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由于動态失速固有的非定常和非周期響應，是最先強調時間分辨流場測量對動态失速分析的重要性的人之一。第一次解決粒子圖像測速Mulleners和Raffel進行了俯仰翼型上全動态失速壽命周期的(PIV)記錄。
俯仰翼型設定受風洞安裝的影響，包括側壁連，這會導緻測得的最大俯仰力矩和升力系數相對于二維流動。部分原因是由于渦旋從大氣中的輸送中心線因為這種機翼裝置上的動态失速渦流通常是彎曲的，而不是完全垂直于流動方向由于端部效應。
一般來說，随着俯仰速率的增加，俯仰機翼上的失速起始延遲到更高的迎角，但是無量綱失速延遲(即通過靜壓之間的時間失速角和動态失速乘以v∞/c, 随着減小的俯仰速率的增加而減小。
對于正弦俯仰運動，當超過靜态失速角時，迎角的變化率被确定為一個單一參數，可以用來描述翼型的不穩定性對失速發展的總體影響。這個瞬時有效不穩定性參數等于斜升運動的減小的俯仰速率。
上述絕大多數實驗都是在相對較低的溫度下進行的低馬赫數。馬赫數大于0.4時的動态失速過程比不可壓縮失速過程受到的關注要少得多。對于跨音速馬赫數，動态失速起始與激波誘導分離有關，并導緻激波抖振型失速，通過小渦流剪切流而不是單個動态失速渦流進行環量脫落。
這些氣流的特點是俯仰力矩随着迎角的增加而不斷增加，而不是像在亞音速馬赫數下觀察到的那樣有明顯的俯仰力矩峰值。
俯仰翼型試驗之是以吸引人，是因為它能夠在模型上安裝大量壓力傳感器，以提取失速的大部分特征，甚至重建剖面壓力。馬赫數和雷諾數與直升機主旋翼往往可以實作。三維需要捕捉甚至大縱橫比幾何形狀和邊界條件的影響。
有可能結合俯仰翼型實驗和計算流體動力學的結果來優化翼型動态失速性能。基礎實驗對于更好地了解動态失速過程的基礎流體力學仍然很重要。在較低的馬赫數和雷諾數下，結構載荷減小，是以在這種狀态下的實驗提供了較高的相對剛度和更好地控制邊界條件，進而能夠詳細研究流動實體學這在空間和時間測量分辨率可能受限的其他類型的實驗中難以實作。
許多關注動态失速基本流動實體的研究依賴于基礎實驗。這些類型的實驗通常在低雷諾數下進行，此時流動發展的時間尺度足夠長，可以進行高度時間和空間分辨的測量，進而能夠詳細研究動态失速渦流的形成、增長、分離、對流和尾流演變。
這些類型的實驗的例子顯示在包括逆流模組化的喘振翼型上的流動分離和渦流形闆機翼的離散陣風遭遇以及固定和可變螺距旋轉機翼，類似于答:但規模較小。
這些實驗的特點通常是實驗資料的高品質，在某些情況下，可以與經典理論進行直接比較。已經在較寬的低雷諾數範圍内進行了基礎實驗O(102–105)并且用于各種各樣的機翼幾何形狀和運動學，包括俯仰、俯沖、喘振、拍動和/或旋轉。
關于機動機翼的最突出的實驗總結在參考文獻中。和其它遭遇陣風的研究在參考文獻中有所描述。盡管這些俯仰翼型實驗中有許多使用了二維壁對壁試驗模型，動态失速期間的流動發展本質上是三維的。
為了專門研究三維效應(即分别為展向流動和翼尖渦流)，還對後掠機翼和有限長機翼進行了研究在後一種情況下，實驗在很大程度上受到昆蟲飛行和其他小型低速飛行器的啟發，并集中在剛性小展弦比機翼。
這些流動必須是三維的，在這裡分類，而不是與其他旋翼實驗一起分類，因為對于懸停中的剛性小展弦比機翼，由于前緣流動分離而形成的渦流(通常稱為前緣渦流)在一段時間内仍然附着在機翼上。
這允許對三維渦流結構進行深入測量，而這在向前飛行的大尺寸旋翼上很難實作，并且代表了從大尺寸旋翼分離之前的動态失速渦流。即使在相對較低的雷諾數下，也有可能在快速俯仰或加速的機翼上産生動态失速或前緣渦流(LEV)。
一般來說，在接近非定常機翼運動開始時，會形成一個單一的相幹LEV。在沒有穩定力的情況下(即，渦量從渦核向外傳輸的機制)，該渦迅速增長到峰值強度，并與機翼分離，切斷供給剪切層。然後，渦流向下遊對流，遠離機翼，随着氣流最終恢複到穩定狀态，LEV增長過程中産生的升力逐漸減少。
對于機翼相對于來流保持高沖角的情況，可能會形成和脫落後續渦流，但一般不認為是lev。這些可能包括與主LEV脫落相同或相反旋轉方向的渦流，或從後緣發出的脫落尾流。
在某些情況下，特别是在旋轉機翼上，會形成一個圓錐形的三維渦流，是以存在一種渦量傳輸機制。在這種情況下，隻要前緣的渦量産生率與渦核的渦量輸送率相平衡，LEV就不會從機翼上脫落，而是保持附着在前緣上。
