翼它所能产生的升力总能力是有限的，失速攻角和其对应的最大升力系数(CL max)即代表它的极限值，超过此极限值，飞机的升力急速丧失、阻力剧增，飞机即无法再维持正常的飞行，所以失速速度可被定义为飞机可维持正常飞行操作的最小空速，因此失速速度亦被定义为飞机性能、飞行质量等科目的基本参数，是飞机设计和测评飞试的首要对象。
二、失速特性：
一飞机的机翼是否设计良好？主要反映在最大升力系数的限制上，飞机的设计必须考虑提升飞机的最大升力系数，它不仅有助于转弯和操作能力，同时也影响起降速度及需要之使用跑道长度，降低失速速度和增加高空之操作升限。
失速速度需要被准确的确定，是因为飞机在达到最大升力前，飞机已在高攻角姿态飞行，由于机翼上强烈的气流分离，使飞机处在一复杂的流场中，此时一个小小操作或环境改变，往往会导致剧烈的气动力和全机的力矩变化(如图二)，并将严重影响操控甚而失控，简述高攻角将会出现的气动现象如下：
(一)抖振(Buffet)：主要由于高攻角时翼面上气流严重分离(Separation)或穿音速时震波引起之气流分离，此现象将影响飞行员的操作与乘坐舒适性，甚而机体结构之疲劳破坏。
(二)机翼摇摆(Wing Rock)：主要由于在高攻角时，尤其因震波引起的不对称的翼面抖振，影响飞行员的操作与乘坐舒适性。
(三)机翼下坠(Wing Drop)：主要在后掠又渐尖翼形于高攻角时，由于翼尖气流不对称分离，随之产生之滚转失控。
(四)机头晃动(Nose-Slice)：主要由于高攻角时垂直尾翼浸在低能量之尾流（机身或机翼分离流）中，使垂直尾翼丧失了航向控制能力，而引起的一短周期非对称侧向不稳定。
(五)剧仰(Pitch-Up)：飞机在高攻角姿态下，由于飞机压力中心前移而造成的剧烈上仰称为剧仰，此现象发生之主要原因有二：
{一}机翼翼尖部分因气流分离（翼尖失速）造成重心后区域的升力损失。
{二}水平尾翼因浸在尾流场中操控能力不足。
当然，上述讨论为针对较常见的后掠加尾翼的飞机构型，因翼尖气流先分离而造成失速，此剧仰现象在高次音速区最为剧烈，最易造成飞机的失控，因为伴随着此现象而来的是抖振(Buffet)、副翼操控功能不足（甚至副翼反效应）、翼下堕或翼滚。
(六)大攻角下侧向稳定性的损失：飞机的侧向操控主要是靠垂直尾翼在飞机有侧向风的作用时，它能似风信鸡原理般使飞机产生转向侧风方向之能力，以减少侧滑角，然而在大攻角时，垂直尾翼因浸在上游机身、机翼或涡流溃散的低动能尾流中，使得垂直尾翼得不到足够的气流动能而降低了它的侧向操控能量，因此损失了飞机的侧向稳定性，此现象以T形尾翼的设计最具代表。
(七)大攻角下滚转控制失效：飞机的滚转操控主要是靠副翼或襟副翼，因副翼皆装置于主翼的后缘和较外侧，如此可产生较大的滚转力矩。在大攻角姿态时，由于副翼区域之气流皆因攻角效应而分离失速，因此会造成滚转控制的失效。
综合而言，当飞机进入失速状态时，飞机处在一稳定性丧失或控制失效的情况，典型的失速特性如下（可单独或组合型式出现）：不能控制的机头下沉；不能阻止的滚转；操纵效率损失；操纵力或位移量的突变；或驾驶人操纵装置明显的抖动。

