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3.1.3 全箭升力
翼—体组合的空气动力特性不等于各部件气动力的简单相加，在升力效应上更为明显。稳定翼对称地安装在箭体上，在一定程度上会有相互影响，会产生附加升力。因此，在全箭升力计算中必须考虑上述各项干扰引起的附加升力效应。
（1）有箭体存在时的稳定翼升力
考虑箭体干扰影响的稳定翼升力系数可由下式给出
（3-13）
式中： —考虑箭体对稳定翼效率影响的速度阻滞修正系数( )； —有箭体存在时，对其升力影响的干扰因子。
按照细长体理论并考虑经验修正的 表示式为
（3-14）
式中： —稳定翼其展长（m）； —稳定翼根梢比； —箭体直径（m）。
（2）有稳定翼存在时的箭体干扰升力
有稳定翼存在时箭体的干扰升力系数可由下式给出
（3-15）
式中： —有稳定其存在时，对箭体升力影响的干扰因子
（3-16）
（3）全箭升力
考虑翼体干扰后的方案A的升力系数由下式确定
（3-17）
对于方案B还需考虑前翼旋涡引起后翼、后箭体的干扰升力，前翼对后翼和后箭体的干扰是由前翼旋涡下洗所产生。工程上一般采用涡线理论计算下洗和干扰升力。为计算方便，建立一个只与涡位置有关而和强度无关的无量纲系数 ，此参数称为尾涡下洗干扰因子，为一负值，可查阅参考文献[3]
（3-18）
式中： —后翼尖削比； —在后冀处的箭体半径（m）； —后翼和箭体组合时的最大半翼展长（m）； —在后翼处的前翼旋涡至箭体纵轴距离（m）； —后翼压力中心处前翼旋涡在箭体轴上面的高度（m）。
确定 值后，应用下式计算受前翼旋涡影响的后翼升力系数
（3-19）
式中： —在前翼后缘处的前翼旋涡至箭体纵轴的距离（m）； —在前翼处的箭体半径(m)。
受前翼旋涡影响的后体升力系数由下式给定
（3-20）
式中： —在前翼处的镜像涡至箭体纵轴的距离（m）。
最后考虑各种干扰影响后， 和 的计算方法与 和 的计算方法相同。方案B的升力系数由下式确定
（3-21）
式中： — 主箭体最大横截面积（m2）； —第一级箭体最大横截面积（m2）； — 前翼单独翼（两片翼）面积（m2）； — 后翼单独翼（两片翼）面积（m2）； —扩张裙升力系数； —考虑箭体干扰影响后的后翼升力系数； —考虑后翼干扰影响后的箭体升力系数。
3.2 阻力
阻力是飞行器与空气作相对运动时，空气动力在飞行器飞行速度方向上的分力，指向飞行速度相反方向。设计方案中飞行器的阻力包括弹翼、弹身等部件产生的阻力和各部件间的干扰阻力。