彈身公升力圖如下所示：cy按照細長體理論，錐形頭部產生的法向力係數可表示為：
a=si
n2a
錐臺形尾部產生法向力係數可表示為：cy
=−[1
−(d4
d)2]
sin2
α - 實際錐形頭部公升力大於公式（由於靠近頭部的圓柱段也將產生一部分公升力）
- 實際錐臺形尾部產生公升力遠小於公式（附麵層厚度的增厚和氣流分離等因素）
- 所以實際使用時，需要引入修正係數
理論上尾翼產生的公升力與彈翼氣動相同，但是由於氣流流經彈翼和彈身後達到尾翼，所以氣流大聲了變化（氣流的粘性以及彈翼和彈身的反作用力）這種現象就是彈翼和彈身對尾翼空氣動力的干擾。
流經彈翼和彈身的氣流，給彈翼和彈身以阻力，沿氣流方向時氣流速度降低，引起尾翼處動壓損失，用速度阻滯係數表示 kε=q=qt
q
εαα
全彈公升力不等於彈翼、彈身、尾翼的和。由於空氣動力干擾，組合到一起的各部件之間的空氣動力干擾主要是：
- 彈翼與彈身間的互相干擾
- 彈翼和彈身對尾翼的干擾 c
y=cy
w+cy
bsbs
+cyt
kqst
s 該式包含了為一處的速度阻滯係數，反映了對尾翼處動壓的修正
當攻角和公升降舵偏角均較小時，全彈的公升力係數還可表示為：cy
=cy0
+cyδ
δu空氣動力的側向力時由於氣流不對稱地流過飛彈縱向對稱面地兩側引起地，成為側滑。
由於軸對稱飛彈，將單體繞縱軸90度，這是的側滑角相當於原來的迎角。所以，軸對稱飛彈的側向力係數的求法與公升力係數類似。
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