近代噴氣飛機出現(xiàn)后，大大提高了空中運輸能力。與活塞式發(fā)動機飛機相比較，噴氣飛機的性能范圍擴大了，在飛機正常飛行的高度和速度范圍內(nèi)，出現(xiàn)了空氣可壓縮性的影響，飛機性能的提高，使飛機能在高空進行正常的巡航飛行，而且還提供足夠的附加推力，可以爬升到高于一定重量下的最有利高度，并使飛機在中、低空很容易超過最大使用速度。在高空高速飛行，要經(jīng)常注意飛機飛行的馬赫數(shù)（馬赫數(shù)是局部空速與音速之比）。音速在海平面等于662海里/小時，馬赫數(shù)0.8在海平面相當于真空速582海里/小時。在空氣中，音速隨著高度的增加（溫度降低）而減小。雖然飛機在馬赫數(shù)小于1.0的空速下飛行，但是飛機上某些部位的局部氣流卻能達到音速。氣流通過機翼上表面時，速度加快，壓力降低，因而產(chǎn)生升力，當飛行速度為亞音速時，機翼表面的加速氣流可達到音速，如果流過機翼某一部位的氣流速度最先達到音速（M1.0），這時飛機的馬赫數(shù)就叫作機翼的臨界馬赫數(shù)。如波音噴氣機系列的臨界馬赫數(shù)為0.77~0.84。繼續(xù)增大空速時，某些部位的氣流速度會超過M1.0。在氣流回到亞音速的地方，就會產(chǎn)生激波。在激波形成之后，最大升力系數(shù)性能隨飛機的馬赫數(shù)的增大而降低，直到M1.0。這使飛機的機動性受到限制。比如增加坡度或增加g載荷，都會增加高速抖動。

當飛行速度接近當時飛機形態(tài)的失速速度時，如果在飛機上突然加一個g載荷，則將造成“加速失控”。這種失速使飛機受到很大的動力載荷，必須防止這種情況出現(xiàn)。當飛行速度超過設計俯沖速度時，由于機翼上的扭轉載荷很大，或是由于需要在水平尾翼上施加大的平衡載荷以抵消劇增的俯仰力矩，因而很容易使飛機結構損壞。飛機的起落架；艙門、散熱片、風擋等承受大的動壓的構件，在較高速度下都要受到增加的載荷。當飛機速度超過設計速度時，還會使飛機受到其他不利的影響，例如發(fā)生顫振，使飛機表面承受大的振動載荷。

為了在全部飛行期間保持足夠的飛機強度，必須按照飛機飛行手冊中的裝載規(guī)定執(zhí)行。當襟翼收上的飛機重量，商務載重，以及機翼中所載燃油重量結合在一起，構成不利條件時，在機翼上就會產(chǎn)生最大載荷，機身載荷決定于商務載重的數(shù)量及其分布情況。另外，當飛機上裝了最大商務載重，使機翼載荷為最大時，所加的燃油對于機翼在飛行中所承受的實際載荷有很大的影響。機翼內(nèi)的燃油重量可以減輕氣動力載荷在機翼上所造成的彎曲力矩。所以按照飛機飛行手冊的規(guī)定去裝載和使用燃油非常重要。