簡介
現代民航飛機採用了發動機後安裝的T形平尾新型布局，該型布局的飛機在試飛中，曾多次出現深失速，並造成嚴重飛行事故。
所謂深失速，就是飛機失速後，迎角自動增大，到遠超過臨界迎角的某一迎角被緊鎖，前進速度急劇減少，下沉速度急劇增大的一種失速狀態。被緊鎖的迎角，稱為深失速迎角，該角遠遠大於臨界迎角。
在深失速狀態下，即使駕駛員推桿到底，升降舵下偏最大，也很難使飛機迎角減小而退出深失速狀態。因此，它是一種失控和危險的飛行狀態。
為了避免飛機發生深失速事故，該類飛機採取了一系列預防措施，使深失速事故機率大幅度降低。但要真正理解、自覺落實這些預防措施，甚至設法消除深失速，還須深刻理解其機理。
相關研究
帶有升力面的飛機，隨著飛行迎角的不斷提高，當飛機達到最大可用升力係數所對應的飛行狀態，必然進入失速狀態。若不進行糾正再提高攻角，則會進入過失速，甚至鎖定在深失速狀態。
飛機正常飛行時，如果增加攻角，升力會提高，同時也會產生一個低頭力矩，也稱為恢復力矩。此時新的平衡的實現需要施加縱向操縱。但是當攻角提高到一定的程度後，氣流面內逆壓梯度會逐漸增強，機翼上也相應會出現局部氣流分離。這種初始的分離是不穩定的，升力隨著不穩定的分離產生抖動，升力曲線開始變彎，斜率變小，線性也會變差。在這個階段的飛行過程中，飛機就有可能進入到不穩定的飛行狀態中，左右機翼開始出現升力的不平衡。如果再增加攻角，當飛機達到最大升力點，這時分離區已擴大到很大的範圍，升力將不再隨攻角而增加，力矩曲線也會或前或後出現反向，飛機已經進入不穩定飛行狀態。如果此時駕駛員不加操作，飛機攻角會自動增加而鎖定在深失速狀態。此時飛行高度急劇下降，最終可能導致墜機事故。
飛機失速攻角的提高、最大升力係數的增加、深失速的防止和推遲以及深失速的改出是不少空氣動力工作者和飛機設計者們的研究目標。由於飛機布局、結構的差異和時代前進對飛機提出的更新更高要求，失速和深失速的問題也一直是氣動工作者和飛機設計師研究的課題。新機研製中，需要了解該機的失速、深失速及其氣動力特性。能改善飛機失速後的氣動力特性、提供深失速的預防措施及其進入深失速後的改出控制律，是飛機研製成敗的關鍵因素之一。
關於深失速特性的研究開始於T型尾翼布局的運輸機。T型尾翼布局的飛機是一種比較常見的大型民用飛機。這種飛機由於平尾離機翼比較遠，在正常飛行狀況下，氣流作用於平尾的下洗和動壓損失也較小，飛行比較平穩，並且可以獲得很好的平尾和升降舵效率。但是，深失速的流動狀況是T型尾翼飛機在大迎角下比較容易出現的問題。當機翼失速後，飛機到達一定的迎角範圍(深失速迎角範圍)內，平尾將會因為機翼的尾流而導致升降舵的效率降低，這就使深失速狀態的改出變得非常困難。為了保證飛行安全，深失速的特性及其改出是T型尾翼飛機在設計過程中必須要考慮的問題。Lina等通過對T型尾翼飛機的深失速特性進行研究，結果發現，俯仰阻尼對深失速及改出特性的影響非常大，增大飛機阻尼將使深失速的改出更加困難。
後來，隨著現代殲擊機高機動性、高敏捷性的要求，也出現了深失速的問題。現代殲擊機由於某些戰術的需求，如規避來襲的飛彈，需要一些機動動作如躍升，躍降和側移等，這就要求殲擊機具有較高的機動能力。為了提高其機動性能，對於某些殲擊機，在亞音速時採用了放寬靜穩定性（RSS）的設計，將其設計為縱向靜不穩定的，飛機的穩定性主要依靠殲擊機的飛行控制系統來滿足。放寬靜穩定性設計的殲擊機只在大迎角範圍內有一個穩定平衡點，在小迎角下有一個不穩定的平衡點。這類殲擊機在大迎角下飛行時很容易進入深失速鎖定狀態。
殲擊機深失速原因
造成殲擊機在大迎角時進入深失速區的原因主要有兩種:第一種原因是殲擊機大迎角機動過程中的運動禍合和慣性耦合，由於運動禍合，當帶有有利側滑的滾轉時，會產生很大的迎角增量。由於慣性禍合，殲擊機在大迎角下繞穩定軸滾轉，也會產生很大的上仰力矩。由於這種原因造成的深失速可以通過設計控制系統予以消除;第二種可能進入深失速的原因是殲擊機進入到急劇的上仰。自動抬頭，減速爬升。在爬升結束後由於速度降到很低，也會造成深失速。由第二種原因造成的深失速是無法通過控制系統防止的。飛機一旦進入深失速狀態，動壓的損失會使迎角限制器的功能喪失，並且用常規的推桿方法是不能改出的。