三、影响飞机失速的主要原因：
(一)飞机气动构型的影响：
一般低次音速的飞机，由于飞行空速小，为配合低速空气动力效益，均采用平直或很小的后掠角、高展弦比、和高厚度比的梯形机翼设计，它的空气动力特性是低攻角时就有很大的升力系数，失速攻角低（约15度），失速时上翼面的气流分离是由机翼根部（机翼与机身连接处）开始，然后沿着翼展逐渐向翼尖方向扩大气流分离，而且由于气流分离产生的抖振(Buffet)现象非常明显，因此高攻角飞行的抖振可视为最可靠的失速前自然警告，可预先告知飞行员以避免进入失速或失控，而且此机翼根部先失速的现象，不会影响机翼外侧的副翼滚转操控性能。当飞机进入失速，飞行员的感觉是G（驾驶杆）力丧失(G-Break)、机头下坠，只要当时高度够，待空速建立后带起机头改正即可，同时因为翼展大、副翼滚转操控性能好，纵使飞行员刻意操作下进入螺旋，只要按程序操作，通常以松杆、反舵，等空速建立后带起机头即可解出。
公元1950年至1960年间，大推力的喷射涡轮扇引擎开始应用于飞机上，飞机的飞行速度由低次音速进入了近音速，飞机的设计着重于高速度和低阻力，因此外形的主要特征：机身长、机翼薄和后掠角大，它的空气动力特征是低攻角时升力系数小，失速攻角大且因升力系数曲线平缓而不明显(如图三)，加上因空速大震波压缩性效应使得飞机处在一更复杂的分离流场中，执行失速速度的确定、失速特性的检定更形困难。
{一}机翼翼切形对失速特性的影响：
定翼机机翼是飞机产生升力的固定翅膀，机翼顺着气流来流方向切断下来的剖面称为翼切形(Airfoil)，翼切形迎向来流最前端称为翼前缘(Leading Edge)，翼切形背向来流最后端称为翼后缘(Trailing Edge)，翼切形前、后缘的联机称为弦线(Chord)，其长度为弦长。飞机的翼切形的外形设计，主要是使飞行时能产生最大的升力与最小的阻力，一般采用流线形: 翼前缘圆胖、翼后缘尖细、上翼面稍凸拱起、而下翼面较平顺。早在公元1866年风洞试验的第一人，英国法蓝西斯-魏汉(Frances H. Wenham)即指出：大部分的机翼升力由上翼面的前缘部分产生。此乃由于圆胖的翼前缘曲率变化大，气流来流在此沿着曲度被快速的加速，形成该区域沿流线方向很大的负压力梯度，配合气流黏性效应，造成表面涡流的大量产生，使翼前缘区域的环流量也最大，所以采用圆胖翼前缘、尖细的翼后缘的翼切形，具有避免环流量因气流分离而损失的特性，如此当相对气流通过机翼时，可保持气流环绕翼形平顺通过的附着流特性，要保证此附着流特性，须同时保持机翼表面的平滑度和曲率，不能有太大的外形曲率变化和凸陷以避免气流分离，而损失环流量，因此飞机的翼切形的外形设计，为了配合低速气动特性和环流效益，通常采用圆胖翼前缘、尖细的翼后缘的翼切形和大展弦比（翼展与翼弦长的比值）机翼。一般翼切形对失速特性可概分以下三类(如图四)：
1.长气泡分离翼切形：一个胖厚翼切形（圆胖翼前缘而且翼切形的厚度超过弦长的14%），攻角增加到约10度以后，上翼面的气流分离是由机翼翼后缘开始，随着攻角增大气流分离点逐渐向翼前缘区域扩大，升力、阻力渐增，一直到失速，俯仰力矩变化不大。
2.短气泡分离翼切形：一个薄翼切形（翼切形的厚度约为弦长的6%至14%之间）攻角增加以后，攻角很小时上翼面的气流分离就会由机翼翼前缘开始，随即于上翼面的翼前缘形成一短气泡的气流分离区，随着攻角增大翼前缘气流分离的短气泡并没改变，只是升力渐增但升力曲线几乎不变、阻力渐增，然而当攻角增大到失速攻角时，分离的气泡迅即溃散，造成机翼升力、阻力和俯仰力矩均突变的失速特异特性。
3.尖细的翼前缘薄翼切形：同短气泡分离翼切形一般，攻角很小时上翼面的气流分离就会由机翼翼前缘开始，随即于上翼面的翼前缘形成一短气泡的气流分离区，但随着攻角增大翼前缘气流分离的短气泡逐渐向翼后缘区域扩大变长，升力、阻力渐增，升力曲线低且平缓（如平板的升力特性），当分离的短气泡增长到翼后缘时，即到失速攻角，分离的气泡迅即溃散，造成机翼升力丧失、阻力突增的一般失速特性和俯仰力矩突变的特异特性。
{二}后掠主翼设计的影响：后掠翼的优点是它产生震波的临界马赫数高，可避免或延后近音速飞行时震波的产生，因此采用后掠翼设计可提高最大空速与马赫数限制，可以较小的阻力在高次音速飞行，后掠翼的缺点是相对的会影响高攻角和失速的特性：
1.后掠翼的升力特性：后掠翼设计的机翼，它的升力特性是升力系数曲线低且平缓(如图三)，相较于平直梯形翼其失速攻角较高，必须使用较大的攻角才能获得足够的升力，因此必须以较大的速度，或使用较大的攻角（姿态）飞行；因此起飞和落地的速度较大，必须使用较长的跑道、较强的起落架和煞车系统；高攻角时升力变化平缓，纵使超过失速攻角仍具有相当的升力，因此失速速度不明确，失速的特性也不明显，然而阻力却很大。
2.后掠翼的失速特性：后掠翼设计的飞机失速时，机翼上翼面的气流分离是由机翼外侧开始，然后沿着翼展逐渐向机身方向扩大，由于负责控制滚转的副翼部分被分离气流影响，因此飞机很容易因两边翼尖升力不对称而进入滚转和失控，而且后掠翼的翼尖部分通常都在重心后面，此机翼翼尖先失速的现象，会造成飞机进入失速而机头上仰(pitch up)，不但不符合适航标准的要求亦会失控致命。
{三}T形尾翼设计的影响：飞机的设计把引擎装置于后机身，并将水平尾翼装置于垂直尾上方的T形尾翼的气动外形(如图五)，主要的原因包括：?偈飞机客舱安静舒适，因客舱避开引擎的噪音和振动；?偍相较于将引擎装置于机翼下的设计，机翼在巡航时因外形平滑完整，干扰阻力小、升力大整体的气动效益高，可使用较小机翼；?偁且T形尾翼避开了前机身的尾流，尾翼结构可以相对的减轻；然而主要的缺点是：飞机重心因引擎装置于后机身而向后走，操纵性的考虑必须把机翼向后装和采用后掠翼机翼，促使前机身前伸以保持纵向平衡，使气动力中心在重心后面，此即造成飞机失速和进入深失速不易改正的高攻角特殊失速特性。
1.T形尾翼设计的效益：飞机的飞行控制，也是升力的另一种形式的应用，一般飞机的俯仰操控，主要是利用后机身的水平尾翼（或其后缘安装的升降舵），因水平尾翼与飞机的重心距离远，可控制水平尾翼的升力变化，配合与飞机重心的力距，产生俯仰力矩以控制飞机的俯仰动作；传统飞机的稳定性设计，使飞机的空气动力中心（或升力中心）作用于整机的重心后面，如此的设计可使飞行攻角增大，升力增加的同时，飞机随即产生一下俯的力矩，以稳定飞行姿态避免飞机攻角持续增大，也就是说在飞行中，随时得由水平尾翼产生向下的升力来抬起机头，此设计的好处是只要飞机被配平(Trim)好后，即可稳定飞行不受扰动的影响，缺点是水平尾翼产生向下的升力造成整机升力变小。T形尾翼设计可使水平尾翼避开前方机翼的尾流和下洗气流，具有很好的巡航飞行质量，尤其是飞机进入了临界马赫数，在机翼后缘产生震波并造成该处的气流分离，进而破坏机翼的下洗(down wash)气流时，T形尾翼设计的飞机不会有下俯力矩突增不安全的马赫下俯(Mach-Tuck)效应。
