数值计算外形气动力最常用的方法是对外形的表面压强和应力的积分，这也称为近场法。它的准确度取决于积分点的数量，表面曲率的变化和积分方法的精度。在某种意义下，近场法是计算阻力最自然的方式，但进一步地分析发现，即使流场计算结果比较理想，这种方法也不容易得到精度较高的阻力，其原因主要在于数值误差对阻力的计算有重要的影响，在近场法中，数量级较小的压差阻力的积分是由数量级比它大的吸力和阻力之差确定的，在这种情况下，很容易产生数值误差，除非能够给出足够精度的压力分布，但实际情况往往并非如此，对摩擦阻力的计算也会出现类似的困难，在转棙点附近，摩擦力系数的变化非常显著，计算出来的摩擦阻力也会出现很大的数值误差。
另一方面，采用近场法计算出来的阻力是最后的积分值，不能给出阻力各分量的值。
基于控制体的途径去测量阻力，最简单方法就是通过测量模型中尾流上平行于来流方向的动量损失，然而这种方法要求测量整个尾流区域，同时又要注意风洞璧面的影响，这其中是困难重重。Betz 改进了这种方法，考虑到风洞璧面的影响，修正了积分公式，同时缩小了模型后的积分区域。但是 Betz 并没有解决由涡产生这部分阻力，忽视了由于有限翼展后面存在自由涡而产生的阻力，而这个阻力是有限翼展机翼产生升力所必须付出的阻力代价。机翼后方自由涡面上的流体微团旋转所需的能量，必须由机翼提供一个附加的推力来克服诱导阻力才能维持有升力的飞行。后来 Maskell 进一步修正了 Betz 方法中的一些问题，重新推导出一个积分公式，在飞行器模型尾流的一个修正的区域积分，可以同时计算出型阻和波阻。自此以后在 Betz 和Maskell 研究阻力方法基础上，对此进行各种改进研究，在此基础上产生传统的远场积分法和尾迹面积分法。
传统远场法计算阻力基于积分形式的动量定理，将总阻力表示为下游无穷远处假设平面上的积分，从中分解出各种阻力成分，再对每一个阻力分量得出一阶精度（相对于阻力大小）的计算公式。这种方法的优点是并不需要知道飞行器外形的详细几何信息，也可以很容易地将阻力分解（型阻和诱导阻力），有利于设计人员根据给出的结果给出好的减阻方法，而且这种方法产生的数值误差是各阻力分量的高阶小量，因而计算出来的总阻力精度要比采用近场法计算结果的精度高。但是由于远场处的网格比较稀疏，再加上流场解的耗散，传统的远场法并不能满足计算精度要求。
尾迹面法是对传统远场法的改进，假设将控制体的进口面和旁侧曲面移至无限远，传统远场积分的升力和阻力就可以写成在出口面（尾迹面）上的积分，通过在尾迹面上对相对流动参数进行积分得到升力和阻力，一般尾迹面是选择在接近飞行器后缘不远处，保证积分区域含有涡量，在同样网格精度下精确度更高，流场解的耗散也很小，同时也具有传统远场积分法的优点。
