特點
(1)機翼機身相互干擾產生干擾阻力，需要使用一體化融合技術傲氣動外形設計。
(2)設定翼根控制翼型，呈相對厚度較大，小的正彎度甚至負彎度形狀，最大厚度位置儘可能靠前達到20%～25%，甚至達12%～15%。而在最大厚度之後。使根部翼型厚度迅速減小，以抵消因機身存在使等壓線後掠角減少的效果，同時要保證超臨界馬赫數下壓力分布單調增長．有利於獲得超臨界效果。
(3)與(2)同時採取展向措施，從翼根控制翼型到機翼平面形狀轉折處的控制翼型的機翼內段．採用非直線母線形。翼根控制翼型沿展向過渡到有高氣動效率的基本翼型．以克服小正彎度或負彎度帶來的升力損失。在運十飛機上，拋物線形的非直線母線構形氣動效率有很大提高，當飛行的Ma數為0.8時，航程因子MK從10提高到10.5。
(4)翼根的較大厚度增加了機翼翼匣空間儲油能力以及保證具備足夠的結構剛度。
(5)需繪製機翼後緣協調圖．協調增升裝置、起落架收放機構、機翼後緣結構三部分的空間布局。
(6)選擇機翼內段前緣增升裝置形式，需顧及內段前緣的複雜外形，不宜採用前緣縫翼．較為合適的是克魯格前緣襟翼。
(7)機身機翼傳力路線布置、受力結構設計。
翼根整流設計
機身對機翼的干擾使機翼的壓力分布發生變化，機身的影響提高了機翼上表面的吸力峰值，增大前激波強度，機身的干擾使翼根前緣更易發生分離。機翼下表面翼弦中部的吸力有所下降，機翼後部上下表面的逆壓梯度很大。特別在機翼機身交界處，機身附面層與機翼附面層的相互堆積，機翼附面層加厚則氣流更易分離。故一般機翼均採用整流，整流從前緣開始一直延伸到後緣，並且後緣整流延長較多。現代運輸機一般前部整流向前延伸的長度為13%翼根弦長，後部整流延長長度約為30%翼根弦長。
翼根整流的目的是：
①消除(小迎角)和減輕(大迎角)氣流分離和旋渦的產生；
②使不同的氣流匯合儘可能和緩；
③避免不同邊界層的相互干擾和增厚的作用。
翼根整流是個古老的問題，為了避免機翼與機身交界處的氣流分離，幾十年以前的低速飛機上就有翼根整流。
在翼身結合處，當機身表面的氣流流向機翼前緣之前發生分離，形成一個馬蹄渦。對於翼型相對厚度較大的機翼，迎角a=0°就會產生上述分離。迎角增大，分離渦增強，分離範圍擴大。分離旋渦不但產生阻力，嚴重時對升力也有影響。
機身對機翼的干擾使機翼的壓力分布發生變化，特別在翼根區域影響更為明顯。這是典型現代運輸機巡航狀態的理論計算結果，機身影響是提高上表面的吸力峰值，增大前緣激波強度，下表面翼弦中部的吸力有所降低。機身的干擾使翼根前緣分離更容易發生。
設計及改進原則
依據失效分析結論，在不影響飛機全機靜力、共振試驗結果及不影響主要生產工裝的前提下，對外翼根部結構的細節設計改進應遵循如下原則：
(1)設計改進後，其疲勞壽命不低於金屬翼盒原狀態的壽命；
(2)所進行的改進設計對機翼的總體強度和剛度不產生影響，即不需要重新安排全尺寸靜力和共振試驗考核；
(3)重點提高下帶板過渡圓角尺處的疲勞壽命，並全面核查翼盒關鍵部位的疲勞強度；
(4)儘可能避免工裝、模具進行較大規模的修整或更改；
(5)細節設計改進方案應簡便易行，便於試驗驗證，工程實施可操作性強。
