실속(stalls)

항공기의 상승자세가 임계받음각을 초과하면 날개 위를 흐르는 공기의 분리가 일어나고 양력을 급격히 감소시켜 실속이 발생한다. 실속은 어느 자세나 어느 속도에서도 발생할 수 있다. 실속은 역학적인 부분에서 가장 오해가 많이 일어나는 분야인데, 왜냐하면 조종사들은 종종 실속이 발생하게 되면 더 이상의 양력이 발생할 수 없다고 생각하기 때문이다. 실속 상황에서 항공기의 날개가 전체적으로 양력의 발생을 중단하는 것이 아니다. 정확히 말하면 수평비행을 유지할 수 있는 적절한 양력의 양이 발생하지 못할 뿐이다.
받음각의 증가에 따라 양력계수가 증가하여 최대가 된 다음 다시 떨어지기 시작하는데 이 지점에서의 양력계수를 최대 양력계수라고 한다. 날개가 만들어 내는 양력의 양은 최대  양력계수 또는 임계받음각을 지나면서 급격히 떨어진다. 그러나 그 위치의 약간 위쪽이라면 완전히 양력 생산을 멈추진 않을 것이다.
대부분의 곧게 뻗은 날개의 항공기에서는 날개 뿌리부터 실속이 발생하도록 설계가 되어 있다. 날개 뿌리에서 먼저 임계받음각에 도달하면 날개 끝 쪽으로 실속이 진행되도록 한다. 날개 뿌리에서 먼저 실속이 진행됨으로써, 날개 끝 쪽에있는 에일러론은 여전히 작동할 수 있고, 항공기를 조종할 수 있다. 날개 뿌리에서 실속이 먼저 발생할 수 있도록 다양한 설계 방법이 적용된다. 예를 들어 어떤 날개는 뿌리 쪽 날개가 더 높은 받음각을 가질 수 있도록 비틀어져 있으며, 날개의 앞전 20~25% 부분에 실속 스트립(stall strip)을 설치하여 날개 뿌리 쪽에서 먼저 실속이 시작되도록 한다.
날개는 실속에 진입된 경우 어떤 조건에서도 절대로 완전히 양력을 손실하는 경우는 없다. 만약에 그렇게 된다면 항공기는 지상으로 떨어지게될 것이다. 대부분의 훈련용 항공기들은 실속상황에서 받음각이 감소하게 되고, 항공기의 앞부분이 낮아지도록 설계가 되었다.  항공기의 기수 부분이 낮아지게되는 이유는 무게중심 뒤쪽에 양력중심이 있기 때문이다. 무게중심 범위는 항공기의 실속회복 성능에서 아주 중요한 요소이다. 만약 항공기의 무게중심이 허용범위 뒤에 있다면 조종사는 실속상태에서 회복하기가 매우 어려울 것이다. 무게중심이 후방한계범위를 초과한 상태에서의 항공기를 운용하는 것은 매우 위험한 상황을 초래할 수 있다. 운용범위 후방에 위치한 무게중심으로 인해 만들어진 추가적인 힘에 대항하는 힘을 만들어 내기가 불가능하다. 받음각을 감소시키지 않는다면 항공기는 지상에 닿을 때까지 실속 상태가 지속될 것이다.
특정 항공기의 실속 속도는 모든 항공기의 상황에 고정된 것이 아니라, 항공기는 속도, 무게, 하중 그리고 밀도고도에 관계없이 같은 받음각에서 항상 실속에 들어간다. 각각의 항공기에는 날개의 윗면에서 공기흐름이 분리되고 실속이 발생하는 특정 받음각이 존재한다. 임계받음각은 대략 16~20도 정도로 항공기의 설계에 따라 달라진다. 그러나 각각의 항공기는 실속에 들어가게 되는 일정 받음각을 가지고 있다.
자주 임계받음각을 초과하게되는 경우는 낮은 속도, 높은 속도, 선회를 할 때 3가지 비행 상황에서이다.
수평 직진 선회에서 항공기가 실속에 들어가게 되는 한 가지 방법은 매우 느린 속도로 비행하는 것이다. 항공기 속도가 감소되면서 고도를 유지하기 위하여 필요한 양력을 증가시키기 위해 받음각을 증가한다. 항공기 속도가 줄어들수록 항공기의 받음각은 더욱 커지게 된다. 결국 받음각은 비행할 수 있도록 도와줄 충분한 양력을 발생시키지 못하게 되는 지점까지 오게 되고, 그 상태에 고정되기 시작한다. 만약 항공기 속도가 더 감소하면 받음각이 임계받음각을 초과하면서 날개 위의 공기흐름이 방해를 받으면서 항공기가 실속 상태에 들어가게된다.
