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流体力学において、失速とは、迎角が臨界値を超えたときに翼によって生成される揚力係数が減少することである。[ 1 ]臨界迎角は通常約15°であるが、流体、翼（形状、サイズ、仕上げを含む）、レイノルズ数によって大きく異なる場合がある。
固定翼機の失速は、気流が機体上面から剥離し、揚力が急激に低下する現象として現れることが多く、これは翼の迎角が臨界迎角を超えて増加した場合、または臨界迎角が減少した場合のいずれかが原因です。前者は減速（失速速度以下）が原因であり、後者は翼への着氷が原因です。失速は、エンジンが停止した、あるいは機体が停止したことを意味するものではありません。動力のないグライダーでも同様の現象が発生します。
失速は航空分野で最もよく議論されるため、本稿では主に航空機、特に固定翼機に関連する失速について論じる。ここで説明する失速の原理は、他の流体中の翼にも適用できる。
失速とは、空気力学および航空学において、航空機の迎角が一定の点を超えて増加すると揚力が減少し始める状態を指します。この現象が発生する角度を臨界迎角と呼びます。迎角が臨界値を超えて増加すると、揚力が減少し、航空機は降下し、迎角がさらに増加して揚力がさらに低下します。臨界迎角は、翼の翼型断面またはプロファイル、平面形状、アスペクト比、およびその他の要因に依存しますが、ほとんどの亜音速翼型では、通常、入射風（相対風）に対して8～20度の範囲にあります。臨界迎角は、揚力係数対迎角（Clα）曲線上で最大揚力係数が発生する迎角です。 [ 2 ]
失速は流れの剥離によって引き起こされ、これは上昇する圧力に逆らって流れる空気によって引き起こされます。Whitford [ 3 ]は、後縁失速、前縁失速、薄翼失速の 3 つのタイプを説明しており、それぞれに特徴的な Cl~alpha 特性があります。後縁失速の場合、翼の後縁付近で小さな迎角で剥離が始まり、翼上の残りの流れは付着したままです。迎角が増加すると、流れの剥離が前方に移動するため、翼上面の剥離領域のサイズが大きくなり、翼が揚力を発生させる能力が阻害されます。これは、揚力が最大値に近づくにつれて Cl~alpha 曲線上の揚力勾配が減少することで示されます。剥離した流れは通常、バフェッティングを引き起こします。[ 4 ]臨界迎角を超えると、剥離した流れが非常に支配的になるため、迎角をさらに増加させると揚力がピーク値から低下します。
ピストンエンジン機や初期のジェット輸送機は、失速前のバフェット警告があり、それを無視しても機首がまっすぐ下がることで自然に回復するなど、非常に優れた失速特性を持っていた。ターボプロップエンジンの導入に伴う翼の改良により、許容できない失速特性が生じた。高揚力翼の前縁部の開発、次世代ジェット輸送機における後部搭載エンジンと高位置尾翼の導入も、許容できない失速特性をもたらした。1965年には、潜在的に危険な事象である意図しない失速速度に達する確率は、10万回の飛行につき約1回と計算されており[ 5 ] 、スティックシェイカーなどの警告装置や、スティックプッシャーなどの適切な機首下げピッチを自動的に提供する装置の開発コストを正当化するのに十分な頻度であった[ 6 ] 。
翼の平均迎角が失速角を超えると、失速した翼の自動回転であるスピンが発生する可能性がある。スピンは、ロール、ヨー、ピッチが平衡飛行から逸脱することによって発生する。例えば、ロールは失速していない翼では自然に減衰されるが、翼が失速すると、減衰モーメントが推進モーメントに置き換わる。[ 7 ] [ 8 ]
グラフは、臨界迎角（20世紀初頭の航空では「バブルポイント」と呼ばれていた）に達したときに最大の揚力が発生することを示しています。この場合、この角度は17.5度ですが、翼型によって異なります。特に、空力的に厚い翼型（翼弦に対する厚さの比が約10%）の場合、臨界角は同じキャンバーの薄い翼型よりも高くなります。対称翼型は臨界角が低くなります（ただし、逆さま飛行でも効率的に機能します）。グラフは、迎角が臨界角を超えると、翼型によって発生する揚力が減少することを示しています。
