前掠翼的優點
與後掠翼相比，前掠翼主要有四大優勢：
1、結構優勢。前掠翼結構可以保障機翼與機身之間更好地連線，並且合理地分配機翼和前起落翼所承受的壓力。這些優勢用其它方法很難達到或者不可能達到，它大大提高了飛機在機動時、尤其是在低速機動時的氣動性能 。此外，前掠翼的結構設計，還可使飛機的內容積增大，為設定內部武器艙創造了條件，同時也大大提高了飛機的隱身性能。
2、機動優勢。前掠翼技術可使飛機在亞音速飛行時具有非常好的氣動性能，從而大大提高其在仰角狀態下的機動性。若前掠翼布局與推力矢量控制系統綜合使用，還可使其在空戰中更具優勢，其近距空戰機動能力將成倍地提高。
3、起降優勢。與相同翼面積的後掠翼飛機相比，前掠翼飛機的升力更大，載重量增加30%，因而可縮小飛機機翼，降低飛機的迎面阻力和飛機結構重量；減少飛機配平阻力，加大飛機的亞音速航程；改善飛機低速操縱性能，縮短起飛著陸滑跑距離。據美國專家計算，F－16戰鬥機若使用前掠翼結構，可提高轉變角速度 14%，提高作戰半徑34%，並將起飛著陸距離縮短35%。
4、可控優勢。使用前掠翼結構可以提高飛機低速度飛行時的可控性，並能在所有飛行狀態下提高空氣動力效能，降低失速速度，保證飛機不易進入尾鏇，從而使飛機的安全可靠性大大提高。
前掠翼的缺點
現代戰機大都採用薄翼型，使得機翼的抗扭轉能力很差。前掠機翼在氣流作用下所產生的扭矩使得機翼迎角增加，而增加的迎角將帶來更大的扭矩，以至於導致機翼因為扭轉剛度不足而折斷即更容易發生氣動彈性發散。若採用常規金屬材料來製作機翼必將付出超重的代價，以至於氣動性能得不到發揮。
前掠翼飛機在大迎角時首先從翼根部分開始失速,它不會影響飛機縱向、橫向的平衡和操縱,失速特性比後掠翼飛機好得多。因此前掠翼飛機低速性能好，可利用的升力比較大。其次，由於失速特性好，前掠翼不必像後掠翼那樣帶負扭轉，可以根據阻力最小的要求控制機翼升力沿展向分布，從而保證機翼有更高的氣動效率。
前掠翼的嚴重問題是在結構方面，沿結構曲線方向的彎曲變形會使外翼沿氣流方向增大迎角，增加外翼部分升力，進一步增加機翼的彎曲變形。在足夠大的速度下,這種現象會形成惡性循環,直到使機翼彎曲折斷。這個現象稱彎扭發散(見圖前掠翼飛機的彎扭發散)。開始彎扭發散的速度稱彎扭發散（臨界）速度。為了提高前掠翼的彎扭發散速度，需增加機翼抗彎剛度，這就會導致機翼結構重量的增加，以致完全抵消採用前掠翼帶來的好處。這是前掠翼飛機很少被採用的主要原因。70年代以後，有人提出用複合材料結構的彎扭變形耦合效應克服前掠翼發散的缺點，也就是通過布置不同纖維方向的鋪層,使機翼的彎曲變形引起附加的負扭轉變形,從而抵消由升力引起的前掠翼正扭轉。這樣可以得到不發散而重量輕的前掠機翼，前掠翼飛機遂又引起人們的注意。
解決方法
複合材料結構的彎扭變形耦合效應
複合材料具有比強度高、比剛度大，抗振、抗疲勞的特點，複合材料相比於金屬材料具有更多的可設計自由度。在複合材料的加工中，可以通過在不同方向不同部位的合理布置纖維，使零部件的強度，剛度和彎扭特性滿足飛機結構設計的要求，同時重量能減輕 30%左右，對航空結構而言十分可觀。由於先進複合材料的逐漸成熟及其特殊加工工藝的出現終於使人們找到了解決前掠翼布局飛機的氣動彈性發散問題的方法，採用複合材料製造前掠翼飛機的機翼時，通過對不同的材料構型（包括複合材料鋪層角度、厚度、順序等）的設計來改變機翼的受力特性，使之具有足夠的剛度和強度來承受迎角增加時所形成的氣動扭轉力矩。這樣既可以有效解決前掠翼的氣動發散問題，又不會增加結構重量。
複合材料氣動彈性剪裁最常用的方式就是通過整體扭轉所有鋪層方向改變層合板的剛度主軸方向，對於某給定鋪層的機翼分別進行了針對上下翼面 0°方向鋪層分彆扭轉和同時扭轉的方式分別進行了剪裁，並與扭轉所有鋪層方向的裁剪結果進行了對比發現：(1) 上下蒙皮中 0°鋪層分別向後鏇轉，使得結構剛度主軸方向後移，都可以改變發散速度。從發散速度隨扭轉角度的變化趨勢可以看出發散速度存在極大值。發散速度的改變存在著極值，說明鋪層方向後移並不能使得剛度主軸無限制的後移；(2) 上下翼面 0°鋪層同時偏轉的效果要優於上下翼面分彆扭轉的效果。從結果中可以看出增加用於扭轉的鋪層的個數可以達到更好的剪裁效果；(3) 上下翼面所有鋪層整體扭轉的效果要優於上下翼面 0°鋪層分彆扭轉的效果，但不如上下翼面 0°鋪層同時扭轉的效果。
變前掠翼
