飞行器机身多半具有旋成体或者接近旋成体的外形。长细比是机身的一个主要几何参数，它是机身长度与机身最大横截面直径之比。

飞行器机身作为孤立物体时的空气动力和力矩系数随迎角和飞行马赫数等的变化规律。它是估算飞行器空气动力特性的原始资料之一。机身的形状和几何参数对机身空气动力特性产生重要的影响。

对于非旋成体形的机身，用面积与最大横截面积相等的圆作为最大横截面直径。机身的最大横截面积也经常被取作机身的升力和阻力系数的参考面积。机身一般由头部、柱形中部和收缩的尾部组成，这 3部分又各有本身的长细比。此外，机身尾部的收缩比是尾端底部横截面积与尾部最大横截面积之比。这些几何参数直接影响机身的升力、阻力和力矩特性。

在绕光滑机身的无粘、无分离、无激波流动理想情况下，机身的阻力等于零。这属于著名的达朗贝尔疑题的性质。因此，在亚音速流动中，机身的阻力主要是由空气粘性引起的表面摩擦阻力，它与机身表面的浸湿面积有关。如果机身内安装有喷气发动机或火箭发动机，机身尾部将被截断，用以安装喷口，这个尾端截面称为底部。当发动机不工作时，外部气流从底部周围分离，并有将机身底部周围空气带走的作用（即所谓引射作用），使机身底部形成低压区，产生底部阻力。底部附近的气流边界层厚度直接影响引射作用的大小。因此，底部阻力在很大程度上取决于机身的长度、表面状况和尾部的收缩比。

在超音速气流中，机身头部的激波或弱压缩波后压强增高，使头部产生压差阻力。当气流从中部流向尾部时,又通过膨胀波减小压强,使尾部也产生压差阻力(图1)。这种与波系相联系的压差阻力是波阻力。机身长细比越大，波阻力越小。机身尾部之后，由于尾激波系的存在，超音速底部流动和底阻特性变得更加复杂，成为空气动力学中的一个困难课题。 机身空气动力特性

如果机身十分细长，根据无粘流的细长体理论，小迎角时机身沿纵向单位长度的升力分布与机身横截面积沿纵向的变化率成正比。因此，在亚音速有迎角时，机身头部产生升力,柱形中部不产生升力,尾部有负升力。所以单独机身的总升力很小，但头部升力与尾部负升力构成了相当大的不稳定力矩，需要用安定面平衡这种不稳定力矩。超音速时，由于气流在机身头部之后的背风面上继续膨胀，柱形中部也有相当大的升力。50年代以来出现了许多较为完善的理论方法，特别是数值计算方法，可用以计算绕机身的无分离流动问题。

在小迎角无气流分离时，机身的升力与力矩随迎角的变化呈直线关系。大迎角时，从机身背风表面上分离的气流卷成一对或数对较强的旋涡(图2)。开始阶段左右旋涡是对称分布的,随着迎角的继续增大发展为不对称。旋涡系中的低压区提供附加升力，使机身的升力与力矩随迎角的变化呈非线性关系。此外，机身旋涡还会对飞行器的翼面产生重要影响。研究机身上旋涡系的形成和发展对考察机身和飞行器大迎角非线性空气动力特性有重要的作用。