2.T形尾翼设计的失速特性：一般将引擎装置于机翼下的低尾翼飞机设计，具有很好的俯仰操纵性，飞行攻角增大时，低尾翼飞机的水平尾翼就逐渐脱离前机身或机翼尾流的影响，由于飞机的稳定性设计，高攻角飞行时，飞机主要靠水平尾翼产穻V下的升力来抬起机头，当失速时前机翼的下洗(down wash)气流被破坏，水平尾翼产生向下的升力突然变小，进而加强了下俯的力矩，正满足飞机失速时产生不可操纵的下俯运动的失速特性要求；T形尾翼设计的飞机，高攻角飞行时，气动特性则完全相反：T形尾翼设计虽然有很好的巡航飞行质量优点，然而当它进入高攻角飞行时，机翼将会对T形尾翼形成很大的遮蔽作用，若设计不当时T形尾翼会笼罩在迎面而来的乱流中，而丧失了俯仰操控能力，使飞机上仰进入了深失速或失控的危险情况。
以民航运输类飞机DC-9和MD-80系列的T形尾翼设计为例，依据DC-9这类T形尾翼飞机的风洞试验结果，在失速攻角区域：
1.水平尾翼进入尾流区，水平尾翼升力变小，导致下俯力矩减小，甚至转变为上仰力矩。
2.主翼的后掠角若过大，左右两翼很难同时失速，可能会产生滚转力矩，而且副翼的滚转控制能力不足。
3.如果失速从机翼翼根开始，双发动机可能因吸入大量失速尾流，严重影响引擎性能。
4.失速通常在低速时发生，例如在起飞和落地阶段，空速比失速速度大得不多，而且在这两种条件下，飞机都放下一定的襟翼角度，失速较易从机翼翼根开始，引擎性能会因吸入失速尾流而降低，尤其是当飞机离地起飞后，因地面效应(Ground Effect)迅速消失，飞机再次受到下洗气流的强大作用（因在高升力作用下），有效攻角变小、升力降低、诱导阻力变大，若此时飞机的推力不足或攻角操控过高，均很容易造成飞机起飞后失速，因高度不足而失事。
由于此类T形尾翼设计的民航机有进入深失速的顾虑，因此建议避免下列事情发生：
1.驾驶员忽视所有接近失速和失速的警告。
2.驾驶员超过失速后3-5秒才采取改正行动。
3.驾驶员不注意进入低速大仰角，或在低速时使用太多时间在维持机翼水平。
4.飞机重心太后。
DC-9和MD-80系列飞机是美国麦克唐纳-道格拉斯公司，60-80年代设计制造的中短程民航机，其外形即是采用装置于后机身的双涡扇引擎和T形高尾翼的构型，主翼后掠24.5度，由于此类T形尾翼设计的民航机有进入深失速与特殊失速特性气动设计问题，当年的道格拉斯飞机公司为了符合美国FAR25部的适航标准要求：
(FAR25.201-207中明确规定：民航运输类飞机必须具备下述良好的失速特性，即直到飞机失速为止，必须能以副翼和方向舵操纵飞机的滚转和航向，不能有出现反操作，不能有出现异常的机头上仰，而且纵向操纵斜率必须为正；必须以正常的操作迅速防止失速；飞机水平失速从失速到改出飞机滚转不得超过20度；对飞机的转弯失速，飞机失速后的运动不可激烈或幅度过大，以致于难以正常的操作迅速防止失速；同时还要求装置一套有效的失速警告和失速防止系统。)
不仅进行了大量的理论计算，并实施了一完整的风洞试验计划，包括五个风洞试验模型：一低速试验模型测试基本气动特性；一高速试验模型测试稳定性、操纵性和阻力特性；一大比例的后机身含T形高尾翼的压力模型，以测试水平尾、垂直尾的铰炼力矩和压力分布；一后机身含T形高尾翼和双涡扇引擎的组合模型，以研究后机身与引擎最佳组合外形；和一高雷诺数低速试验模型，此模型在NASA阿姆斯特朗研究中心的12呎大型低速风洞（雷诺数高达7X106），进行大量的高雷诺数低速试验，以测试最大升力系数和研究失速特性。其中除了第一个低速试验模型是为一般的基本测试以外，余另四种风洞试验计划，主要是针对后机身的双涡扇引擎和T形高尾翼的构型，进行对深失速和失速特性与操作能力的研究。早期的风洞试验结果证实，DC-9的失速是由主翼50%的半翼展处开始，然后迅速向左右两翼面扩展，不但产生副翼操控力不足，同时会造成飞机失速时产生机头上仰力矩和滚转的力矩，而且失速后飞机具有的俯仰操控力又不足以解出深失速，因此道格拉斯飞机公司进行了一系列的构型研究（如改变翼型、加装翼刀、翼前缘加装失速边条、涡流产生器、改变尾翼尺寸和位置等方法），最后终找到解决避免深失速和改善失速特性的两种方法，简述如下：
1.主翼下半翼展35%处加装一涡流产生架(Vortex-Generating Pylon)，简称为“Vortilon”，它的作用原理是当飞机接近失速攻角时，气流因涡流产生架与翼前缘相互干扰而形成一股强劲的涡流，此涡流通过主翼上翼面时可加强边界层(Boundary Layer)的能量，有延迟气流分离的作用，因此使失速攻角增大；此涡流通过主翼后，将对T形尾翼产生一上洗(Up-wash)气流的作用，增加飞机的下俯力矩，以改善机头上仰的问题。
2.在MD-80系列飞机的引擎短舱上加装一块导流片，导流片它的作用原理是当飞机接近失速攻角时，气流因导流片与引擎短舱相互干扰而形成一股强劲的涡流，此涡流可引导前方来的失速尾流，加强T形尾翼的俯仰力矩能力，以改善失速特性。
DC-9进行了各种试验构型的试飞共计约1,800余次，最后经适航型别检定证实DC-9和MD-80系列飞机，不但符合FAR25.201-207中要求的良好失速特性，也设计了一套有效的失速警告和失速防止系统，这套系统包括失速警告计算器、震杆器(Stick Shaker)、自动翼缝前伸装置和自动推杆器(Stick Pusher)，当飞机接近失速状态时，失速警告计算器即输出控制信号，接通震杆器使驾驶杆抖振；如攻角持续加大，则自动目视与音响警告，提醒驾驶员迅速采取必要措施，以防止失速。（若为起飞阶段，前缘翼缝原在中间位置，失速警告时翼缝会自动前伸到最大位置以避免失速），如攻角持续加大，推杆器即被自动将驾驶杆向前推，使飞机下俯进而改正失速。
(二)飞机进入失速初始条件的影响
{一}飞机的机翼水平失速，失速较缓和，危险性也小，因此民航的适航标准如FAR23中要求：水平失速应测量失速过程中的高度损失不得超过100呎、下俯角度不得大于30度，否则须加注于飞行手册中；纵使在失速机动的改出阶段，必须能使用正常的操作方法，防止大于15度的滚转和偏航。
{二}转弯飞行失速与加速失速，飞机转弯时机翼必须产生比飞机本身重量还要大的升力，才足以抵销因转弯产生的强大离心力，其失速速度可以方程式(Vstall= )表示，如飞机以60度的侧倾角转弯，则机翼必须产生2倍飞机重量的升力，意即方程式中的n值等于2，它的失速速度为水平失速的1.414倍，所以纵使当飞机缓慢带杆进入转弯飞行失速，飞机也可能猛烈旋转，甚至进入螺旋情况，因此民航的适航标准如FAR23中要求：转弯飞行失速与加速失速，不能产生下列特征：
1.过多的高度损失；
2.不恰当的上仰；
3.不可操纵的螺旋趋势；
4.在转弯失速的条件下，倾侧角在原方向超过60度，在反方向超过30度；在加速失速条件下，倾侧角在原方向超过90度，反方向超过60度；
5.超过最大允许速度或所容许的限制负载系数。
{三}任意空间的机动失速，由于初始的气流分离不对称，因此飞机的变动作难以预期，容易产生失事。
(三)飞行高度的影响
{一}高高度的飞行失速特性：在较高的高度飞行，飞行的空气动压小，相对的影响飞机升力、阻力、推力、和飞机控制面的操控力，今分述高高度飞行对失速的影响如下：
1.飞机控制面的操控力:高高度飞行时因空气密度低、空气动压小，使飞机控制面的操控力相对的变小，俯仰和航向控制都很迟缓，因此超过25,000呎高度飞行的飞机，通常以加装自动驾驶(autopilot)来因应。
2.推力也因引擎的进气量变小而减少。
