空氣動力干擾
例如，飛機就是由機翼、機身、尾翼和推進裝置等部件組成的。由於各部件繞流的壓力場和邊界層的相互干擾的結果，使作用在整架飛機上的空氣動力並不簡單地等於各孤立部件所產生空氣動力之和，必須計及因空氣動力干擾而產生的增量。
對於尾翼位於機翼後方的飛行器，空氣動力干擾主要包括機翼與機身之間、機翼與尾翼之間和發動機噴流對機身的干擾。
機翼（尾翼）與機身之間的相互干擾
機身使外露機翼處的迎角增大，從而使外露機翼的升力增高。另一方面，外露機翼上下表面的壓強差傳送到機身上，也使機身產生升力增量。對於無限長圓柱形機身與小展弦比（見機翼空氣動力特性）機翼的組合體，理論表明在機翼安裝角為零時，機翼-機身組合體的升力比由左右兩半外露翼所組成單獨機翼的升力大。空氣動力干擾也往往使機翼（尾翼）機身組合體的阻力比單獨機翼(尾翼)和單獨機身阻力之和為大，其增量稱干擾阻力。在亞音速時，主要是由於在機翼和機身連線處的邊界層相互干擾而增厚甚至分離，導致型阻力（見空氣動力特性）增大。當機翼和機身的交接界面的夾角小於90°時，型阻力增量最嚴重，這時必須對翼身連線處採取整流措施或使用填角塊。在跨音速和超音速時，除了干擾型阻力外，由於機翼和機身的激波相互干擾，還會產生干擾波阻力。如果設計得當，這種干擾波阻力可能是負的，即起拉力的作用。
發動機噴流對機身後部的干擾
從機身底部噴口噴出的發動機噴流對機身後部(收縮形的後部也稱“船尾”)有兩種干擾效應：一是引射效應，二是體積效應。在高速噴流的引射作用下，機身船尾處的壓強下降，阻力增加，這是不利的。如果噴口處的噴流靜壓超過其臨界值（見噴管），則噴口後的噴流會自由膨脹，體積猛增，引起繞流向外偏轉，船尾處的壓強增大，結果使阻力減小。在超音速氣流中，繞流的向外偏轉伴隨著產生激波，激波後的高壓會通過邊界層前傳到船尾表面，同樣使阻力減小。
機翼與尾翼的相互干擾
機翼的渦系在尾翼處產生誘導下洗場，從而減小尾翼剖面的局部迎角，使作用在尾翼上的空氣動力發生變化。尾翼渦系處於機翼後方，對機翼的影響很小，在超音速時由於信號不能逆流傳遞，尾翼對機翼沒有任何干擾。
其他空氣動力干擾
除這些空氣動力干擾外，還有安裝在機翼上的發動機短艙，懸掛在機翼或機身下面的副油箱、飛彈等外掛物之間及其與掛架、機翼或機身的相互干擾等。空氣動力干擾是不可避免的，在飛行器設計過程中往往要採取各種措施使空氣動力干擾變為有利的因素。例如，利用跨音速和超音速面積律來降低跨音速和超音速飛行器的零升波阻力。
懸停及前飛狀態下旋翼/機身的氣動力干擾
簡介
直升機空氣動力的各個組成部分之間存在著十分複雜的相互干擾，可以說，直升機，特別是下一代具有高槳葉載荷和小的旋翼/機身間距特點的新型直升機的動力學性、能、操縱品質、噪聲，振動等都不同程度地受這些氣動干擾的影響，因此，研究這些氣動干擾，在直升機設計過程中將起到更加關鍵的作用。幾十年來，國外隨著先進的實驗設備的出現，人們十分活躍地開展了地面懸停及風洞實驗，從直升機“整體”概念出發來研究旋翼/機身(及各部件)/尾槳的氣動干擾機理，最佳化氣動布局，確定最佳的控制氣動干擾的布局參數，並根據大量的實驗結果來改進各種氣動力預測方法。國內由於實驗設備條件的限制，旋翼/機身氣動力干擾的實驗研究工作起步較晚。氣動中心在1990年成功地研製了8米×6米風洞直升機旋翼試驗台的基礎上，於1992年7月，利用BO-105旋翼模型和Z-9機身模型在8米×6米風洞進行了實驗。用三台天平分別測定了旋翼和機身的氣動力，用機械壓力掃描閥測定了機身模型典型剖面的壓力分布，並用絲線對機身表面進行了流態觀察，獲得了正確的氣動干擾概念和與國外相類似的實驗結果。
研究結果
對於該實驗所用模型的氣動布局，可以得出以下結論：
(1)在懸停狀態下，旋翼的下洗尾流使機身產生負升力、俯仰力矩和偏航力矩，而對機身後向力、側向力、滾轉力矩影響很小。負升力、偏航力矩和俯仰力矩的干擾百分比隨拉力增大而減小，並趨於常值。機身的存在對旋翼的影響很小，使旋翼最大氣動效率提高約1%。
(2)在等拉力係數配平前飛條件下，旋翼的下洗尾流對機身的法向力、側向力、偏航力矩和俯仰力矩有一定影響。隨前進比增加，其影響(無量綱係數)逐漸減小。下洗尾流引起的機身法向力增量百分比最大為2.4%。機身的存在使總距操縱量平均減小約0.4°，前飛需用功率平均減小約1.3%。
(3)根據CARDC 8米×6米風洞直升機旋翼機身組合模型試驗台的現有條件，可在較大的空間範圍內進行旋翼/機身相互位置參數的選擇，進行懸停和前飛狀態下的測力、測壓和流態實驗，研究旋翼/機身之間的氣動力干擾效應。
