战斗机机翼的主（zhǔ）要作用是产生升力，以支持飞机在空中飞行。它还（hái）起一定的（de）稳定和操（cāo）纵作用。根（gēn）据机翼的平（píng）面形状来区分，常用的有矩形翼、梯形翼、三角翼、双三（sān）角翼、箭形翼、边条翼等。
根据（jù）机翼（yì）在机身的前后位（wèi）置及作用可（kě）分为主机翼、尾翼（平尾（wěi）和垂（chuí）尾（wěi）或倾斜（xié）尾翼）、前翼（yì）{又称鸭翼}。而根据主机翼与机身的角度不同来划分，又（yòu）有（yǒu）前掠翼、后掠翼和可变（biàn）后掠（luě）翼。
现代飞机一（yī）般都是单翼机，但历史上也曾流行过双（shuāng）翼机（jī）( 两副机翼（yì）上下重叠（dié）)、三翼机和多翼机。根据单翼机的机翼与机身的连接位置，可（kě）分为下单翼（yì）、中单翼、上（shàng）单翼和伞（sǎn）式上单翼(即机翼（yì）在机身的上（shàng）方，由一组撑杆将机翼和（hé）机身连接在一起（qǐ）)。
下面（miàn）从各个（gè）不同角度来（lái）认识一下（xià）战斗机常用的几类机翼（yì）。
尾翼（yì）
尾翼是安装在飞机后部（bù）的起稳定（dìng）和操纵作用的装置。尾翼一般分（fèn）为垂直尾翼（yì）和水平尾（wěi）翼（yì）。垂直尾翼由固定的垂（chuí）直安定面（miàn）和可动的方向舵组成，它在飞机上（shàng）主要起方向安定和方（fāng）向操纵（zòng）的作（zuò）用。垂直尾翼简称（chēng）垂（chuí）尾或立尾。根据垂尾的数目，飞（fēi）机可分为（wéi）单（dān）垂尾、双垂尾、三垂（chuí）尾和四垂尾飞机。
现在双（shuāng）垂尾（wěi）布局（jú）的战斗机有些采用V形布局，例如美国的（de）第四代战斗机F—22。水平尾（wěi）翼（yì）由固（gù）定的水平（píng）安定面和（hé）可动的升降舵（duò）组成（chéng），它在飞机土主要起纵向安定和俯仰（yǎng）操纵的作用。水平尾翼可简称平尾。有的（de）飞机为了（le）提高俯（fǔ）仰操纵效率，采用（yòng）的是（shì）全动平（píng）尾，即平尾没有水（shuǐ）平安定面，整个翼面均可偏转。
有（yǒu）一种特（tè）殊的 V字形（xíng）尾翼，它既可以起垂（chuí）直尾翼的作用，也可以起水平尾翼的（de）作用。水平尾翼一般位于主机（jī）翼之后。但也有的（de）飞机把（bǎ）“水平尾翼（yì）”放（fàng）在机（jī）翼之（zhī）前（qián），这（zhè）种飞机称为鸭式飞机（jī）。此时（shí），将（jiāng）前置“水平尾翼（yì）”称之为“前翼”或“鸭翼（yì）”。没（méi）有（yǒu）水平尾翼（yì） (甚（shèn）至没有垂直尾翼) 的飞机称为无尾飞机。这种飞机的俯（fǔ）仰操纵、方向操纵、滚转（zhuǎn）操纵均（jun1）由机翼后缘的活动翼面或发（fā）动机的推力（lì）矢量喷管控制。
鸭翼
鸭（yā）式（shì）布局（jú）：座舱两侧有两个较小的三角（后掠）翼，后（hòu）边是一个大（dà）的三角翼。比如中国的（de）歼10、歼（jiān）20、欧洲EF2000都采用（yòng）鸭式布局，是一种十分适（shì）合于超音速空战的气动布局。
早在（zài）二战前，前苏联已经（jīng）发现如（rú）果（guǒ）将水平尾翼移（yí）到（dào）主翼（yì）之前的机头两侧（cè），就可以（yǐ）用较小的翼面来（lái）达（dá）到同样的操纵效能，而且前翼（yì）和机翼（yì）可以同时（shí）产（chǎn）生（shēng）升力，而（ér）不像水（shuǐ）平尾翼那（nà）样（yàng），平衡俯仰力矩多数情况（kuàng）下会产生负升力。
早期的鸭式布局飞起来（lái）像一（yī）只鸭（yā）子，“鸭（yā）式布局”由此得名。采用（yòng）鸭式布局的飞机的（de）前翼称为（wéi）“鸭翼”。战机的鸭翼有两种，一（yī）种是不能操纵（zòng）的，其功能（néng）是当飞机处在大迎（yíng）角状态时加强（qiáng）机翼的前缘涡流，改善（shàn）飞机大（dà）迎角状态的性能，也（yě）有（yǒu）利于飞机的短矩（jǔ）起降。
