引言
極曲線是衡量飛機升阻特性最重要的氣動數據，也是計算飛機性能最重要的原始數據。該數據可通過風洞試驗獲得，也可在飛行試驗的過程中獲得。
實際上，在一般模型實驗(如風洞實驗)條件下，很難保證這些相似準數全部相等，只能根據具體情況使主要相似準數相等或達到自準範圍。例如涉及粘性或阻力的實驗應使雷諾數相等;對於可壓縮流動的實驗，必須保證馬赫數相等，等等。應該滿足而未能滿足相似準數相等而導致的實驗誤差，有時也可通過數據修正予以消除，如雷諾數修正。洞壁和模型支架對流場的干擾也應修正。空氣動力學實驗主要測量氣流參數，觀測流動現象和狀態，測定作用在模型上的氣動力等。實驗結果一般都整理成無量綱的相似準數，以便從模型推廣到實物。
試飛數據處理是性能試飛工作的重要組成部分。首先，通過數據處理可得出飛行試驗的結果;其次，由於在實際試飛中，試飛試驗取得的只是一些離散的點，很多性能數據需通過試飛數據計算得到，這些計算得到的結果將同樣作為取證的依據，如通過試飛數據得到的極曲線可用於校驗並修正風洞試驗的結果，修正後的極曲線可用於計算爬升梯度、巡航性能等數據，因此在整個性能試飛中往往安排較多的飛行架次進行極曲線試飛。試飛數據處理工作也是基於此產生的。
飛行數據的挑選和讀取
試飛數據是各飛行參數(如速度，高度，發動機轉速等)的時間歷程。首先選擇合適的數據段(作等速直線平飛段或正常盤旋段)，在本文中即選擇飛機作等速直線平飛的數據段，主要根據以下參數:速度v、高度H、高度變化率v,、航向角、迎角、大氣溫度、發動機風扇百分比轉速、襟翼偏度以及起落架狀態。選擇合適的數據段並通過將以上所選參數繪成曲線，根據這些參數判斷飛機的飛行狀態，並選取定常(各參數都保持不變的一段)飛行的數據段。
阻力係數和升力係數計算方法
極曲線最高點的縱坐標值表示最大升力係數。
平行縱坐標的直線與極曲線相切，可以得到最小阻力係數和迎角值。
飛機的阻力係數和升力係數可以使用很多種飛行狀態進行計算，如穩定爬升、穩定平飛、穩定下滑等，對飛機穩定直線爬升時飛機的簡化動力學方程為：
極曲線
極曲線穩定平飛時飛機的簡化動力學方程為:
極曲線
極曲線穩定直線下滑時的簡化動力學方程為:
極曲線 極曲線但是，螺旋槳飛機對滑流阻力很敏感，而且所有飛機都對配平阻力很敏感，所以，不能將一種飛行狀態推廣到另一種飛行狀態，所以按照以上方程求出的極曲線不能相互通用，應當依次稱為爬升極曲線、平飛極曲線和下滑極曲線。
影響升力係數和阻力係數計算的因素
推力
在試飛中所採用的發動機推力是影響計算的主要因素之一，所以必須保證計算中採用的發動機推力數據是經飛行試驗驗證的推力數據。
高度
準確的飛行高度是得到推力、大氣密度等參數的前提，所以試飛中一般採用由前支桿或拖錐測量出高度的位置誤差修正量△HP，經位置誤差修正後才能得到準確的(經位置誤差修正的)氣壓高度值。
重心
飛機的重心位置不同，配平飛機(縱向)的平尾偏角就不同，在本文中選取的試飛數據的重心應根據飛機的裝載及燃油量數據確定的、與風洞結果相比必須考慮、重心位置誤差的影響。
