Аэродинамические силы и моменты зависят от размеров ВС, от площади крыла S, от скорости полета V и от величины скоростного напора 
. Зависимость величины сил и моментов от углов атаки и скольжения, от формы, толщины и кривизны крыла, от положения механизации и числа М учитывается коэффициентами аэродинамических сил: Cxa, Cya, Cza, CRa, mx, my, mz. Структурные формулы для аэродинамических сил и моментов имеют вид:
· Сxa – коэффициент лобового сопротивления – отношение силы лобового сопротивления Xa к произведению скоростного напора 
на площадь крыла S.
· Cya – коэффициент аэродинамической подъёмной силы – отношение аэродинамической подъёмной силы Ya к скоростному напору на площадь крыла S.
· Сza – коэффициент аэродинамической боковой силы – отношение аэродинамической боковой силы Za к произведению скоростного напора на площадь крыла ВС S.
· mx – коэффициент аэродинамического момента крена – отношение аэродинамического момента крена Mx к произведению скоростного напора на размах крыла 
площадь крыла ВС S.
· my – коэффициент аэродинамического момента рыскания – отношение аэродинамического момента рыскания My к произведению скоростного напора на размах крыла площадь крыла ВС S.
· mz – коэффициент аэродинамического момента тангажа – отношение аэродинамического момента тангажа Mz к произведению скоростного напора на среднюю аэродинамическую хорду bсах и площадь крыла ВС S.
Аэродинамические характеристики ВС называются зависимостями коэффициентов аэродинамических сил и моментов от эксплуатационных факторов, к которым относятся углы атаки и скольжения, форма крыла и положение механизации, толщина и кривизна профилей, критерии подобия числа Маха (М) и Рейнольдса (Re), влияние обдувки винта, влияние близости земли и т.д. Эти зависимости получают по результатам продувок в аэродинамических трубах, а также по результатам летных испытаний.
Отношение подъемной силы к лобовому сопротивлению называется аэродинамическое качество 
; величина аэродинамического качества позволяет оценить аэродинамическое совершенство ВС.
К основным аэродинамическим характеристикам относятся зависимости Сya(α), Сxa(α).
Зависимоcть коэффициента подъёмной силы от угла атаки Сya(α) в общем случае имеет вид, представленный на рис. 1. Эта зависимость представлена для разных углов отклонения механизации, с учетом влияния земли, с учетом обдува от воздушного винта и т.д.
Рисунок 1: «Зависимо c ть коэффициента подъёмной силы от угла атаки С ya (α)»
В диапазоне безотрывного обтекания от угла атаки нулевой подьемной силы α0, до достижения угла атаки начала срыва αнс зависимость Сya(α) остается прямолинейной и определяется соотношением 
, где 
характеризует «чувствительность» крыла к изменению угла атаки и показывает наклон Сya(α).
При достижении αнс в корневой части трапециевидного крыла в хвостовой части профиля возникает срыв потока, рост СYа замедляется, линейность кривой нарушается. При дальнейшем росте угла атаки область срывного обтекания увеличивается и при критическом угле атаки αкрит охватывает значительную часть поверхности крыла, и рост Сyа заканчивается. Увеличение Сyа в этой области связанно главным образом с повышением давления на нижней поверхности крыла в результате значительного угла атаки. При критическом угле атаки αкрит коэффициент подъёмной силы Сyа достигает своего максимального значения Сyаmax. При дальнейшем увеличении угла атаки срывная область может стабилизироваться, может увеличиваться. Развитие этой области, а значит и поведение самолета на закритических углах атаки зависит от характеристик крыла и профиля. Отклонение закрылков в общем случае приводит к увеличению Сyа и уменьшению αкрит. При этом из-за увеличения кривизны профиля, угол α0 изменяется (увеличивается по абсолютной величине.) Зависимость Сyа(α) для ВС Cessna 172s, DA40, DA42 приведены на рис. 2,3.
Рисунок 2: «Зависимость С y а (α) и зависимость С xa (α) Cessna 172 s»
Рисунок 3: «Зависимость С y а (α) и поляра для DA 40, DA 42»
Зависимость коэффициента лобового сопротивления Сxa(α) в общем случае имеют вид, представленный на рис. 4.
Рисунок 4: «Зависимость коэффициента лобового сопротивления С xa (α) в общем случае»
Минимальные значения коэффициента сопротивления Сxamin реализуются при угле атаки нулевой подъёмной силы и его значения от 0,022 до 0,055 для разных ВС. Отклонение закрылков приводит к увеличению Сxamin. Значение Сxamin определяется профильным сопротивлением крыла и состоит из сопротивлений трения и давления. При увеличении угла атаки в условиях безотрывного обтекания рост лобового сопротивления происходит за счет индуктивного сопротивления, коэффициент индуктивного сопротивления зависит от коэффициента подъёмной силы и удлинения крыла λ (
), 
.
Для уменьшения индуктивного сопротивления применяются конструктивные элементы, препятствующие перетеканию потока с нижней поверхности крыла на верхнюю поверхность и выравниванию давлений на концах крыла по размаху. К ним относятся концевые вертикальные шайбы на концах крыла, законцовки различных форм, изменение несущих поверхности крыла в этой области (концы крыла загибаются вверх). Индуктивное сопротивление тем меньше, чем больше удлинение крыла λ.
Индуктивное сопротивление является результатом обтекания крыла конечного размаха. В результате разности давлений над и под крылом конечного размаха воздух перетекает с его нижней поверхности на верхнюю. В результате возникает течение вдоль размаха крыла, приводящее к деформации линий тока. Течение на нижней поверхности направленно к концам крыла, на верхней – к центру. В результате этого сложного течения за крылом по всей задней кромке образуется вихревая пелена; на расстоянии равном нескольким размахам крыла она сворачивается в два концевых вихря. Возникающее на крыле течение вызывает отклонение набегающего потока вниз и уменьшение истинного угла атаки αист по отношению к геометрическому углу атаки крыла αкр на величину ε, которая называется углом скоса потока за крылом. В результате вектор подъёмной силы крыла Yист, перпендикулярный вектору истинной скорости, отклоняется на ε.
Проекция Yист – на ось Oxa скоростной с. к. это и есть индуктивное сопротивление. Индуктивное сопротивление тем больше, чем больше коэффициент подъёмной силы Сyа (отклонена механизация, увеличение α в диапазоне безотрывного обтекания и т.д.) и че меньше удлинение крыла. Характер обтекания крыла конечного размаха представлен на рис 5.
Рисунок 5: «Характер обтекания крыла конечного размаха»
Зависимость Сyа(Сxа) называется полярой и представляет годограф коэффициента вектора полной аэродинамической силы в полярной с. к. при изменении угла атаки. Поляры ВС Cessna 172s и DA40, DA42 представлены на рис 6 и 7.
Рисунок 6: «Зависимость С y а (С x а) – Поляра – Cessna 172 s»
Рисунок 7: «Зависимость С Y а (С X а) – Поляра – DA 40, DA 42»
Поляра является основной аэродинамической характеристикой ВС и позволяет судить о характере изменения Сyа и Сxа, о величине аэродинамического качества К, Сyа max, Сyа min, о влиянии механизации.
