战斗机机（jī）翼的主要作用是产生升力，以（yǐ）支（zhī）持飞（fēi）机（jī）在空中飞行（háng）。它还起一（yī）定（dìng）的稳定和操纵（zòng）作用。根据机（jī）翼的平面形（xíng）状来区分，常用的有（yǒu）矩形翼、梯形翼、三角翼、双（shuāng）三角翼、箭形翼、边条翼等。

根据机翼在机身的前（qián）后（hòu）位（wèi）置及作用可分为主机翼（yì）、尾（wěi）翼（平（píng）尾和垂尾或倾斜尾翼）、前翼（yì）{又称鸭（yā）翼}。而根据主机翼与机身的（de）角度不同来划分，又有（yǒu）前掠翼、后（hòu）掠翼和（hé）可变后掠翼。

现代飞机（jī）一般（bān）都是单翼（yì）机，但历（lì）史上也曾流行过双（shuāng）翼机( 两（liǎng）副机翼（yì）上下重（chóng）叠)、三（sān）翼机和（hé）多翼机。根据单翼机的（de）机翼（yì）与机身的连接位置（zhì），可分（fèn）为下单翼、中单翼、上单翼和伞式上单翼(即（jí）机翼（yì）在（zài）机身（shēn）的（de）上方，由一组撑杆将机翼（yì）和机身连接在一起)。

下（xià）面（miàn）从各（gè）个不同角度来（lái）认识一下战斗机常用的（de）几类机翼。

尾翼

尾翼是安（ān）装在飞机后部的起（qǐ）稳定（dìng）和操（cāo）纵作用的装置。尾翼一般分为垂直（zhí）尾翼和（hé）水平（píng）尾翼。垂直尾翼由固定（dìng）的垂直（zhí）安定面和可动的（de）方向舵组成，它在飞机上主要起（qǐ）方（fāng）向安定和方向（xiàng）操纵的作用。垂直尾翼简称垂尾或立尾（wěi）。根（gēn）据垂尾的数（shù）目（mù），飞机可分（fèn）为单垂尾、双垂（chuí）尾、三垂尾和四垂尾飞机。

现在双垂尾布（bù）局（jú）的战斗机有（yǒu）些采用V形布局（jú），例（lì）如美国的第四代战斗（dòu）机F—22。水平尾（wěi）翼由固定的（de）水平安（ān）定（dìng）面和可动的升降舵组成，它在飞机土主（zhǔ）要起纵向安（ān）定和俯仰操纵的作用。水平（píng）尾翼可简称平尾。有的飞（fēi）机为了（le）提高俯仰操纵（zòng）效（xiào）率，采用的是全动平尾，即平（píng）尾没有水平安定面，整个（gè）翼面均（jun1）可（kě）偏转。

有一种特殊（shū）的 V字（zì）形尾翼，它既可以起垂直尾翼的作用，也可（kě）以起水平尾翼的作用。水平尾翼一般位于主机翼之后。但也（yě）有（yǒu）的（de）飞机把“水平尾翼”放在机翼之（zhī）前，这种飞机（jī）称为鸭式飞机。此时，将前置“水平尾翼（yì）”称之为“前翼”或“鸭（yā）翼”。没有水平尾（wěi）翼 (甚至没有垂直尾翼) 的飞机称为（wéi）无尾飞机。这种飞机的俯仰操（cāo）纵（zòng）、方向操（cāo）纵、滚转操纵均由机翼（yì）后（hòu）缘的活动翼面或（huò）发动机的推力（lì）矢量喷管控制（zhì）。

鸭翼

鸭式布局：座舱两（liǎng）侧有两个较小（xiǎo）的三角（后掠）翼，后边是（shì）一个大的三（sān）角翼。比如中国的（de）歼10、歼20、欧洲（zhōu）EF2000都采用鸭式布局，是一种十（shí）分（fèn）适合于超（chāo）音速空战的气动布局。

早在二战前，前苏联已经发现如果（guǒ）将水平（píng）尾翼（yì）移到主翼之前（qián）的（de）机头两侧，就（jiù）可以用较小的翼面来达到同样（yàng）的操纵效能，而且前翼和机翼可以同时产生升力，而不像水平尾（wěi）翼那样，平衡（héng）俯仰力矩多数情况下会产生负升力。

早期的鸭式（shì）布局飞起来像一只鸭（yā）子，“鸭式布局”由此（cǐ）得名（míng）。采用鸭（yā）式布局的（de）飞机（jī）的（de）前翼（yì）称为“鸭翼（yì）”。战机的鸭翼有两种，一种是不能操纵的，其功能是当飞机处在大迎角状（zhuàng）态时加强机（jī）翼的前缘涡流，改善飞机（jī）大迎角状态（tài）的性能（néng），也有利于飞（fēi）机的短矩起降。

