S形前緣翼的前緣分離渦
圖1有些超音速飛機採用S形前緣翼。這種飛機在起飛和降落時要用到很大的迎角以獲得足夠大的升力係數，這時上翼面的氣流肯定有分離。分離在普通的低速機翼上產生很壞的效果：升力下降，阻力大增，而且分離點是隨迎角變化的；但在小展弦比的S形前緣翼上，分離卻不一定是壞的。這種機翼迎角稍大一點反正分離時不可避免的，那么就乾脆人為地規定它分離，把分離點固定下來。其方法是把前緣做成曲線的。有粘性的氣流，繞過一個曲線邊緣時要分離，分離點可隨曲線形狀控制移動。
S形前緣翼在稍大的迎角下工作，左右兩邊前緣就是捲起這樣的兩條渦來的，見右圖1。這種渦的特點是穩定，其強度變化也是逐漸的連續的而不是突然的。迎角超過某值之後，不管迎角大小，不管飛行速度是亞音速的還是超音速的，上翼面的分離總是從前緣開始的。渦的強度隨迎角而增大或減小，一個迎角只有一種流動情況。這種前緣渦的存在對升力是很有好處的。在渦的作用之下，上翼面的流速（合速）比沒有渦時增大了很多，因而負壓的強度增大了許多。
控制前緣分離渦的渦襟翼技術
圖2人們研究的90年代先進戰鬥機應具有良好的超音速巡航性能和亞、跨音速的高機動能力。為此，往往選擇具有大後掠前緣、小展弦比的細長翼為基本的平面形狀以減小超音速巡航的波阻。由於細長翼在中等或大迎角下以亞、跨音速飛行時，其繞流的基本特點是在翼面上方形成一對穩定的前緣分離渦（即前緣渦）。儘管在機翼上得到了附加的渦升力，但由於前緣吸力的喪失使阻力大為增加，直接影響了機翼的亞、跨音速機動能力。
為了解決這一矛盾，通過機翼的彎扭設計，使得在設計狀態下機翼前緣不發生分離，如圖2（a）所示。但是這種方法的明顯缺點是一旦偏離設計狀態前緣仍然會發生分離而使前緣吸力損失掉，另一方面，即使在設計狀態下，對於具有大後掠前緣的細長翼，由於前緣處上洗速度很大，從而使氣流附體所需要的前緣彎度必須很大，結果在鄰近前緣的肩部往往仍要產生繞流分離現象，如圖2（b）所示。70年代末Rao等人提出了渦襟翼（Vortex flap）概念。不再要求機翼前緣處滿足附流條件，而是將前緣分離渦適當控制在帶有一定偏角的前緣襟翼上如圖2（c）所示。
圖3在形式上渦襟翼和通常的前緣襟翼十分相似。然而它們在氣動功能上卻是十分不同的。前緣襟翼通常調整它的偏角與當地流向一致以保證前緣處的附著流動，它是屬於氣動布局中的可變彎扭設計概念。渦襟翼則是在適當偏度下控制穩定的前緣分離渦完全保持在整個襟翼上，結果在襟翼上旋渦誘導的吸力通過它的偏角可得到較大的推力分量。在一定的迎角下，可適當調整襟翼偏角，以使襟翼上方旋渦誘導流動的再附線位於襟翼鉸鏈線上，如圖2（c）和圖3所示。這樣不僅整個襟翼置於旋渦的下方，而且保證整個機翼的上表面處於附流狀態。圖3分別描繪了基本翼和帶有渦襟翼的旋渦流動圖畫。
