升力的来源
在（zài）机翼（yì）上，压力最高的点也就是（shì）所谓的驻点，在驻点处是空气与前缘（yuán）相（xiàng）遇的地方。空气相对于机翼的速度减小到零，由伯（bó）努利定理知道这是压力最大的点。上翼（yì）面和下（xià）翼面（miàn）的空气必须从这个（gè）点由静止加速离开（kāi）。在一个迎（yíng）角为零、完全对称的机翼上，从（cóng）驻点开始，流经上下边面的气流（liú）速度（dù）是相同的，所（suǒ）以上下边（biān）面的压力（lì）变化也是完全相同的。这（zhè）和在狭长截面的文氏管（guǎn）中的流动是相似的，在流速达到最大的点（diǎn），其压力达（dá）到最低。在这个最低压力点（diǎn）之（zhī）后，两（liǎng）个（gè）表面的流速同时降低。空（kōng）气（qì）最终必定（dìng）要回到主来（lái）流当中（zhōng），压力也恢复正常。由于上下（xià）表（biǎo）面的速度和压（yā）力特性是相同的，所（suǒ）以这（zhè）种状态的（de）机（jī）翼（yì）不会产生升力。
如（rú）果对称（chēng）机翼相对来流旋转了（le）一（yī）个迎角，驻点就会稍稍向前缘的下表面移动，并且流经（jīng）上下表面的空气流动情况也发生了改变，流经（jīng）上（shàng）表面（miàn）的空气被迫夺（duó）走了一段距（jù）离，在上下表面，空气（qì）仍然有一个从（cóng）驻点加（jiā）速离（lí）开（kāi）的过程，但是下（xià）表面的最（zuì）高速度要小于表面的（de）最高速度。
在某些集合迎角为父的位置上，上下表面（miàn）的平均压力是可能相等的，因此有弯度翼型存在一个零升迎（yíng）角，这是（shì）翼型（xíng）的（de）气动力零点。尽管在这个（gè）迎角下没有（yǒu）产生升力，但由于翼型弯（wān）度的存在，上下（xià）面的（de）流动特征是（shì）不一样的。因此，尽管上下表面（miàn）没有平均压力差，在翼表面上却（què）会（huì）产生不平衡并导（dǎo）致俯（fǔ）仰力矩（jǔ）的产生，这个力矩在飞行器配平中非常重（chóng）要。
升力系数有一（yī）个非（fēi）常明确的极（jí）限值。如（rú）果迎角太大（dà）或是弯度增加太多（duō）的话，流线（xiàn）就会被破（pò）坏并且流动从机翼上分离。分（fèn）离剧（jù）烈（liè）地改变了上下（xià）表面（miàn）的压（yā）力差，升力被（bèi）大幅（fú）度降低，机翼处于失速状态。
气流分离（lí）在小（xiǎo）范围内是一种普（pǔ）遍现象。。在上表面，流动可（kě）能在后缘前某个地方（fāng）就分离了，气流在上下表面都可能分离，但是有可能（néng）再附着。这就（jiù）是所谓的“气泡分（fèn）离”
阻力和升阻比
翼（yì）型阻力
形状阻力（型阻（zǔ））或压差（chà）阻力是由（yóu）于气流的经过，物体周围压力（lì）分布（bù）不同而造成（chéng）的（de）阻力，而蒙皮摩（mó）擦（cā）阻（zǔ）力（lì）或粘性阻（zǔ）力（lì）是由于空气和飞行器表面接触产（chǎn）生的。将（jiāng）这（zhè）些阻力分类是非常有用的，这（zhè）些阻（zǔ）力很很显然是同时产生的。
蒙（méng）皮（pí）摩阻和行（háng）阻之间（jiān）的关系非常密切（qiē）：一（yī）个（gè）会影响（xiǎng）另外一个。举例来说，蒙皮摩阻（zǔ）很大程度上是由气流的（de）速度决定的（de），而（ér）流（liú）向后方的流（liú）体的（de）速度（dù）是由（yóu）物（wù）体的（de）外形来决定的。因此，特（tè）别（bié）是在考（kǎo）虑翼型时，型阻和摩（mó）阻通常放到一起考虑并用一个（gè）新的名词重新命（mìng）名——翼型阻力（lì），经（jīng）常也称型面阻力（lì）。与诱导阻力相（xiàng）比，蒙皮摩阻和（hé）行阻都直（zhí）接（jiē）与速（sù）度的（de）平方成正比。所以，当速（sù）度（dù）增加而诱导阻力减少时，型阻和蒙（méng）皮摩（mó）擦增加，反之亦然。
涡阻力
诱导阻力现在更多地被称（chēng）为涡诱导阻（zǔ）力，简称（chēng）涡阻力或涡阻。因（yīn）为它是（shì）与从机翼翼尖或者任意表面拖出的涡联系在一（yī）起的，而这些涡产生（shēng）了升力。涡的出现是直接跟升力联（lián）系在（zài）一（yī）起的：给定机翼的（de）升力系数越高，涡的影响也越明显。
总阻力
飞行器在每个速度下的总（zǒng）阻力由总的涡阻力（lì）和所有其他的阻力组成（chéng）。在涡阻力（lì）等于其他（tā）阻（zǔ）力和的地（dì）方，阻力达到最小值。由（yóu）于在给定飞行器质量（liàng）的水平飞行中，升力是（shì）个常数（shù），在曲线上最小阻力（lì）点处就是（shì）飞行器的最大升（shēng）阻比（bǐ）出（chū）现（xiàn）的位置。一个滑翔机的极曲线的形状与这条曲（qǔ）线（xiàn）密切相关，比如，用下（xià）沉速（sù）度比（bǐ）平飞速度而不（bú）是用总阻力系数比总（zǒng）升力系数（shù）。
失（shī）速（sù）
只要（yào）机翼产生的升力足够（gòu）抵消飞（fēi）行器的总载荷，飞行就会一直飞行。当升力急（jí）剧下降（jiàng）时，飞机就失速。
记（jì）住（zhù），每次失速（sù）的直接原因（yīn）是迎角过（guò）大。有很多飞行机动会增加（jiā）飞机（jī）的迎角，但（dàn）是直（zhí）到迎角过大之前飞机不会失速。
在三种情况下会（huì）超过临（lín）界迎（yíng）角：低速飞行、高速飞（fēi）行和（hé）转弯飞（fēi）行。
飞机在平直飞行时（shí）如（rú）果飞（fēi）得（dé）太（tài）慢也会失速。空速（sù）降低时，必（bì）须增（zēng）加迎角来获得维持高速所需要的升力。空速（sù）越低，必须增加更大的迎角。最终，达到一个迎角（jiǎo），它会导（dǎo）致机（jī）翼不能（néng）产生足够的升力维持飞机，飞（fēi）机开始下降。如果空速进一（yī）步降低，飞行就会（huì）失速，由于（yú）迎角已经超出临界迎角，机翼（yì）上的气（qì）流被打乱了（变成（chéng）了紊流）。
高速飞行中的失速
展（zhǎn）弦比
展弦比，为飞机空气动力学的专有（yǒu）名（míng）词，是翼展长度与平均气动弦长的壁（bì）纸。无人机在设计时需要根据任务需求选择展（zhǎn）弦比。
地面效应
地面效（xiào）应也称为翼（yì）地效应或翼（yì）面效应（yīng），是一种使飞行器诱导阻力（lì）减小，同时能获得（dé）比（bǐ）空中飞行更高升阻比（bǐ）的流体力学效应。
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