固定式鸭翼产生涡流的作用与机翼前缘边条相似
鸭翼与哪种外形的主翼匹配最好呢？由于后掠翼的失速是从翼尖发生，鸭翼产生的涡流对延缓该处流场分离的帮助不大，所以后掠翼和梯形翼大多以前缘边条或锯齿产生涡流，推迟气流分离的方式来提高大迎角操控性，所以一般不会采用鸭翼-梯形翼或鸭翼-后掠翼的匹配方式。鸭翼大多会与三角翼和前掠翼匹配，产生的涡流能推迟这两种机翼的大迎角失速。试验表明鸭翼还能降低前掠翼根部的超音速激波强度，减轻翼根气流分离情况，但因为前掠翼仍无法克服材料特性与战损容许能力问题，并未用于真正的战斗机设计上，所以本文仅对鸭翼-三角翼布局进行探讨，在讨论前我们需要先了解一下三角翼的气动特性。
鸭翼配合后掠翼或梯形翼并不能帮助提高大迎角性能，一般是配合三角翼或前掠翼
三角翼的气动特性
在追求战斗机高速性能的时代，无尾三角翼设计曾是各国竞相采用的设计。在结构上三角翼极长的翼弦可以使用简单的结构把力量均匀分布在机身，也使机翼厚度由尖锐的前缘经较长距离过渡至较厚的翼根，兼顾低阻力与高结构强度，并获得充足的机翼油箱空间，并提高战损容忍度。大后掠角的机翼前缘可躲在机鼻形成的马赫锥后，减少超音速阻力，在发动机推力不足却需追求超音速能力的年代深具价值。无水平尾翼的设计可省去驱动水平尾翼的致动器与支撑结构，并减少水平尾翼的表面阻力，使战斗机得以充分发挥高速性能。大翼面积获得低翼载，保证了较佳的瞬时转弯速率。
三角翼大后掠角的机翼前缘可躲在机鼻形成的马赫锥后，减少超音速阻力
但三角翼存在先天缺陷，由于机翼展弦比低，升力系数在相同迎角下低于后掠翼和梯形翼。而且为避免产生低头力矩，无法使用襟副翼等增升装置，需以大迎角、高速落地，不利短场降落。低翼载使飞机对气流扰动敏感，低空高速飞行时易受不稳定气流干扰，影响飞行品质。由于没有尾翼进行俯仰控制，需要主翼后缘升降副翼控制，相同控制面偏角造成的配平阻力大于传统气动布局，影响盘旋机动性，在格斗时能量衰减快，不利于近战。副翼位置靠近垂直尾翼，副翼作动时造成两侧翼面压力不同，容易影响垂直尾翼流场，造成偏航控制问题。所以在20世纪60年代后，战斗机无尾三角翼热潮渐退，直至线传飞控系统出现，克服了上述气动问题后，三角翼适于大迎角飞行的气动特性才开始被人注意。
具大后掠角且前缘尖锐的三角翼，由于下翼面压力大于上翼面，因此在大迎角时气流会从下翼面向上翼面卷曲，形成涡流。当气流在大迎角时从机翼前缘分离，且重新附着（reattach）于上翼面下游处时，就形成了主涡流（primary vortex），此涡流在上翼面所生成的卷动气流（Swirling flow）形成一个高速低压区，产生向上的吸力（suction force），称为涡升力（vortex lift）。所以大迎角时机翼上表面虽然出现气流分离现象，但机翼升力却反而增加，三角翼的总升力是涡流涡升力与表面附着气流产生的位流升力之和。机翼前缘越尖锐，产生的涡流越强，卷曲速度越快，形成的涡流柱型越细且集中，稳定性越强。如果涡流内有一个轴向流，就更可以增加安定性，所以后掠角越大，产生的涡流也越安定。如果涡流附近有其它涡流存在，彼此间交互影响也可增加其安定性。如果涡流受低压区吸引，也会增加安定性。幻影2000进气道两侧固定式小边条就是为大迎角时产生额外涡流所设置的。
三角翼在大迎角时会在翼面上方形成巨大涡流
三角翼大迎角时的升力分布，可以看到涡流的增升作用
