当一翼剖面置于平面流场中时，由于流动现象，翼剖面上则产生不同压力大小的分布。如将翼剖面上的压力积分，则可得到一合力，其作用线通过压力中心。该合力可分解成升力和阻力，但在一般情形下，升力远大于阻力。因此，为方便说明，可忽略阻力的效果。如附图，其中V为均匀流，α为攻角，L为升力，CP是压力中心。如将翼剖面上的压力对前缘O点取力矩，积分后可得力矩M0。由于攻角α改变时，作用在翼剖面上的压力亦随之变化，使得升力L和力矩M0的大小亦随之变化，即力矩M0是升力L或是攻角a的函数。如果在翼弦OT上取点AC并对之取力矩，则积分后可得MAC。如果MAC的数值大小不会因攻角α的不同而改变，则点AC称为空气动力中心。理论上，翼剖面的空气动力中心在前缘O点后25%弦长处。上述对翼剖面空气动力中心的定义，亦可用于全机的情形，即整架飞机方可定义出「飞机的空气动力中心」。