地面效应也会改变所需推力和速度的关系。由于诱导阻力在低速时占主导，因地面效应使诱导阻力降低，这样就导致了最重要的低速时所需推力的降低。 地面效应导致的诱导流降低使得诱导阻力有重大的减少，但是对寄生阻力无直接影响。诱导阻力减少的结果就是使得在低速飞行时所需要的推力也减少了。 由于升流，下洗流和翼尖涡流的改变，可能空速系统有定位(设备)误差，这和地面效应有关。大多数情况下，地面效应会导致静态源的局部压力增加，出现对空速和高度的偏低指示。因此，会要求飞机空降的指示空速低于正常要求的值。 为了使地面效应有较大的程度，机翼必须相当的接近地面。地面效应的直接结果之一就是诱导阻力在恒定升力系数处随机翼距地面的高度变化。当机翼的高度等于翼展时，诱导阻力只降低1.4%。然而，当机翼高度为四分之一翼展时 ，诱导阻力降低23.5%，机翼高度等于翼展十分之一时，诱导阻力降低47.6％。所以，只有机翼非常靠近地面时，诱导阻力才有很大的降低。因为这种变化，地面效应在起飞离地和着陆触地的一瞬间是最明显的。
在飞行的起飞阶段，地面效应引起一些重要的关系。飞机起飞后离开地面效应会遇到和着陆时进入地面效应相反的情况，例如飞机离开地面效应将会：
? 要求增加迎角来维持相同的升力系数 ? 诱导阻力增加，所需要的推理也要增加 ? 稳定性降低，机头在瞬间会向上翘 ? 产生静态源压力的减少，指示空速增加
应当指出在获得建议着陆速度之前这些总效果可能会对着陆尝试危险。由于地面效应中阻力降低，飞机好像能在低于建议速度下正常起飞。但是，当飞机以不足的速度飞出地面效应时，更大的诱导阻力可能会导致恰好临界的初始爬升性能。在，如大的总重量，高密度高度，高温的极端条件下，起飞时空速的不足可以使飞机飞起来，但是可能不足以飞出地面效应。这时，飞机可能在最初以不足的速度飞行，然后又下降回跑道。不要试图强制飞机以不足的速度飞起来是非常重要的；为提供充足的初始爬升性能建议起飞速度是非常必要的。因为这个原因，在收回起落架或者襟翼之前必须进入确定爬升状态。
在飞行的着陆阶段，也必须要理解和认识近地效应。如果飞机以恒定迎角被带进到地面效应，飞机升力系数会增加，所需要的推力会减少。因此，会出现“漂浮”效应。由于地面效应中阻力的降低和停车减速，拉平点的任何多余速度都会导致相当长的“漂浮”距离。当飞机接近触地点时，低于翼展高度时的地面效应是最容易发生的。在飞机接近地面的最后进近阶段，有必要降低动力配置或者降低所需的推力，这样可以让飞机在预期滑行轨迹上滑行。
飞机的轴向
飞行中无论什么时候飞机改变它的飞行姿态和位置，它都绕三个轴向的一个或者多个旋转，这些轴向是通过飞机重心的想象出来的线。飞机的轴向可以看成飞机可以绕这它转动的假想轴，非常象车轮旋转的那个轴。在三个轴的相交点，每一个轴都和其他两个轴成90度角。从飞机头部到尾部沿机身长度方向扩展的轴称为纵轴。从机翼到机翼的延伸轴称为横轴。垂直通过重心的轴叫垂直轴。图3－9
飞机关于其纵轴的运动类似于船从一边到一边的摇摆。事实上，描述飞机三个轴向运动的名字最初是航海术语。这三个术语被采纳到空气动力学术语就是因为飞机和航船之间运动的类似性。
根据对航海术语的采用，飞机纵轴固定后的运动称为“侧滚”，横轴固定时的运动叫“俯仰”；最后，飞机垂直轴固定后的运动叫“偏航”，就是飞机头水平的左右运动。
飞机的三个运动由三个控制面控制。侧滚由副翼控制，俯仰由升降舵控制，偏航由方向舵控制。对这些控制的使用在第四章解释－飞行控制。
运动和力臂
物理学研究表明如果一个物体可以自由旋转的话，将总是绕它的重心旋转。在空气动力学术语中，对飞机的趋向绕它的重心旋转的精确测量叫力矩。力矩是所施加的力和作用点距离的乘积。力臂是从参考点到作用力的距离。为计算飞机的重量和平衡，力矩用力臂距离乘以飞机的重量来表示，简单说是英寸磅(距离乘以重量，公制单位是牛顿米)。
飞机设计者把飞机的重心位置或前或后的定位在尽可能靠近平均动力弦的20%位置。如果推力线设计成水平的通过重心，这样当动力改变时也不会导致飞机俯仰，因此飞行中不管是有动力还是停机状态力臂都不会有差别。尽管设计者对阻力的位置可以有些控制，他们也不总是能够让合成阻力通过飞机的重心。不过，他们最能够控制的其中之一就是尾部的大小和位置。目标是让力矩(由于阻力，推力和升力产生)尽可能小；用适当的尾部位置作为任何飞行条件下的飞机提供纵向平衡的手段。
