翼刀是飞机机翼上与机身轴线平行的像刀子一样的铝合金片，也是一种技术手段，即利用物理方法阻止附面层向外翼流动，以缓和翼尖分离，增加战机安全性。

翼刀是安装在飞机机翼上与机身轴线平行的像刀子一样的铝合金片，其形状像刀子，因而叫做翼刀。

在二战后发展起来的喷气式飞机中，翼刀是一种比较常见的控制失速的手段。由于喷气式飞机速度非常快，经常在翼尖处出现气流分离（即高速气流使翼尖失去升力）的情况，这对飞机来说意味着可操控性能下降，是极其危险的。 我国的飞机大多数有翼刀，这是由于我国的航空技术是由苏联引进的，苏联在米格15上就采用了四翼刀结构，我国在引进的过程中就直接借鉴了过来。

翼刀结构是控制翼尖失速的各种手段中最简单廉价的。而这种结构最先采用是在纳粹德国末日时期BA349“毒蛇”喷气式飞机上。有资料称，二战结束后，苏联以缴获的BA349为蓝本研制出了米格15。

翼刀作为一种二战时期的技术，根据风洞实验的结果，翼刀的效果不如一些后来发展的技术，但翼刀还是很可靠的。

翼刀装在机翼中部，是对气流控制的要求，如果装在翼尖，气流在接触到翼刀之前就已经发生气流分离了。而翼刀装在2/3处，在气流出现分离前就对其施加扰流作用，也就达到了所需要的目的。

附：升力形成的原理图

二十世纪四十年代德国空气动力学家提出了将机翼向后斜置一个角度的后掠机翼（swept- back wing ），并很快被各国所接受，成了现代高速飞机和超音速飞机的标准技术。之后出现的三角机翼，变后掠机翼都是在后掠机翼基础上发展起来的。后掠角的大小表示机翼后掠的程度。通常所指后掠翼飞机的机翼后掠角（x ）多在25°以上，后掠角较小的机翼仍称平直机翼。 后掠机翼相对于过时的平直机翼是空气动力学上的一个巨大进步。当飞机飞行速度接近声速时，机翼上表面局部气流速度将超过声速，这将出现激波，引起激波后面的气流分离，使飞机阻力急剧增加。对于后掠机翼，垂直机翼前缘的气流速度分量（vcosx）低于飞行速度 v，从而可以在v已达到或超过声速时 ，vcosx还未达到声速。后掠翼还能减弱激波强度，降低波阻。

但是后掠机翼存在着一个缺点：上仰现象。所谓上仰是指当飞机迎角超过一定限度时，俯仰力矩就会发生不稳定转折，进而导致飞机进入上仰，引发飞机失控。这就极大限制了飞机可用迎角，这对强调大迎角，高攻角的现代战机来说是不可想象的。

导致后掠机翼上仰的主要原因是翼尖的分离（当然翼根效应也有影响，不过相比之下不足道而已）。由于后掠机翼翼尖在飞机重心之后，翼尖失速导致升力下降，进而引起抬头力矩。而产生翼尖分离过程则是：相邻剖面错位－>上表面弦向压力分布沿展向产生压差－>附面层向外翼流动－>翼尖附面层增厚－>翼尖分离。

翼刀的作用就是用物理方法破坏附面层向外翼流动来缓和翼尖分离，简单说就是改善飞机俯仰安定性。翼刀可以推迟上仰发生的迎角，但不能消除上仰的发生：由于翼刀的存在，内侧翼剖面将首先失速；当战机继续拉大迎角，翼刀外侧附面层仍然向翼尖流动，导致翼尖比内侧分离更加严重。另外翼刀内侧段的分离有可能比无翼刀时提前，导致机翼失速提前。

现代战机通常采用前缘缝翼（增加附面层能量，如Rafale），前缘襟翼（控制机翼气流分离，如F16）和前缘锯齿（即气动翼刀作用，如JAS39）来避免和推迟机翼上仰的出现，另外还有前缘修形（F15A）等做法。

这里着重说一下前缘锯齿。与苏联飞机相比，西方同时代的飞机多采用此种方式，堪称是另一种简单有效的方法。前缘锯齿的作用是，当有迎角时，锯齿两侧剖面的弦向压力分布不连续，气流在内段卷起，在机翼上形成旋涡，旋涡旋转方向阻止机翼附面层向翼尖方向发展，推迟分离。Jas39是三代半战机中唯一用了前缘锯齿的，多少反映了其气动技术状态不如其它飞机。我国和苏联早期的很多飞机都采用翼刀这种简单实用的附面层控制装置。之所以翼刀在东方沿用了较长时间，更多的是因为习惯和传统（在中国，特别是考虑到在80年代中期在西方影响进入以前几乎就是照搬）；也可以说是气动，自动控制系统落后。