낮은 속도는 실속을 일으키기 위한 필수 요소가 아니다. 날개는 어느 속도에서나 과도한 받음각을 이끌어낼 수 있다. 예를 들면, 100노트의 속도로 급강하를 하다가 조종사가 수평안정판에 최대한 당기는 힘을 주었을  때 중력과 원심력은 비행자세의 즉각적인 변화를 막으려고 하지만 항공기의 받음각은 낮은 받음각에서 높은 받음각으로 급격하게 변하게 된다. 항공기 비행경로에 대해 흘러오는 공기와의 관계에 의해 상대풍의 방향이 결정되기 때문에 받음각이 갑자기 증가되면 항공기는 일반적인 실속 속도보다도 큰 속도에서 실속각에 도달하게될 것이다.
항공기의 실속 속도는 직진수평비행을 할 때보다 선회할 때 더 증가한다. 항공기가 선회를 위해 경사각을 증가시키면 양력은 수직성분과 수평성분으로 나뉜다. 이때, 아무런 조치를 취하지 않으면  날개에서 생산되는 양력의 크기는 수평비행상태와 동일하고 결과적으로 양력의 수직성분은 무게보다 작아지기 때문에 항공기는 강하하려 한다. 따라서 일정한 고도를 계속 유지하려면, 즉 양력의 수직성분이 무게와 같도록 유지하려면 날개에서 발생되는 총 양력을 증가시켜야 한다. 총 양력을 증가시키는 방법은 결국 받음각을 증가시켜야 한다. 선회경사각이 증가됨에 따라 받음각은 반드시 증가되어야 한다. 만약 선회 시, 어느 때라도 받음각이 과해진다면 항공기는 실속에 들어가게된다.
항공기를 공기역학적으로 균형을 이루기 위해서 양력의 중심점이 무게중심 뒤쪽에 위치한다. 양력중심이 무게중심 뒤쪽에 있어 항공기의 앞부분이 무거운 경향을 만들어 내지만 수평안정판에서의 공기흐름이 이에 대응하는 힘(tail down force,피치 업 모멘트)을 만들어낸다. 실속 상황에서는 날개 위쪽으로 작용하는 힘인 양력이 감소하고 수평안정판에서 아래쪽으로 작용하는 힘의 효과가 감소하거나 발생하는 위쪽으로의 힘이 비균형적인 힘의 조건을 이끌어 낸다. 이것들은 항공기 앞부분을 급작스럽게 아래로 향하게 만들게 되고, 그에 따라 받음각은 감소하고, 속도는 다시 증가하게된다. 그리하여 날개 위로 부드러운 공기흐름이 다시 시작되고, 양력이 되돌아오며 항공기는 정상 비행상태를 유지할 수 있게된다. 이 과정이 완료되기 전에 상당한 고도가 감소한다.
에어포일의 모양과 모양의 변화는 실속에 큰 영향을 미친다. 예를 들면, 얼음이나 눈, 서리가 항공기의 표면에 축적되었다면 날개 위의 공기흐름이 방해를 받게 되며 임계받음각보다 낮은 받음각에서 경계층의 분리를 일으키고 양력이 크게 감소되면서, 예상되는 항공기의 성능이 달라진다. 비행 중 얼음이 항공기에 축적된다면 양력을 증가시키는 능력이 감소하는 동시에 무게가 증가된다. 날개 표면에 대략 0.8mm 정도의 얼음이 생기면 항력을 증가시키고 양력을 대략 25% 정도 감소시킨다.
조종사는 계절에 관계얷이 어느 고도에서도 착빙에 조우할 수 있다. 작은 비행기, 상업용 비행기들은 더 취약하다. 왜냐하면 이 항공기들은 착빙지역이 더 널리 퍼져있는 낮은 고도에서 비행하고 착빙을 예방하고 제거하는 장치가 부족하기 때문이다. 착빙은 결빙 온도 이하로 떨어져 있는 고도의 구름에서 발생할 수 있고, 과냉각수가 항공기에 닿으면 얼음으로 변한다.

급강하에서 벗어날 때 나타나는 힘

하중계수와 실속속도