极曲线是飞机升力系数对阻力系数的曲线。

极曲线是衡量飞机升阻特性最重要的气动数据，也是计算飞机性能最重要的原始数据。该数据可通过风洞试验获得，也可在飞行试验的过程中获得。

实际上，在一般模型实验(如风洞实验)条件下，很难保证这些相似准数全部相等，只能根据具体情况使主要相似准数相等或达到自准范围。例如涉及粘性或阻力的实验应使雷诺数相等;对于可压缩流动的实验，必须保证马赫数相等，等等。应该满足而未能满足相似准数相等而导致的实验误差，有时也可通过数据修正予以消除，如雷诺数修正。洞壁和模型支架对流场的干扰也应修正。空气动力学实验主要测量气流参数，观测流动现象和状态，测定作用在模型上的气动力等。实验结果一般都整理成无量纲的相似准数，以便从模型推广到实物。

试飞数据处理是性能试飞工作的重要组成部分。首先，通过数据处理可得出飞行试验的结果;其次，由于在实际试飞中，试飞试验取得的只是一些离散的点，很多性能数据需通过试飞数据计算得到，这些计算得到的结果将同样作为取证的依据，如通过试飞数据得到的极曲线可用于校验并修正风洞试验的结果，修正后的极曲线可用于计算爬升梯度、巡航性能等数据，因此在整个性能试飞中往往安排较多的飞行架次进行极曲线试飞。试飞数据处理工作也是基于此产生的。

试飞数据是各飞行参数(如速度，高度，发动机转速等)的时间历程。首先选择合适的数据段(作等速直线平飞段或正常盘旋段)，在本文中即选择飞机作等速直线平飞的数据段，主要根据以下参数:速度v、高度H、高度变化率v,、航向角、迎角、大气温度、发动机风扇百分比转速、襟翼偏度以及起落架状态。选择合适的数据段并通过将以上所选参数绘成曲线，根据这些参数判断飞机的飞行状态，并选取定常(各参数都保持不变的一段)飞行的数据段。

极曲线最高点的纵坐标值表示最大升力系数。

平行纵坐标的直线与极曲线相切，可以得到最小阻力系数和迎角值。

飞机的阻力系数和升力系数可以使用很多种飞行状态进行计算，如稳定爬升、稳定平飞、稳定下滑等，对飞机稳定直线爬升时飞机的简化动力学方程为：

稳定平飞时飞机的简化动力学方程为:

稳定直线下滑时的简化动力学方程为:

但是，螺旋桨飞机对滑流阻力很敏感，而且所有飞机都对配平阻力很敏感，所以，不能将一种飞行状态推广到另一种飞行状态，所以按照以上方程求出的极曲线不能相互通用，应当依次称为爬升极曲线、平飞极曲线和下滑极曲线。

在试飞中所采用的发动机推力是影响计算的主要因素之一，所以必须保证计算中采用的发动机推力数据是经飞行试验验证的推力数据。

准确的飞行高度是得到推力、大气密度等参数的前提，所以试飞中一般采用由前支杆或拖锥测量出高度的位置误差修正量△HP，经位置误差修正后才能得到准确的(经位置误差修正的)气压高度值。

飞机的重心位置不同，配平飞机(纵向)的平尾偏角就不同，在本文中选取的试飞数据的重心应根据飞机的装载及燃油量数据确定的、与风洞结果相比必须考虑、重心位置误差的影响。