3.升力与阻力: 高高度飞行时，以同样的姿态(攻角)飞行，相较于低空必须使用更大的速度才能获得维持平飞的升力；因空气密度小、温度低，相对的雷诺数(Reynolds Number)较小，使次音速飞机的流线形翼前缘，较易造成气流分离而引起失速，所以在高空次音速飞机的失速攻角和最大升力系数小，更由于空气动压小，在失速攻角的限制下，失速速度大。
4.高速的马赫效应: 高高度飞行时，因温度低相对的音速也低，纵使以同样的指示空速在飞行，高高度飞行时真空速大、飞行马赫数更大，很容易就进入了最大马赫数限制，飞机若进入了临界马赫数，通常先会在机翼后缘产生震波并造成该处的气流分离，进而破坏机翼的下洗(down wash) 气流，形成下俯力矩突增的马赫下俯(Mach-Tuck)效应；高高度平飞时，因空气密度低、空气动压小，必须使用较大的速度或攻角才能获得足够的升力维持平飞，然而大攻角下飞行虽然升力系数大，相对的阻力也大，在推力也因引擎的进气量变小而减少情况下，飞机的操作升限便被高高度飞行时的最大可用攻角和最大马力所决定了，若飞机的设计升力能量不好，飞机在升限附近必须使用高速和高攻角飞行才能保持平飞，就有可能“进入失速攻角和进入临界飞行马赫数”同时发生，飞机就面临了进入(1)推机头避免失速以超音速飞行或(2)带杆抬起机头造成失速，的所谓棺材角落(Coffin-Corner)两难飞行状态。
{二}起飞降落时低高度的地面影响:在低空飞行，由于空气密度大、引擎的推力效率高、而且飞行的空气动压大，较小的攻角(相对于高高度)，即可获得较大的飞机升力，和较佳的操控能力，因低空空气动黏性(Kinetic Viscosity)小，具有较大的雷诺数，失速攻角与最大升力系数较大些，失速速度较低些；在低速的起飞降落过程，通常飞机与地面高度在一个翼展距离之内，机翼翼尖涡流受到地面效应(Ground Effect)的破坏，使机翼上的下洗速度变小，相对于来流的有效攻角变大，造成升力增大，如此可帮助飞机离地起飞，对降落时则有增加升力的飘浮作用。然而要注意的是在起飞过程，当飞机离地起飞后，因地面效应迅速消失，飞机再次受到下洗气流的强大作用(因在高升力作用下)，有效攻角变小、升力降低、诱导阻力变大，若此时飞机的推力不足或攻角操控过高，均很容易造成飞机起飞后失速，甚至因高度不足而失事。
(四)发动机的动力影响
发动机的动力不对称，如多发动机飞机单动机失效时，会给飞机产生很大的偏航和滚转力矩，不意期的进入突然失速状态，因此民航的适航标准如FAR23中要求：多发动机飞机单动机失效时，纵使进入失速，不得出现任何过分的螺旋倾向，而且不需重新启动失效发动机，就可完全依正常操作方法改正。
(五)风雨、冰霜和雪的影响
{一}风雨的影响：风雨尤其是风切(Wind Shear)严重影响飞机失速，特别是接近地面的起飞降落中的失速，往往导致机毁人亡。以大雨为例，雨点打在机翼上将有：1.造成气流提前分离，失速攻角降低；2.雨点撞击产生的陷坑和水雾所引起的作用和冰霜一般，使飞机的阻力增加升力降低。尤其飞机在大雨中起飞降落，因为使用高升力装置，阻力增加、更严重，加上失速攻角降低，使飞机有可能在失速警告未发出前即已进入失速。
{二}冰霜和雪的影响：机翼结冰是冬季危害飞行安全的大敌，民航机依据FAA与JAA的规定，飞机机翼、操纵面、发动机进气口和其它关键部位结冰是禁止飞行的；试验证明，如果机翼结冰1.2厘米，飞机升力将降低50%，飞机阻力将增加60％。飞机在湿度大和结冰的环境条件下，结冰速率很快，如飞机等待起飞的时间长、下降时途中遇到湿度大的冷空气或冷雨等，机翼或飞行操纵面都很有结冰的可能，机翼结冰时由于翼切形的流线形招致破坏，使得飞机的阻力增加、升力降低，失速攻角也降低，造成飞机的失速速度大增，而且减速快，使飞机有可能在失速警告未发出前即已进入失速的危险。
SAAB 340的例子：SAAB 340是瑞典与美国合作研制的双涡轮螺旋桨运输类飞机，于1984年5月30日取得JAA (JAR25部）型别检定证、同年6月29日取得FAA (FAR25部）型别检定证，外形特征是：采用平直梯形下单翼双涡轮螺旋桨、机翼厚度从翼根16%厚度比至翼尖12%厚度比分布、翼根上反角7度、装置角2度、和翼前缘、水平尾与垂直尾翼前缘均有气囊式除冰装置。
SAAB 340的失速特性：略小于失速攻角(19度)前，飞机将有因翼根气流分离造成的轻微抖震(Light Buffet)，若攻角持续增加，则飞机将以大于15度滚转角，以左滚方式低头进入失速，此滚转需等飞行攻角小于失速攻角后，飞机才能再度恢复控制。
SAAB 340的失速警告装置与运作：基于SAAB 340的失速特性，该机型备有失速警告计算机与相关失速警告装置：警示灯、震杆器、自动解除自动驾驶、警告音响与推杆器等；它们的运作逻辑是：当飞机的襟翼在收上位置，飞行攻角大于12.5度时，飞机的震杆器、警示灯、和警告音响会开始被失速警告计算机激发，或在其它构型飞行时，在比失速速度大于6浬每小时空速前，失速警告计算机会致动飞机的震杆器、警示灯、和警告音响，并持续动作以提醒飞行员提早改正，若飞行员不理会，到攻角19度则推杆器会被失速警告计算机激发，推机头向下，降低攻角以便迅速改正，避免高度损失；或飞机接近失速时的上仰率太高，则推杆器会被失速警告计算机提前激发，以免进入失速。
SAAB 340因结冰影响的失速意外事件：
1991年9月因在结冰环境下，发生提早失速抖震；
1994年3月因在结冰环境下，发生左翼突然下倾的失控意外事件；
1994年6月因在结冰环境下，发生高攻角时操纵困难的失控意外事件；
1994年11月因在结冰环境下，发生飞机不正常的提早失速抖震和机翼摇摆，而且明显减速的意外事件；
1995年1月因在结冰环境下，发生飞机不正常的提早在185浬高速进入失速，而且飞行员报告操控迟缓的意外事件；
1998年2月因在结冰环境下，飞机平飞时发生不正常的激烈抖震和机翼摇摆的意外事件；
1999年1月因在结冰环境下，飞机发生突然失控的意外事件；
以1998年11月发生在澳洲墨尔本意外事件为例：当时据空管中心报告有紊流和结冰天气，SAAB 340的巡航失速速度为110节，于空速141节发生抖震，飞行员于空速136节时解除自动驾驶，约一秒后飞机低头快速进入左滚（如正常的失速特性），飞机的最大倾斜角126度、最大下俯角36度，等飞行员失速改正后，高度已丧失了2,300呎。
以上的意外事件主因是：飞机在湿度大和结冰的环境条件下长时间巡航，结冰速率很快，途中遇到湿度大的冷空气或冷雨等，机翼或飞行操纵面都造成结冰，机翼结冰时由于翼切形的流线形招致破坏，使得飞机的阻力增加、升力降低，失速攻角也降低，造成飞机的失速速度大增，因此使飞机在失速警告未发出前即已失速。所以加拿大民航局要求于飞行手册Airplane Flight Manual (AFM)中加注，强调该机的失速特性及应注意之操作程序与事项，并且加了结冰速度控制装置(Ice Switch)，当飞机在湿度大或有可能结冰的环境条件下飞行时，必须开启结冰速度控制装置，可使失速警告从攻角12.5度提前至5.9度激发、并且使推杆器从攻角19度提前至11度激发，以避免因机翼结冰发生突然的失控或失速意外事件。

