升力
升力來源於機翼上下表面氣流的速度差導致的氣壓差。但機翼上下表面速度差的成因解釋較為複雜，通常科普用的等時間論和流體連續性理論均不能完整解釋速度差的成因。航空界常用二維機翼理論，主要依靠庫塔條件、繞翼環量、庫塔-茹可夫斯基定理和伯努利定理來解釋。
理論上，飛機的升力絕大部分是由機翼產生，尾翼通常產生負升力，飛機其他部分產生的升力很小，一般不考慮。但在機翼組合體中，機翼與機身存在相互干擾，改變升力值。
翼身組合體
翼身組合體氣動布局，最早套用於太空梭。美國的可重複使用運載器X-34驗證機也採用這種布局。翼身組合體的外形類似正常式布局的飛機，機身截面為圓形或接近圓形，在機身中部安裝機翼，升力主要靠翼面提供。
X-34翼身組合體的升阻比在低馬赫數時最大，隨著馬赫數的不斷增加，下降得很快，而升阻比隨著迎角的增加而不斷減小，在高馬赫數下和大迎角下應能保持很好的升力特性。
這種外形的優點是：有較好的升力特性；壓力中心隨Ma變化移動小；飛行器部位安排和結構設計相對較成熟。這種外形的缺點是：機身對氣流的預壓縮作用不理想，機翼和進氣道的流場有複雜的相互干擾，特別是過度膨脹的氣流會降低進氣道的效率，不利於進行機體一發動機一體化設計。
定義
外露翼升力是指翼身組合體中孤立外露機翼(不包括機身覆蓋部分)所產生的升力。
機翼與機身之間的相互干擾
機身使外露機翼處的迎角增大，從而使外露機翼的升力增高。另一方面，外露機翼上下表面的壓強差傳送到機身上，也使機身產生升力增量。對於無限長圓柱形機身與小展弦比機翼的組合體，理論表明在機翼安裝角為零時，機翼-機身組合體的升力比由左右兩半外露翼所組成單獨機翼的升力大。空氣動力干擾也往往使機翼（尾翼）機身組合體的阻力比單獨機翼(尾翼)和單獨機身阻力之和為大，其增量稱干擾阻力。在亞音速時，主要是由於在機翼和機身連線處的邊界層相互干擾而增厚甚至分離，導致型阻力增大。當機翼和機身的交接界面的夾角小於90°時，型阻力增量最嚴重，這時必須對翼身連線處採取整流措施或使用填角塊。在跨音速和超音速時，除了干擾型阻力外，由於機翼和機身的激波相互干擾，還會產生干擾波阻力。如果設計得當，這種干擾波阻力可能是負的，即起拉力的作用。
外露翼升力
對於亞音速飛機，通常可以認為，翼身組合體的升力等於一對假想的單獨機翼的升力，這一對機翼是將兩個懸臂段延長到對稱平面而形成的，當機身直徑對翼展的比值不大時，在小馬赫數下，這種近似比較精確。但是現代超音速戰鬥機的直徑對翼展的比值可以達到0.3-0.5，在這種情況下用單獨的機翼代替翼身組合體就會帶來很大誤差。此時，總升力應等於考慮機身對機翼升力影響的修正的外露翼升力和單獨機身升力之和。
通常計算翼身組合體的升力如下：
外露翼升力其中：
外露翼升力表示機翼外露部分(外露翼)的升力，再考慮機身對機翼升力影響的修正；
外露翼升力表示單獨機身的升力。
這裡，我們忽略了機翼對機身升力的影響。
外露翼升力係數在考慮機身的影響後，可以寫為：
外露翼升力
外露翼升力表示外露翼部分升力線斜率，按單獨機翼的方法進行計算，所有參數均按照外露翼取值，則：
外露翼升力機翼升力係數，考慮了機身的影響，參考面積按照外露翼面積；
f 表示修正係數；
d 表示機身直徑；
l 表示翼展。
外露翼升力外露翼部分升力線斜率計算公式為：
外露翼升力其中： 為展弦比；
外露翼升力是1/2弦線的後掠角；
c表示機翼相對厚度；
外露翼升力為尖削比。
