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一
飞机之所以能飞，是因为它受到了空气动力的作用，而升力便是空气动力的一个向上的分力。飞行的梦想，便从升力开始。
飞机飞行时，有些气流经过机翼上部，有些要经过下部。机翼的上缘弧度比下缘弧度要大，即气流经过上缘的路程比下缘要长。这样一来，机翼上部气流流速较快，压力较小；下部气流流速较慢，压力较大。正是由于这种上下的压力差，升力和空气动力便产生了。所以飞机起飞前所做的高速滑跑就是为了加快机翼表面的气流流速，以提供压力差。飞机起飞时，大多是逆风起飞，这样与气流的相对速度会增大，升力也会增大。而如果顺风起飞的话，风的气流会与滑行时所产生的气流相抵消，飞机一起飞便会失去升力，从而进入失速状态。
失速是航空器的一种极其危险的状态。失速并不是指飞机失去速度，而是指升力小于飞机重力时产生急速下降的情况。飞机飞行时，机翼与气流会形成一个夹角，称为攻角（又称迎角）。飞机当前攻角大于临界攻角（一般为18～20度）时，高速气流就不再稳定，逐渐与机翼相分离，升力也就逐渐消失。飞机在高空失去升力后，速度下降，高度也会因自重而下降，此时如果能冷静地控制住飞机，飞机则会在坠落时重新获得与气流的相对速度，从而恢复平飞。这种摆脱失速状态的行为，称为改出。战斗机在某些情况下失速后会以螺旋形轨迹坠向地面，又称尾旋。只有在两机翼于不同时间失速后，才会进入尾旋。飞机失速进入尾旋时，迎角为20～75度，且不断做滚转和俯仰运动。在尾旋状态下，飞机的旋转半径仅为10米左右。尾旋状态下飞机的坠落速度极快，通常只要几秒钟就能坠落几千米。在这种情况下改出就变得极为困难。
上述的失速情况为大迎角失速。第二种失速情况为飞机当前速度大于速度上限，翼面气流流速已无法提供升力。减小飞机迎角后，可重新获得升力，继续保持平飞。
军用飞机失速导致的事故很常见。但是，现在的战机随着性能的提升，改出失速也较为容易。人们已研究出多种过失速机动，在航展上也专门有改出尾旋的表演。即使有这些改出的方法，我们也不能忽略这个安全隐患。
关于升力，有一个较为简单的公式，即：Y=1/2pCSv^2
其中ρ为大气密度，符号为千克每立方米；C为升力系数，由机翼结构决定；S为翼面积，符号为平方米；v为相对速度，符号为米每秒。关于它有一个通俗易懂的推导：气体分子撞击侧壁时，具有一定的动能，这称为动压。根据动能定理，气体分子的动能应为质量乘以速度的平方再除以二，而空气为流体，不考虑体积，所以用密度ρ来表示。这样一来，动压便计算了出来，在乘以翼面积，便是压力差。此种解释并不是真正的升力推导过程，不过却可以清楚得解释升力产生的原因。要想真正地解释升力，还要涉及流体力学的大量计算。
在拥有动力的同时，还伴随着阻力的产生。航空器受到的阻力大致可以分为五种。第一是摩擦阻力，气流流经机翼时，会与机翼发生摩擦；第二是压差阻力，气流从物体上下表面流过时，习惯在尾部汇合。而如果没有汇合，尾部便会形成一片类似真空的区域，此时的阻力会非常的大，而如果采用流线型设计，压差阻力便会非常的小；第三是诱导阻力，机翼产生升力时，在尾部会形成一个涡流，诱导阻力由此产生。此外还有干扰阻力，飞机飞行时，机身上的其他部件也会或多或少地产生阻力，这便是干扰阻力。最后是激波阻力，飞机在超音速飞行时，会与空气剧烈摩擦，产生热量，导致机械能损失，这又称波阻。
