軸流風機在攻角超過某個臨界值後，舉力系數（見舉力）隨攻角增大而減小的現象。當失速時，飛機會產生失控的俯衝顛簸運動，發動機發生振動，駕駛員感到操縱異常。 在攻角不太大時，機翼的舉力系數CL隨攻角a的增大而直線增大，這時，機翼上邊界層基本沒有分離。但當攻角大到一定程度後，機翼的上翼面出現較大的分離區（圖1），CL隨a增大的幅度減小，當a達到某個臨界值時，舉 力系數達最大值CLmaxo這時攻角再增大，上翼面氣流出現嚴重分離，舉力系數不但不增加，反而下降（圖2）。機翼在CLmax附近的效能稱為失速效能。機翼的失速效能與翼型、機翼平面形狀等因素有關。研究表明，翼型有三種失速形式：後緣分離、前緣長氣泡分離和前緣短氣泡分離。一般說來，對於較厚的翼型（例如厚度在12%以上），氣流從後緣開始分離(圖1a)。隨著攻角增大，分離區逐漸向前擴充套件，在cLmax附近，CL隨a的變化較平緩（圖2中的曲線a）。對於前緣半徑很小的薄翼型，當攻角不很大時，在翼型前緣形成分離氣抱(圖1b)。視翼型和雷諾數不同，前緣氣泡有長泡和短泡之分，長抱只發生在很薄的翼型上，在雷諾數很大時，發生短泡分離的可能性很小。長泡開始時約佔弦長的2～3%，隨著a增大而逐漸拉長，失速時，CL隨a的變化較平緩（圖2中的曲線b）。短泡的長度只有弦長的0.5～1%，開始時隨a增大而變小，對舉力影響不大。當a超過臨界攻角時，短泡突然破裂，翼型的舉力系數CL突然下降（圖2中的曲線c）。機翼的失速效能除與翼型有關外，與機翼平面形狀的關係也很大。矩形機翼在翼身聯結的根部最先失速，梢根比（機翼翼梢弦長與翼根弦長之比）大的梯形機翼在翼梢先失速，後掠機翼也在翼梢先失速。這些不同的失速效能與飛機的設計有密切關係。
軸流風機在攻角超過某個臨界值後，舉力系數（見舉力）隨攻角增大而減小的現象。當失速時，飛機會產生失控的俯衝顛簸運動，發動機發生振動，駕駛員感到操縱異常。 在攻角不太大時，機翼的舉力系數CL隨攻角a的增大而直線增大，這時，機翼上邊界層基本沒有分離。但當攻角大到一定程度後，機翼的上翼面出現較大的分離區（圖1），CL隨a增大的幅度減小，當a達到某個臨界值時，舉 力系數達最大值CLmaxo這時攻角再增大，上翼面氣流出現嚴重分離，舉力系數不但不增加，反而下降（圖2）。機翼在CLmax附近的效能稱為失速效能。機翼的失速效能與翼型、機翼平面形狀等因素有關。研究表明，翼型有三種失速形式：後緣分離、前緣長氣泡分離和前緣短氣泡分離。一般說來，對於較厚的翼型（例如厚度在12%以上），氣流從後緣開始分離(圖1a)。隨著攻角增大，分離區逐漸向前擴充套件，在cLmax附近，CL隨a的變化較平緩（圖2中的曲線a）。對於前緣半徑很小的薄翼型，當攻角不很大時，在翼型前緣形成分離氣抱(圖1b)。視翼型和雷諾數不同，前緣氣泡有長泡和短泡之分，長抱只發生在很薄的翼型上，在雷諾數很大時，發生短泡分離的可能性很小。長泡開始時約佔弦長的2～3%，隨著a增大而逐漸拉長，失速時，CL隨a的變化較平緩（圖2中的曲線b）。短泡的長度只有弦長的0.5～1%，開始時隨a增大而變小，對舉力影響不大。當a超過臨界攻角時，短泡突然破裂，翼型的舉力系數CL突然下降（圖2中的曲線c）。機翼的失速效能除與翼型有關外，與機翼平面形狀的關係也很大。矩形機翼在翼身聯結的根部最先失速，梢根比（機翼翼梢弦長與翼根弦長之比）大的梯形機翼在翼梢先失速，後掠機翼也在翼梢先失速。這些不同的失速效能與飛機的設計有密切關係。