Форма крыла в плане появляется в результате компромисса между требованиями аэродинамики, прочности, технологии и т.п. и описывается отрезками прямых, кривых (второго и более высоких порядков) или их комбинацией.

Для крыльев простых очертаний основными геометрическими параметрами являются:  удлинение, сужение, стреловидность,средняя аэродинамическая хорда, параметры формы профиля.

где S – площадь крыла; l – размах крыла; b – текущая хорда крыла.

Удлинение крыла λ характеризует отношение размаха к средней хорде и определяется соотношением λ = 1²/S.

Условно различают крылья малого и большого удлинения. Крыло малого удлинения (λ = 1 – 3) – короткое, с относительно большими хордами, применяется на сверхзвуковых самолетах. Крыло большого удлинения (λ = 6 – 12) – длинное, с относительно малыми хордами, применяется на дозвуковых пассажирских (транспортных) самолетах.

Сужение крыла η оценивает степень трапециевидности крыла η = b0/bk. Очевидно, что для прямоугольного крыла (а) η = 1, для треугольного (в) и ромбовидного (д) η = ∞.

Стреловидностью называется отвод назад (положительная) или вперед (отрицательная) концевой хорды аэродинамической поверхности (крыла, киля, стабилизатора) относительно центральной или бортовой хорды. Измеряется углом между перпендикуляром к продольной оси самолетa и передней кромкой или линией, проведенной через точки на 25% длин хорд от носка (линия четвертей хорд). Большинство реактивных самолетов имеет положительную стреловидность в пределах 20⁰–50^o.У крыла прямой стреловидности (и) концевая хорда отнесена назад по потоку относительно корневой хорды крыла. У крыла обратной стреловидности (д) концевая хорда находится впереди по потоку относительно корневой хорды. У крыльев скоростных дозвуковых пассажирских самолетов угол стреловидности χ = 20–35°, у крыльев самолетов, летающих на сверхзвуковых режимах, угол стреловидности по передней кромке χ = 20–70°.

Профиль несущей поверхности – это форма сечения крыла плоскостью, параллельной плоскости симметрии самолета. Профилировка сечения крыла в основном определяет характер обтекания несущей поверхности воздушным потоком, спектр скоростей и, соответственно, эпюру давлений. Аэродинамические характеристики крыла во многом зависят от профиля.

  В определенных аэродинамических характеристиках проектируемого самолета приводит проектировщика к выбору определенной серии профилей (симметричный или несимметричный профиль, с плоскими или криволинейными образующими и т.д.) крыла.

Поперечный угол крыла ψ_кр, или так называемый угол поперечного V крыла, характеризует вид крыла спереди. Для современных самолетов значение угла ψ_кр лежат в пределах от –5° до +5°.

 
Большое внимание уделяется поиску форм профилей, обеспечивающих в спектре обтекания профиля наличие достаточно протяженной зоны с ламинарным течением потока в пограничном слое (ламинарные, или ламинаризированные, профили), что позволяет снизить лобовое сопротивление несущих поверхностей.
Суперкритические профили, имеющие относительно плоский контур верхней поверхности, позволяют увеличить Mкрит полета дозвукового самолета, то есть отодвинуть эффект волнового кризиса и, увеличив таким образом крейсерскую скорость, повысить транспортную эффективность самолета.
На улучшение аэродинамических характеристик несущей поверхности (крыла) направлены и такие конструктивные решения, как геометрическая или аэродинамическая крутка крыла или их комбинация.
Геометрическая крутка образуется на крыле, поперечные сечения которого набраны из профилей одной серии (с постоянными по размаху крыла значениями относительной толщины и относительной кривизны), установленных на различные углы φ по размаху, так что поверхность, образованная хордами профилей, оказывается не плоской.
Аэродинамическая крутка образуется, когда вдоль размаха крыла на плоской серединной поверхности, образованной линиями хорд, в поперечных сечениях набраны профили различных серий (с переменными по размаху крыла значениями с и f).

Если крылья двух разных самолетов составлены из одинаковых профилей (одной серии, с₁= с₂ и f ₁= f ₂) и при этом равны их стреловидности по передней кромке и сужения (η₁ = η₂), то при соблюдении условия λ₁= λ₂ крылья подобны (конгруэнтны).Таким образом, удлинение λ характеризует подобие крыльев.
Геометрическое подобие обтекаемых тел позволяет по модели (аналогу) получить аэродинамические характеристики проектируемого самолета. Так, при проектировании сверхзвукового пассажирского самолета Ту-144 на базе легкого сверхзвукового истребителя МиГ-21 был построен самолет-аналог с крылом сложной формы и профилировки, подобным крылу проектируемого самолета, что позволило не только смоделировать в реальном полете аэродинамику будущего Ту-144, но и решить другие проблемы.

Если в дополнение к записанным выше условиям геометрического подобия двух крыльев еще и S₁ = S₂, то крылья одинаковы. Не только геометрическое подобие агрегатов (частей) различных самолетов определяет аналогию их летных характеристик при одинаковых числах М полета, но также значения тяговооруженности p и удельной нагрузки на крыло p, которые, таким образом, также являются критериями при сравнении различных самолетов.
 

 Крыльям, форма в плане которых ограничивается простейшими кривыми второго порядка, иногда дают названия по названию соответствующей кривой: «эллиптическое» (эллипсовидное) крыло (рис.1е), «параболическое крыло с прямой задней кромкой» (рис.1в).Крыльям более сложных очертаний иногда дают даже специальные названия: «серповидное» (форма крыла напоминает очертания серпа), «оживальное» («готическое») (рис.1ж).

Взлетом называется ускоренное движение самолета от момента начала разбега до набора высоты 25 м.

Начальный период взлета называется разбегом, представляющий собой ускоренное движение по земле, необходимое для приобретения такой скорости, при которой крыло создает подъемную силу, способную оторвать самолет от земли.

Перед разбегом, удерживая самолет на месте с помощью тормозов главных колес шасси, летчик плавно увеличивает тягу двигателей до максимальной, затем отпускает тормоза, и самолет начинает движение на всех колесах шасси. Когда скорость самолета достигнет такой величины, при которой руль высоты становится достаточно эффективным, летчик взятием ручки на себя увеличивает угол атаки крыла и отрывает от земли носовое колесо. Дальнейшее движение самолета до отрыва происходит на главных колесах шасси.