升力（lì）的来源
在机翼上，压力最高的点也就是（shì）所谓（wèi）的驻点，在驻（zhù）点（diǎn）处（chù）是空气与前（qián）缘相遇（yù）的地方。空（kōng）气（qì）相对于机翼的速（sù）度减小到零，由伯（bó）努利定理知道这是压力最（zuì）大的点。上翼（yì）面和下翼面（miàn）的空（kōng）气必须从这个点由静（jìng）止加（jiā）速离开。在一个（gè）迎（yíng）角为零、完（wán）全对称（chēng）的机翼上，从驻点开（kāi）始，流经（jīng）上下边面的气流速度是相同的，所以上下边面的压力变化也是完全相同的。这和（hé）在狭（xiá）长截面（miàn）的（de）文氏管中（zhōng）的流动是相似的，在流速（sù）达到最大的点，其压力（lì）达到最低。在这（zhè）个最低压力点（diǎn）之后，两（liǎng）个表（biǎo）面（miàn）的流速同（tóng）时降低（dī）。空气最终必定要回到主（zhǔ）来流当中，压力也恢复正（zhèng）常。由于上下表面（miàn）的速度（dù）和压力特性（xìng）是相同的（de），所以这种状态的机翼不会产生升力。
如果对称机（jī）翼相对来流旋转了一个迎角，驻点就会稍稍向前（qián）缘的（de）下表面移（yí）动，并且流（liú）经上下表面的空气流动情（qíng）况（kuàng）也发（fā）生了改（gǎi）变，流经上表面的（de）空气被（bèi）迫夺（duó）走了一段距离（lí），在上下表面，空气仍然（rán）有一个从驻（zhù）点加速离开的过程，但是下表面的最高速度要小于（yú）表面的最（zuì）高速度。
在某（mǒu）些集合迎角（jiǎo）为父的位（wèi）置上，上下表面的平均压力是（shì）可能相等的，因此有弯（wān）度（dù）翼（yì）型存在一（yī）个零升迎角，这是翼型的气动力零点。尽管在这个迎角下没有产生升力，但由于（yú）翼型弯（wān）度（dù）的存在，上下面的流（liú）动特征是（shì）不一样（yàng）的（de）。因此，尽管上下表面没有（yǒu）平（píng）均压（yā）力差，在翼表面上却会产生（shēng）不平衡（héng）并（bìng）导致俯仰（yǎng）力矩（jǔ）的产（chǎn）生，这个（gè）力（lì）矩在飞（fēi）行器配平中非常重要。
升力系数有一个非常明（míng）确（què）的极限值。如果迎角太大或是弯度增加太多（duō）的话，流线就会被破坏并且流动从机翼上（shàng）分（fèn）离。分离（lí）剧烈地改变了上下表（biǎo）面（miàn）的压力差，升力（lì）被大（dà）幅（fú）度降低，机翼（yì）处于失速状态。
气流分离在小范围内是一种普遍现（xiàn）象。。在上表面，流动可能（néng）在后缘前某（mǒu）个地（dì）方就分（fèn）离了（le），气（qì）流（liú）在上下表面（miàn）都可能分离，但是（shì）有（yǒu）可能再附（fù）着（zhe）。这就是所谓的（de）“气泡分离”
阻力（lì）和升阻比
翼型阻力
形状阻（zǔ）力（型阻（zǔ））或压差阻力是由于气流的经过，物体周围压（yā）力分（fèn）布不同而造成的阻（zǔ）力，而蒙皮（pí）摩擦（cā）阻力（lì）或粘（zhān）性阻力是（shì）由于空气和飞行器表面接触产生的。将这些阻力分类是非常（cháng）有用的，这些阻力很（hěn）很显然是同时产生的。
蒙皮摩阻和行阻之间的（de）关系非常密（mì）切：一个会影响另外一个。举（jǔ）例（lì）来说，蒙（méng）皮摩阻很大程度上是（shì）由气流的速度决定的，而流向后方的流体的速度是由物体的外形来决定的。因（yīn）此，特（tè）别（bié）是在（zài）考虑（lǜ）翼（yì）型时，型阻和（hé）摩阻通常放到一起考虑并（bìng）用一个新的名词重新命名——翼型阻力，经常也称型面阻力（lì）。与诱导阻力相比，蒙皮摩阻和（hé）行阻都直（zhí）接与速度的平（píng）方成正比。所以，当速度增（zēng）加而诱导阻力减少时，型（xíng）阻（zǔ）和蒙皮摩擦增加，反之（zhī）亦然。
涡阻力
诱导阻力现在更多地被称为涡诱（yòu）导阻力，简称涡阻力或涡阻。因为它是（shì）与从机翼翼（yì）尖或者任意表面（miàn）拖（tuō）出的涡联系在一（yī）起的，而这些涡（wō）产生了（le）升力。涡的出（chū）现是直接（jiē）跟（gēn）升力联系在一（yī）起（qǐ）的：给定机翼的升力系数（shù）越高，涡的影响也（yě）越（yuè）明显。
总阻力（lì）
飞行器在每个速度（dù）下的总阻力由总的涡（wō）阻（zǔ）力和所有其他的阻力组（zǔ）成（chéng）。在涡阻力等于其（qí）他阻力和的（de）地（dì）方，阻力达到（dào）最小（xiǎo）值。由于（yú）在给定飞行器质量的水（shuǐ）平飞（fēi）行中（zhōng），升力是个（gè）常数，在曲线上最小阻力点处就是飞行器的最大升（shēng）阻比出现的位置（zhì）。一个滑（huá）翔机的极曲线的形状（zhuàng）与这条曲线密切相关（guān），比如，用下沉速度比平飞速度而不是用总（zǒng）阻力系数（shù）比总升力系数（shù）。
失速
只要机翼产生的升（shēng）力足够（gòu）抵消飞行器的总载（zǎi）荷，飞行就会一直飞行。当升（shēng）力急剧下降时，飞机就失（shī）速。
记住（zhù），每次失（shī）速的直接（jiē）原因是迎角过大。有（yǒu）很多飞行机（jī）动会增（zēng）加飞机的迎角，但是直到迎角过大之前飞机不会失速。
在三种情（qíng）况下会超过临（lín）界迎角：低速飞行（háng）、高（gāo）速飞行和转弯飞行。
飞机在平直飞（fēi）行时如果飞得太慢也会失速。空（kōng）速降低时，必须增加迎角来获得维持高速所需（xū）要的（de）升力。空速越低，必须增加更大（dà）的迎角（jiǎo）。最终，达（dá）到一个迎（yíng）角，它会导致（zhì）机翼不能产生足够（gòu）的升力维持（chí）飞机，飞机开始下降。如果空速进一步（bù）降低（dī），飞行就会失速，由于迎角已经超出临界迎角，机翼上（shàng）的气流（liú）被打乱了（变成了紊流）。
高速飞行中的失速
展弦比
展（zhǎn）弦比，为（wéi）飞机空气动力学的专有（yǒu）名词，是翼展长度（dù）与（yǔ）平均气动弦长的（de）壁纸。无人机在（zài）设计时（shí）需要根据任务需求选择展弦比。
地面效应
地面效应也称为翼（yì）地效应或翼面效应，是一种使飞行器诱（yòu）导阻力减小（xiǎo），同时能获得比空中飞行更高升阻比的流（liú）体（tǐ）力学效应（yīng）。
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