遨翔寰宇 神采飛揚

我們已經知道，機翼能夠産生升力是因爲機翼上下存在著壓力差。但是這是有前提條件的，就是要使上翼面的的氣流不分離。當機翼的攻角較小時，在相同的時間內氣流繞過上翼面所通過的路程比流過下翼面的路程要長，所以上翼面的氣流速度比下翼面快，由於氣流的速度越快壓力就越低，因此産生了上下翼面的壓力差。

但若機翼的攻角大到了一定程度，靠近機翼翼面附近的氣流在繞過上翼面時，由於自身黏性的作用，流速會減慢甚至慢到呈現停滯狀態，而前方尚未減速的氣流仍源源絕不斷的流動過來，已減速的氣流就成了阻礙，最後氣流就無法再沿著機翼表面流動，於是從表面擡起進入外層的繞流，這稱之為邊界層剝離現象。當氣流從機翼表面擡起時，受外層氣流的帶動，向後下方流動，最後就會形成一個封閉的旋渦，叫做剝離渦流。此旋渦中的壓力是不變，其壓力等於渦流上方的氣流的壓力。而渦流上方的氣流流線的彎曲程度並不大，所以其壓力與下翼面的壓力相比小不了多少，但機翼的升力就比原來減少了許多。此情況就稱為失速(Stall)，與之相對應的機翼攻角稱為失速攻角或臨界攻角。

若以機翼的升力係數和機翼攻角之間的關係，由此可以看出當機翼的攻角達到臨界攻角前，升力係數會隨攻角增大而加大；當攻角超過臨界攻角後，升力係數就下降了。由於機翼的升力係數與升力成正比，所以當機翼攻角大到某個程度後，升力的確下降了。失速後的機翼氣動力效率極低，已不能産生足夠的有效升力。故對現在的飛機，都要求在臨界攻角以下固定範圍內飛行，不允許接近更不允許超過，以避免發生導致螺旋(Spin)現象的危險飛行狀態。

並且失速與機翼剖面的設計有相當密切的關聯，翼剖面的前緣半徑越小（即越尖），機翼越薄則失速的發生會越突然。考量前緣為圓弧狀的翼剖面，當攻角增加到某角度時，上翼面因產生逆向壓力梯度而使氣流流速減慢，並在後緣產生一個分離區。若攻角繼續加大，分離點會前移並且分離區會擴大，升力持續減少直至失速發生，此現象稱為後翼緣失速。此種失速現象一般發生於前緣半徑越大，厚度較厚的機翼，如漢翔(AIDC)AT-3高級教練機的機翼。若厚度中等的機翼，當攻角到達某角度時，分離區會直接在前緣處產生，在氣流分離點與附著點間的氣泡區因攻角提高而導致爆裂，因此造成整片上翼面氣流分離而導致機翼失速，稱之為前翼緣失速或短泡失速。若機翼前緣屬尖銳且厚度很薄如洛克希德(Lockheed)F-104戰機的機翼，因氣流無法不分離而繞過半徑相當小的前緣，就在前緣產生分離氣泡，此氣泡會隨著攻角增大，當發生所謂薄翼失速或長泡失速。因發生狀況時毫無預警，容易造成飛行員來不及反應的情形。

此外機翼形狀與失速的特性也會有不同的影響。例如AT-3的直翼會在翼根處先失速，並不會導致飛機有失速的情形發生。即使升力減少而使高度降低也不會傾斜，又因其重心在翼端前，當翼端失速使升力減少時，會使機首朝下呈俯衝的姿勢，於是飛機就會自動脫離失速狀態。此型的機翼具最佳的失速特性，但直翼因其阻力過大並不適合太過於高速的飛行。至於如麥道(McDonnell Douglas)F/A-18戰機的漸縮翼，乃是在翼端先發生失速，容易使兩側主翼的失速情況不一而產生螺旋狀態。若負責控制滾轉(Roll)的副翼(Aileron)位於翼端處，則因失效而使飛行員不易將失速狀態改出。再者如蘇霍(Sukhoi)Su-7戰機的後掠翼，也是翼端先發生失速狀態，更嚴重的是因翼端失去升力而使升力中心向前移動，造成長軸向的穩定性更差，此時機首會上揚而促使失速狀態惡化。且因在翼端失速時會使副翼失效，使滾轉動作無法控制。

為預防失速發生，可改善機翼的設計。如AT-3的直翼屬於翼根先失速的機翼，飛行員在飛機局部失速時會感到顫振，並使翼端處的副翼仍有效以修正飛行姿勢。如俄製的後掠翼戰機Su-17、米格(Mikoyan/Gurevich)MiG-19等廣泛採用的擋流板(Fence)，可防止上翼面的氣流外流現象，可降低翼根處高壓氣流流向翼端的趨勢，以降低翼端失速的可能性。如採漸縮翼的F/A-18其副翼位於接近內側處，與翼端有段距離，並於翼根的前緣加裝延伸板(Strake)。或是使用縫翼(Slat)、前翼、襟翼(Flap)來改善失速狀態，尤其是襟翼對失速效應有很大的影響，當襟翼放下時機翼的失速速度會降低，所以飛行員需知道在何種失速狀態控制襟翼的放下角度及收放時機。

速度並不是失速的最主要因素，飛機不一定會在速度慢、高攻角的狀態下才會失速，在任何情形下只要攻角超過當時飛行速度的臨界失速攻角，就會發生失速。不論是何種失速狀況，其解出的方式不外乎縮小攻角及增加飛行速度。