真正（zhèng）有可操（cāo）纵鸭翼的（de）战机目前有（yǒu）中国的歼（jiān）10 、欧洲的EF－2000、法国的“阵风”和瑞典（diǎn）的JAS－39等。这些（xiē）飞（fēi）机的鸭（yā）翼除了（le）用（yòng）以产生涡流外，还用于改善跨音速过（guò）程中安定（dìng）性骤降的（de）问题，同时也可减少配平（píng）阻（zǔ）力、有（yǒu）利于超音速（sù）空战。在降落时，鸭翼还可偏（piān）转一（yī）个很大的负角，起（qǐ）减速板的作用。

后掠翼

机翼各剖（pōu）面沿（yán）展向（xiàng）后移的（de）机（jī）翼称为后族（zú）翼，这种机（jī）翼（yì）的（de）外形特点是，其前缘和后（hòu）缘（yuán）均向后掠。机翼后掠的程度用后（hòu）掠角的大小来表示。

与平直机翼（yì）相比，后（hòu）掠翼（yì）的气动特点（diǎn）是可增大机翼（yì）的（de）临界马（mǎ）赫数，并（bìng）减小超音速飞行时（shí）的（de）阻力。飞机在（zài）飞行（háng）中，当垂直于机翼前缘的气流（liú）流速接近音速时，机翼上（shàng）表面局部地区（qū）的气流受凸起的翼面的影（yǐng）响，其速度（dù）将会超过音速，出现局（jú）部激波，从而使飞行阻（zǔ）力急剧增（zēng）加。

后掠翼由于可使垂直于机翼（yì）前缘的气流速度（dù）分量低于（yú）飞行速度，因而（ér）与（yǔ）平直机翼相比，只有（yǒu）在更高的飞行速度情况下才会出现（xiàn）激波( 即（jí）提高（gāo）了临界马（mǎ）赫（hè）数)，从而（ér）推迟了机（jī）翼面（miàn）上激（jī）波的产（chǎn）生，即（jí）使（shǐ）出（chū）现激波，也有助（zhù）于减弱激波强（qiáng）度，降低飞行（háng）阻力。后掠角的缺点是扭（niǔ）转刚度差、升力线（xiàn）斜率较低、气流容（róng）易从（cóng）翼梢处分离、亚音速飞行时（shí）诱导阻力较大等（děng）。

三角翼（yì）

平面形状为（wéi）三角（jiǎo）形的机翼称为三角翼。与之相（xiàng）近的有双三角翼和切角三角翼。目前常（cháng）用的主要是略有切角的三角翼。三角翼飞机出现于50 年代，其代表机型有美（měi）国的（de）F—102、前苏联（lián）的米格— 21、 法国（guó）的“幻（huàn）影（yǐng）”Ⅲ等。

大后（hòu）掠角三角（jiǎo）翼具有超音速阻（zǔ）力小、焦点随 M数变化小、结构（gòu）刚度好等优点，适（shì）合于超音速飞行和机（jī）动飞行。三角翼的缺点是：在亚音速飞行状态，机翼的升力（lì）线斜率较（jiào）低、诱导阻力（lì）较大、升阻比较（jiào）小，从而影响飞机（jī）的（de）航程和起降性能。

变后掠翼

后掠角在飞行（háng）中可（kě）以改变（biàn）的机翼称之为变（biàn）后掠翼。在飞机的（de）设计工作（zuò）中，有一个不易（yì）克（kè）服的矛盾：要想提高飞行M数，必须选择大后掠角、小展（zhǎn）弦比的机翼，以（yǐ）降低飞机的激波阻力，但此类（lèi）机翼在亚音速（sù）状（zhuàng）态时升力较小，诱导阻力较大，效率不高。从空气动力学的角度讲，要同（tóng）时满足飞机对超音速飞行、亚音速巡航和短矩（jǔ）起降的（de）要求，最好是让机翼变后掠，用不同（tóng）的后掠角去适应不同的（de）飞行状态。

对变后掠翼的研（yán）究，始于 40年代，但直到 60年（nián）代（dài），才设计出实用的变后掠翼（yì）飞（fēi）机。一般的变后掠翼的内翼段是（shì）固定的，外翼同内翼用铰（jiǎo）链轴连（lián）接，通过液压助力器操纵外翼前后转（zhuǎn）动，以改变外翼段的后擦角和整个机翼的展弦（xián）比。变后掠翼的缺点（diǎn）是，结（jié）构和操（cāo）纵系统复杂，重（chóng）量较大，不（bú）大（dà）适合轻型飞机使用。美国的F—14战斗机是（shì）可变后掠翼的代表机型。

