从学理知，机翼升力的产生在于机翼上表面的气流较机翼下表面的气流大的结果。这个现象，也可视为自由气流(free stream)和机翼上环流(circulation)合成的结果。因此，机翼上可视为布满许多环流，从左翼展到右翼展。而环流的强度，在左、右翼展端点为零，翼展中点为最大值。所以，对有限翼展机翼升力值的计算，可以一条涡漩线代表机翼，该涡漩线通过机翼各截（剖）面四分之一弦长处（该处在理论上为翼剖面的空气动力中心），而涡漩线上环流的强度，在两端点为零，中间点的强度最大。由于这条涡漩线是代表机翼，故称为升力线。应用升力线的假设，求出升力线上环流的强度分布，进而得到升力线上（或机翼上）升力的分布结果的理论，称之为升力线理论。升力线理论一般适用于中、长翼展的有限机翼，理论上，机翼的展弦比(aspect ratio)应大于6 以上。