氣流繞經飛機時所產生的空氣動力、空氣動力力矩和表面壓力分佈隨飛機外形和飛機在大氣中的運動（包括馬赫數、雷諾數、迎角、側滑角、旋轉角速度以及沉浮速度等）而變化的規律(見空氣動力特性)。飛機的空氣動力佈局由機翼、機身、安定面、操縱面和容納發動機的短艙(包括進氣道和噴管)等部件的外形和它們的相對位置所決定，因而飛機的空氣動力特性就是這些部件的空氣動力特性和部件之間的空氣動力干擾的合成。飛機的空氣動力外形和空氣動力特性還受到其他因素（如結構、發動機、材料、輔助系統、電子設備和人體生理等）的約束。不同用途的飛機有不同的空氣動力特性，以求達到最佳的經濟效益或作戰效果。
戰鬥機的氣動特性
從空氣動力學的角度看來，第二次世界大戰後的戰鬥機的發展，大致可分為三個階段。50年代主要是追求超音速的飛行速度。初期，世界上出現了一批馬赫數為1.4左右的戰鬥機；後期，馬赫數提高到2～2.5。在這個階段中，空氣動力學家致力於降低飛機的超音速波阻力和安全越過跨音速區的問題，飛機上採用了小展弦比的三角翼或後掠機翼和細長機身。60年代屬於第二階段，空氣動力研究的重點是改善戰鬥機的起飛、降落性能。在這期間出現了機翼可變後掠角的佈局、前後翼間距很短的鴨式佈局和各種短距或垂直起降佈局方案。60年代末以後，注意力轉向提高戰鬥機的機動性和格鬥能力。由於對脱體渦流型（見機翼空氣動力特性）和混合流型（脱體渦流型與附着流型的混合）的廣泛深入研究，戰鬥機的可用迎角範圍增加到30°甚至40°，同時出現了邊條翼佈局、前後緣機動襟翼（見增升裝置）和主動控制技術。噴流轉向和前掠翼佈局等新技術也在發展研究中。
高機動性戰鬥機不僅要求空氣動力特性能在作戰馬赫數(M＝0.7～1.8)下提供足夠大的升力係數以滿足飛機機動過載的要求，而且還要求降低大升力下的阻力系數，以保證飛行速度不會在機動飛行時迅速減小。除此之外，飛機縱向和橫向的穩定力矩和操縱力矩特性也應保持在合理的範圍內。當然，飛機的最大速度和起飛着陸性能也應保證。現代戰鬥機的空氣動力外形設計是通過下列途徑來獲得需要的氣動特性的：
（1）利用電子計算機和先進的風洞實驗技術取得最優空氣動力外形設計；
（2）開拓新的流型領域和研究新的氣動機理；
（3）採用材料、結構、控制、電子學等方面的新成就，甚至採用在飛行中能隨意變化的空氣動力外形。
旅客機的氣動特性
旅客機的關鍵氣動特性指標有二：一是巡航因子McK，其中Mc為巡航馬赫數，K為巡航時的升力與阻力的比值；另一是降落時的升力係數Cy。McK 的值越高，則航程越長或耗油量越小；Cy的值高意味着飛機的降落速度小，滑跑距離短。現代巨型旅客機有亞音速和超音速兩類，前者的巡航馬赫數Mc＝0.75～0.95，後者Mc＝2.0～3.0，它們的巡航因子卻都在7～12之間。
亞音速旅客機採用大展弦比的後掠機翼，通過複雜的機翼彎扭形狀設計和厚度分佈來消除翼根和翼梢處的三維效應，使之能在全翼展範圍內得到理想的二維翼型特性，從而提高巡航因子。在機翼的後緣區安裝着複雜的二縫甚至三縫襟翼系統，前緣區則有縫翼、前緣襟翼等設施，以求良好的降落特性。
超音速旅客機的機翼採用細長的平面形狀，展弦比不超過2，以求在超音速巡航時提高升阻比。這種機翼的低速升力係數很小，不利於起飛着陸。為了補救這個缺陷，空氣動力學家充分利用了大迎角下的前緣脱體渦流型，這時所產生的非線性升力係數能使降落升力係數增大一倍左右。
