在对弹翼的前后翼数值数值机理的研究上，采用三文N-S控制方程和标准k-ε模型，计算前掠翼和后掠翼的气动特性，比较各自的优势和不足，并通过流场显示分析其流动机理。研究结果表明：小迎角下后掠翼的升力系数较高大迎角下前掠翼的食宿性能较好，其根源是展向速度的方向相反。后掠翼过早的翼尖失速是导致失速迎角较小的原因。而前掠翼之所以具有良好的大迎角性能是由于其翼根侧缘涡和翼尖前缘涡相互作用，对机翼产生向上的吸力，带来涡升力，并且增强了对机翼表面流动的控制能力，前掠翼的流动机理可为先进飞行器布局的设计提供理论依据[13]。
小直径炸弹是低成本精确打击武器，它的射程远、体积小、精度高，可实现远距离多目标准确打击。采用前、后翼条铰接串联的桁架式钻石背形弹翼，收拢状态紧凑，适于载机内挂；展开状态升阻比高、增程效果好，且强度、刚度特性好。采用理论分析、数值模拟、风洞实验等相结合的方法，对桁架式钻石背形弹翼的增升机理及其气动特性进行研究 [14]。
通过采用隐式方法求解三文、粘性、湍流Navier—Stokes方程及组分方程，对以氢气为燃料的超燃冲压发动机燃烧室模型进行数值模拟，分析不同后掠角度对于超声速混合的影响。计算结果表明后掠斜坡产生的流向涡的强度以及混合增强效果优于无后掠斜坡，并随着后掠角度的增加而增强，但总压恢复系数随后掠角度的增加逐渐降低[15]。
研究飞行器优化控制问题，常规导弹由于弹翼固定使得其飞行性能单一,为了提高整个导弹的作战效率，采用变弹技术的导弹却能够实现低能耗优化飞行。由于变弹翼导弹的动力学模型控制特性在飞行过程弹翼的运动变得复杂化。采用较常见的“×” 字形，针对四个变弹翼导弹建立相关气动特性，包含弹翼运动的伞弹动力学方程。根据小扰动法与系数“冻结”法，采用全弹三通道数学模型。通过仿真结果表明，设计的F1 动驾驶仪能够抑制气动参数变化的影响，满足导弹控制性能指标要求，各项指标表明变弹翼导弹的作战效率可以得到提高[16]。
据专家预测，无人作战飞机将成为21世纪空中“ 杀手锏”。为此，世界主要军事强国，尤其是美国，己着手研究和评估无人作战飞机。对于许多无人作战飞机来说，能否完成任务取决于其能否同时拥有高空低速飞行(巡逻构型)能力和超音速攻击( 攻击构型) 能力。比如，某无人作战飞机典型的作战任务为：在远离敌方的机场起飞， 高速(大后掠角) 进人目标区域，高空突防后，长时间( 最小后掠角)对目标区域进行实时侦查，若发现目标后立刻高速(大后掠角)扑向目标进行攻击。再比如，某新能源无人飞行器，要求上升段具有良好的高速性能，可以以较大速度、较小阻力尽快上升到预定高度，要求盘旋下降段飞行器 能够在小动力下长时间盘旋下滑飞行， 具有良好的低速盘旋性能，可以以较小速度、较高的升阻比实现长时的盘旋下降飞行，满足长时留空的要求。飞行器在设计上都可以虑采用变后掠翼的方式，低速时转向小后掠角、大展弦比，其升力及升阻比明显增加，巡航性能明显改变；超音速时转向大后掠、小展弦比，其波阻小，超音速机动性能良好[16]。提出了一种变后掠翼机构的设计方法，能根据机翼平面形状参数，合理布置变掠机构、确定机构部分主要参数，并能得到机翼的运动规律。首先提出了变后掠翼机构方案，将运动机构抽象为数学模型；然后对各参数进行详尽的设计和计算，并对机翼的运动进行了数值分析，在此基础上建立了一种变后掠翼机构设计方法。运用方法对具体的算例，建立机构三文模型，进行运动模拟仿真，CATIA运动仿真结果与MATLAB数值计算结果一致，证明了方法的有效性和合理性[17]。   可变后掠翼滑翔制导炸弹的方案弹道设计(4):http://www.youerw.com/jixie/lunwen_8309.html