この種のグラフの情報は、風洞内の翼型モデルを使用して収集されます。通常、実物大の機体ではなく航空機モデルが使用されるため、自由飛行と同じレイノルズ数領域（またはスケール速度）でデータが取得されるように特別な注意が必要です。高迎角での上翼表面からの流れの剥離は、低レイノルズ数では実際の航空機の高レイノルズ数の場合とはかなり異なります。特に高レイノルズ数では、流れの剥離を引き起こし、最終的に空力失速につながる粘性力に対して慣性力が支配的であるため、流れは翼型に長く付着したままになります。このため、低速で実機の小型モデルを使用して実施された風洞実験の結果は、空力失速迎角を過大評価する傾向があります。[ 9 ]高圧風洞は、この問題の解決策の1つです。
一般的に、臨界角を超える迎角での航空機の安定した運用は不可能である。なぜなら、臨界角を超えると、翼からの揚力の喪失により機首が下がり、迎角が再び減少するからである。この機首の低下は、操縦入力とは無関係に、パイロットが実際に航空機を失速させたことを示している。[ 10 ] [ 11 ]
このグラフは失速角を示していますが、実際にはほとんどのパイロット操作マニュアル（POH）や一般的な飛行マニュアルでは、失速は対気速度で説明されています。これは、すべての航空機に対気速度計が装備されている一方で、迎角計を装備している航空機は少ないためです。航空機の失速速度は、重量とフラップ位置の範囲について製造元によって公表されており（飛行試験による認証に必要）、失速迎角は公表されていません。
速度が低下すると、揚力を一定に保つために迎角を大きくする必要があり、臨界迎角に達するまでその状態が続きます。この迎角に達する対気速度が、その特定の構成における航空機の（1G、無加速）失速速度です。フラップ／スラットを展開すると失速速度が低下し、航空機はより低い速度で離着陸できるようになります。
固定翼機は、ピッチ姿勢やバンク角、対気速度に関わらず失速させることができますが、意図的に失速させる場合は、安全な高度で速度を無加速失速速度まで落とすのが一般的です。無加速（1g）失速速度は固定翼機によって異なり、対気速度計のカラーコードで示されます。この速度で飛行すると、高度の低下や対気速度の増加（上記の失速角に相当）を防ぐために迎角を大きくする必要があります。操縦士は操縦系統の反応が鈍くなっていることに気づき、翼から剥離した乱流が機体の尾部に当たることで発生するバフェッティングにも気づくかもしれません。
ほとんどの軽飛行機では、失速に達すると、飛行機は降下し始めます（翼が飛行機の重量を支えるのに十分な揚力を生み出さなくなるため）。そして機首が下がります。失速からの回復には、機首を下げて迎角を小さくし、速度を上げて、翼上の気流がスムーズになるまで続けることが含まれます。回復が完了すれば、通常の飛行を再開できます。[ 12 ]この操縦は通常非常に安全で、正しく行えば高度の低下はわずかです（20～30 m/66～98フィート）。パイロットが飛行機の失速を認識し、回避し、回復できるように、この操縦が教えられ、練習されます。[ 13 ]米国では、パイロットは失速中および失速後に飛行機を制御する能力を実証して認証を受ける必要があり、[ 14 ]これは、パイロットが不慣れなタイプの飛行機の操縦を覚える際のルーチン操縦です。失速の唯一の危険な点は、回復のための高度が不足することである。
航空機がヨー軸を中心に回転する非対称失速の特殊な形態はスピンと呼ばれます。スピンは、航空機が失速し、非対称ヨーモーメントが加わった場合に発生する可能性があります。[ 15 ]このヨーモーメントは、空力（横滑り角、方向舵、補助翼からの逆ヨー）、推力関連（p係数、多発エンジン非中心線推力航空機の1つのエンジンが作動しない）、または激しい乱気流などの可能性の低い原因による場合があります。最終的な効果は、片方の翼がもう一方の翼より先に失速し、航空機が回転しながら急速に降下することであり、一部の航空機は、適切な操縦入力（ヨーを停止する必要がある）と荷重がないと、この状態から回復できません。[ 16 ]困難（または不可能）な失速スピンからの回復の問題に対する新しい解決策は、弾道パラシュート回収システムによって提供されます。