飞机自动控制系统普遍数字微机化，它们控制的各种跗面层控制装置（前缘缝翼，前缘襟翼等），可以替代翼刀，效果比翼刀要好，所以翼刀渐渐淡出。

翼刀控制技术是附面层控制技术的一种，通过在叶栅端壁上安装翼刀来抑制马蹄涡的压力面分支与通道涡的汇合以及端壁附面层的卷起从而控制二次流的发展。早在二十世纪七十年代，PrumPer就曾表明在轴流汽轮机叶栅端壁加装附面层翼刀可能降低损失。八十年代，Tatsu. KAwAI和shujis HINoKI等人曾在汽轮机叶栅中使用端壁翼刀来控制二次流，在寻求翼刀最佳尺寸和最佳位置以及端壁翼刀和吸力面翼刀的最佳组合方面做出了不懈的努力，发现翼刀抑制了马蹄涡的压力面分支从而削弱了二次流,具有最小临界高度的翼刀为最佳翼刀,端壁翼刀使二次流损失降低了22%。随后有关学者又研究了流向翼刀、横向翼刀以及吸力面/端壁组合翼刀等控制二次流的机理，得到了一些有益的结论。在国内，这方面的研究还比较少，哈尔滨工业大学的钟兢军教授和刘艳明博士以及田夫博士在压气机中使用翼刀来控制二次流方面进行了大量的数值和实验研究工作，并取得了很多有益的成果。由于翼刀自身参数以及侧面形状变换、顺序排列的灵活性，从长远来看，翼刀技术的研究前景相当可观。虽然翼刀能控制并减少亚音速压气机平面叶栅中的二次流损失，翼刀是否适合跨音速压气机叶栅，翼刀是否适合实际压气机叶栅，还有大量的工作需要开展。

端壁翼刀技术是在端壁上安装一片或几片翼刀,从而控制二次流的方法。在端壁不同周向位置安装翼刀，无疑不同程度地阻断了从压力面至吸力面的横向流动，从而对叶栅端壁附近的流动情况产生较大的影响，同时还有新的涡系产生。另外，翼刀高度不同，阻断能力也不同，因此合理选择端壁翼刀最佳位置和最佳高度一直是诸多研究者研究的重点。

八十年代末期，Kawai等人对具有端壁翼刀的汽轮机叶栅做了详细的实验研究。Kawai在实验分析中发现了翼刀上方反向涡量的存在，这里所说的“反向”,就是跟通道涡方向相反。YoungJ.Moon和sung-RyongKoh曾对反向翼刀涡的产生作了解释，提到反向翼刀涡的形成与马蹄涡和翼刀之间的复杂相互作用息息相关，也就是说马蹄涡压力面分支持续抬升至翼刀边缘,从而在翼刀上方偏向吸力面侧诱导出翼刀涡,其旋向与通道涡方向相反。因此，这个旋涡在降低近叶片吸力面二次流发展过程中起着十分重要的作用。

在端壁上加了翼刀后，对端壁附近气流流动状况产生了很大的影响，详细研究其涡系结构及翼刀控制二次流的机理，以求扬长避短，在减小翼刀附加损失的同时,合理利用翼刀在控制二次流方面的优越性。

同国外相比，国内对翼刀技术的研究起步较晚,主要集中在亚音速压气机叶栅中。哈尔滨工业大学的钟兢军教授和刘艳明博士以及田夫博士通过翼刀技术抑制压气机叶栅中二次流，在这方面进行了大量的实验和数值研究，取得了很多有益的成果。从2002年开始，钟兢军教授和刘艳明博士等人进行了平面叶栅安装端壁翼刀的数值和实验研究，结果表明，与常规叶栅相比，在安装有端壁翼刀的叶栅中，翼刀不同程度地改善了叶栅内二次流动。翼刀阻断马蹄涡压力面分支向相邻叶片吸力面侧的发展，同时分别在压力面一翼刀和翼刀一吸力面之间区域形成两个通道涡，这两个旋涡强度都小于常规叶栅的通道涡强度。马蹄涡压力面分支与翼刀相互作用，在翼刀上方偏向吸力面一侧有反向翼刀涡产生。

在进行了翼刀最佳周向位置的探索后，钟兢军教授等人又进行了翼刀长度和高度以及翼刀轴向位置方面的研究，研究发现虽然随着翼刀高度增加，翼刀对流道内横向流动的阻断作用增强，但翼刀的附加损失增加,翼刀周围损失峰值也增加，并且波及范围越来越广，结果表明，翼刀长度变化时，长度越大,阻断横向流动的作用越明显，但由气流摩擦所造成的翼刀附加损失也会带来一定的不利影响。有效降低二次流的最佳翼刀不仅能阻断流道内的横向流动，阻止马蹄涡压力面分支的发展,而且能有效产生反向翼刀涡，计算结果表明,占据流道前3/4长度的翼刀为最佳长度翼刀。