升（shēng）力的来源
在机翼上（shàng），压力（lì）最高的点（diǎn）也就是所谓的驻点，在（zài）驻点处是空气与前缘相遇的地方。空气相对于机翼的速度（dù）减小到零，由伯努利定理知道这是（shì）压力（lì）最大的点。上翼面和下（xià）翼面的（de）空气必须从这个点由静止加速离开。在一个（gè）迎角为零、完全对称（chēng）的机翼上（shàng），从驻（zhù）点开始（shǐ），流经上下边面的气流速（sù）度是相（xiàng）同（tóng）的（de），所以上（shàng）下边面的压力变化（huà）也是完全相同的（de）。这和在（zài）狭长截面的文氏（shì）管中的流动是相似的，在流速达到（dào）最（zuì）大的点，其压力达（dá）到最（zuì）低。在这个最低压力点之后，两个（gè）表面（miàn）的流（liú）速同时降低。空气最终（zhōng）必定要回到主（zhǔ）来流当中（zhōng），压力也（yě）恢（huī）复正常。由于（yú）上下表面的速度和（hé）压（yā）力特性是相同（tóng）的，所以这（zhè）种状态的机（jī）翼不会（huì）产生升力。
如果对称机翼相（xiàng）对来流旋（xuán）转了一个迎角，驻点就会稍稍（shāo）向前（qián）缘的下表面移动（dòng），并（bìng）且流经（jīng）上下表（biǎo）面的空气流动情（qíng）况也发生（shēng）了（le）改变，流经上表面的空气（qì）被迫夺（duó）走了一段距离，在上下表（biǎo）面（miàn），空（kōng）气仍然有（yǒu）一个从驻（zhù）点加（jiā）速离（lí）开的过程，但是下表面的最高速度要小于表（biǎo）面的最（zuì）高速度。
在某些集合迎角为父的位置上，上下表面的平均压力是可能相等的，因此有弯度翼型存（cún）在一个零升（shēng）迎（yíng）角（jiǎo），这是翼型的气动力零点。尽管在这个迎角下没（méi）有产（chǎn）生（shēng）升力，但由于翼型弯度的存在，上（shàng）下面的流动特征是不一样的。因此，尽管（guǎn）上下（xià）表面没有平均压力差，在翼表面上却会（huì）产生不平衡并导致俯仰力矩（jǔ）的产生，这个力矩在飞行器配平中非常重（chóng）要。
升力系（xì）数（shù）有一个非常明确的极限值。如果迎角太大或是弯（wān）度（dù）增（zēng）加太（tài）多的话，流线就会被破坏并且流动（dòng）从机（jī）翼上分离。分离剧烈地改（gǎi）变了上下表（biǎo）面（miàn）的压力差，升力被大幅度降低，机翼处（chù）于失速（sù）状态（tài）。
气（qì）流分离在小范围内是一种普遍现象。。在上表面，流（liú）动可能在后缘前某个（gè）地（dì）方就分离（lí）了，气流在上下表面都（dōu）可能分（fèn）离，但是（shì）有可能再（zài）附着（zhe）。这就是所谓的“气（qì）泡分离（lí）”
阻力和（hé）升（shēng）阻比（bǐ）
翼型阻力
形（xíng）状阻力（lì）（型阻）或压差阻力是由（yóu）于气流的经（jīng）过，物体周围压力（lì）分布不同而造成的阻力，而蒙皮摩擦（cā）阻力或粘性（xìng）阻力是（shì）由于（yú）空气和飞行器（qì）表（biǎo）面接触产（chǎn）生的。将这些阻力分（fèn）类是非常有用的，这些（xiē）阻力很（hěn）很显然是同（tóng）时产生的。