深失速改出特性研究
由於深失速狀態是危險、失控的，可能導致機毀人亡，造成非常嚴重的後果。因此，為了預防進入深失速，許多飛機上都有防止措施。一些飛機安裝有皮托管和攻角感測器的裝置，當飛機攻角達到或接近抖振攻角時，就會通過燈光和聲響來警告駕駛員。還有不少飛機裝有“抖桿器”，當飛機進入抖振狀態時，駕駛桿會自動抖動，提醒駕駛員調整飛行姿態以避免進入深失速，駕駛員感知到機翼自然抖動後，需要儘快採取措施，推桿低頭。如果駕駛員收到警告後仍然沒有採取措施防止進入深失速，飛機上還裝備有“自動推桿器”。即使在抖振後駕駛員沒有處理，飛機也會自動推桿、低頭、加速，防止進入深失速。還有些飛機裝有迎角限制器，將其迎角限制某一固定值內，防止飛機迎角過大而進入深失速。
儘管加入了這些措施防止深失速，但是，由於現代殲擊機高性能的要求需要大迎角飛行，甚至是過失速機動。殲擊機在大迎角失速狀態下，如果駕駛員操作失誤或突然遭遇強烈的垂直陣風等其他因素使殲擊機迎角持續增大，也可能造成殲擊機進入深失速。如果已經進入了深失速狀態，上述措施就失去了作用。因此，在殲擊機氣動設計時就必須考慮深失速改出問題。這對殲擊機操作性、安全性、機動性，以及取得空戰優勢有著非常重大的意義。
深失速改出控制研究也開始於T型尾翼飛機，鄭賢芬等建立了考慮駕駛員模型在內的某T型尾翼飛機數學模型，通過分析發現，升降舵操縱規律、駕駛員數學模型參數和氣動力矩對深失速改出特性也有重要影響。發動機的位置對深失速也具有一定的影響，對於發動機後裝的T型尾翼飛機，胡傳嘩通過建立其大迎角失速後的平尾力矩係數表達式，分析了氣流對飛機平尾的影響，並揭示了這種類型飛機的深失速機理，研究了深失速預防和消除方法。陳永亮等提出了一種改出深失速的滑模反控制方法，在深失速區域內設計一個不穩定的滑模控制器，使飛機的運動遠離深失速平衡點，跳出深失速走廊，最後推桿使飛機回到正常的迎角範圍，從而改出深失速。劉志濤等對民用飛機的大攻角深失速狀態下複雜的空間流場特性進行了研究，結果發現，通過增加短艙上移和阻力板能夠對平尾處的氣體流動帶來很大影響，從而使飛機的深失速改出特性發生很大變化。
現代高性能的殲擊機在大迎角飛行時也會存在深失速的問題，這使得深失速的研究對提高殲擊機的機動性獲得空戰優勢有著重要的意義。Gousman等研究了某放寬靜穩定性飛機的深失速特性，通過分支分析方法計算了飛機縱向平衡分支面發現，該飛機只有一個大迎角穩定的深失速平衡點。最後，計算了大迎角下的深失速平衡點吸引區，設計了深失速改出的俯仰振盪控制律。辛建華等對飛機的深失速進行了深入研究，使用相軌跡的方法分析了深失速的吸引域，用分支分析方法討論了靜態和動態方法改出深失速的條件，並對深失速的改出的影響因素進行了研究。餘勇軍等對F-16戰鬥機的深失速運動特性進行了深入的討論與研究，由平尾連續變化得到平衡點的平衡面，分析了飛機的兩個平衡點分別是小迎角時的不穩定平衡點和大迎角下的穩定平衡點，確定了飛機具有深失速的特性。接著運用反向積分方法計算了飛機深失速平衡點的吸引域，設計了深失速改出的俯仰震盪控制律，分析研究了飛機在滾轉過程中，由於慣性禍合引起的深失速運動現象。周欲曉等對帶控制系統的放寬靜穩定性飛機的深失速運動進行了研究，運用分支突變理論方法，得出了飛機的平衡分支圖，分析了飛機的平衡面及飛機進入深失速的可能性，用俯仰震盪法改出了深失速的狀態。分析討論了系統可變參數發生變化對飛機深失速特性的影響[}ts}。飛機在大迎角下具有穩定的配平點，且配平迎角受升降舵偏轉的影響不大，表明飛機具有大迎角下的深失速特性。在此基礎上運用動態改出法改出了深失速，仿真結果表明，放寬靜穩定性的F-16戰鬥機具有潛在的深失速特性，若飛機進入深失速可通過俯仰震盪的動態方法改出。
由以上分析可知，深失速改出主要通過俯仰震盪法增大飛機的縱向擾動實現的。隨著現代計算機技術的持續發展和現代控制方法的研究深入，又催生出一些新的改出控制方法。有人採用粒子群最佳化算法和模糊控制算法進行深失速改出控制律的設計，也取得了良好的改出效果。
