升力的来源（yuán）
在机（jī）翼上，压力最高的点也就是（shì）所谓（wèi）的驻点，在驻点处（chù）是空气（qì）与前缘相遇的地方。空气相（xiàng）对于机翼的速度（dù）减小到零，由伯努（nǔ）利定理知（zhī）道这是压力最大（dà）的点。上翼（yì）面（miàn）和（hé）下翼面的（de）空（kōng）气（qì）必（bì）须从这个点由静止加速离开。在（zài）一个迎角为零、完全对称的机翼上，从驻点开始，流（liú）经上下边面的气流速度是（shì）相同的，所以上下边面的压力变化也是完全相（xiàng）同的。这和在狭长截面的文氏（shì）管中的（de）流动（dòng）是（shì）相似的，在流（liú）速达（dá）到最大的点，其压力达（dá）到最低。在这个最低压力点之（zhī）后，两个表面的流速（sù）同（tóng）时（shí）降低。空（kōng）气最终（zhōng）必定要回到（dào）主来流当中，压（yā）力也恢复正常（cháng）。由于上下表（biǎo）面的速度（dù）和压力（lì）特性是相同的，所以这种（zhǒng）状（zhuàng）态的（de）机翼（yì）不会（huì）产生（shēng）升力（lì）。
如果对称机翼相对来（lái）流旋转了一个迎角，驻点就会稍稍向前缘的下表面移动，并且流经上下表（biǎo）面（miàn）的空（kōng）气流动情况（kuàng）也发生了改变，流经上表面的（de）空气被迫（pò）夺走了一（yī）段距离，在上下表面，空气仍然有一个从（cóng）驻点加速离开的过程，但是下表面的最高速度要（yào）小（xiǎo）于（yú）表面的最高速度（dù）。
在某些集合迎角（jiǎo）为父的位置上，上下表面的平均压力是可能相（xiàng）等（děng）的，因（yīn）此有弯度翼型（xíng）存（cún）在一个零升迎角，这是（shì）翼型（xíng）的气动力零点。尽管在这个迎角（jiǎo）下（xià）没（méi）有（yǒu）产生升力，但（dàn）由于翼型弯度的存在，上（shàng）下（xià）面的流动特征是（shì）不一样的。因（yīn）此，尽管上（shàng）下表面没（méi）有（yǒu）平均压力（lì）差，在（zài）翼表面上（shàng）却会产生不（bú）平衡并导（dǎo）致俯仰（yǎng）力矩的产（chǎn）生（shēng），这个力（lì）矩在飞（fēi）行器配平中（zhōng）非常（cháng）重要。
升力（lì）系（xì）数有一个非常明确的极限值。如果（guǒ）迎角太大或（huò）是弯（wān）度增加太多的话，流线就（jiù）会被破坏并（bìng）且流动从机翼上分离。分（fèn）离剧烈地改变了上（shàng）下（xià）表面的（de）压力差，升力被大幅度降低（dī），机翼处于失（shī）速（sù）状态。
气流分离在（zài）小（xiǎo）范围（wéi）内是一种普遍现象。。在（zài）上表面，流动可能在后缘前某个地（dì）方（fāng）就分离了，气（qì）流（liú）在上下表面都可能分离，但是有可能再附着。这就（jiù）是（shì）所谓的“气泡分离”
阻力（lì）和升阻比
翼（yì）型阻力
形状阻力（型阻（zǔ））或（huò）压差（chà）阻力是（shì）由（yóu）于气流（liú）的经过，物体（tǐ）周围压力分布不同而造成的（de）阻力，而蒙皮摩（mó）擦阻力或粘性（xìng）阻力是由于空气（qì）和飞行器表面接触产生的（de）。将（jiāng）这些（xiē）阻力分类是非常有用的，这些（xiē）阻（zǔ）力很（hěn）很显然是同（tóng）时产生的。
