Pada perancangan pesawat terbang, gaya aerodinamika (lift force dan drag force) merupakan parameter yang penting. Stall merupakan masalah utama dalam pemodelan aerodinamika yang menyangkut masalah penerbangan (pesawat). Dalam dinamika fluida stall adalah penurunan gaya angkat yang disebabkan oleh bertambahnya sudut serang (angle of attack), atau meningkatnya sudut serang yang melebihi sudut serang kritis yang memungkinkan terjadinya perlambatan aliran pada bagian bawah sayap pesawat. Perlambatan aliran ini menimbulkan adanya tekanan yang berlawanan di daerah downstream airfoil yang akan menyebabkan separasi secara besar-besaran. Penelitian ini dilakukan pada spesimen uji yang menyerupai bentuk sayap pesawat yaitu NACA 0015 yang ada di Laboratorium Aerodinamika Fakultas Teknik Universitas Merdeka Malang. Pengujian di titik beratkan kepada pengaruh variasi kecepatan aliran udara dan sudut serang terhadap perubahan gaya angkat dan gaya hambat dari spesimen uji tersebut, sehingga dari hasil uji coba pada terowongan angin sub sonic, akan diperoleh hubungan kecepatan aliran dan sudut serang terhadap perubahan gaya angkat dan gaya hambat pada spesimen uji tersebut. Metode peneltian menggunakan metode eksperimental skala laboratorium dengan variabel-variabel yang diuji diantaranya adalah variabel bebas yang meliputi kecepatan aliran udara dan sudut serang sedangkan variabel terikatnya adalah gaya angkat dan gaya hambat. Dari data hasil pengujian dan analisa perhitungan selanjutnya dilakukan analisa regresi untuk mengetahui hubungan kedua variabel tersebut. Dari hasil penelitian didapati bahwa: pertama, gaya angkat terjadi peningkatan seiring bertambahnya kecepatan udara. Gaya angkat (lift force) terbesar didapatkan pada kecepatan udara 16 m/s, pada sudut serang 15-160. Kedua, gaya angkat mengalami peningkatan seiring terjadinya kenaikan sudut serang (angle of attack) oleh airfoil, tetapi pada sudut serang 15-200 terjadi penurunan gaya angkat dan koefisien gaya angkat (CL) atau hal ini disebut dengan Stall. Kondisi stall terjadi pada sudut serang 15-16o untuk hampir semua variasi kecepetan udara, oleh karenanya sudut ini merupakan sudut serang kritis pada airfoil NACA 0015.