定義
配平極曲線是指飛機保持平衡(即繞重心俯仰力矩為零)時的升力係數對阻力係數的曲線。
極曲線
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。
升力係數與阻力係數
對於飛行器來說，阻力係數定義為物體（如飛機、飛彈）所受到的阻力與氣流動壓和參考面積之比，是一個無量綱量。
升力係數是一個無量綱量，指物體所受到的升力與氣流動壓和參考面積的乘積之比。
有關研究表明，升力係數和阻力因素的影響因素如下：
（1）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。
（2）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，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。
（3）飛機的重心位置不同，配平飛機(縱向)的平尾偏角就不同，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。
保持俯仰平衡的方法
俯仰力矩是指作用於飛機的外力產生的繞機體oy軸的力矩。包括氣動力矩和發動機推力向量因不通過飛機質心而產生的力矩，亦稱縱向力矩。
操縱駕駛桿
當俯仰平衡破壞時，飛行員移動駕駛桿偏轉升降舵，使水平尾翼產生一個力矩，同上述改變飛機迎角的附加力矩取得平衡。這種由於飛行員偏轉升降舵所產生的水平尾翼力矩，稱為俯仰操縱力矩。以上平衡力矩的關係可用式子表示為俯仰操縱力矩=附加俯仰力矩
由上式可知，升降舵的一個重要作用是，當飛機上產生附加俯仰力矩時，可以借它來產生俯仰操縱力矩與之相等，以保持原有的俯仰平衡狀態。比如，當產生附加的下俯力矩迫使飛機下俯時，飛行員向後拉桿使升降舵上偏增大水平尾翼的上仰力矩，使作用於飛機的各俯仰力矩之和仍然等於零，以保持飛機處於俯仰平衡狀態。
使用調整片
在飛行中，飛行員一般是用駕駛桿偏轉升降舵來保持飛機平衡的，但有時還可以使升降舵調整片來偏轉升降舵，以保持飛機的平衡。比如說，將升降舵調整片向下偏轉一定角度迫使片上產生向上的升力，他對升降舵樞軸構成力矩，迫使升降舵向上轉動。升降舵偏轉後，由於舵面上下的壓力差，便構成另一力矩，當兩力矩平衡，升降舵就自動保持某一上偏角不變。這就和飛行員向後帶桿一樣，能保持飛機仍處於俯仰平衡狀態，使用這種方法保持平衡，飛行員不用長時間帶桿，可以減少疲勞，因此此時桿力為零。
總之，在飛行中俯仰平衡遭到破壞，如果機頭自動上仰，飛行員應向前推桿或上偏調整片使升降舵下偏一定角度。如果機頭自動下俯，則應向後拉桿或下偏調整片，藉助水平尾翼力矩的作用來保持飛機的俯仰平衡。