真正有可操（cāo）纵鸭翼的战（zhàn）机目前有中（zhōng）国的歼10 、欧（ōu）洲的EF－2000、法国的“阵风”和瑞典（diǎn）的JAS－39等。这些飞（fēi）机的鸭翼除了（le）用以（yǐ）产生涡流外，还用于改善跨音速过程中安定（dìng）性骤降的问题，同时也可减（jiǎn）少配平阻力、有利于（yú）超音速空战。在降（jiàng）落时，鸭（yā）翼还可偏转一个很大（dà）的负（fù）角（jiǎo），起（qǐ）减速（sù）板的作（zuò）用。
后（hòu）掠翼
机翼各剖面沿展（zhǎn）向后移的机翼称为后族翼（yì），这（zhè）种机（jī）翼的外形（xíng）特点是，其前缘和后缘（yuán）均向后掠。机翼后掠的程（chéng）度用后掠（luě）角的大小（xiǎo）来表示。
与平直机翼（yì）相比（bǐ），后掠翼的气动特点是可增大机翼（yì）的临界马赫（hè）数，并减（jiǎn）小超音速飞行（háng）时的阻力。飞（fēi）机在飞行（háng）中（zhōng），当垂（chuí）直于机翼前（qián）缘的气流流（liú）速接近音速时，机翼（yì）上表（biǎo）面局（jú）部地区的气流受（shòu）凸起的翼面的（de）影（yǐng）响，其速度将会超过音（yīn）速，出现局（jú）部激波，从而使（shǐ）飞行（háng）阻（zǔ）力急剧增加。
后掠（luě）翼（yì）由于可使垂直于机翼前缘的气流速度（dù）分（fèn）量低于飞行速度，因（yīn）而与（yǔ）平直机翼相比，只有在更高的飞（fēi）行（háng）速（sù）度情况下才会出现激波( 即提（tí）高了临界马赫数)，从而推迟了机翼（yì）面上激波的（de）产生，即使出现激波，也有助于减弱激波（bō）强度（dù），降低飞（fēi）行阻（zǔ）力。后（hòu）掠角的缺点是（shì）扭转刚度差、升（shēng）力线斜率（lǜ）较低、气（qì）流容易从翼梢（shāo）处（chù）分离、亚音速飞行时诱导阻力较大等（děng）。
三角翼
平面形状为三角形的（de）机（jī）翼称为三角（jiǎo）翼。与之相近的（de）有（yǒu）双（shuāng）三角翼和切角三（sān）角翼。目前常用的（de）主要是略有（yǒu）切角（jiǎo）的三（sān）角翼。三角翼飞机出现于50 年代，其（qí）代表（biǎo）机（jī）型有美国的F—102、前苏联（lián）的米（mǐ）格— 21、 法国的“幻影”Ⅲ等。
大后（hòu）掠角三角翼具有超（chāo）音速阻力小、焦点随 M数变化小、结（jié）构刚度好等（děng）优点，适合于超音速（sù）飞行和（hé）机动飞（fēi）行。三角翼的缺点是：在亚音速飞行状态（tài），机翼的（de）升力线斜率（lǜ）较低（dī）、诱导阻力较大、升阻比较小，从而影响（xiǎng）飞（fēi）机（jī）的航程和起降性能。
变（biàn）后掠翼（yì）
后掠（luě）角在飞行中（zhōng）可以改变的机（jī）翼称之为（wéi）变后掠翼。在飞机的设计工作中（zhōng），有一个不易克（kè）服的矛盾：要想提高飞行M数，必须（xū）选（xuǎn）择大后掠角、小展弦比的机翼，以降低飞机的（de）激波阻力，但此类（lèi）机翼（yì）在（zài）亚音（yīn）速（sù）状态时升力较（jiào）小，诱（yòu）导（dǎo）阻力较大，效率不高。从空气动力学的角度（dù）讲，要同（tóng）时满足飞（fēi）机对超音速（sù）飞行（háng）、亚（yà）音速巡航和短（duǎn）矩（jǔ）起降的要求，最好（hǎo）是让机翼变后掠，用（yòng）不同的后掠角（jiǎo）去适应不同（tóng）的（de）飞行状态。
对变后掠翼的研究，始于（yú） 40年代（dài），但直到 60年（nián）代，才设计（jì）出（chū）实用的变后（hòu）掠翼飞机。一般的变后掠翼的内翼段是固定的，外（wài）翼同内翼用铰（jiǎo）链轴（zhóu）连接，通过液（yè）压助力器操纵外翼前后转动，以改变（biàn）外（wài）翼段的后擦角和整个机翼的（de）展弦比。变后掠翼（yì）的缺点是，结构和（hé）操纵系统复杂，重量较大，不大适合轻型飞机使用。美（měi）国的（de）F—14战（zhàn）斗机（jī）是可变后掠翼的（de）代表（biǎo）机（jī）型。
