В статье изучена возможность улучшения аэродинамических характеристик типичного крыла пассажирского самолета со сверхкритическим профилем с помощью пассивных устройств треугольной формы в плане большой относительной площади, установленных на передней кромке в концевой части крыла. Рассмотрено использование треугольных выступов различных конфигураций в виде концевых устройств, потенциально усовершенствующих либо полностью заменяющих классические законцовки типа винглет Уиткомба. В результате плоского и трехмерного численного моделирования обтекания модели прототипа крыла-корпуса DLR-F4, было подтверждено потенциальное преимущество данных устройств, особенно в совокупности с эллиптической несущей законцовкой большой стреловидности, в плане снижения индуктивного сопротивления и роста аэродинамического качества на полетных углах атаки. Рост качества при применении данных устройств обусловлен исключительно падением сопротивления, без увеличения подъемной силы крыла. В сравнении с классическими законцовками, увеличивающими подъемную и боковую силу на конструкцию крыла, треугольный выступ дает такой же рост качества, но при гораздо меньшем росте нагрузок на конструкцию крыла. Приведено исследование характеристик местного, модифицированного, профиля в зоне выступа в двумерной постановке, и количественный анализ влияния выступа как на профильную и индуктивную составляющие сопротивления, так и на общую подъемную силу крыла. Синтез влияния выступа на аэродинамическое качество крыла сложится из его влияния на каждую из этих составляющих. Сравнение эффективности применения треугольного выступа с классическими законцовками было проведено в многодисциплинарной постановке задачи, где помимо коэффициентов подъемной силы и силы сопротивления были получены изменения величины и распределения нагрузок, действующих на консоль крыла, и максимальных напряжений. Исследование роста нагрузок на конструкцию крыла после установки треугольного выступа подтвердили полученные из вычислительной гидродинамики выводы о том, что выступ не увеличивает и не меняет распределение суммарных сил и моментов, действующих на крыло.