更新时间：2024-06-13 16:07
尾旋，是飞机的攻角（迎角）超过临界迎角后，发生的一种连续的自动的旋转运动。在尾旋发生过程中，飞机沿着一条小半径的螺旋线航迹一面旋转、一面急剧下降，并同时绕滚转、俯仰、偏航三轴不断旋转。这种重心沿陡的螺旋线航迹急剧下降的自发运动，特点是迎角大，约20度-70度；螺旋半径小，甚至只有几米；旋转角速度高可达每秒几弧度，下沉速度大，甚至达每秒百米。
尾旋不是飞机的正常飞行状态，飞机尾旋的成因与失速有直接关系，简单的可以说成是一侧机翼比另一侧机翼先进入失速，具体情况因机种的不同而有所不同，大体说来可分为两类：一类是低速平直翼飞机的尾旋，另一类是高速后掠翼或三角翼飞机的尾旋。
低速平直翼飞机的尾旋，一般都是在攻角超过临界攻角后，飞机丧失横侧阻尼（如侧滑），形成机翼自转而进入的。以进入右尾旋为例，在攻角超过临界攻角的情况下，出于某种原因飞机向右滚转时，右机翼下沉，攻角增大，升力系数反而减小，产生负的附加升力；左翼上仰，攻角减小，接近临界攻角，升力系数反而增大，产生正的附加升力。左、右机翼附加升力所形成的力矩不仅不阻止飞机滚转，反而迫使飞机继续加速向右滚转，这种现象称为机翼自转。飞机进入向右的自转以后，不仅升力减小，而且升力方向因飞机滚转而不断向右倾斜。这时升力在铅垂面内的分力小于飞机重量，飞机将迅速下降高度，运动轨迹将由水平方向逐渐转向铅垂方向。升力在水平面内的分力起着向心力的作用，使飞机在下降过程中向右作小半径的圆周运动。同时由于气流方向不断改变，在安定性的作用下，使飞机向右旋转。于是飞机便进入一面旋转，一面沿螺旋轨迹下降的右尾旋。
高速后掠翼或三角翼飞机，由于攻角超过临界攻角后，起初升力系数下降是平缓的，不易形成机翼自转，飞机不易进入尾旋，除非侧滑角较大时，才可形成机翼自转而进入尾旋。但是飞机往往在失速后，会出现方向发散，一且出现侧滑，则侧滑角自动增大，继而形成机翼自转，而使飞机坠入尾旋。
一般是因为飞行员操作不当造成飞机迎角过大或遇到突风而发生的。由于尾旋的不可控性，极易造成飞机的坠毁，正常情况下应该尽量避免进入尾旋。但为了训练飞行员遇到尾旋时的处理能力及研究尾旋的改出方法，某些机动性较高飞机，如歼击机、教练机，允许有意进入尾旋并改出。机动性较差的飞机，如轰炸机、侦察机以及非机动性飞机，如旅客机、运输机，则严禁进入尾旋。由于尚不能保证飞机在任何情况下都不会意外地进入尾旋，多年来尾旋事故屡有发生。
由偏离产生的飞机扰动运动的发展，大多数情况下都以进入尾旋状态而告终。尾旋中飞机的动力学和操纵特性与基本飞行状态有着本质的区别。因而，这些状态在很大程度上决定着大迎角下的操纵安全。对每个新型飞机来说都一定要进行尾旋动力学的研究。尾旋研究的手段相当广泛。它包括在风洞中所作的飞机模型的天平测量试验和动态试验，以及大比例尺遥控模型和真实飞机的试飞。研究尾旋时，还广泛使用计算法，以及在飞行模拟器上对这些运动状态的半物理仿真。
用于改善基本飞行状态操稳品质的控制增稳系统，在大迎角下应增加防止偏离的自动控制功能。正在研制接近危险状态时的自动告警装置、边界状态自动限制器，以及自动防偏离和自动尾旋改出系统。
不管是有意的还是无意的，在尾旋进入阶段，飞行员为进入尾旋提供了必要的基础条件。为了示范尾旋，其进入的步骤和无动力失速类似。在进入期间，应该慢慢降低功率到慢车，同时要抬升机头到可以导致失速的俯仰姿态。在飞机接近失速时，向后控制升降舵达到它的最大行程的同时向预期的尾旋方向平稳地施加满方向舵。在尾旋过程中一直要保持副翼位于中立位置，除非AFM/POH另有规定。
初始阶段从飞机失速并旋转开始直到完全发展成尾旋为止。对于大多数飞机。完成这个变化过程需要两罔。没有发展成稳定状态尾旋的初始阶段经常被用来介绍尾旋训练和改出技术。在这个阶段，空气动力学受的力和惯性力还没有达到平衡。随着初始阶段尾旋的发展，指示空速应该接近或低于失速空速，转弯侧滑指示仪应该指示尾旋的方向。
在完成360°旋转之前就应该开始执行改出初始尾旋的步骤。飞行员应该向尾旋相反的方向使用满方向舵。如果飞行员不确定尾旋的方向，那么检查转弯侧滑仪；它的偏转就表示旋转方向。
发展阶段是飞机的旋转角速度、空速和垂直速度在近乎垂直的航迹上稳定下来的一种状态。这时飞机的空气动力学受力和惯性力处于平衡状态，其绕垂直轴的姿态和角度以及自己维持的运动是恒定的或不断重复的。这时尾旋处于平衡状态。
改出阶段发生在机翼迎角降低到低于临界迎角，且自动旋转速度降低的时候。然后机头变陡，旋转停止。这个阶段可能持续四分之一圈到好几圈。
为了改出尾旋，需要施加控制压力使旋转和失速停止，从而打破尾旋的平衡。为了完成尾旋改出，应该遵守制造商建议的步骤。
对于新机大迎角试飞必须研制和安装反尾旋装置，当前普遍采用的是反尾旋伞。对反尾旋伞的使用要求是：
（1）系统工作可靠，并按照使用说明定期检查维护；
（2）应进行充分的地面试验，包括安装到飞机后的地面滑行抛放伞试验；
（3）大迎角试飞前应进行空中抛放伞试飞；
（4）应该对反尾旋伞效果进行模型自由飞验证；
（5）应该在地面飞行模拟器上，验证使用反尾旋伞的功能和性能及其改尾旋效果，培训试飞员；
（6）在飞机上应给试飞员提供足够明显的反尾旋伞工作状态显示；
（7）反尾旋伞的操纵开关应该可靠、方便并不易误操纵。
（8）反尾旋伞安装位置特别重要，既要保证射伞和拖伞过程中不被尾喷口高热烧断，又要保证尾旋过程中，伞和伞绳不缠绕飞机结构。