最も一般的な失速スピンのシナリオは、離陸時（出発失速）と着陸時（ベースからファイナルターン）に、これらの操縦中の対気速度が不十分なために発生します。また、低速で低出力設定から高出力設定に移行することによって生じるトリム外れの状況にパイロットが適切に対応しない場合、ゴーアラウンド操縦中にも失速が発生します。[ 17 ]翼面に氷や霜が付着して表面が粗くなり、氷の蓄積によって機体が重くなると、失速速度が増加します。
失速は低速時だけでなく、翼が臨界迎角を超えたあらゆる速度で発生します。 1g で操縦桿を後ろに引いて迎角を増やそうとすると、通常は航空機は上昇します。 しかし、航空機は急旋回時や急降下からの引き上げ時など、より高い G 力を受けることがよくあります。 これらの場合、翼はすでに、目的の方向に加速するために必要な力 (揚力から得られる) を生み出すために、より高い迎角で動作しています。 操縦桿を後ろに引いて G 負荷をさらに増やすと、航空機が高速で飛行している場合でも、失速角を超える可能性があります。[ 18 ]これらの「高速失速」は 1g 失速と同じバフェッティング特性を生じ、ヨーイングも発生している場合はスピンを開始することもあります。
航空機の種類によって失速特性は異なりますが、それぞれの耐空性当局の要件を満たすのに十分な程度であればよいのです。たとえば、ショート・ベルファスト大型貨物機は、英国空軍が許容できる程度のわずかな機首下げがありました。民間の運航会社に売却された際には、民間の要件を満たすためにスティック・プッシャーを取り付ける必要がありました。[ 19 ]一部の航空機は、要求されるレベルをはるかに超える非常に優れた挙動を自然に備えている場合があります。たとえば、第一世代のジェット輸送機は、失速時に完璧な機首下げを示すと評されています。[ 20 ]片翼の揚力喪失は、失速回復時を含めてロールが約20度を超えない限り、または旋回飛行中はロールが90度バンクを超えない限り許容されます。[ 21 ]失速前警報に続いて機首下げと限定的な翼下げが自然に発生しない場合、または耐空性当局によって許容できないほどぎりぎりであると判断された場合は、機体改造またはスティック・シェイカーやプッシャーなどの装置を使用して失速挙動を十分に改善する必要があります。これらは「警告および安全装置」の項に記載されています。
失速は迎角のみに依存し、対気速度には依存しません。[ 22 ]ただし、航空機の速度が遅いほど、航空機の重量に等しい揚力を発生させるために必要な迎角は大きくなります。[ 23 ]速度がさらに低下すると、ある時点でこの角度は臨界（失速）迎角に等しくなります。この速度は「失速速度」と呼ばれます。失速速度で飛行している航空機は上昇できず、失速速度を下回って飛行している航空機は降下を止めることができません。対気速度を上げずに迎角を大きくすることでこれを試みると、失速します。
実際の失速速度は、航空機の重量、高度、形状、垂直および横方向の加速度によって変化する。プロペラ後流は、翼上の流れにエネルギーを与えることで失速速度を低下させる。[ 24 ]： 61
速度の定義は様々で、以下のようなものがあります。
飛行試験用の対気速度計には、次のような表示が付けられている場合があります。白い弧の最低速度は、フラップを下げた状態での最大重量時の V S0を示し、緑の弧の最低速度は、最大重量時の V S1を示します。航空機の V S速度は設計によって計算されますが、V S0および V S1速度は飛行試験によって実証する必要があります。[ 26 ]