(六)其它因素

以上所述只是针对影响失速的主要因素，事实上影响失速的因素还很多，例如飞行员的状态认知和操作，就是一项很常被检讨的失速因素，还有各种因素常同时发生，如机翼结冰和操作不当的失速，将使得失速特性变得更复杂和难以控制。

一、失速研究的内容与方法：

(一)失速研究的内容

{一}研究高攻角飞行时，飞机产生控制能力丧失或失效，进入失速或深失速状态的空气动力原因，与流场的特性。

{二}研究飞机失速、深失速或螺旋时的判断值，以为预测新机的失速速度之用。

{三}研究气动外形对飞机失速的影响，以为新机设计之用。

{四}研究大气与气候对飞机失速的影响。

{五}研究改善与预估飞机失速的措施。

{六}订定适宜的法规定义失速速度、失速特性、失速的改正要求等，以确保飞航安全。

(二)失速研究的方法

{一}风动试验；

{二}理论计算(CFD: Computational Fluid Dynamics)；

{三}模型自由飞行试验；

{四}飞行模拟；

{五}飞行测试与试飞。

试飞是飞机失速的最终也是唯一必要的方法，虽然各国有不同的军用规范和民航法规，但对飞机失速均订定严格的适航标准，要求把失速速度定为飞机的性能基准速度，必须做好周详预测才能进行飞行测试。