這種平衡的特點是羅斯比數 ，是相對重要性的度量科裡奧利力在旋轉系統上，有時相當于旋轉機翼的展弦比在低羅斯比數時，徑向渦量傳輸足以穩定拟序渦，但在高羅斯比數時會發生渦破裂。
當LEV的核心變得不穩定時，渦破裂發生，并且渦量不再包含在流動的小核心區域内。結果是很大程度上無組織的再循環流，不具有與前緣渦流相同的清晰結構，但保留了足夠的再循環，有可能增加一定量的升力。
本節中強調的基本實驗的一個統一主題是，這些流動捕獲了動态失速的基本實體特性的一些子集，同時仍然允許在前緣流動分離和由此産生的渦流主導流動的演變過程中對非定常氣動載荷和/或流場進行高分辨率測量。
實驗通常被設計成産生具有可識别和可量化的脫落渦流的氣流，是以實驗傾向于低雷諾數、短時間尺度，并且沒有強烈的三維效應或背景湍流。
這允許将力分解成循環和非循環分量，其中非循環附加品質項可以分析計算。然而，即使在這種相對簡單的流動中，挑戰仍然存在，并且在社群中有關于如何可靠地定義和跟蹤前緣渦流的範圍，如何定義其脫落、強度和軌迹，以及如何計算這些流動結構對機翼載荷的影響的讨論。
從層流到紊流的轉變會影響翼型和機翼上的氣流分離和壓力分布。這可以直接影響在實驗中觀察到的動态失速行為和先前闡明的發現。
在實驗中測量轉捩可能是困難的和昂貴的，而且，考慮到旋翼飛行器在飛行中相對大的尺寸和高度不穩定的特性風力渦輪機在大氣邊界層中，許多實驗努力增加了行程，以確定充分的湍流條件。
全尺寸直升機和風力渦輪機在雷諾數在過渡範圍内，尤其是較小的轉子層流 。盡管這種層流對于性能預測和抵抗渦流誘導的流動分離是重要的，但是由大迎角驅動的流動分離邊界層轉捩上吸力面在流動分離開始之前很久就到達前緣。
為可壓縮流葉卡捷琳娜等人發現了層流分離氣泡在大迎角(接近失速)時，會導緻前緣動态失速的開始。翼型實驗是用橫跨或幾乎橫跨風洞的機翼進行的。旋翼翼型的開創性實驗是在20世紀80年代早期進行的，并在NASA TM 84245中報告。
他們檢查了各種翼型，包括NACA0012、SC-1095、沃特曼FX-098、HH-02、VR-7和NLR-1翼型，這些翼型都是為旋翼設計或應用的。
在另一個旋翼翼型(EDI-M109)上，采用了轉捩測量熱膜風速測定法和高速壓力測量。在失速事件期間，轉捩位置高度依賴于時間，并且随着振蕩幅度的增加，最大上表面轉捩的位置向後移動得更遠。間歇區域随振幅增加，最大轉變位置随振幅線性變化。
失速事件期間轉捩位置的移動随着亞音速範圍内馬赫數的增加而減少，在馬赫數增加時，轉捩位置的移動發生在較低的迎角下。
滞變注意到過渡位置超過了升力位置，假設這是由于測壓口無法測量粘性貢獻。在上行沖程和下行沖程期間觀察到的變化是相同的下行程。
在轉到旋轉動态失速研究之前，研究人員還使用旋翼翼型研究了平移機翼上的轉捩。特别是研究了翼尖對轉捩的影響，以便将更複雜的旋轉葉片的實體特性與三維效應差別開來。更相關的研究之一包括ONERA對OA209機翼的評估自然過渡。
當與計算評估相結合時，我們可以得出結論，與二維結果相似，轉捩在内側剖面上僅與大約中跨位置相關，在此之後，氣流越來越受翼尖渦流的影響。輻流分離後觀察到從根部到頂端。
對于旋轉系統剛性轉子測試設施(RTG)轉子在2005年進行了評估軸流(增加了用于變化控制的循環)由DLR使用差分紅外熱成像進行轉換測量。轉捩滞後随俯仰速率的增加而增加，并遵循二維分析中觀察到的趨勢。
報告的過渡中的展向變化，在動态失速期間，較大的過渡變化發生在葉片的外側部分。在四分之三徑向位置的上行沖程和下行沖程期間，過渡位置不連續且顯著不同。
随着測量轉捩的新技術的不斷發展，預計在不久的将來會對轉捩在全旋轉動态失速中的作用有進一步的了解。當機翼的幾何後緣(通常是尖銳的)相對于來流方向在前緣之前，使得機翼的幾何後緣作為空氣動力前緣時，發生逆流動态失速。
這發生在旋轉系統的後退一側轉子盤目前進的時候飛行速度超過了角速度刀鋒戰士。作為預付比例μ=ΩR/U∞增加時，發生逆流的轉子盤區域向外擴充，在處包圍整個葉片ψ=270∘和μ=1。
在風力渦輪機應用中，用于高推進比垂直升力和某些風力轉子情況的新轉子設計可能具有顯著的逆流區域。
參考文獻
《旋翼動态失速綜述》