上記のV S値で示される通常の失速速度は、常に水平直線飛行時の荷重係数が 1g に等しい場合を指します。しかし、航空機が旋回している場合や急降下から上昇している場合は、垂直または横方向の加速度を得るために追加の揚力が必要となるため、失速速度は高くなります。加速失速とは、このような条件下で発生する失速のことです。[ 27 ]
バンク旋回では、必要な揚力は航空機の重量に旋回に必要な向心力を提供するための追加の揚力を加えたものに等しい。 [ 28 ] [ 29 ]
どこ：
追加の揚力を得るには、揚力係数、したがって迎角は、同じ速度での直線水平飛行の場合よりも高くなければなりません。したがって、失速は常に同じ臨界迎角で発生するため、[ 30 ]荷重係数を増加させる（たとえば旋回をタイトにする）と、臨界角はより高い対気速度で到達します。[ 28 ] [ 31 ] [ 32 ] [ 33 ]
どこ：
以下の表は、バンク角と荷重係数の平方根の関係の例を示しています。これは、三角関数の関係（正割）から導き出されます。そして。
例えば、バンク角が45°の旋回では、V stはV sよりも19%高くなります。
連邦航空局（FAA）の用語によれば、上記の例はいわゆる旋回失速を示しており、加速という用語は加速旋回失速、つまり一定の割合で対気速度が低下する旋回失速のみを示すために使用されます。 [ 34 ]
強力なプロペラ機はエンジンのトルクに反応してロールする傾向があるため、加速失速のリスクが生じます。三菱MU-2のような航空機が失速速度に近い速度で飛行している場合、突然フルパワーをかけるとロールが発生し、パイロットが意図的に旋回を開始していなくても、旋回飛行中に加速失速を引き起こすのと同じ空力条件が生じる可能性があります。このような航空機のパイロットは、低高度および低速で急激かつ大幅なパワー増加を避けるように訓練されています。これらの条件下では加速失速からの回復が困難になる可能性があるためです。[ 35 ]
峡谷脱出旋回中、荷重係数と失速速度の両方が増加します。パイロットが対気速度を適切に監視しないと、加速失速が発生する可能性があります。[ 36 ]ブリティッシュコロンビア州ハリソン湖付近でのセスナ152の墜落は、箱型峡谷からの脱出中に失速したことが原因でした。[ 37 ]
低高度旋回飛行中の失速が原因となった航空事故の顕著な例としては、1994年にフェアチャイルド空軍基地で発生したB-52爆撃機の墜落事故が挙げられる。
動的失速は、翼型が迎角を急激に変化させたときに発生する非線形非定常空力効果です。急激な変化により、翼型の前縁から強い渦が剥離し、翼の上方後方に移動することがあります。[ 38 ] [ 39 ]高速気流を含む渦は、一時的に翼によって発生する揚力を増加させます。しかし、渦が後縁の後ろを通過するとすぐに揚力は劇的に減少し、翼は通常の失速状態になります。[ 40 ]
動的失速は、ヘリコプターや羽ばたき翼に最も関連のある現象ですが、風力タービン[ 41 ]や突風気流でも発生します。前進飛行中、ヘリコプターのブレードの一部では、流れが（ブレードの動きの方向と比較して）反転し、迎角が急速に変化する場合があります。マルハナバチなどの昆虫の振動（羽ばたき）翼は、振動が飛行速度に比べて速く、翼の角度が気流の方向に比べて急速に変化する場合、揚力発生をほぼ完全に動的失速に依存している可能性があります。[ 40 ]
失速遅延は、高迎角と三次元流れを受ける翼型で発生する可能性があります。翼型の迎角が急速に増加すると、流れは定常状態条件で達成できるよりもはるかに高い迎角まで翼型に実質的に付着したままになります。その結果、失速が一時的に遅延し、定常状態の最大値よりもかなり高い揚力係数が達成されます。この効果は、最初にプロペラで確認されました。[ 42 ]