边条翼

边条（tiáo）翼（yì）是 50 年代中期出现的一种新型机翼，一（yī）些（xiē）第三代（dài）高（gāo）机动战斗机采用了这种（zhǒng）机翼，像美国（guó）的F—18和中巴合研的“枭龙”都（dōu）采（cǎi）用（yòng）边条翼（yì）。

在（zài）飞机中等后掠角(后掠角 25度～45度左右) 的机翼根部前（qián）缘处，加装一后掠角（jiǎo）很大的（de）细长（zhǎng）翼(后掠角（jiǎo）65度（dù）～85度) 所形成的复合（hé）机翼，称为边条翼。在边条（tiáo）翼中，原后掠翼称为基本翼，附（fù）加的（de）细（xì）长前翼部（bù）分称为（wéi）边条。

边条翼的（de）气（qì）动特点（diǎn）是，在亚、跨音（yīn）速（sù）范围内（nèi），当迎（yíng）角不大（dà）时（shí），气流就从边条前（qián）缘分（fèn）离，形成一个稳定的前缘脱体涡，在前缘（yuán）脱（tuō）体涡的诱导作（zuò）用下，不但可使基本翼内翼段的升力有较大幅度的增加，还使外翼段（duàn）的气流受到控制，在一（yī）定的迎（yíng）角范（fàn）围内不发生无规则的分离，从（cóng）而提高了机翼的临界迎角和抖振边界，保（bǎo）证（zhèng）飞（fēi）机具有良好的（de）亚、跨音速（sù）气动（dòng）特性。在超（chāo）音速状态下，由（yóu）于加装（zhuāng）边条后，使内翼段部分的相对厚度变小，机翼的等效后掠角增大，可（kě）明显（xiǎn）降低激波阻力。

另外，边条的存在，还可使飞机在跨音速和超音速（sù）飞行时的（de）全（quán）机（jī）焦点后移量减小，导（dǎo）致（zhì）飞（fēi）机的配平阻（zǔ）力降低。因此，这种（zhǒng）机翼也具有良好的超音速气动特性。边条翼（yì）的缺点是，在小迎角范（fàn）围内，其（qí）升阻特性不（bú）如无边条的基本（běn）翼好；它的（de）力矩特性也（yě）不（bú）理想，力矩（jǔ）曲线随迎角的变化呈（chéng）非线（xiàn）性。

翼身（shēn）融合

一般的（de）翼身组合体是由机翼与（yǔ）机身两个部件接合（hé）而（ér）成的。在机翼与机身的（de）交接处，机身的侧面与机翼表面构成直角(或接近于直（zhí）角（jiǎo）)，这样（yàng）的（de）组合，由于浸润面积大，阻力也较大。

为了减少翼身组（zǔ）合体的阻（zǔ）力，有些（xiē）飞机在机翼与机身的交接（jiē）处增装了整流带（dài）( 亦称整流包皮)，使二者间圆滑（huá）过渡。在设（shè）计（jì）上（shàng），整流带一般是不承受载荷的，但（dàn）在飞行时，它很难不受气动（dòng）力的（de）影响，因此（cǐ），往往会发生（shēng）变（biàn）形等问题。

后来，研究人员根据翼身整流带的优缺点（diǎn），提出了翼身融合体的概念，即把飞行器的机翼和机身合成（chéng）一体（tǐ）来设计制造（zào），二者之间（jiān）没有（yǒu）明（míng）显的界限。翼身融合体的（de）优点是（shì）结构重量轻、内部容积大（dà）、气动阻（zǔ）力小，可使飞机的（de）飞行性能（néng）有较大改善（shàn）。

后来还发（fā）现（xiàn），由于消（xiāo）除了（le）机翼与机身交接处的直角，翼身融合体也（yě）有助（zhù）于减小（xiǎo）飞机的雷达反射截面（miàn）积，改（gǎi）善隐身性（xìng）能。这一设计（jì）的典型代表是法国的“阵风”战斗机。翼身融（róng）合体的（de）缺点是：外（wài）形复杂，设计和制造比较困难。

前掠翼

另外，还（hái）有一些战（zhàn）斗机采用了前掠（luě）翼技术，与后掠翼相反，前掠翼（yì）的外（wài）形特点是（shì）前（qián）缘和后缘均向前（qián）掠。这种（zhǒng）战机目前仅仅停留于验证阶段。

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