蒙皮摩阻和（hé）行阻之间的关系非常密切：一个会影响另外一（yī）个（gè）。举（jǔ）例来说，蒙皮（pí）摩阻很大（dà）程度上是由气流（liú）的速度（dù）决定的，而流向（xiàng）后方（fāng）的流体的速度（dù）是由物体的外（wài）形来决定的（de）。因此，特别是在考虑翼型时，型（xíng）阻和摩阻通常放到一（yī）起考虑（lǜ）并用（yòng）一个新的名词重新命名——翼型阻（zǔ）力，经常也称型面阻力。与诱导阻力相比，蒙皮摩阻和行（háng）阻都直接与（yǔ）速（sù）度的平方成正比（bǐ）。所以（yǐ），当（dāng）速度增加而诱导阻力（lì）减少（shǎo）时，型阻和蒙皮摩擦增加（jiā），反之亦然。
涡阻力
诱导阻力现在更多地被（bèi）称为涡诱（yòu）导阻力，简称涡阻（zǔ）力或涡阻。因（yīn）为它是与从机翼翼尖（jiān）或者（zhě）任意（yì）表面拖出的涡联系在一起的，而（ér）这些涡产生了升（shēng）力。涡的（de）出（chū）现（xiàn）是直接跟升力联系在一起的：给（gěi）定机翼的升（shēng）力系（xì）数越高，涡的（de）影响（xiǎng）也越（yuè）明显（xiǎn）。
总阻力
飞行（háng）器在每个速度下（xià）的总阻力由总的（de）涡阻力（lì）和（hé）所有其他的阻力组成。在涡（wō）阻力等于其他阻力和的（de）地方，阻力达到最小值。由于在（zài）给（gěi）定飞行器质量的水（shuǐ）平飞行中，升力是个常数，在曲线上最小（xiǎo）阻（zǔ）力点处就是飞行（háng）器的最大升阻比出（chū）现的位置。一个滑翔机（jī）的极曲线的形状与这条曲线密切相关，比（bǐ）如（rú），用（yòng）下沉（chén）速度比平飞速（sù）度而（ér）不是用总阻力系（xì）数比（bǐ）总升力系数。
失速（sù）
只（zhī）要机翼（yì）产生的升力足够抵消飞行（háng）器的总（zǒng）载荷，飞行（háng）就（jiù）会一直飞行。当升力急剧下降（jiàng）时（shí），飞机就失速（sù）。
记（jì）住，每次（cì）失速的直接原因是迎角过（guò）大。有很（hěn）多飞（fēi）行机动（dòng）会增加飞机的迎（yíng）角，但是（shì）直（zhí）到迎角（jiǎo）过大（dà）之前飞机不会失（shī）速。
在三种（zhǒng）情况下会超过（guò）临界迎角：低速（sù）飞行、高速飞行和转弯（wān）飞行。
飞（fēi）机在平直飞行时如果飞（fēi）得太慢（màn）也会失速。空（kōng）速（sù）降低时，必须增加迎角来获得维（wéi）持高速所需（xū）要的升力（lì）。空速越低，必须增加更大的迎角（jiǎo）。最（zuì）终，达到（dào）一个迎角，它会导致机翼不（bú）能产生足够的升力维（wéi）持飞机，飞机开始下降。如果空（kōng）速进一步降（jiàng）低，飞（fēi）行就会失（shī）速（sù），由于迎（yíng）角（jiǎo）已经超出临界迎（yíng）角，机翼上的气流被打乱了（变成了（le）紊流）。
高速飞行中的失速
展弦比
展弦比，为飞机空（kōng）气动（dòng）力（lì）学的（de）专有名（míng）词，是翼展长度与平均气动弦长的壁纸。无（wú）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
地面效应也称为翼地效（xiào）应或翼（yì）面效应，是一种使（shǐ）飞行器诱导阻力（lì）减小（xiǎo），同时能获得比空中（zhōng）飞行更高升阻比的流体（tǐ）力（lì）学效应。
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