變前掠翼氣動布局結合了大展弦比直機翼、小展弦比三角翼和前掠翼的優點,並考慮了氣動力和隱身性的折衷,具有獨特的開合式機翼,從而具備了轟炸和戰鬥的雙重功能,是一種新穎的多用途飛機布局形式。變前掠翼布局三種典型的任務構型為:平直翼(PLY)、前掠翼(QLY)和三角翼(SJY),其機翼的前緣掠角分別為0°、-22.5°和-90°。
平直翼
前掠翼
三角翼(1)在低亞聲速起飛著陸時,平直翼構型升阻比既明顯大於三角翼構型,也大於前掠翼構型,適合起飛著陸;
(2)在跨聲速巡航時,如採用前掠翼構型,其最大升阻比大於平直翼和三角翼構型,且失速迎角可達到38°,在失速迎角以後,升力係數差異更為明顯,充分體現了前掠翼構型較好的大迎角失速特性;
(3)在超聲速突防時,雖然前掠翼構型最大升阻比仍略大於平直翼與三角翼構型,但三角翼構型的阻力卻既小於平直翼構型,也明顯小於前掠翼構型,適合高速突防。
前掠翼發展歷史
1945年2月，德國容克斯公司首飛一種名為Ju-287的機翼前掠的四發噴氣轟炸機，在這架飛機上使用了前掠角為15°角的機翼，開創了前掠翼飛行器的先河。但前掠翼產生彎曲變形時會使外翼迎角增大，從而使外翼升力增大，造成機翼彎曲變形加劇，在一定(臨界)速度下，這種現象會形成惡性循環，直到使機翼折斷。為了提高臨界速度，需要付出增加結構重量等代價。所以，前掠翼雖和後掠翼同時提出，卻很少被採用。
前掠機翼技術是在第二次世界大戰時納粹德國的發展的，並首次在漢斯·沃克領導設計的Ju-287轟炸機上使用。1943年1月，美、英聯軍開始聯合對德國本土進行轟炸。1943年中，聯軍大量的P-51及加裝副油箱的P-47戰鬥機用於為轟炸機護航，德國空軍在對其攔截的空戰中，戰鬥機損失率驟然大增。在東線，1943年下半年庫爾斯克戰役結束後，德國空軍也喪失了制空權，遺留有20%的戰鬥機應付戰局，加上蘇聯空軍大量裝備拉-5和雅克-9戰鬥機，所以德空軍很難對蘇聯境內實施戰略轟炸。在這種背景下，希特勒就提出了研製一種"能超越盟軍任何一種戰鬥機"的轟炸機，Ju-287就這樣出籠了。
JU-287Ju-287在最初設計時採用的是後掠翼，但由於後掠翼使飛機在低速飛行時的穩定性較差，這必然會影響轟炸機的投彈精度。綜合考慮的結果，最終選擇了前掠翼。Ju-287共開發了三種型號，分別為v1，V2、V3。德軍戰敗後，蘇軍在漢斯·沃克小組的配合之下，在德國本上完成了V2的裝配工作，後又製造了V3型轟炸機，並於1945年夏進行了試飛。
1947至1948年，蘇聯對LL-3前掠翼實驗機進行了測試，該機以火箭為動力，最大速度為1150公里/小時(0.95馬赫)。【穿音速】(未達音速0.8倍為次音速、音速0.8~1.2倍上下為穿音速、音速1.2~5倍為超音速、超過音速五倍以上為高超音速。 )因為結構上的問題無法解決，在其後數十年間，蘇聯沒有什麼進展，美國也不例外。
進入20世紀70年代，兩項科研成果給前掠翼飛機的研究帶來了轉機，這就是複合材料技術的進步和機翼剛性分布計算機計算法的套用。前者為前掠翼提供了更輕、更強的結構，可使機翼在扭曲時不至於折斷，後者則使機翼在面臨離散效應時能夠只彎曲而不扭曲，這就解決了因機翼扭曲而造成的負面氣動效應問題。在此基礎上，蘇聯改進了以米格-23和蘇-27作為研究對象的前掠翼風洞模型設計，為進行前掠翼戰鬥機設計的蘇霍伊設計局提供了不少寶貴的試驗數據和經驗。同時，蘇霍伊設計局自己也製造了1架前掠翼滑翔試驗機，用以驗證大迎角飛行能力以及失速、螺鏇等特性。試驗結果表明，前掠翼戰鬥機維持大迎角飛行的時間可達到蘇-27的3至4倍，而蘇-27則具有相當出色的大迎角飛行性能。
X-291970年代以後，出現了利用複合材料結構的彎扭變形耦合效應(即通過布置不同纖維方向鋪層)克服上述現象，同時由於變彎度技術、放寬靜穩定度技術和電傳操縱控制技術等的發展，前掠翼飛機遂又受到航空界的重視。1984年12月14日美國X-29A前掠翼驗證機首次升空。
美國在研製F-16時電曾提出了一個前掠翼方案。據他們估計，這種方案與F-16相比，其轉彎角速度可增加14%，作戰半徑可增大34%，起降距離可減少35%。1984年12月24日，美國格魯曼公司的X-29成功首飛，比較成功地解決了前掠翼飛機的"氣動彈性發散"問題，雖然它並沒有完全解決前掠翼在超音速時的發散問題，但它在航空基礎領域和先進技術方面做出了大量的積累，為美國航空的建設帶來了一筆寶貴的財富。
隨著材料技術的發展，剛度更高，質量更輕的材料必將能為解決前掠翼的"氣動彈性發散"問題奠定基礎，前掠翼也將會得到推廣、流行。
