尾迹区是飞机或其部件的尾部受其前面边界层的影响拖下来的低于自由流速度充满涡流的流动区域。在0度和4度攻角条件下，对雷诺数为10000翼型绕流的尾迹区进行统计分析，所得流动图画大致相似，0度攻角下的统计量值具有很好的对称性。在距翼型尾缘0. 3 L以后的尾迹区，旋涡排列成类似涡街的结构，涡量的极值都位于旋涡中心，压力的极小值也位于旋涡中心，沿着流向，涡量极值的绝对值逐渐减小，压力的极小值逐渐增大在10度攻角下，翼型上表面从前缘开始分离，尾迹区统计分析结果所得图象与0度和4度完全不同，数值上较0度和4度结果大在翼型尾缘处，涡量的卷吸，高压力区域的形成，是旋涡脱落的条件，正向和反向旋涡的交替脱落，形成了类似涡街的结构。飞机若想具有良好的失速特性，首先应保证机翼的分离是由内翼往外的缓慢分离;其次，在发生分离时，尾翼不得由于沉浸在机翼分离流的尾迹中而丧失其有效性。平尾通常位于机翼下游，故机翼尾迹对平尾的干扰是必然存在的。