ディープストール（またはスーパーストール）は、特定の航空機設計、特にT字尾翼構成と後部エンジンを備えたジェット機に影響を与える危険なタイプの失速です。 [ 43 ]これらの設計では、失速した主翼の乱流後流、ナセルパイロン後流、胴体からの後流[ 44 ]が水平尾翼を「覆い」、昇降舵を無効にして航空機が失速から回復するのを妨げます。後部ナセルを備えた航空機は推力の喪失も示す可能性があります。[ 45 ] T字尾翼のプロペラ機は、プロペラ後流が翼根上の気流を増加させるため、一般的にディープストールに耐性がありますが、[ 46 ] A400Mの場合のように、飛行試験中に予防的な垂直尾翼ブースターが取り付けられることがあります。[ 47 ]
ブライアン・トラブショー[ 48 ]は、ディープストールを、このような迎角まで貫通するものとして広く定義している。ピッチ制御の有効性は翼とナセルの後流によって低下する。また、ディープストールを回復不可能なロックイン状態に関連付ける定義も示している。これは単一の値である。特定の航空機構成において、ピッチングモーメントがない、つまりトリムポイントが存在する場合。
上記で定義したディープストール範囲とロックイントリムポイントの典型的な値は、ダグラスDC-9シリーズ 10についてSchaufeleによって示されている。[ 49 ]これらの値は、初期設計の風洞試験によるものである。最終設計ではロックイントリムポイントがなかったため、認証規則を満たすために必要なように、ディープストール領域からの回復が可能であった。「gブレーク」（垂直荷重係数[ 47 ]の急激な減少）から始まる通常のストールは、深い失速は約30°で始まり、回復不能なトリムポイントは47°で固定された。
非常に高い深い失速では、ロックイン状態は通常の失速をはるかに超えて発生しますが、航空機は通常の失速を超えると不安定になるため、非常に急速に到達する可能性があり、それを阻止するためには即時の対処が必要です。揚力の喪失は高い沈下率を引き起こし、それが通常の失速時の低い前進速度と相まって、高い航空機の回転はほとんど、または全くない。[ 50 ] BAC 1-11 G-ASHG は、ロックイン ディープストール状態を防ぐように機種が変更される前の失速飛行試験中に、毎分 10,000 フィート (50 m/s)を超える速度で降下し、最初の衝突後70 フィート (20 m)しか前進せずに水平姿勢で地面に激突した。[ 50 ]翼の後流が尾部を覆う様子を示す図は、ディープストールには高い機体角度が必要であることを示唆している場合、誤解を招く可能性がある。Taylor と Ray [ 51 ]は、ディープストール時の航空機の姿勢が、通常の失速時よりもさらに水平で、非常に大きな負の飛行経路角であることを示している。
ディープストールに似た現象は、この用語が作られる前から一部の航空機設計で発生することが知られていた。グロスター・ジャベリンの試作機（シリアル番号WD808 ）は、1953年6月11日に「ロックイン」ストールにより墜落した。 [ 52 ]しかし、ウォータートン[ 53 ]は、トリム尾翼が回復には不適切であることが判明したと述べている。低速操縦性試験は、新しい翼を評価するために実施されていた。[ 53 ]ハンドレー・ページ・ビクターXL159 は、 1962年3月23日に「安定ストール」により墜落した。[ 54 ]試験は、ストール進入、着陸構成、重心後方で、固定ドループ前縁をクリアしていた。ブレーキパラシュートは、後部乗員の脱出を妨げる可能性があるため展開されていなかった。[ 55 ]
「ディープストール」という名称が広く使われるようになったのは、 1963年10月22日に試作機BAC 1-11 G-ASHGが墜落し、乗員全員が死亡した事故の後である。[ 56 ]この事故を受けて、機体にはスティックシェイカー（下記参照）の設置など変更が加えられ、パイロットに迫りくる失速を明確に警告するようになった。スティックシェイカーは現在、民間旅客機の標準装備となっている。しかしながら、この問題は依然として事故を引き起こしており、1966年6月3日にはホーカー・シドレー・トライデント（G-ARPY）がディープストールで墜落した。