边条翼
边条翼是 50 年代中期出现的一种新型机翼，一些第三代高（gāo）机动战斗机采（cǎi）用（yòng）了这种机翼，像美国的F—18和中巴合研的“枭龙”都采用边条翼。
在飞机中等后掠角(后掠角 25度～45度左右) 的（de）机翼根（gēn）部前缘处，加装一后掠（luě）角很大（dà）的（de）细（xì）长翼（yì）(后掠角65度～85度) 所形成的复（fù）合机（jī）翼，称为边条翼（yì）。在（zài）边条翼中，原后掠翼（yì）称为基本翼，附加的细长前翼（yì）部分称为边（biān）条。
边条翼的（de）气动特点（diǎn）是，在亚、跨音速范（fàn）围内，当迎（yíng）角不大时，气流就从边条前缘分离（lí），形成一个（gè）稳（wěn）定的前（qián）缘脱体涡，在（zài）前缘脱体涡的诱导作（zuò）用下，不但可使（shǐ）基本翼（yì）内翼段的升力（lì）有较（jiào）大幅度的增加，还使外翼段的气流受到控制（zhì），在（zài）一定的迎角范围内不发生无规则的分离，从而提高了机翼的临（lín）界迎（yíng）角和抖振（zhèn）边界，保（bǎo）证飞机具（jù）有良（liáng）好的亚、跨音速气动（dòng）特（tè）性。在超音（yīn）速状态下，由于加装边条后（hòu），使内翼段部（bù）分（fèn）的（de）相（xiàng）对厚度（dù）变小，机翼（yì）的等效（xiào）后掠（luě）角增（zēng）大，可明显（xiǎn）降（jiàng）低激波阻力。
另外，边条（tiáo）的存在，还可使（shǐ）飞机在（zài）跨（kuà）音速和超（chāo）音速飞行时的（de）全机焦点后移（yí）量减小，导致（zhì）飞机（jī）的（de）配平阻力降低。因此，这种机（jī）翼也具有（yǒu）良好的超音（yīn）速气动特性。边条翼的缺点是，在（zài）小迎角范围内，其升阻特性不如无边（biān）条（tiáo）的基本翼好；它的力矩特性也不理（lǐ）想（xiǎng），力矩曲线随迎角的变化呈非线性。
翼身（shēn）融合
一般（bān）的翼身组合体是由机翼（yì）与机（jī）身两个部件接合（hé）而成的。在（zài）机翼（yì）与机身的交接（jiē）处，机身的侧面与机翼表（biǎo）面（miàn）构成直（zhí）角(或接近于直角)，这样的组合（hé），由于浸（jìn）润面积大，阻力也较大（dà）。
为了减少（shǎo）翼（yì）身组（zǔ）合体的阻力，有些飞机在机翼与（yǔ）机身的交接处增装了（le）整（zhěng）流（liú）带( 亦称（chēng）整流（liú）包皮)，使二者间圆滑过渡。在（zài）设计（jì）上，整流带一般是不承（chéng）受（shòu）载（zǎi）荷的，但在（zài）飞行（háng）时，它很（hěn）难不受气动力的影响，因此（cǐ），往往会发生变（biàn）形等（děng）问（wèn）题。
后（hòu）来，研究人员根（gēn）据（jù）翼（yì）身整流带的（de）优缺点，提出了（le）翼身（shēn）融合体的概念，即把飞行器的机翼和机（jī）身合（hé）成一体来设计制造，二者之间没有明显的（de）界限。翼（yì）身（shēn）融合体的优点是（shì）结（jié）构重量（liàng）轻、内部容积（jī）大、气动阻力小（xiǎo），可使飞机的（de）飞行性能有较大改善（shàn）。
后来（lái）还发（fā）现，由于消（xiāo）除了（le）机翼与（yǔ）机身交接处（chù）的直角，翼身融合体（tǐ）也（yě）有助于减小飞机（jī）的雷达反射截（jié）面积（jī），改善（shàn）隐身（shēn）性能。这一设计的典型代（dài）表是（shì）法国（guó）的“阵风”战斗机。翼身融合（hé）体的缺点是：外形复（fù）杂，设计和制造比较困难。
前掠翼
另（lìng）外，还有一些战斗机（jī）采用了前掠翼技术（shù），与后掠翼（yì）相（xiàng）反（fǎn），前掠翼的外形特点是前（qián）缘和后缘均向前掠。这种（zhǒng）战（zhàn）机目前仅仅停留（liú）于验证（zhèng）阶段。
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