三角翼大后掠角的机翼前缘可躲在机鼻形成的马赫锥后，减少超音速阻力
三角翼的气动特性
在追求战斗机高速性能的时代，无尾三角翼设计曾是各国竞相采用的设计。在结构上三角翼极长的翼弦可以使用简单的结构把力量均匀分布在机身，也使机翼厚度由尖锐的前缘经较长距离过渡至较厚的翼根，兼顾低阻力与高结构强度，并获得充足的机翼油箱空间，并提高战损容忍度。大后掠角的机翼前缘可躲在机鼻形成的马赫锥后，减少超音速阻力，在发动机推力不足却需追求超音速能力的年代深具价值。无水平尾翼的设计可省去驱动水平尾翼的致动器与支撑结构，并减少水平尾翼的表面阻力，使战斗机得以充分发挥高速性能。大翼面积获得低翼载，保证了较佳的瞬时转弯速率。
但三角翼存在先天缺陷，由于机翼展弦比低，在相同迎角下升力系数低于后掠翼和梯形翼。而且为避免产生低头力矩，无法使用襟副翼等增升装置，需以大迎角、高速落地，不利短场降落。低翼载使飞机对气流扰动敏感，低空高速飞行时易受不稳定气流干扰，影响飞行品质。由于没有尾翼进行俯仰控制，需要主翼后缘升降副翼控制，相同控制面偏角造成的配平阻力大于传统气动布局，影响盘旋机动性，在格斗时能量衰减快，不利于近战。副翼位置靠近垂直尾翼，副翼作动时造成两侧翼面压力不同，容易影响垂直尾翼流场，造成偏航控制问题。所以在20世纪60年代后，战斗机无尾三角翼热潮渐退，直至线传飞控系统出现，克服了上述气动问题后，三角翼适于大迎角飞行的气动特性才开始被人注意。
具大后掠角且前缘尖锐的三角翼，由于下翼面压力大于上翼面，因此在大迎角时气流会从下翼面向上翼面卷曲，形成涡流。当气流在大迎角时从机翼前缘分离，且重新附着（reattach）于上翼面下游处时，就形成了主涡流（primary vortex），此涡流在上翼面所生成的卷动气流（Swirling flow）形成一个高速低压区，产生向上的吸力（suction force），称为涡升力（vortex lift）。所以大迎角时机翼上表面虽然出现气流分离现象，但机翼升力却反而增加，三角翼的总升力是涡流涡升力与表面附着气流产生的位流升力之和。机翼前缘越尖锐，产生的涡流越强，卷曲速度越快，形成的涡流柱型越细且集中，稳定性越强。如果涡流内有一个轴向流，就更可以增加安定性，所以后掠角越大，产生的涡流也越安定。如果涡流附近有其它涡流存在，彼此间交互影响也可增加其安定性。如果涡流受低压区吸引，也会增加安定性。幻影2000进气道两侧固定式小边条就是为大迎角时产生额外涡流所设置的。
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