现代的战斗机大多可以进行超音速飞行。飞机的飞行速度一般用马赫数来衡量。马赫是飞行速度和当时飞行的声速的比值，符号为M。一马赫约为340米每秒，1225千米每小时。M小于1时为亚声速，M小于0.3时为不可压缩流，即流体密度不随压力的变化而变化。M大于0.8小于1.2时为跨声速，大于1.2小于5时为超声速，M大于5时为超高声速。超高声速只有在接近大气层时才能达到。飞机在超音速飞行时，要先突破音障，它是指飞机接近音速时出现激波以及局部超音速区，阻力增大，易出现激波失速。具有后掠翼或大推力发动机的飞机可轻而易举地突破音障。突破音障时产生的锥形气团（音锥）称为音爆。高速飞行的另一大障碍是“热障”。战斗机超音速飞行时可产生100～300℃的高温，能严重烧毁飞机表面的蒙皮或内部的电子元器件。若想突破热障，则需升级冷却系统或将蒙皮改为钢材或钛合金以及其它的一些复合材料。航天飞机和火箭一般采用烧蚀材料。材料汽化后可吸收表面大量的热量。
军用飞机还要承受一定的过载。飞机上的空气动力和发动机推力的合力与飞机重力之比称为过载，符号为g。可承受的过载越大，飞机受力越大，机动性也越出色。如果过载过大，飞机往往要承受几倍于自身重力的力，对飞行员的血液供应有着极大影响。飞行员承受正过载时，机翼升力大于重力，g大于1，血液自身体上部流向下部。这时飞行员脑供血不足，易出现黑视，即眼前漆黑一片，暂时失明，若马上摆脱这种状态，视力就会逐渐恢复。飞行员承受负过载时，升力小于重力，此时飞机处于俯冲、倒飞或改出状态，血液从下至上。飞行员所能承受的最大过载为7～10g。
由此看来，要想安稳地飞行，还不是那么容易的。
二
要想实现平稳的飞行，一对好的机翼是不可或缺的，同时还要拥有一些控制飞机姿态的部件。
机翼主要由蒙皮、骨架和接头组成。其中骨架又分为纵向骨架和横向骨架。纵向骨架包括翼梁、桁架和纵樯组成，沿翼展方向布置。翼梁和纵樯承受大部分的力，材料均为铝合金或合金钢，部分纵樯可后接襟翼。桁架则紧贴蒙皮，也可承载部分力。横向骨架及翼肋，可传导力，并保持机翼剖面的形状，不让它因受力过大而变形。横向和纵向骨架相互交错，形成机翼的主体，外层再包上蒙皮，这样机翼的气动外形就出来了。一些飞机还装有襟翼和边条。襟翼在平时是收起状态，打开后可增加机翼上缘的弧度和长度，从而增大升力。大型飞机打开襟翼后升力系数可提升80%。边条和机身融为一体，多置于机翼前缘。增加了边条后，飞机的稳定性增加，升力也有所提升。装有边条的飞机飞行时，气流不易与机身分离，从而能有效地避免失速（包括空气的任何流体都具有抗剪切力的性质，称为黏性，黏性系数减小时，气流开始分离，飞机易失速）。除了上述的机翼分类之外，普通机翼还可分为上单翼、中单翼和下单翼。上单翼指的是机翼安装在机身稍靠上的位置（侧视），离地面较远，中单翼安装在中部，而下单翼就很接近地面了。同时，飞机的机翼还会有一定的上反角，一般不会超过7度。上反角的作用是飞机飞行时如果出现侧滑现象时，迎向侧滑方向的一侧机翼的迎风面积以及迎角就会比另一侧机翼要大很多，这就会使飞机产生反向侧滑的力量，即达到迅速修正侧滑的目的。所以飞机的上反角是为了使飞机具备自动修正飞行姿态异常的功能而设计的。上反角为负时，就是下反角。军用飞机还会有一定的后掠角，即机翼前缘与机身轴线的垂线之间的夹角。后掠翼式飞机的后掠角都很小，有利于高速飞行。后掠角也起到修正姿态及航向的作用。
