看空天在介绍幻影2000的文章中指出，凭借超大的翼面积获得的超低翼载荷以及不算低的最大升力系数，幻影2000的瞬时盘旋能力在三代机中傲视群雄。

　　相对于那么小的躯体，LCA的翼面积超级大，翼载荷超级低。

　　而印度LCA在达索的帮助下，继承了幻影2000的无尾三角翼布局。当然，发展到LCA，达索对无尾三角翼的理解就更近了一步。尽管受限于结构强度，基本型的LCA是一种最大过载8G的飞机，但是其瞬时盘旋角速度仍然至少是蝇量级三代战斗机中最高的，大概率超过了素有小F-16之称的、最大过载同样为8G的枭龙。

　　和幻影2000相比，LCA的优势在于进一步增大了相对的机翼面积。幻影2000的三角翼占据了从进气口后方到尾喷口前的弦长，而LCA的机翼则延长到了进气口前方。LCA以那么小的身躯，获得了38.5平米的翼面积（比重得多的F-16还要大），进而获得了比幻影2000更低，大约202公斤/平方米的空战翼载荷。

　　LCA的三角翼切根设计，非常有利于增大翼面机。试想，如果飞机纵向布置的是纯62.5度的机翼，那么翼面积会小很多。

　　另外，在机翼翼根切根了一刀，形成了一个复合三角翼的构型。LCA机翼的外段后掠角为62.5度，切根后形成的内段前缘后掠角为50度（幻影2000则为58度），展弦比只有大约1.8。

　　这种切根设计最早见于瑞典的萨博-37。萨博-37三角翼切根主要是考虑减小前面鸭翼的下洗作用。当年搞鸭翼的最初的想法很简单，就是通过正配平，让鸭翼也产生正升力，它和机翼把飞机抬起来，这样增大飞机的整体升力。但是后来发现，鸭翼后缘下偏，会对机翼形成下洗气流，相当于降低了机翼的迎角，降低了机翼升力，这就把鸭翼的正配平优势给抵消了，甚至负面作用还更大。当然，后来人们发现了近距耦合作用，所以鸭翼总体上仍然收益很大。

　　降低鸭翼气流的下洗对机翼的影响怎么办？切掉那块受到下洗气流影响的机翼翼根不就行了，这就是萨博最初的想法。欲练神功，必先切根。

　　LCA的鸭翼也切了根，但是它前面又没有鸭翼，凑什么热闹啊。其实，这里蕴含了空气动力学的另一个道理。

　　F-16XL吹风数据图，翼根两撇红色气流是脱体涡。不过，这两个脱体涡不是因为切根产生的，切根后机翼后掠角变大，不利于产生涡。这两个小脱体涡实际上是切根后对机翼修形的小型边条产生的。所以说，LCA纯粹的切割，其设计思想与F-16XL并不完全相同。

　　很多人都说，切掉这块的作用是为了产生脱体涡，与机翼上的气流形成有利干扰，增大升力。让我们再回顾之前谈到的关于产生脱体涡的条件。对，要有足够大的后掠角。LCA的机翼切根后，翼根的后掠角没有增大，反而减小了，所以这并不利于产生脱体涡。

　　让我们看看LCA在28度迎角、0.7M的吹风图，这几乎是它最大可用迎角了，此时或达到了最大升力系数。从流场来看，由于后掠角较小，切根段产生的是弱涡，而主翼段产生的强涡，他们的旋转方向相同，主翼段的涡控制了翼根产生的涡。

　　由于后掠角较小，切根段产生的是弱涡，而主翼段产生的强涡，他们的旋转方向相同，主翼段的涡控制了翼根产生的涡。

　　也经常有人拿LCA的切根和美国F-16XL的切根相比。有些吹风结果显示F-16XL的翼根出产生了一股涡流。当然，这股涡流很小，也比较弱，对增大升力帮助不是很大。但这个涡流不是对机翼简单切根，减小后掠角后产生的，而是切掉翼根后对机翼与机身连接处修形后形成的微小边条产生的，它有更大的后掠角，所以产生了明显不同的涡。但是边条比较小，涡流强度比较小。美国人在研究高速民用飞机时，对F-16XL的机翼进行了改进试验，将这个切根恢复成原型。结果发现，补齐后的机翼最大升力系数有了微小增大。这就是因为切根后尽管有个小边条，但是等效后掠角却变小了，所以升力系数有稍微的降低。尽管切根的F-16XL最大升力系数略有降低，但是它的阻力系数降低的更大，进而增加了亚音速升阻比。这就是切根的收益。LCA的切根，也是基于相同的考虑。

　　那么为什么是三角翼切根后，亚音速状态的升阻比还有所提高呢？

　　这要从三角翼的特征说起。之前我们说过，三角翼失速迎角大，是因为它自己就带涡。三角翼下面的气流在压力之下向上表面翻，形成很多弱涡束。在不大的应迎角下，就产生了前缘分离。如果气流附着在前缘，那会产生前缘吸力，相当于降低了阻力。但是三角翼由于很容易发生前缘分离，这实际上降低了前缘吸力，增大了阻力。而且前缘分离涡还产生很大的诱导阻力，这也是三角翼的不利的一面。

　　三角翼在不大的迎角下就回产生弱涡，这种涡会增大诱导阻力。

　　另外，无尾三角翼为了增大襟、副翼的配平力矩，后掠角都很大，展弦比很小，这会导致诱导阻力更大，升阻比较低。所以要用好三角翼，必须要解决亚音速诱导阻力大，升阻比较低的问题。一个手段是固定扭转，改善其压力展向分布。二是配置前缘襟翼和后缘襟翼，让机翼成为变弯曲度机翼。

　　第三个就是这切根了。通过减小后掠角，推迟分离发生，而保持前缘吸力，降低阻力。进而提高其巡航升阻比。

　　如果是充分利用涡升力，LCA的做法应该是增加一个小型的边条，就像歼教-9那样，在双三角翼的基础上增加个边条。据说LCA也有这样的方案。为什么最终没这样搞？因为这会进一步恶化起降性能和亚音速巡航性能。本身无尾三角翼的起降性能就非常差了，结果你增加了一个边条，而这个边条在低速、中低迎角下的效率是非常低的。首先增加了摩擦阻力，产生的升力又极为有限，另外，在起降迎角下，由不足以产生较大的脱体涡，无法给基本翼增升，在起降阶段在很大程度上是累赘。所以，边条通常和中等展弦比的梯形翼搭配，中等展弦比梯形翼自身的升阻比较高，加之采用大型的襟翼，起降性能足够好。

　　强调起降性能的海军型的LCA使用了类似苏-57的可动边条，这才开启了LCA控制、利用涡的序幕，这又是另外一个故事了。

　　用了那么多手段，LCA的机翼就是为了在获得极小翼载荷以得到大的瞬盘能力的同时，获得说得过去的亚音速升阻比。

　　话又说回来，LCA的瞬盘能力尽管大概率比枭龙强，但是空战对抗不是那么一蹴而就的，在转弯相持的过程中，LCA由于机翼阻力较大，能量补充上比较吃力，最后也很有可能被枭龙逆袭反杀。