更进一步的是盒式小翼，这相当于把传统的单片式小翼用一个矩形“隧道”来代替，上下的水平翼面相当于双翼，成为额外的机翼翼面，产生升力。左右的垂直翼面中，内侧的垂直部分相当于大型翼刀，阻止因为机翼后掠而导致的上表面气流横向流动，降低升力损失；外侧的垂直部分相当于传统翼尖小翼，阻止翼尖气流涡卷。盒式小翼虽然结构部件更多，但顶端的“横梁”对结构起到加强作用，降低了传统翼尖小翼的结构加强要求，实际上减轻了结构重量。与盒式小翼相似的是环形小翼，这事实上不是完全的环形，更像融合小翼在翼尖继续向内侧圆滑弯曲，并继续延续向下，直至与机翼结合。与盒式小翼相比，环形小翼在受力和降低不利气动干扰方面更加有利。
比较折中的是S形翼尖小翼，从正面看，好像一个向外弯曲的钩子。翼尖小翼减少翼尖涡卷的绕流，但翼尖小翼本身在自己的翼尖也有涡卷绕流，自外而内，自上而下。这也形成阻力，尽管强度已经比原来的机翼翼尖阻力降低很多。在小翼翼尖再增加向外的“小小翼”，可以降低这个阻力。从外形上看，这就像斜躺着的S。这也可以看成环形小翼的内侧一半。与盒式或者环形小翼相比，S形小翼比较简单，但结构和受力设计依然比“双羽”或者“双弯刀”设计复杂。
不过翼尖小翼在靠近翼尖的部位产生额外升力，这对减阻增升有好处，但翼根的弯折扭矩增大，需要额外加强，导致重量增加，部分抵消了减阻增升的好处。为了降低额外增加的弯折扭矩，另一种思路是在把翼尖小翼反一个方向，向下而不是向上，但在向下延伸的同时，向内稍稍弯曲。这样一方面阻止机翼下表面的横向气流越过翼尖继续横向流动，产生翼尖涡卷，又使得横向气流的冲刷产生一定的向下的负升力，抵消部分靠近翼尖的额外升力，降低翼根的弯折扭矩，降低结构加强要求。这样降低了小翼增升的作用，但减阻作用依然保留。
但翼尖小翼只是传统的筒-翼布局飞机减租的一部分。美国空军研究所正在研究一系列新颖的技术，尤其是可以直接应用于机体或者机翼表面的新技术，其中有些可以用于现有飞机的改装。
层流（左）阻力较小，湍流（右）阻力较大
30年代曾流行过波纹板制作的机身，那时是为了在降低重量的同时增加机体刚性，但顺着气流方向的波纹结构有利于理顺机体表面气流，促进层流，降低阻力
机体表面的摩擦阻力是飞行阻力的一大来源，保持层流、降低湍流有利于降低摩擦阻力。空气是有粘性的，粘性流体的流动分层流状态和湍流状态。在层流状态下，流动分层有序，没有漩涡或者回流；在湍流状态下，就存在漩涡、回流、乱流现象。可以想象，漩涡、回流中的反向流动必然增加阻力，所以减少湍流可以降低阻力。如果把平整的机体表面沿前进方向做成波纹状的纹理，就好像30年代老式客机一样，可以理顺机体表面的气流，促进层流。空客在1989年用一架A320做过试验，在70%的机体表面贴敷波纹塑料薄膜，纹路沿纵向展开，取得差不多2%的减阻效果。但塑料薄膜的耐久性不好，破损、剥落反而造成更大的表面不平整，引起湍流阻力。日常维护也不容易，要把波纹的纹理理顺、对齐很不容易，但不理顺、对齐则反而适得其反。这个方法没有推广。但现在有一种新方法，在机体喷漆的时候，直接形成波纹纹理，耐久性大大提高，使这个方法具有实用潜力。