蒙（méng）皮摩（mó）阻和（hé）行阻之间的关系非常密切：一个（gè）会影响另外（wài）一个。举例来说，蒙皮摩阻很（hěn）大程度上是由气流（liú）的速度决定的，而流向后方的流体的（de）速度是（shì）由物体的外形来决定的。因此，特别是在考虑翼型（xíng）时，型（xíng）阻和（hé）摩阻通常放到一（yī）起考虑并用一个新的名词重新命名——翼型阻力，经常也称型（xíng）面阻力。与诱导阻力（lì）相（xiàng）比，蒙皮摩阻和行（háng）阻都直接与速度的（de）平（píng）方成（chéng）正比。所以，当速度增加而诱导阻（zǔ）力减少时，型阻和蒙皮摩擦增加，反之亦然。
涡（wō）阻力
诱导阻力现在（zài）更多地被称为涡诱导阻力，简称涡（wō）阻（zǔ）力或涡阻。因为它是与从机（jī）翼翼尖或（huò）者任意表面（miàn）拖出的涡联系在一（yī）起的，而这（zhè）些（xiē）涡产生了升力。涡的出现是直接跟升力联系在（zài）一起的：给（gěi）定机翼的升力系（xì）数越高，涡的影响也越明显。
总阻力（lì）
飞（fēi）行器在每个速（sù）度下的总阻（zǔ）力（lì）由总的涡（wō）阻力和所有其他的（de）阻力（lì）组（zǔ）成。在涡阻（zǔ）力（lì）等于其（qí）他阻力和的地方（fāng），阻力达到最小值。由（yóu）于在给定飞行器（qì）质量的水平飞行中，升力是个常数，在曲线（xiàn）上最小阻（zǔ）力点处就是飞行（háng）器的最大（dà）升阻比出（chū）现的位置（zhì）。一个滑翔机的极曲线的形（xíng）状（zhuàng）与（yǔ）这条（tiáo）曲线密切相关（guān），比如，用下沉（chén）速度比（bǐ）平飞速度而不是用总阻力（lì）系数（shù）比总升力系数。
失速
只要机翼产生（shēng）的升力（lì）足（zú）够抵消飞（fēi）行器的总载荷（hé），飞行就会一直飞行。当（dāng）升力急剧下（xià）降时，飞机就失速。
记（jì）住（zhù），每次（cì）失速的直（zhí）接原因（yīn）是迎（yíng）角过大。有很多飞行机动（dòng）会增加飞机的迎角，但是（shì）直（zhí）到迎角过（guò）大之前（qián）飞机不会失速。
在（zài）三种情（qíng）况下会超过临界迎角：低速飞行（háng）、高速飞（fēi）行和转弯飞行。
飞机在平直飞行时如果飞（fēi）得太慢也会失（shī）速（sù）。空速（sù）降低时，必须增加迎角（jiǎo）来（lái）获（huò）得（dé）维持高速所需要的升力（lì）。空速（sù）越低，必须增加更大的迎角（jiǎo）。最终，达到一个迎角，它会（huì）导致机翼不能产（chǎn）生足够的升力维持飞机，飞机开（kāi）始下（xià）降（jiàng）。如（rú）果空速进（jìn）一步降低，飞行（háng）就会失（shī）速，由（yóu）于迎角已经超出（chū）临（lín）界迎角，机（jī）翼上（shàng）的气流（liú）被打乱了（变（biàn）成了（le）紊流（liú））。
高速飞行（háng）中（zhōng）的失速
展弦比（bǐ）
展弦比（bǐ），为飞机（jī）空气动力学的专有名词，是翼展长（zhǎng）度与平（píng）均（jun1）气动弦（xián）长（zhǎng）的壁纸。无人（rén）机在设（shè）计时（shí）需（xū）要根据任务需求（qiú）选（xuǎn）择展弦（xián）比。
地面效（xiào）应（yīng）
地面效应（yīng）也称为翼地效应或翼面效应（yīng），是一种使飞行器诱导阻力减小（xiǎo），同（tóng）时能获得比空中（zhōng）飞行（háng）更（gèng）高升（shēng）阻比的流体力学效应。
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