[ 57 ] 1972年6月18日には、乗員が状況に気づかず、失速回復システムを無効にしていたため、「ステインズの惨事」として知られる別のトライデント（ブリティッシュ・ヨーロピアン航空548便G-ARPI ）の墜落も、ディープストールが原因と疑われている。[ 58 ] 1980 年 4 月3 日、カナディア チャレンジャービジネス ジェットの試作機が、高度 17,000フィートからディープ ストールに陥り、両方のエンジンが停止した後、墜落した。スピン防止パラシュートを展開した後、ディープ ストールから回復したが、パラシュートを投棄することもエンジンを再点火することもできず、墜落した。テスト パイロットの 1 人が機体から脱出できずに死亡した。[ 59 ] 1993 年 7 月26 日、カナディア CRJ-100 がディープ ストールにより飛行試験中に失われた。[ 60 ]ボーイング 727 が飛行試験中にディープ ストールに陥ったが、パイロットが機体を徐々にバンク角を大きくして揺らし、最終的に機首が落下して通常の操縦応答が回復したと報告されている。 [ 61 ] 2005 年のウエスト カリビアン航空 708 便の墜落もディープ ストールが原因とされた。エアアジア8501便は、回復不能な失速のもう一つの顕著な例である。2024年のサウリヤ航空ボンバルディアCRJ200型機の墜落事故は、離陸時の低速と過剰な回転速度によって引き起こされた深刻な失速が原因とされている。
カナード翼を備えた航空機も、深い失速に陥る危険性がある。ベロシティ社の航空機2機が、ロックインした深い失速により墜落した。[ 62 ]試験の結果、外側翼に前縁カフを追加することで、航空機が深い失速に陥るのを防ぐことができることが明らかになった。別のカナード翼を備えた航空機であるパイパー・アドバンスト・テクノロジーズ社のPAT-1、N15PTも、深い失速が原因とされる事故で墜落した。[ 63 ] NASAラングレー研究センターでの設計の風洞試験では、深い失速に対して脆弱であることが示された。[ 64 ]
翼の後退角とテーパーは、翼根よりも先に翼端で失速を引き起こします。機体に沿った後退翼の位置は、航空機の重心（cg）よりかなり前方にある翼根からの揚力が、cgよりかなり後方にある翼端によってバランスが取れるようにする必要があります[ 65 ]。翼端が先に失速すると、航空機のバランスが崩れ、危険な機首上げが発生します。後退翼には、早期の翼端失速によって引き起こされる機首上げを防ぐ機能が組み込まれていなければなりません。
後退翼は、外側の翼パネルの揚力係数が内側の翼よりも高いため、外側の翼パネルが先に最大揚力に達し、先に失速します。これは、後退翼/テーパー翼に関連するダウンウォッシュパターンによって引き起こされます。[ 66 ]翼端失速を遅らせるために、外側の翼にウォッシュアウトを施して迎角を小さくします。また、翼根を適切な前縁と翼型断面で変更して、翼端よりも先に失速するようにすることもできます。ただし、失速迎角を超えると、内側で初期剥離が発生しても、翼端が内側の翼よりも先に完全に失速する可能性があります。これにより、失速後にピッチアップが発生し、スーパー失速特性を持つ航空機ではスーパー失速に陥ります。[ 67 ]後退翼では、境界層のスパン方向の流れも存在し、翼端失速を引き起こします。前縁の後ろにあるフェンス、ノッチ、鋸歯、または一連の渦発生器などの前縁装置で渦を発生させることで、外側に流れる境界層の空気の量を減らすことができます。[ 68 ]
固定翼機には、失速を防止または遅らせたり、失速の程度を軽減（場合によってはより深刻化）したり、回復を容易にするための装置を装備することができる。
失速警報システムは、専用の迎角センサーを含む、幅広いセンサーやシステムからの入力を必要とすることが多い。
失速プローブと迎角（AOA）プローブの閉塞、損傷、または動作不良は、失速警報の信頼性の低下につながり、スティックプッシャー、過速度警報、オートパイロット、およびヨーダンパーの誤動作を引き起こす可能性があります。[ 71 ]
