机翼翼根是机翼机身连接的地方，由于受到机身、整流包皮、起落架鼓包等影响，流动情况非常复杂。此处所占机翼面积比例很大，尾流情况对尾翼和尾吊发动机的工作有直接影响。所涉及的技术领域有翼根气动设计、气动弹性、增升装置设计、机翼结构设计、起落架收放机构设计和整体油箱设计。

(1)机翼机身相互干扰产生干扰阻力，需要使用一体化融合技术傲气动外形设计。

(2)设置翼根控制翼型，呈相对厚度较大，小的正弯度甚至负弯度形状，最大厚度位置尽可能靠前达到20%～25%，甚至达12%～15%。而在最大厚度之后。使根部翼型厚度迅速减小，以抵消因机身存在使等压线后掠角减少的效果，同时要保证超临界马赫数下压力分布单调增长．有利于获得超临界效果。

(3)与(2)同时采取展向措施，从翼根控制翼型到机翼平面形状转折处的控制翼型的机翼内段．采用非直线母线形。翼根控制翼型沿展向过渡到有高气动效率的基本翼型．以克服小正弯度或负弯度带来的升力损失。在运十飞机上，抛物线形的非直线母线构形气动效率有很大提高，当飞行的Ma数为0.8时，航程因子MK从10提高到10.5。

(4)翼根的较大厚度增加了机翼翼匣空间储油能力以及保证具备足够的结构刚度。

(5)需绘制机翼后缘协调图．协调增升装置、起落架收放机构、机翼后缘结构三部分的空间布局。

(6)选择机翼内段前缘增升装置形式，需顾及内段前缘的复杂外形，不宜采用前缘缝翼．较为合适的是克鲁格前缘襟翼。

(7)机身机翼传力路线布置、受力结构设计。

机身对机翼的干扰使机翼的压力分布发生变化，机身的影响提高了机翼上表面的吸力峰值，增大前激波强度，机身的干扰使翼根前缘更易发生分离。机翼下表面翼弦中部的吸力有所下降，机翼后部上下表面的逆压梯度很大。特别在机翼机身交界处，机身附面层与机翼附面层的相互堆积，机翼附面层加厚则气流更易分离。故一般机翼均采用整流，整流从前缘开始一直延伸到后缘，并且后缘整流延长较多。现代运输机一般前部整流向前延伸的长度为13%翼根弦长，后部整流延长长度约为30%翼根弦长。

翼根整流的目的是：

①消除(小迎角)和减轻(大迎角)气流分离和旋涡的产生；

②使不同的气流汇合尽可能和缓；

③避免不同边界层的相互干扰和增厚的作用。

翼根整流是个古老的问题，为了避免机翼与机身交界处的气流分离，几十年以前的低速飞机上就有翼根整流。

在翼身结合处，当机身表面的气流流向机翼前缘之前发生分离，形成一个马蹄涡。对于翼型相对厚度较大的机翼，迎角a=0°就会产生上述分离。迎角增大，分离涡增强，分离范围扩大。分离旋涡不但产生阻力，严重时对升力也有影响。

机身对机翼的干扰使机翼的压力分布发生变化，特别在翼根区域影响更为明显。这是典型现代运输机巡航状态的理论计算结果，机身影响是提高上表面的吸力峰值，增大前缘激波强度，下表面翼弦中部的吸力有所降低。机身的干扰使翼根前缘分离更容易发生。

依据失效分析结论，在不影响飞机全机静力、共振试验结果及不影响主要生产工装的前提下，对外翼根部结构的细节设计改进应遵循如下原则：

(1)设计改进后，其疲劳寿命不低于金属翼盒原状态的寿命；

(2)所进行的改进设计对机翼的总体强度和刚度不产生影响，即不需要重新安排全尺寸静力和共振试验考核；

(3)重点提高下带板过渡圆角尺处的疲劳寿命，并全面核查翼盒关键部位的疲劳强度；

(4)尽可能避免工装、模具进行较大规模的修整或更改；

(5)细节设计改进方案应简便易行，便于试验验证，工程实施可操作性强。