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。
在真實且可產生升力的機翼中，氣流總是在後緣處交匯，否則在機翼後緣將會產生一個氣流速度為無窮大的點。這一條件被稱為庫塔條件，只有滿足該條件，機翼才可能產生升力。
在理想氣體中或機翼剛開始運動的時候，這一條件並不滿足，粘性邊界層沒有形成。通常翼型（機翼橫截面）都是上方距離比下方長，剛開始在沒有環流的情況下上下表面氣流流速相同，導致下方氣流到達後緣點時上方氣流還沒到後緣，後駐點位於翼型上方某點，下方氣流就必定要繞過尖後緣與上方氣流匯合。由於流體粘性（即康達效應），下方氣流繞過後緣時會形成一個低壓旋渦，導致後緣存在很大的逆壓梯度。隨即，這個旋渦就會被來流沖跑，這個渦就叫做起動渦。根據海姆霍茲旋渦守恆定律，對於理想不可壓縮流體在有勢力的作用下翼型周圍也會存在一個與起動渦強度相等方向相反的渦，叫做環流，或是繞翼環量。環流是從翼型上表面前緣流向下表面前緣的，所以環流加上來流就導致後駐點最終後移到機翼後緣，從而滿足庫塔條件。
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
翼身組合體升力指機翼與機身組合時的升力。
簡介
在亞音速下，實驗證明，對於大展弦比飛機，可近似認為組合體的升力等於機翼的升力，如圖：
翼身組合體升力
翼身組合體升力對於超音速飛機米說，機身尺寸相對於機其來說增加了（即機身最大橫截面直徑D，與機撰展長L之比值增 大），D/L的值已達0.3~0.5。在這種情況下，再認為組合體的升力等於機翼的升力可能引起較大誤差。這時外露機翼上的升力將大於與之相當的單獨機翼上的升力。同時，外露機翼也會影響到機身上的升力。如圖給出了馬赫數為2，迎角為8度的由軸對稱機身和矩形機翼組成的組合體的局部升力係數沿翼展的分布。圖中曲線1表示單獨機翼的理論曲線，曲線2一表示局部升力係數沿翼展的實測值。由圖可以看出，機身對機翼升力分布的影響是相當大的。同時，機翼上下表面存在壓強差，這個壓強差將傳到相應的機身表面上，而使機身產生附加升力。以圖為例說明之，機典前緣與機身連線處A、A'點發出的馬赫線為Ao與Ao'（實際上因為機身是圓柱，Ao與Ao'應是螺旋線，為簡單起見畫成直線）；機翼後緣與機身連線處B、B'點發出的馬赫線為BD, B'D，則陰影區AoA'B'DB為機身上感受機翼上下表面壓攝差區域，因而在此區域產生附加升力。這部分附加升力近似認為等於其在機翼平面上之投影面積按單獨機其之升力係數計算時之升力，於是組合體之升力為:
翼身組合體升力
翼身組合體升力式中 具為單獨機冀以單獨機翼面積定義時的升力係數，
翼身組合體升力為旋成體受擾部分面積。
