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升力     
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　　流體作用於運動的物體上，造成該物體會垂直上昇的力。譬如飛機受氣流作用而上升（參見lift）飛行，其升力的方向為垂直於入流(inflow)的方向。
升力係數     
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　　當氣流流經物體或飛具時，由於氣流的作用，在物體上產生一作用力及力矩。這作用力可分解成平行於氣流方向的阻力(drag　force)，和垂直於氣流方向的升力(lift force)。這個升力即是承拖飛具或使飛具上升的作用力。升力是有因次的(dimensional)，如除以力的物理量則可化成無因次的力。升力係數CL即為無因次的升力，其定義為：
　　

　　式中，ρ∞, V∞是氣流的密度和速度；S 為物體的參考面積（假如；飛具機翼的翼面積）。
升力面理論     
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　　從升力線理論(lifting line theory)的說明知，若機翼的展弦比小於6 時，則該理論就不太正確，因此，應考慮更嚴謹的方法。若機翼的展弦比不大（小於6），則機翼上氣流的流動甚為複雜，不僅應考慮翼展方向的渦漩線（如同升力線理論），亦應考慮垂直於翼展方向（或氣流方向）的渦漩線。因此，為正確表示流動效果，則在機翼上佈滿平行和垂直於翼展方向的渦漩線，或者，視機翼為一漩渦面，或稱為升力面(lifting surface)。應用流體力學非黏性流理論，求解升力面上渦漩強度的分佈，進而求得機翼升力的理論，稱為升力面理論。
零升力阻力     
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　　在空氣中運動的飛行器，其阻力可大致分別為由升力造成的誘導阻力(induced drag)與不和升力相關的零升力阻力（或稱寄生阻力，parasite drag）兩大類，零升力阻力可以由空氣和飛行器直接摩擦所產生，也可以由分離流(separation)所造成的壓力差所產生。一般言之，零升力阻力無法以精確的方程式得之，必須利用實驗或計算方法得之。
升力，升程，揚程     
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　　1.是氣動力的一個分力，用以支撐飛機的飛行。此力是作用於物體上，且是垂直於未受干擾氣體流動方向。
　　2.水力學上講，升力或稱升程，揚程是大氣迫使水上升的高度，或是把水提升到水源的水平線之上。以水泵的操作來講，這揚程高度的測量，是從給水的水面到水泵的進水口中心。
升力線理論     
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　　從學理知，機翼升力的產生在於機翼上表面的氣流較機翼下表面的氣流大的結果。這個現象，也可視為自由氣流(free stream)和機翼上環流(circulation)合成的結果。因此，機翼上可視為佈滿許多環流，從左翼展到右翼展。而環流的強度，在左、右翼展端點為零，翼展中點為最大值。所以，對有限翼展機翼升力值的計算，可以一條渦漩線代表機翼，該渦漩線通過機翼各截（剖）面四分之一弦長處（該處在理論上為翼剖面的空氣動力中心），而渦漩線上環流的強度，在兩端點為零，中間點的強度最大。由於這條渦漩線是代表機翼，故稱為升力線。應用升力線的假設，求出升力線上環流的強度分佈，進而得到升力線上（或機翼上）升力的分佈...
零升力阻力係數     
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　　由於各型飛行器之大小不同，為了有效地比較各飛機效果的好壞及整理模型實驗數據，吾人常將升力、阻力加以無因次化而以係數形式表之。如果零升力阻力除以動壓和參考面積後，即得到零升力阻力係數。其中動壓為ρV2/2；ρ為空氣密度；V為速度； 為零升力阻力係數。
零升力線     
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　　當機翼在零升力之攻角時，從機翼後緣沿相對風方向引出的線。
動態升力     
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　　由於不穩定流動(unsteady flow)的影響，使得翼剖面(airfoil)產生的升力比穩定態流動(steady flow)時增加、或跳動(fluctuation)的情形，稱之為動態升力。不穩定氣流的原因，可能是攻角(angle of attack)隨時間改變，或因攻角太大而達到失速(stall)狀態時的不穩定流動。附圖表示某翼剖面之穩定升力曲線和產生動態升力時，超越最大升力及數值跳動的情形。這對於直升機的旋翼，以及飛機螺旋槳和壓縮器(compressor)葉片的設計都很重要，因為在實際飛行或旋轉時，葉片可能會發生失速顫動(stall flutter)而產生動態升力的現象。
法向升力     
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　　飛機機翼上因壓力分佈所造成的力，平行於相對速度方向的力是阻力，垂直於相對速度方向的力則為升力。如果以一已知的卡式座標為基準，可再將此升力細分為兩個分量，垂直於某個方向（如 X 軸）的升力即為法向升力。
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