展弦比是衡量战机性能的一个重要参数。展弦比是指飞机的翼展与平均翼弦之间的比值。翼展是指机翼左右翼尖之间的长度，翼弦即机翼沿机身方向的弦长，或者说翼弦是在机翼横剖面中，机翼前缘至后缘的距离。展弦比越小，飞机受到的阻力就越小。大部分战斗机的展弦比都较小。
为了控制飞机的姿态及航向，飞机还要有副翼，水平尾翼和垂直尾翼，其中垂直尾翼又称方向舵。副翼和水平尾翼都可以控制飞机的升降以及俯仰姿态。而副翼还有一个作用，就是控制飞机的滚转，即转向作用。副翼位于机翼后缘，可上下偏转。左侧副翼上偏，右侧副翼下偏，飞机向左滚转，反之向右滚转。滚转的实际原理就是两侧机翼升力不同，导致机身顺时针或逆时针旋转。垂直尾翼虽然称为方向舵，但是在飞行中它并不起转向作用，而是为了修正航向，保持直线飞行，防止受侧风影响而偏航。垂直尾翼的另一个作用是在飞机滑行时提供转向功能。
控制好这些部件，战机就可以平稳飞行，还可以做出各种高难度的机动。
三
光有机翼还不行。要有合理的气动布局，战斗机的性能才优异。
通俗地说，气动布局就是机翼该放哪里的问题，它对飞机的机动性有着很大影响。现代战斗机的气动布局主要分为常规布局、变后掠翼布局、鸭式布局、三翼面布局和无尾布局五种。
常规布局即现代战斗机普遍采用气动布局。在常规布局中，垂直尾翼和水平尾翼均位于飞机尾部，机翼在飞机中段。垂直尾翼和水平尾翼都起到稳定的作用。美国90%以上的作战飞机都采用常规布局。
一些常规布局的飞机有时很难突破音障。变后掠翼气动布局就是专为解决这种问题而设计的。变后掠翼气动布局的特点是可以调节机翼的后掠角，即翼展是可以变化的。超音速飞行时，后掠角变小，展弦比变小，阻力也变小，飞机获得较好的超音速飞行性能。在低空低速飞行时，机翼展开，展弦比变大，升力也变大，飞机随即获得较好的低速性能。变后掠翼技术最大的缺陷是这种独特的结构会使机身重量增大，且技术过于复杂。
有利于进行超音速空战的气动布局还有鸭式布局和三翼面布局。鸭式气动布局取消了水平尾翼，将机翼置于机尾，然后在飞机前部添加一对小翼，称为鸭翼。鸭翼和机翼可同时产生升力，做大迎角飞行时不易失控。由于可以产生额外的升力，具有鸭式气动布局的飞机可以实施短距起降。例如在法国“戴高乐”号航母上服役的阵风—M舰载战斗机，可从公路或较短跑道上起飞的瑞典JAS-39“鹰狮”战斗机等。采用三翼面布局的飞机其实就是在常规布局的基础上添加一对鸭翼。这样做的优点是可以多出一对机翼来分担翼载，使机动性大增。
无尾布局分为无水平尾翼和无垂直尾翼两种。无水平尾翼的战斗机均只有一对三角形的机翼，称为无尾三角翼。它的优点是可给飞机减重，并可减小阻力，同时延长使用寿命。不过缺点也很明显：飞机的起降性能和稳定性会大打折扣。无垂直尾翼的飞机均为飞翼布局，即把机身融合在两个大机翼中。德国在二战期间研制了多种飞翼布局的飞机，但都是试验型。使用最成功的飞翼飞机要数美国的B-2隐形轰炸机，它甚至取消了水平尾翼。这样一来，飞机能获得足够的升力，可一直保持平飞。但是，由于没有垂直尾翼，飞机的方向就不好控制，容易偏航，这一点德国人未能克服，而美国人却成功地解决了这一难题。他们给B-2的副翼又添加了控制水平航向的功能。转向时，展开一侧的副翼，这时这一侧的阻力就会增加，而另一侧的阻力保持不变，这样飞机就能转向了。两个副翼同时展开时，则可给飞机减速。上述过程中的原理其实就相当于划船转向的原理。此外，使用推力矢量技术也能让飞翼布局的飞机转向。