失速的试飞：

飞机的设计把安全放在第一位，而良好的高攻角能力和失速、螺旋特性，更是战机是否“空优”的关键能力。民航机由于不可能要求飞机飞行员在超过失速警告的高攻角下进行飞行或失速训练，因此适航标准中要求要有准确的失速速度和良好的失速特性，使得飞机飞行员不需反复训练或使用特殊的技巧，就能从任何无意的失速中安全改正；反观军机为达成其作战任务需求，必须发挥飞机的最大可操控能力：如最大转弯和最大瞬间转弯率，不可避免的必须使飞机进入高攻角的失速区操作，所以飞机在执行设计测评飞试时，申请者和测评单位都十分重视失速速度和失速特性的测试，且把失速速度试飞首先安排，并由测评验证飞行员执行试飞；除了新机型外，飞机外形的改变、更改发动机、采用新的襟翼位置和飞机总重有显著的增加等，均须被要求进行专门的检定失速测试。

一、失速特性的要求：

在军用规范中，定义战机的设计，除了要提供失速前足够的预警和失速时能易于解出外，同时须在高攻角姿态下能充分操控，使战机具有较大的可用攻角和最大升力系数，甚至在进入螺旋能够具有解出能力。飞机的失速特性一般包括水平失速特性、转弯失速、转弯加速失速特性、和临界发动机失效失速等失速特性要求，以民航机为例，美国联邦航空总暑FAA订定的民航法规中，FAR23.201-207和FAR25.201-207中明确规定：

(一)从平飞减速直到飞机失速为止，必须能以副翼和方向舵操纵飞机的滚转和航向，不能有出现反操作，不能有出现异常的机头上仰，而且纵向操纵杆力必须为正，必须能以正常的操作迅速防止失速或从失速改出；

(二)FAR25要求飞机水平失速从失速到改出，飞机滚转不得超过20度；FAR23要求飞机水平失速从失速到改出，必须能使用正常的操纵手段防止大于15度的滚转和偏航；

(三)对飞机的转弯失速，飞机失速后的运动不可激烈或幅度过大，以至于难以正常的操作迅速防止失速；

(四)在转弯失速的条件下，倾侧角在原方向不得超过60度，在反方向不得超过30度；在加速失速条件下，倾侧角在原方向不得超过90度，反方向不得超过60度；

(五)多发动机飞机，必须可以在临界发动机失效失速时，不得出现任何过分的螺旋倾向，而且不需重新启动失效发动机就可改出。

二、失速测试构形要求：

(一)飞机所有的使用构型均须执行检定失速测试；

(二)动力：水平失速、转弯失速测试分为无动力或75％最大连续功率。如果在75％连续功率时的推重比，会导致机头上仰的非预期失速特性，试验可改由下述条件完成：落地外形，平飞所需功率或推力，最大落地重量，1.4Vso的速度，但功率不得少于50％最大连续功率；

(三)重心为最不利的临界重心（通常是后重心和最不对称的位置）；

(四)多发动机飞机，必须在临界发动机失效状况；

(五)高度范围必须到最大检定高度，以确定是否存在不利的压缩性影响；

(六)若是可在结冰环境飞航的检定飞机，必须模拟结冰外形。

三、测试仪器需求

飞机失速速度的量测误差，会严重影响未来飞机使用时的效益和安全性，飞机引用的失速速度过大，会导致使用较大的起飞速度和进场落地速度，须要使用较长的起飞和落地滑行距离，或较小的酬载能力，以波音747为例，失速速度增加一节，会使商务载重减少约2.2吨；反之若引用的失速速度过小，将使飞机随时冒着容易进入失速警告和失速的危险状态。因此失速测试如何确保精确和飞行的安全性是非常重要的。为了能准确的测定失速速度，需要准确度高的动静压空速量测系统，以波音公司为例，通常使用拖曳弹(Trailing Bomb)或拖曳锥(Trailing Cone)来校验机上的静压，以低空飞越法(Ground Course)、低空飞越塔法(Tower Fly-By)或雷达法(Radar Method)来校验机上的空速，以便能更精确的量测低速、高攻角姿态下的空速与高度变化。

为了能对试验数据进行实时的监控与分析处理的目的，测试飞机一般都装置了机载数据监控与分析系统，失速速度测试时主要的量测参数如下：

(一)重量与重心位置；

(二)副驾驶空速系统与拖曳锥静压；

(三)副驾驶空速系统与全压；

(四)飞机攻角、侧滑角和大气温度；

(五)震杆器触发信号；

(六)各操纵面位置；

(七)升降舵的行程与杆力；

(八)飞机姿态角；

(九)飞机重心位置的法线方向和轴线方向的动态负载；

(十)驾驶员座椅处的法线方向动态负载；

(一十)起落架位置；

(二十)襟翼位置；

(三十)水平安定面配平位置；

(四十)引擎排气压力比和引擎转速；

(五十)驾驶员判断的失速警告与失速发生的时间。

一架具备适宜的仪电设备和传感器的测试机，是执行失速飞试第一要项，另外至少需配合地面遥测站，如此地面控制室中的工程师们，才可实时利用遥测出来的重要参数，判断当时空中试飞机的安全状态和能力，以便随时的提示试飞员做出反应或处置。基本上，遥测数据须包含飞机的高度、速度、姿态、三轴变化率（俯仰率、滚转率、侧滑率）、航向、操控面位置和引擎的操作情况等，机上的记录器更需详实的记录，包括：座舱内仪表变化、飞行员的输入、重心以及油量。

为了了解在试飞中人机界面的适宜性，座舱内需有全程的录像记录和录音。除了地面监控人员可随时提醒飞行员外，机上尽可能装置灯光和警告音响（如：失速警告、螺旋灯，低速警告，引擎冲激、引擎熄火灯等）以及易辨识和读取的参数，来辅助试飞员的「向极限挑战」。

安全的考虑部分，首先要有一架能与试飞机相匹配的随伴机，它须具备高速能力和良好的低速操控能力，随伴机的主要任务是随时帮助测试机视察空域、观察测试机的运动状态、充当备份的高度观察员和随时注意测试机体外部结构情况，若随伴机是双座机，它的后座即是空中运动摄影员，空中录像记录对试飞后失速问题的解读很有帮助。此外；尚有四项重要的安全考虑，简述如下：

