Аэродинами́ческое самовраще́ние (авторотация крыла), потеря самолётом аэродинамического демпфирования крена из-за асимметрии в распределении областей отрыва потока по крылу, возникает на закритических углах атаки. Самопроизвольное вращение (в основном относительно продольной оси) вызывается появлением начальной скорости крена, например после сваливания.

Природу аэродинамического момента, приводящего к вращению самолёта, можно понять, анализируя зависимость коэффициента подъёмной силы $c_y$ от угла атаки $\alpha$ (рис. 1). Рис. 1. Возникновение демпфирующего (а) и раскручивающего (б) моментов при самовращении. Стрелками показано направление вращения и распределение подъёмной силы по крылу.Рис. 1. Возникновение демпфирующего (а) и раскручивающего (б) моментов при самовращении. Стрелками показано направление вращения и распределение подъёмной силы по крылу.При кренении самолёта консоль крыла, идущая вниз, имеет бо́льшие углы атаки, чем идущая вверх. На докритических углах $(c_y < c_{y \max}$, а $\frac{\textrm{d}c_y}{\textrm{d} \alpha } > 0)$ увеличение $\alpha$ приводит к возрастанию подъёмной силы, а уменьшение – к её убыванию. В результате возникает демпфирующий момент крена, направленный против вращения. При углах атаки больше критического $\alpha_{ кр}$, когда наклон кривой $c_y( \alpha )$ меняется на противоположный (диапазон развития по крылу областей отрыва потока), на консоли крыла, идущей вниз, происходит уменьшение подъёмной силы, а на консоли, идущей вверх, – увеличение, и вместо демпфирующего момента возникает раскручивающий момент, стремящийся увеличить скорость крена. Асимметрия расположения областей отрыва потока по крылу, обусловленная появлением скорости крена, в свою очередь способствует её дальнейшему увеличению. Бо́льшая часть момента самовращения создаётся на самолёте крылом, хотя и другие его части при возникновении на них срыва потока могут способствовать вращению.

На рис. 2 приведены примерные зависимости аэродинамического момента $M_a$ относительно оси вращения самолёта от безразмерной угловой скорости $\bar{ \omega} = \frac{ \omega l}{2V}$ (где $\omega$ – скорость крена, $l$ – размах крыла, $V$ – скорость полёта), определяющей изменение угла атаки на концах крыла, для трёх различных значений $\alpha$. Рис. 2. Зависимости аэродинамического момента относительно оси вращения самолёта от безразмерной угловой скорости. Рис. 2. Зависимости аэродинамического момента относительно оси вращения самолёта от безразмерной угловой скорости. На докритических углах атаки демпфирующий момент практически пропорционален $\bar{ \omega }$. На околокритических углах атаки $( \alpha \sim \alpha_{ кр})$ при возникновении небольшой угловой скорости появляется положительный момент, усиливающий вращение. При дальнейшем увеличении угловой скорости аэродинамический момент меняет знак. Значение $\bar{ \omega }_1$ соответствует устойчивому режиму самовращения. На закритических углах атаки $( \alpha > \alpha_{ кр})$ существует диапазон $\bar{ \omega } < \bar{ \omega }_2$, где сохраняется демпфирование. Превышение $\bar{ \omega }_2$ приводит к попаданию в устойчивый установившийся режим самовращения с угловой скоростью $\bar{ \omega }_3$. Существенное влияние на возможность существования самовращения оказывает скольжение. Условие баланса раскручивающего и демпфирующего аэродинамических моментов $(M_a = 0)$, наряду с условием балансировки самолёта по тангажу, является одним из необходимых условий для существования режима установившегося штопора.

У манёвренных самолётов со стреловидным (в том числе треугольным) крылом потеря аэродинамического демпфирования крена, связанная с асимметричным отрывом потока с правой и левой консолей крыла, на околокритических углах атаки, например при выполнении виражей, может привести к установлению автоколебаний по крену, воспринимаемых лётчиком как покачивание самолёта с крыла на крыло. Эти автоколебания, как правило, предшествующие сваливанию, при значительной их амплитуде могут серьёзно усложнить пилотирование самолёта.