ピッチ制御に後部尾翼ではなく前部カナードを使用する場合、カナードは主翼よりもわずかに大きな迎角で気流に当たるように設計されている。そのため、航空機のピッチが異常に増加すると、通常はカナードが先に失速し、機首が下がるため、主翼が臨界迎角に達するのを防ぐ。したがって、主翼の失速のリスクは大幅に軽減される。しかし、主翼が失速すると、カナードの失速がより深くなり、迎角が急速に増加するため、回復が困難になる。[ 72 ]
後尾翼を使用する場合、翼は尾翼よりも先に失速するように設計されています。この場合、翼はより高い揚力係数（失速に近い状態）で飛行することができ、より大きな揚力を得ることができます。
ほとんどの軍用戦闘機には、操縦士の計器類の中に迎角指示器が備えられており、これにより操縦士は機体が失速点にどれだけ近いかを正確に把握できます。現代の旅客機の計器類も迎角を測定することがありますが、この情報は操縦士のディスプレイに直接表示されるのではなく、失速警報器を作動させたり、（フライ・バイ・ワイヤ・システムの場合）飛行コンピューターに性能情報を提供したりします。
翼が失速すると、エルロンの有効性が低下し、飛行機の操縦が困難になり、スピンのリスクが高まります。失速後、失速角（揚力係数が最大となる角度）を超えた安定した飛行には、揚力を補うためのエンジンの推力と、エルロンの有効性の低下を補うための代替制御が必要です。90～120°での短時間の失速（例：プガチョフのコブラ）は、航空ショーで行われることがあります。[ 73 ]これまでに実証された持続飛行における最大の迎角は、ドライデン飛行研究センターのX-31での70°です。[ 74 ] 持続失速飛行は、一種の超機動性です。
飛行訓練、飛行機のテスト、曲技飛行を除けば、失速は通常望ましくない現象です。しかし、スポイラー（リフトダンパーとも呼ばれる）は、航空機の翼の一部に慎重に制御された流れの剥離を作り出すために意図的に展開される装置で、発生する揚力を減らし、抗力を増やし、速度を上げずに航空機がより速く降下できるようにします。[ 75 ]スポイラーは、ロール制御を強化するために非対称（片翼のみ）に展開されることもあります。スポイラーは、離陸中止時や着陸時に主輪が接地した後にも使用でき、車輪にかかる航空機の重量を増やして制動効果を高めることができます。
動力飛行機は推力を増減させることで降下を制御できるのに対し、グライダーは降下率を上げるために抗力を増やす必要がある。高性能グライダーでは、着陸進入を制御するためにスポイラーの展開が広く用いられている。
スポイラーは、それが取り付けられている翼の揚力を減少させるため、「揚力低減装置」と考えることもできます。例えば、意図しない左へのロールは、右翼のスポイラーを上げる（あるいは大型旅客機の翼にあるスポイラーのうち数個を上げる）ことで元に戻すことができます。この方法の利点は、下がっている翼の揚力を増やす必要がないことです（揚力を増やすと、その翼が失速に近づく可能性があります）。
ドイツの飛行家オットー・リリエンタールは1896年に飛行中に失速して死亡した。ウィルバー・ライトは1901年に2機目のグライダーを操縦中に初めて失速に遭遇した。リリエンタールの事故とウィルバーの経験が、ライト兄弟に飛行機を「カナード」構成で設計する動機を与えた。これにより、失速からの回復が容易かつ穏やかになったと言われている。この設計は兄弟の命を何度も救ったと言われている。[ 76 ]しかし、慎重な設計をしないと、カナード構成は実際には失速からの回復を不可能にする可能性がある。[ 77 ]
航空機技師のフアン・デ・ラ・シエルバは、回転翼航空機を開発するために「オートジャイロ」プロジェクトに取り組んでいた。彼は、オートジャイロが失速しない、つまり飛行機よりも安全であることを期待していた。そして、オートジャイロの開発において、回転翼に関する数々の技術的問題を解決したことが、ヘリコプターの開発につながったのである。
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