Cilj ovog rada bio je procjena promjene aerodinamičkih karakteristika aeroprofila NACA 64A-204 korištenog u krilima borbenog zrakoplova F-16. Razlog odabira krila F-16 jest njegova mogućnost promjene geometrije krila tijekom leta. Mjenjajući položaj prednjih i stražnjih krilaca zrakoplov ima mogućnost promjene zakrivljenosti aeroprofila, pa tako i krila. Dva su pristupa korištena za proračune koeficijenata. Linearizirana teorija nadzvučnog aeroprofila i metode Računalne Dinamike Fluida (CFD). Linearna teorija pruža dosta točne rezultate ali pri određenim ograničenja kao što su – tanki aeroprofili i mali napadni kutovi. Računalna dinamika fluida nema takvih ograničenja, i rezultate dobiva rješavajući kompletne Navier-Stokes jednadžbe uzimajući u obzir sile viskoznosti, trenja i naprezanja. Rezultati dobiveni za koeficijente uzgona dosta su slični u oba pristupa, ono što ih razlikuje su vrijednosti koeficijenta otpora. Očekivano, CFD pristup daje veće vrijednosti otpora. Međutim, bitno je istaknuti kako linearna teorija pruža gotovo identične rezultate i za uzgon i za otpor pri određenim uvjetima koji ne idu iznad ograničenja teorije. Na kraju rada prikazano je kako i koliko utječe promjena u geometriji aeroprofila pri prelasku iz podzvučnog u nadzvučan let. Pokazano je kako za režim nadzvučnog kruziranja konfiguracija sa smanjenom zakrivljenosti – konfiguracija za nadzvučno kruziranje – pruža i preko 10% veći odnos Cl/Cd za napadni kut od 1 stupanj na temelju CFD rezultata, i preko 6% veći odnos predviđen linearnom teorijom za iste uvjete. Za borbene zrakoplove koji dosta zavise o potrošnji goriva i korištenju učinaka afterburner-a, takvo povećanje je dosta bitno.