X-31不开矢量推力的话，在格斗中并不能击败F-18，当然了该机还没有采用近距耦合概念进行设计
我们在前面对三角翼大迎角流场特性的探讨中可以知道，善加利用鸭翼产生的涡流，可延缓主翼表面气流分离，进一步提升大迎角能力。但此涡流也可能影响其它控制面的流场，对外侧主翼而言，涡流引起的上洗气流将增加该处区域迎角（local angle of attack），而使此处气流提早分离，如恰好在副翼位置发生分离，就会降低副翼的控制效率。涡流引起的下洗气流则会降低内侧主翼的区域迎角，降低影响范围内机翼产生的升力。在大迎角侧滑时，如果鸭翼产生的涡流正好在垂直尾翼处破碎，将造成垂尾颤振，造成横向控制问题与结构疲劳的潜在危险。所以鸭翼涡流在主翼面上的生成、发展、破裂与飘移等特性都将影响飞机的升力、纵向与横向控制。影响涡流崩溃时机的因素有迎角、侧滑角与滚转角，但并非所有鸭翼布局的飞机都会遭遇相同问题，妥善的设计可降低上述问题的影响程度。
鸭翼涡流也会影响主翼升力分布，增加结构设计的复杂性，通过主翼扭转（twist）可抵消此效应。翼面扭转在战斗机设计中通常指气动扭转机翼（aerodynamic twisting wing）设计，机翼沿翼展方向采用不同翼型（airfoil），利用不同翼型的迎角与对应升力系数的差异性，使受涡流影响的部分与未受涡流影响的部分可依预期结构设计在机翼上妥善分布升力。更进一步的设计还可把预期的巡航条件纳入考虑，使战斗机可无需或仅以少量控制面偏量就能维持巡航姿态，减少配平阻力，增加巡航效率。
歼-10内翼段有明显扭转，以对应鸭翼下洗气流，维持主翼面气流的局部迎角
随马赫数的增加，鸭翼下洗气流对主翼升力的影响渐轻。超音速时鸭翼下洗作用减小，主翼升力的损失也相应减少，升阻比提高。此时鸭翼正向偏折可产生抬头力矩，但并不会增加整体升力，因为下洗气流与尾流对主翼流场会产生影响。超音速时气动中心后移，使鸭翼可以较少的偏折量（即较低的配平阻力）就能进行姿态控制，满足超音速机动性的控制要求。传统布局此时会因水平尾翼受主翼下洗气流影响，升力减少而必须加大配平偏度，增加配平阻力，所以鸭翼布局在超音速时能以较佳升阻比获得较佳巡航能力。
直观而言，因鸭翼位主翼流场上游，所以鸭翼易影响主翼流场。但大迎角时，主翼的上洗气流也影响鸭翼流场，易造成鸭翼失速。两者流场间复杂的干涉，使鸭翼-三角翼布局的气动流场比主翼-水平尾翼的流场更复杂。所以鸭翼与主翼的匹配，如鸭翼翼面形状及面积的选择、与主翼间的相对位置，都将关系能否发挥鸭翼优点。
鸭翼的近距耦合与远距耦合
通过上述分析，我们知道鸭翼与主翼间流场存在复杂的交互关系，不良的鸭翼设计（鸭翼翼展、面积、下反角及与主翼间之相对位置等）可能会破坏全机流场与发动机进气质量，所以许多厂家（特别是美国厂商）仍以传统布局进行战斗机设计。传统布局战斗机通过使用线传飞控，放宽气动不稳定性，重心置于升力重心之后，配合大面积前缘边条提升大迎角飞行性能，使飞行质量可兼顾稳定性与机动性，水平尾翼也能以正升力形式进行姿态控制。鸭翼布局即便有种种优点，仍并摒弃在主流战斗机之外，直到近距耦合（closed couple）概念的出现，加上线传飞控的辅助，使鸭翼-三角翼气动布局的潜力得以发挥。
近距耦合利用鸭翼与主翼所产生涡流间的相互作用，两者间的涡流虽然会相互干涉，但只要妥善规划就能使两者间的相互影响向有利方向发展。我们通过前面对三角翼大迎角流场特性的讨论得知知：如果在主翼涡流流场附近出现另一个涡流，将可增加主翼涡流的稳定度，提升大迎角性能。近距耦合的鸭翼涡流正好可以加强主翼涡流的强度，主翼的涡流也使鸭翼涡流向机身方向靠近，推迟主翼内侧涡流的分离与破裂，从而获得较高的升力系数与近线性化的俯仰力矩曲线。如果以迎角探讨两者关系，在较低迎角时，鸭翼涡流可增加主翼涡流的稳定性，推迟主翼涡流的溃散，提高总体升力。中等迎角时，由于鸭翼下洗气流减小了主翼面气流的局部迎角，降低了主翼产生的升力。大迎角时，鸭翼与主翼产生的涡流间交互作用延缓上主翼气流分离时机，提升大迎角飞行能力，机翼上的低压区也提高了鸭翼形成的涡流的稳定性，两者结合使失速迎角大于单纯三角翼。
如果以主翼后掠角度评估，当三角翼后掠角度为45°时，鸭翼-三角翼布局的升力系数可较单纯三角翼增加100%，如三角翼后掠角度为60°时，升力系数增量仅51.5%，这是因为失速较早发生，且气流分离后扩展迅速。鸭翼抑制主翼气流分离的效用明显。
重心位置对鸭翼布局飞控的影响
重心位置的选择会影响全机的机动性及稳定性，重心在升力中心之前，可使战斗机姿态自然稳定，但缺乏操控性，反之则可获较佳操控性，但不易稳定，线传飞控的出现使重心得以后置。
对静稳定设计的鸭翼布局战斗机而言，重心位置较靠近机头，鸭翼必须产生较大升力配平，除了影响鸭翼附近结构设计与翼面积外，也会产生较大诱导阻力，增强鸭翼下洗气流强度，降低主翼升力效率。跨音速时，随着气动中心的后移，鸭翼须以更大的升力进行配平，增加了诱导阻力，不利于跨音速性能。把重心后置，鸭翼控制力臂延长，可以减轻鸭翼气动负载，能以较小的配平阻力进行姿态控制，同时获得较佳的超音速性能。当然重心位置也不能过度后移，否则鸭翼将要产生负升力配平。
诱导阻力与翼面负载分布有密切关系，这与稳定性的选择、重心位置设定、所需配平力有关。鸭翼与主翼间的高度差，以及重心与升力中心相对关系位置均会影响配平阻力（trim drag），升力中心与重心距离增加，配平阻力也随之加大。在重心位置不变时，鸭翼与主翼的高度差越小，配平阻力系数越大，所以在气动与结构允许的情况下，应使鸭翼与主翼保持适当高度差。
JAS-39是的典型近距耦鸭翼设计，上图是该机在各种情况下的鸭翼、前缘襟翼、后缘升降副翼的偏转情况
对以先天不稳定设计的飞机而言，传统布局因重心在升力中心之后，尾翼也能以升力形式进行控制，与鸭翼一样能提供敏捷灵活的控制。在空速持续增加至接近音速时，升力中心后移，与重心间距离降低，飞机稳定性渐增，升降舵不能够提供足够的控制力矩，所以需要采用全动式水平尾翼，增加了配平阻力。对鸭翼而言，却因升力中心的后移而增加控制力矩，强化了鸭翼的姿态控制能力，能以较小偏角获得足够操控性，降低配平阻力，在超音速时也具有较佳操控性。