{一}失速或螺旋的解出装置：失控、失速或螺旋的解出装置是必要的，例如；螺旋伞、阻力伞、抗侧滑或抗剧仰火箭，以备飞机进入失控或螺旋时，万一无法解出时使用。当然，这些装置的致动开关均在座舱内，且需由飞行员去致动它，因此，必须考虑使用时，不会因G力作用而使试飞员遥不可及，反之，不用时，绝不可被飞行员误触而造成失控，同时要考虑失控解出后，能适时的释放及脱离解出装置的必要性。

{二}逃生系统的周全考虑。

{三}紧急的动力系：当引擎熄火或电力失效时，可提供紧急的操控液压及电力。

{四}额外的座舱内仪表或灯光警示：例如：侧滑率表、G表、螺旋伞位置表和状态指示灯等。

四、测试方法与程序：

失速飞试具有一定的风险，因此试飞避免在人口稠密区执行，一般选择在水面或开阔地上空进行，此外试飞区须有良好的气象条件，而且空中交通的密度要低，当然如果本场条件好，则尽量在本场上空执行，高度范围需在足够的安全高度如7,000呎至12,000呎，能见度要好，大气的紊流度要小，因为紊流会严重影响失速速度的准确性，和不可使静压源处于结冰状态等。

为确定能符合适航标准的要求得到“以每秒一浬的减速率”失速速度，通常需以每秒0.5浬至每秒1.5浬间的减速率，完成六次失速试验；在开始进行一系列失速测试前，首先在约12,000呎高度、调整飞机构型、依重量重心选择配平速度（一般为1.2至1.4倍失速速度间）平飞，使用纵向主操纵系统拉杆缓慢减速，尤其在1.1倍失速速度后需稳定的减速，一直到失速，飞行员的操作技术会严重的影响失速特性和失速速度的准确性，特别在1.1倍失速速度后，不稳定的减速率会得到不正确的升力系数和失速速度，所以一个好的试飞员的动作要能维持连续和稳定。

适航标准要求失速时的推力不得大于零，或如果推力对失速速度的影响不显著时，油门可置于慢车位置，失速速度通常是在慢车推力状况下确定的，然而需试飞验证推力对失速速度的影响量，一般的作法是把油门调节在进场襟翼构型，能使飞机保持1.6倍失速速度平飞时，所需马力的油门位置，进行至少三次失速试验，用来测定失速的升力系数值，作出一条升力系数随推力变化的函数曲线，并把它延伸至零推力，以测定零推力失速时的最大升力系数值。一般经试验证明，慢车推力对失速升力系数的影响通常可忽略不计。

失速飞试会受到一些实际条件的限制，如攻角的限制、提前的失控、和过分激烈的抖动等，如果这些限制十分严重，可能使飞机不能真正达到失速状况，或飞机达到失速状况无法判定，则须要设计工程人员与适航检定工程师，依据数据分析或特殊条件来决定。

五、测试数据的处理

(一)依据失速飞试所得的速度、攻角、滚转角、升降舵行程等等的时间函数曲线，判断失速特性和质量：从平飞减速到飞机失速为止，能以副翼和方向舵操纵飞机的滚转和航向，没有出现反操作，也没出现异常的机头上仰，而且纵向操纵杆力必须为正，失速过程中飞机滚转不超过20度（满足FAR25要求）；和失速过程中飞机滚转不超过15度（满足FAR23要求）。

(二)绘制不同减速率的失速升力系数曲线，以确定能符合适航标准的要求得到“以每秒一浬的减速率”的失速速度。

(三)绘制不同推力的失速升力系数曲线，以确定失速速度受推力的影响量，或用以测定零推力失速时的最大升力系数值。

(四)绘制不同重量的失速升力系数曲线，以求出失速速度受重量的影响量。

(五)配合驾驶员座椅处的法线方向动态负载的时间函数曲线，标定动态负载为0.1G时的速度为初始抖动值，以确定初始抖动边界(Buffet On-Set Boundary)，并确认能符合适航标准的初始抖动速度裕度要求，初始抖动速度大于107%失速速度（满足FAR25要求；JAR为105%失速速度）；和初始抖动速度大于失速速度5浬每小时（满足FAR23要求）。由于不同的襟翼角度会严重影响飞机的失速与抖震强度，同样的需要得到不同的襟翼角度的抖动速度裕度随重量变化的关系曲线。如果初始抖动速度裕度不满足适航标准的要求，则必须安装震杆器，同样的需要得到震杆器触发时的裕度与进入失速减速率的关系，以求得符合适航标准的要求得到“以每秒一浬的减速率”的震杆器触发速度。

结语：

航空器的军用规范与适航标准是飞机设计最源头的部分，而失速速度是飞机可维持正常飞行操作的最小空速，是飞行操作所有速度的基准，良好稳定的失速特性，是飞机安全的基础，飞机设计研发单位，除了持续研讨失速的空气动力学内涵，开发精确计算失速速度与特性的方法外，仍须针对大气环境的影响，诸如风切、雷雨、冰霜对失速特性造成的改变加强研究；同时飞机的测试评估或验证管理单位，亦需针对新科技与新技术的发展，某些新颖的或独特的设计和新材料、新制程的新技术应用，建立新的军用规范或适航标准规定，或在飞机执行设计的测评飞试时，通过专家编定“特殊条件”(Special Condition) 或修正现有军用规范与适航标准来因应，如此才能在促进航空工业的同时亦保证飞航的安全与战力。



参考数据：

一、沈坤耀，「空优战机的气动设计与敏捷度」，空军学术月刊459期，1994。

二、沈坤耀，「浅论高攻角问题与飞试」，空军军官双月刊61期，1994。

三、沈坤耀，「浅论飞机阻力」，空军学术月刊467期,1995。

四、沈坤耀、史尧年「浅论飞机升力与飞行」，空军学术月刊474期,1996。

五、民用航空法规汇编，交通部民用航空局，April, 1999。

六、Sheen,Quen-Yaw,"Potential flow analysis of Unsteady Joukowski Airfoil in The Presence OfDiscrete Vortices." Ph.D Thesis, University of Colorado ,Boulder 1986.

七、Sheen, Quen-Yaw, C-Y CHOW," Unsteady Vortical Flows Around AnAirfoil"Workshop Ⅱ On Unsteady Separated Flow, FJSRL-TR-88-0004 Sept.1988.