随着迎角持续增加，主涡流将向内侧移动，涡流核心（vortex core）逐渐扩大，涡流变得不安定而崩溃，低压区随之消失，紊流漩涡（turbulent eddy）出现，此时升力降低，失速现象发生。所以大后掠角三角翼失速的原因并非上翼面气流分离所致，而是涡流不稳定崩溃后，上翼面低压区消失所致。涡流溃散的时机可分为左右对称或单侧发生，如为单侧涡流溃散将影响滚转（rolling）方向的稳定性。上述分析并未考虑前缘襟翼对主翼流场的影响，一般来说，三角翼的前缘襟翼可在大迎角时增加战斗机的稳定性，低迎角时增加升力。
迎角持续增加后，涡流最终变得不安定而崩溃
由上述分析知，涡流核心是影响涡流稳定与否的关键，有着易受外界扰动而提早退化溃散的特性，涡流溃散虽是预料中的事，但过早溃散的涡流将造成升力损失与姿态控制等问题。所以如何延长、稳定涡流核心以维持、强化涡升力，提高战斗机大迎角飞行能力就成为为研究重点。
在三角翼之前安装大后掠角鸭翼，就能在大迎角时产生强劲的涡流，与主翼的涡流产生交互作用，稳定涡流核心，延缓主翼失速的发生，提升大迎角性能。可变偏角鸭翼一方面可以引导气流以较佳角度进入主翼流场，并且能调整涡流的角度与强度，实现涡流控制的最佳化。固定边条产生的涡流因无法控制涡流强度，只能用其它气动控制面配合变化，在效率上远不及鸭翼。在大迎角时，垂直尾翼因笼罩于机身扰流中，降低了偏航方向控制效率，通过鸭翼差动控制可弥补偏航方向姿态控制效率的损失。三角翼因不易配平增升装置（如襟副翼）等所产生的低头力矩，也因可以鸭翼配平后，得以装用。此外在降落后通过加大鸭翼偏角，使之成为大型减速板，又可在不增加刹车系统负荷情况下，大幅缩短刹车距离。鸭翼有这么多气动控制优点，那为什么直到20世纪80年代后才逐渐被普遍运用在战斗机设计中呢？主要原因就是鸭翼复杂的气动特性。
鸭翼涡流能对主翼涡流产生有利干扰
鸭翼的气动特性
由于鸭翼以正升力方式进行姿态控制，大迎角飞行时不易产生足够的低头配平力矩。在先天稳定设计中，鸭翼在大迎角时会比主翼先失速，此时鸭翼产生的升力减少，产生低头力矩而降低迎角，使飞机自然维持姿态稳定。但对追求灵活性而以先天不稳定性设计的飞机来说，鸭翼在亚音速时的配平能力往往不如水平尾翼，原因是为了使鸭翼对主翼流场的影响程度降至最低，鸭翼的翼展与面积比传统布局战斗机的水平尾翼小，距离飞机重心位置也较短，所以产生的配平力矩较小，需综合运用其它控制面才能发挥鸭翼的配平特性，这将增加飞行控制的复杂性。如在低速飞行需增加升力时，传统布局飞机可以放下襟副翼等高升力装置，此时升力增加伴随产生所谓低头力矩可以水平尾翼配平，水平尾翼配平时并不影响主翼流场。但如以鸭翼进行配平，鸭翼偏折时尾流的变化将改变主翼气流分布，影响主翼升力，使姿态控制复杂化。鸭翼动作与主翼气流间复杂的交互关系，使其纵向力矩为非线性变化，单凭人类的反应速度很难驾驭飞机。如果采用较保守的设计方式，如较小的鸭翼面积或固定式鸭翼，就不能完全发挥鸭翼的优点。解决方法是通过线传飞控计算机对气动控制面进行最佳匹配；同时加大鸭翼面积（主翼面积的8%~15%）来增加控制效率；采大后掠角、低展弦比的翼形设计，使其不易失速并易于产生稳定的强涡流，利于应用涡流控制技术。但这样也不能保证鸭翼布局战斗机的机动性优于传统布局战斗机，在传统布局F-18战斗机和鸭翼-三角翼X-31验证机进行的机炮格斗模拟实验中，在不开矢量推力的情况下，16次格斗F-18赢了12次。鸭翼布局并非格斗胜利的保证，良好设计的传统布局战斗机仍可发挥出优于鸭翼布局战斗机的整体机动性。