飞行时，除了通过改变迎角来控制升力中心外，飞行员没有对作用于飞机的力的位置作直接控制。然而，迎角的这个改变会立即的影响到其他力的改变。所以，飞行员不可能单独改变一个力的位置而不改变其他效果。例如，空速的改变伴随升力的改变，以及阻力的改变，还有尾部向上和向下的力也会改变。当象紊流和阵风这样的力作用于飞机时让飞机移动，飞行员通过提供反向的控制力来对抗这样的力。
某些飞机在载荷变化时引起重心位置的变化。配平设备用来抵消由燃油消耗，载荷或者乘客或货物的非载荷因素导致的力。升降舵配平片和可调节水平尾翼组成了为飞行员提供载荷配平的最常用设备。
在大飞机的大范围飞行平衡中，如果不提供配平的手段，那么飞行员必须施加的用于控制的力将会是过多的且使人容易疲劳。
设计特性
每一个飞过很多类型飞机的飞行员已经注意到操作是有些区别的，那就是对控制压力的抵抗和相应都有他们自己的方式。训练型飞机对控制有快速的相应，而运输型的飞机通常感觉控制繁重而且对控制压力的响应也更慢。通过考虑特定的稳定性和机动要求，这些特征可以设计到飞机中使特定用途的飞机容易实现。在接下来的讨论中，要总结一下更为重要的飞机稳定性方面；讨论稳定性是如何分析的；以及不同飞行条件下他们的关系。简而言之，稳定性，机动性和可控性的主要区别如下：
稳定性－这是飞机纠正那些可能改变它的平衡条件的内在品质，以及返回或继续在原始航迹上飞行的能力。这是一个飞机的主要设计特性。
机动性－这是飞机容易机动且承受机动引发的压力的能力。它受飞机的重量，惯量，大小，飞行控制的位置，结构强度，以及发动机等因素决定。这也是一个飞机的主要设计特性。
可控性－这是飞机对飞行员控制的响应能力，特别考虑的是航迹和姿态。它是飞机对飞行员操作飞机时施加控制的响应特性，和稳定性特性无关。
稳定性的基本概念
飞机飞行的航迹和高度仅受飞机的空气动力学特性，推进系统和它的结构强度限制。这些限制表明了飞机的最大性能和机动性。如果飞机要提供最大效用，在这些限制的全部范围内必须是安全可控的，且不超出飞行员的强度和要求额外的飞行能力。如果飞机沿任意航迹笔直稳定的飞行，那么作用于飞机的力必定是静态平衡的。任何物体的平衡受到破坏后的反应和稳定性有关。有两种稳定性：静态的和动态的。先讨论静态的平衡，这里的讨论将用到下面的定义：
1) 平衡－所有作用于飞机的相反的力都是平衡的。(飞机处于稳定的不加速的飞行状态)
2) 静态稳定性－当平衡被破坏后飞机显示出的最初趋势。
3) 正静态稳定性－飞机平衡被破坏后返回到原来平衡状态的最初趋势。图3－10
4) 负静态稳定性－飞机平衡被破坏后持续偏离原来平衡状态的最初趋势。 5) 中性静态稳定性－飞机平衡被破坏后维持在一个新条件的最初趋势。
静态稳定性
飞行中飞机的稳定性比解释的要稍微复杂的多，因为飞机可以自由的向各个方向运动，且俯仰和侧滚以及方向都必须是可控的。设计飞机时，工程师必须在稳定性，机动性和可控性之间折中；因为飞机的三个轴向自由度使得问题变的更加复杂了。太高的稳定性对机动性有害，类似的，不足的稳定性对可控性也有害。在飞机设计中，这两者(稳定性和机动性)之间的折中是个关键。
动态稳定性
静态稳定性定义为飞机在平衡条件被破坏后显示出来的初始趋势。有时候，初始趋势和总体趋势不同或者相反，因此必须区别这两者。动态稳定性是飞机的平衡被打破后显示出来的总体趋势。图3－11的曲线显示了受控的功能随时间的变化。可以看出时间单位非常重要。如果一个周期或者一个起伏的时间单位超过10秒，这叫长周期振动(起伏运动)，且容易被控制。在纵向长周期振动中，当空速增加或者降低时，迎角保持不变。对于某一角度，期望振动会收敛，但是不是必须的。起伏运动只能在静态稳定的飞机上测定，这对飞机的配平质量有很大的影响。如果一个周期或者一个起伏的时间单位小于一秒或者两秒，这称为短周期振动，如果不是不可能的话，飞行员通常是非常难以控制的。这是飞行员很容易增强它的一种振动类型。
中性或者发散的短期振动是危险的，如果振动不是快速阻尼的话，一般会导致结构化失效。短期振动影响飞机和控制面是类似的，它们表现为飞机的纵向摆动，或表现为控制面的振动或颤动。基本上，短期振动出现在迎角变化而空速不变时。控制面的短期振动一般是飞机的高频振动以至于飞机都没时间反应。逻辑上，联邦管制法规要求短期振动必须是大阻尼的(也就是短期振动立即消失)。飞机的适航性认证时的飞行测试就是为这个情况而执行的，方法是通过降低极大临界速度(也就是Vne, 不过速)时配平，侧滚或俯仰控制中的振动。测试中，飞行员拉下控制轮或下踏方向舵踏板压低，然后观察结果。