脱体涡是涡旋的一种，是由于机翼上下翼面的压差，导致流体的横向流动，与流体相对机翼的纵向移动在脱离机翼后所合成的螺旋状流动。

脱体涡的形式与机翼迎角和空速有密切联系，当机翼迎角增大，由于上下翼面压差增大，脱体涡强度会增加，但是在迎角增大到某一程度，脱体涡会突变为非对称，甚至破裂。

由于旋涡本身的特性，脱体涡沿展向流过主翼面上表面时，会不断吸收机翼边界的能量，从而使翼面上的气动压力很低，也就是说总压系数具有很大的负值。这个负压产生了向上吸的效果，实际上给机翼产生了正的升力。由于这个升力完全不同于附着涡产生的线性升力，因而把脱体涡产生的升力贡献称为非线性升力。脱体涡升力的利用是空气动力学发展的一项伟大成就。一方面飞机设计从单纯吸取附着涡升力变成了既利用附着涡升力，又利用脱体涡升力；另一方面它对现代高性能飞机设计具有巨大的指导意义，它解决了超音速飞机按经典设计原则所不能解决的一系列难题。在工程实践上，脱体涡升力理论的一个直接产物是英法联合研制的“协和”式超音速客机。尽管这架飞机一直遭到种种非议，但谁也不能否认它在技术上是成功的，具有划时代革命意义。

脱体涡属于非定常大迎角空气动力学研究的范畴，其研究曾使用过广义的偶极子网格法、Euler方程法及N-S方程法。但是，对于35度迎角以上的脱体涡研究，特别是对于非对称突变与破裂，基本没有完善的理论体系，在实际工作中仍主要由风洞吹风试验得出结论。

脱体涡在20世纪70年代开始，广泛用于飞行器产生涡升力，其最为典型的应用即鸭式布局，其通过鸭式前翼产生的脱体涡与主翼的附体涡形成有利干扰，改善主翼的流场，增加主翼升力，延迟涡破裂，提高飞机气动性能。

飞机都只实现了非线性涡升力，对脱体涡的非对称及破裂的研究与应用基本空白，研究的方向是利用脱体涡非对称突变的特性，增加飞机航向机动性，使飞机机头瞬间水平指向成为可能，届时，飞机将拥有3轴超机动性。

西北工业大学以细长体为对象，首先发展以脱体涡数值模拟(DES)方法为主的、适合大攻角非定常运动下流场分析的数值模拟方法；通过数值模拟手段，研究细长体自身运动对大攻角下的非对称涡脱落流动的作用机理；分析细长体运动对侧向力、偏航、滚转力矩的影响规律，为实现导弹的亚音速大攻角机动飞行奠定相关的空气动力学理论基础。此外还深人研究了飞机前体横截面弧形几何形状对脱体涡稳定性的影响特性；脱体涡平衡位置及涡强度分布随侧翼伸缩及攻角增减的变化规律；在侧翼向两侧对称伸缩过程中脱体涡的动态稳定性分析：在侧翼向两侧非刘‘称伸缩产生的非对称脱体涡稳定性分析以及脱体涡稳定性对飞机气动性能的影响。

利用脱体涡升力(即涡升力)是飞机气动设计的一次思想革命。从空气动力学上的流动基本形态上讲，它完全有别于经典的附着流型，利用了一个产生升力的新流型——脱体流型。以脱体流型为核心，研究涡升力的利用、旋涡的稳定与控制等内容，便形成了空气动力学的一个新分支——涡动力学。应当说，脱体流型只是人类迟到的发现而已，自然界中大量的鸟类和昆虫在上亿年以前已经开始利用它了。

人们通过实验发现：45度以上的大后掠角薄翼在迎角很小时，气流就从前缘分离，并卷成一脱体旋涡。此脱体涡的涡心压力很低，由于上下压力差的作用，使得翼面的升力有所提高。我们知道，三角翼总升力等于位流升力和涡升力之和。

位流升力是根据位流理论计算出来的升力。图二中虚线代表总升力，而点划线代表位流升力(圆圈为实验点)，两条线的差别就是理论涡升力。可见，由于有了涡升力，三角翼的升力线斜率和最大升力系数等均大大提高。如果把大后掠角的鸭翼和主翼近距耦合配置，便会产生有利干扰，而脱体涡的效率会更高，涡升力也更大(图三)。当鸭翼置于主翼的前上方时，前翼脱体涡因进入了主翼上表面的低压区而有利于涡心的稳定，延迟了旋涡的破裂并提高了前翼的失速迎角。此外，前翼脱体涡不但在前翼上诱导出涡升力，而且它在扫过主翼上表面时也给主翼诱导出一个涡升力。前翼涡的存在还有助于控制在主翼上形成的前缘涡，而延迟了主翼的失速。由于主翼一方面受到前翼的下洗(内翼段)，另一方面也受到前翼的上洗(外翼段)，所以使总的下洗量减轻。由于这些有利干扰的存在，近距耦合鸭式飞机在大迎角时升力较高，而失速迎角也较大(可达30度以上，而普通后尾式飞机的失速迎角只有十几度)。这对于扩大飞机的机动飞行范围和改善高速飞机的起降性能都具有重要意义。

在前后翼的相互干扰中，除了前翼对主翼的下洗为不利干扰外，其它均为有利干扰，这就使得近距耦合鸭式飞机比相同翼面积的普通鸭式飞机的升力大很多。在起飞状态下，近距耦合鸭式飞机可比无尾三角翼飞机的升力系数高出一倍。

当然，由于下洗的干扰量很大，在小迎角时有利干扰还不足以抵消不利干扰。即便是这样，在小迎角时，近距耦合鸭式飞机的最大升阻比已相当于同级后尾式飞机了。随着迎角的增大，有利干扰量逐渐大于不利干扰量。当迎角达到16度左右时，近距耦合鸭式飞机的有利干扰便超过了不利干扰，其全机升力系数已高于单独前翼与单独主翼升力系数之和，这是普通后尾式飞机所不能及的。因为对后尾式飞机来说。也存在主翼对尾翼的下洗问题，而且此不利干扰还随迎角的增大而增大。即使让尾翼也产生正升力，它的全机升力系数也始终低于两个单独翼面的升力系数之和。