假設(shè)飛機維持恒定迎角和空速下降到地面效應(yīng)里，將會發(fā)生如下影響：
由于阻力的降低，將需要更小的機翼迎角來產(chǎn)生相同的升力系數(shù)，或者，如果維持恒定的機翼迎角，機翼的升力系數(shù)將會增加。
作為阻力降低的結(jié)果，在低速時需要的推力也會降低。
水平尾翼下洗流的減弱會降低升降舵的有效性。它可能引起機頭下沉的趨勢，這樣就要求方向舵更加的向上來平衡飛機。
在大多數(shù)情況下，地面效應(yīng)會導(dǎo)致靜壓源壓力的增加，引起空速和高度的較低指示。
在飛機以恒定迎角進入地面效應(yīng)的拉平期間，飛機將會經(jīng)歷升力系數(shù)的增加。因此，會經(jīng)歷到“漂浮”的感覺。由于地面效應(yīng)中的阻力降低，拉平期間的任何過速都可能導(dǎo)致一個相當(dāng)長的“漂浮”距離。如果正在執(zhí)行有功率進近，當(dāng)飛機下降進入到地面效應(yīng)時，應(yīng)該降低功率設(shè)定以避免飛過了預(yù)期的接地點。
起飛期間，飛機離開地面效應(yīng)會遇到和進入地面效應(yīng)相反的情況。例如，飛機離開地面效應(yīng)時會：
要求增加迎角，以維持相同的升力系數(shù)
發(fā)生誘導(dǎo)阻力的增加，進而要求推力增加，
發(fā)生飛機有機頭上仰的趨勢，這要求升降舵行程降低來配平飛機，因為在水平尾翼的下洗流增強�！咀g者注:壓力差增加，尾翼向下的力增加，進而導(dǎo)致機頭有上仰的趨勢，但是要控制不能過分上仰�！�
一般還會遇到靜壓源壓力降低和指示空速增加。
由于地面效應(yīng)中阻力降低，飛機好像能夠以低于推薦的空速起飛。然而，當(dāng)飛機以不足的空速飛出地面效應(yīng)高度時，最初的爬升性能由于阻力增加而被證明是臨界的。在例如高密度高度，高溫和最大總重的極端情況下，飛機可能以不足的空速升空，但是卻不能飛出地面效應(yīng)。進而，飛機可能飛越不了障礙物，或者可能又跌落(settle back)到跑道。在邊際條件下，飛機以推薦的空速起飛能夠提供足夠的初始爬升性能，這點很重要。如果跑道足夠長，或者沒有障礙物存在，地面效應(yīng)可以通過利用降低的阻力來改進最初的加速而作為它的優(yōu)點。地面效應(yīng)對于正常飛行運行在柔軟而粗糙的場地起飛和著陸的性能非常重要。從這些表面起飛的程序要轉(zhuǎn)換成地面運行期間機翼上盡可能多的重量，和獲得真實飛行速度前借助于地面效應(yīng)的起飛。那么就必須逐漸的降低迎角，直到在努力爬升離開地面效應(yīng)前獲得正常的空速。
反向控制區(qū)
飛機的空氣動力學(xué)特性從總體上確定了不同飛行條件下的功率需求，而發(fā)動機的實際能力總體上確定了不同飛行條件下的可用功率。當(dāng)飛機處于穩(wěn)定的水平飛行時，必定獲得了平衡條件。當(dāng)升力等于重力，動力所設(shè)定的推力等于飛機阻力的時候就能獲得不加速狀態(tài)的飛行。以不同的速度飛行在恒定的高度上為獲得平衡所需要的功率用功率需求曲線表示。功率需求曲線說明了這樣的一個事實，即在接近失速的低速或者最小可控空速時，穩(wěn)定水平飛行所需要的功率設(shè)定是非常高的。