八、Code of Federal Regulation Part 1-199, Federal Aviation Administration,U.S.A., 2000.

九、Joint Aviation Authorities (JAA) Certification/Validation Procedures,Issue 1, July 1996.

十、Type Certification Process, Federal Aviation Administration, U.S.A.,1995.

十一、Anderson, J.D.Jr., "Introduction to Flight", McGraw-hill, 1989.

十二、Honrner, S.F., and H.V. Borst," Fluid-Dynamics Lift", 1975.

十三、Huenecke, k.," Modern Combat Aircraft Design", Naval Institute Press, 1984.

十四、Whitford, R., 'Design for Air Combat", Jane's Publishing Comp. U.K.1987.

再PS：
1、正螺旋要注意与急盘降的状态区别；
2、螺旋中一定要对自己飞机的状态有准确判断、对高度要有充分的认知、同时关注飞机发动机工作情况（喷气飞机易发生进气道喘振进而停车）；
3、改出螺旋或失速后，不要急于退出俯冲状态，先增速，而后退出俯冲；
4、如果我是你，就换个玩法。

一般超轻型飞机进入失速很简单，只要带着杆慢慢的收油门就会进入浅失速，飞机慢慢的失去空速、然后低头俯冲，进行这样的操作时要注意保持机身的姿态正确飞机就不会因为单翼面失速或是尾翼失速而进入更严重的深失速  或是俗称的尾旋。
因为一般的超轻型航控器可用空速相对比较狭窄、所以要改出失速相对也比较简单 同常只要推杆补油门就可以轻易的改出浅失速的状态，而深失速相对超轻型航空器来说并不容易进入，十几年前飞快银(Quick Silver) MX II Sprint (单翼面) 或是后来飞MX II Sport (双翼面)要进入深失速我个人的感觉是蛮难的，因为当时我已经有玩遥控飞机十几年的经验、因此在熟悉飞机的特性之后总想要”作怪”!但是当企图以失速倒转方式进入深失速(尾旋)、当方向舵回正 副翼松杆之后飞机总是晃个半圈之后立即自动回正到浅俯冲的状态，硬压着杆转两圈之后感觉没意思  但是降落后被教练骂了整整两个月…………
在台湾考轻型航空器操作许可证、失速的进入以及改出的是必考的项目

喜欢简单的单翼面.

一慌，改不出来，就挂了

BY 帝国之鹰

在进入失速的时候，如果机翼有侧滑，就是说机翼不是水平的，再拉杆就会进入螺旋。

一种是常规螺旋，一种是平螺旋。
常规螺旋改出方法可以参考这样：前提，高度低于1000最好直接跳伞。机背朝上是正螺旋，机背朝下是负螺旋，对于正螺旋，要往相反旋转方向打满舵，同时反方向侧压驾驶杆+前推驾驶杆，油门加到最大！直至改出俯冲，轻拉机头恢复水平。对于反螺旋（游戏中很少见，除非你倒飞进入失速螺旋），反方向打满舵，同时反方向侧压杆+后拉驾驶杆，油门加到最大！直至改出俯冲，恢复水平。

平尾旋改出办法 ：
首先以从上向下看飞机顺时针尾旋尾例，这时飞机已经进入了一个相当稳定的模态，改出尾旋就是让飞机飞出势垒。首先做向右横滚的操作，同时踏左踏板(以上操作在逆时针尾旋时相反)，这是在大多数情况想都有效的操作。如果没有反应，就必须进行飞越势垒的操作，通过有规律的推拉操纵杆(频率要与飞机在这个模态的固有频率相同)，这样引起飞机共振，积蓄飞越势垒所需的机械能；同时减小发动机功率，螺旋桨叶片迎角调到最大，然后突然增加到满功率，造成机翼摆动，对势垒进行脉冲式的冲击；同时还可以放下翼襟到Landing，放下起落架，通过降低重心，和改变气动布局来降低势垒壁的高度。

※（小知识：对势垒的解释）
形象的说陷入尾旋的飞机就像碗中失去速度的小球，因此只能被稳定的固定在碗低，小球必须积累足够的机械能才能划出碗壁，这个小球划出碗壁所需的最小机械能就是势垒。飞机也一样，必须具有足够的可控机械能才能冲过尾旋模态的势垒，进入正常飞行模态。※

不同的飞机有着不同的尾旋特性，虽然改出操作大同小异，但力度、节奏却要自己体会。另外如果飞机没有进入稳定平尾旋的模态，而是一种自转轴与速度轴想差很远的情况，以上操作就不起作用了，这种状态的飞机只有进入平尾旋才能改出。1000m以上进入稳定或临界稳定尾旋的飞机都能改出，过了1000m还不稳定的，只能跳伞了，轻机型的900m也可改出。

出现这种情况，首先的反应应该是压杆，提高推力。。。哈哈先获得空速再说。别的操纵恐怕一般飞行员没那么敏捷的判断力。

对于有阻力伞的小飞机，放出基本可以解除尾旋。但这个伞能不能抛弃就不知道咯。。。


尾旋可以这样理解：
我们总以为飞机是向前飞的。实际上飞机是要向阻力最小的方向运动。
我们取一个平直的机翼，去除所有机身尾翼，来作为一个认知的模型，那么发现，实际上这个机翼最小阻力方向并非前后方向，而是侧面。当然，前后方向阻力也是个比较小的方向。

在前后和侧面之间，都是阻力更大的方向。也就是说飞机将在这两个方向运动，而在其他位置，都会朝这两个方向转向的趋势。
如果一旦进入这两个方向之一，要想脱离出来要费点劲（这就是稳定性了），但一旦进入另外一个方向，想回到原来那个方向，得克服较大得力才行。

对于机翼来说，向前飞行是正常得，但向侧面运动我们视为不正常。实际上机翼从阻力的问题出发，向侧面飞才是它最正常的运动轨迹。

实际的飞机当然不仅仅是一段机翼了。所以它的最小阻力方向除了前后方向外，还有个是侧面的，通常是斜的。在加上各种复杂的气动力，再加上还有推进器的作用，最后它进入的哪种“稳定”状况就是尾旋了。