如果要测试飞机的气动外形，就要用到风洞。风洞一种管状大型实验设备，可人工产生气流，模拟飞行时的状态风洞主要由洞体、驱动系统和测量控制系统组成。中间又分为实验段（包括稳定段和收缩段）、扩压段和回流段（将气流重新导回入口）或排出段。风洞基本上可分为低速、高速和高超声速三种。各种气动布局的优缺点可以在风洞中得以体现。
四
任何喷气机都有一个致命的缺点：他们只有在拥有跑道的情况下才能起飞。而直升机则可在极端恶劣的情况下垂直起降。直升机具有良好的低空低速性能，可以贴地飞行或翻越山头攻击目标。世界上第一架直升机名为“福克直升机”，由德国的福克教授于1937年发明。
直升机的主要部件是旋翼，它负责提供升力。旋翼由两部分组成：桨叶和桨毂。桨毂套在发动机主轴上。发动机运转时，桨毂带动桨叶旋转，产生升力。位于直升机尾部的尾桨起到稳定的作用，让直升机一直保持较为平衡的姿态。
直升机一般有2～6片桨叶。桨叶由金属材料或复合材料制成。气流与桨叶剖面（翼弦）的夹角就是直升机的迎角。
桨毂分为铰接式、半无铰式、无铰式和无轴承式四类。其中铰接式桨毂有挥舞铰、变距铰和摆振铰组成。直升机悬停时，需要旋翼来提供拉力；提速时，需要发动机高速运转来减小阻力。提高发动机转速可以解决悬停和平飞时的问题。但是，这会导致发动机超负荷运转，容易在空中停车，引发航空事故。还有一种方法，就是调整桨叶之间的距离，即桨距。这可通过调节变距铰来实现，同时也要稍微提升一下旋翼转速。为减小桨叶受到的力，防止损毁，飞行员还可调节挥舞铰。挥舞铰随桨叶旋转时，会上下摆动，保证直升机左右两侧的升力是对称的、均匀的。直升机前进时，机头向前倾；倒飞时，机头后仰，机尾向下；悬停时，保持水平稳定状态即可。
以上介绍的是带有尾桨的单桨（单旋翼）直升机。此外还有双旋翼直升机。双旋翼分为两种：分轴和共轴。顾名思义，分轴就是两个旋翼是分开的。分轴双桨翼可以是纵向排列的（例如美国的CH-47“支奴干”直升机），也可以是横向排列的（例如美国的V-22“鱼鹰”倾转翼飞机）。共轴则指两个旋翼都安装在一根轴上。和单旋翼直升机相比，共轴直升机机动性较好，操纵性高，升力较大，设计紧凑，大大减小了中弹的概率，且适合上舰服役。不过，共轴直升机上下的桨叶之间容易发生刮蹭，会磨损桨叶。双旋翼直升机的两个旋翼都是往相反的方向旋转的，不需要尾桨来保持平衡。双旋翼直升机（尤其是共轴直升机）即使尾部被击伤，也可以保持正常飞行，而不像单旋翼直升机那样会瞬间失去平衡。
由于直升机具有良好的低空性能，陆军和海军航空兵中就装备了许多种类不同的直升机：武装直升机、侦察直升机、反潜直升机、预警直升机等。为了使军用直升机更加趋于完美，以后的军用直升机设计会更偏向于减噪减震以及提升航程这两大方面。
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