另一个方法是可控蒙皮。原则上说，蒙皮形状应该圆整平顺，但蒙皮外面的空气流场很复杂，不仅受到机体形状的影响，还受到飞行姿态和速度、高度等因素的影响。主动改变蒙皮的凸起和凹陷可以控制局部边界层（也称附面层）的厚度和形状，理顺接近机体表面的气流，延迟湍流的产生。采用柔性蒙皮和液压作动是传统的实现方法，但另一个更加新异的方法是采用记忆合金。记忆合金会可以根据特定外部条件而变形，比如说，温度升高时，自动延展；温度下降时，自动收缩。采用记忆合金之后，不仅可控蒙皮的作动机构极大地简化、减轻重量，而且可以用于更大幅度的涡流发生器、扰流片等装置。比如说，起飞着陆时速度较低，需要较大的尾翼面积才能提供足够的控制力矩；但高速巡航时，很大的尾翼就成为阻力的来源。放宽静稳定性是一个过大尾翼面积的解决途径，可控涡流则是另一个途径，比如F-18的边条就在大迎角时产生强烈涡流，扫过外倾的双垂尾时，增加垂尾的气动功效，加强大迎角飞行的飞控能力。问题是，边条或者其他形式的涡流发生装置在正常巡航时生额外阻力。采用记忆合金制造边条的话，就有可能按巡航要求设计较小的垂尾，在温度较高的低空低速和起飞着陆条件下自动“长”出来边条，补偿尾翼的气动功效；在寒冷的高空巡航时，自动缩回去，减少阻力。另外，记忆合金也能按照压力变化自动变形。这样的话，在蒙皮上气动压力降低、局部气流分离在即的时候，自动鼓起来，推迟湍流的产生，这是记忆合金的另一种应用。
巧妙利用材料或者涂层的化学性质也可以改表局部气流。比如说，空气中是含有水分的。亲水性表面可以有意识地把气流“拉近”，疏水性表面可以有意识地把气流“推远”。有意识地利用这种改变局部气流走向的能力，可以补偿因为结构或者其他考虑而不得已而为之的不利局部形状造成的气流畸变和阻力。
空气中的压力波以音速传递。所以在亚音速飞行时，前方气流分层有序地向两侧“让开”；但在超音速飞行时，飞行速度超过空气中的压力波传递速度，前方空气不仅不会让开，而且会挤压在一起，形成像石墙一样致密的激波。超音速飞机好像顶着一把无形的激波伞在空气中前行，阻力可想而知。速度越高，激波锥越尖锐，所以飞机速度跨过音障之后，激波阻力反而随速度下降。问题是高亚音速飞机在整体上飞行速度低于音速，但局部气流速度是超过音速的，尤其在机翼前缘和机头锥等前缘部位。这种低超音速的激波阻力最大，所以是高超音速为巡航速度的民航客机和军用运输机的大敌。
好在音速不是固定的，而是随空气温度升高而升高的。如果局部加热空气，使得局部音速提高到气流速度以上，在理论上可以消除这样的局部激波阻力，至少可以改变激波形成的位置和强度，达到降低激波阻力。加热蒙皮不是好办法，炽热的蒙皮不仅造成结构问题，还受限于空气的导热能力，难以实质性地加热前方空气，而好不容易加热的空气早就由于气流流动而跑到并不需要加热的机翼后方去了。必须采用等离子加热。轻型等离子加热装置可以安装在容易产生跨音速激波的部位，可以根据飞行条件的变化迅速加热。洛克希德的研究表明，每一个等离子加热装置只需要几千瓦的功率，对整个机翼前缘进行等离子加热处理的话，升阻比可以提高0.5-1%。在C-5“银河”这样的巨型运输机机翼前缘加装一排等离子加热装置的话，重量代价为310磅（约140公斤），消耗200千瓦的直流电力，改装耗资25500美元。如果对整个C-5机队改装的话，在30年里，可望节约1000万加仑（约3795万升）然后，价值约5.4亿美元。