簡介
前緣吸力係數（leading-edge suction coefficient）在推力方向的分量，即Ct=Cf×cosA，式中，A為機翼前緣後掠角。
前緣吸力係數
前緣吸力係數是前緣吸力與自由流動壓和參考面積乘積之比，即
前緣吸力
前緣吸力指氣流繞過機翼前緣，迅速加速，在沒有離體時，能形成很大的負壓，由此產生的向前的氣動力分量。
大後掠細長翼在大迎角下產生的前緣分離渦，對氣動特性具有重要影響。計算前緣渦氣動特性的理論方法已有多種。較早的有Smith的方法，它基於細長體假設，故不能滿足後緣條件。前緣吸力比擬法及其推廣，對於計算整個機翼的力和力矩來說是一種既簡便又比較準確的方法，但給不出詳細的載荷分布。Kandil把渦格法推廣引用於有前緣分離的機翼，用若干離散的渦線代表有渦核存在的實際前緣渦，算出的力和力矩比較準確，但其載荷分布不能令人滿意。目前最接近實際情況的前緣分離模型是自由渦面法，它用連續的偶極子分布代表機冀和自由渦面，能夠得到相當滿意的壓強分布；不過這種計算方法較為複雜，需要較大的計算機和較多的機時。
Mehrotra和Lan把適用於無分離位流的準渦格法推廣套用到有前緣分離的機翼上去。此法把機冀沿展向分成若干狹條，每個機翼狹條用連續分布的渦面代替;前緣分離渦用迭加到渦面上並從前緣及後緣拖出的離散渦線來代表。此方法的特點是通過對前緣奇點的理論處理，能夠在前緣上滿足邊界條件，並能考慮部分前緣分離的情況，後者對於計算內外翼分離情況不同的邊條翼來說，可能是一種適宜的方法。此外，這種方法保留了渦格法的比較簡單的特點，同時還能給出較為滿意的結果。
對阻力計算的影響
亞音速機翼前緣時，翼段前緣有前緣吸力，用前緣小塊面心處的壓力作為該小塊平均壓力的處理方法難以描述前緣吸力特性，而吸力是阻力中的一個重要分量，氣流的粘性效應產生摩擦阻力，粘性尾流阻力。因此必須在位流解的基礎上考慮這些重要因素對阻力的影響。為了便於數值計算，我們分兩部分計算，一部分是不計及氣流粘性的非粘性阻力，另一部分是計及氣流粘性效應才‘能獲得的阻力，稱粘性阻力。
前緣襟翼
前緣襟翼是位於機翼前緣的襟翼，這種襟翼廣泛用於超音速飛機上。因為超音速飛機一般採用前緣尖削，相對厚度小的薄機翼。它增大了機翼的彎度，使前緣吸力增加，從而提高了升力，同時也使失速迎角有所增加。
前緣襟翼與後緣襟翼配合使用可進一步提高增升效果。一般的後緣襟翼有一個缺點，就是當它向下偏轉時，雖然能夠增大上翼面氣流的流速，從而增大升力係數，但同時也使得機翼前緣處氣流的局部迎角增大，當飛機以大迎角飛行時，容易導致機翼前緣上部發生局部的氣流分離，使飛機的性能變壞。如果此時採用前緣襟翼，不但可以消除機翼前緣上部的局部氣流分離，改善後緣襟翼的增升效果，而且其本身也具有增升作用。
