战斗机机翼（yì）的主要（yào）作（zuò）用是产生升力，以支持飞（fēi）机在空中飞（fēi）行。它还起一定（dìng）的稳（wěn）定和操纵作用。根据机翼的（de）平面形（xíng）状来区分，常用的有矩形翼、梯形翼、三角翼、双（shuāng）三角翼、箭形翼（yì）、边条翼等。

根据机翼在机身的前后位（wèi）置（zhì）及作用可分为主机翼、尾翼（平尾（wěi）和垂（chuí）尾或倾斜尾翼）、前翼{又（yòu）称鸭翼}。而根据主机翼与机身的角度不（bú）同来划分，又有前掠（luě）翼、后掠翼和可变后掠（luě）翼。

现代飞机一（yī）般都是单翼机，但（dàn）历史上也曾流（liú）行过双翼机（jī）( 两副（fù）机翼上（shàng）下重叠)、三翼机（jī）和多翼（yì）机（jī）。根据单翼机的（de）机翼与（yǔ）机身的连接位置（zhì），可分为下单翼、中单翼（yì）、上单（dān）翼和伞式上单翼(即机翼在机身（shēn）的上（shàng）方，由一组（zǔ）撑（chēng）杆将机翼和机身连（lián）接（jiē）在一（yī）起)。

下面从各个不同角度（dù）来（lái）认识一下战斗机常用（yòng）的几类机翼。

尾翼

尾翼是安装在飞机后部的起稳（wěn）定和操纵（zòng）作用的装置。尾翼一般分为（wéi）垂直尾翼和水平尾翼。垂直尾翼由固定的垂直安定面和可动的方向舵组（zǔ）成，它在（zài）飞机上主要起方（fāng）向（xiàng）安定和方向操纵的作（zuò）用。垂直尾翼简（jiǎn）称垂尾（wěi）或立（lì）尾。根据垂尾的（de）数目，飞机可分（fèn）为单垂尾（wěi）、双垂尾、三垂尾和四垂尾飞机（jī）。

现在双垂尾（wěi）布（bù）局的战斗机（jī）有（yǒu）些采用（yòng）V形布局，例如美国（guó）的第四代战斗机F—22。水平尾翼由（yóu）固定的水平安（ān）定面和可动的升（shēng）降舵组（zǔ）成，它在飞机土主要起（qǐ）纵（zòng）向安（ān）定（dìng）和俯仰操纵（zòng）的作用（yòng）。水平尾翼可简称平尾。有（yǒu）的飞机为（wéi）了提高俯仰操纵效率，采用的是全动平（píng）尾，即平尾（wěi）没有水平安定面，整个翼面均可偏转。

有一（yī）种（zhǒng）特殊的（de） V字形尾翼，它（tā）既可以（yǐ）起垂直（zhí）尾翼的作（zuò）用，也可以起水平尾（wěi）翼的（de）作用。水平尾翼一（yī）般位于主机翼之后。但也有的飞机把“水平尾翼”放在机翼之前，这种飞（fēi）机称为鸭式飞机（jī）。此时，将前置（zhì）“水平尾翼（yì）”称之（zhī）为“前（qián）翼（yì）”或“鸭翼”。没有水平尾翼 (甚至没有垂直尾翼) 的飞机称为无尾飞机。这种飞机的俯仰操纵、方向操纵、滚转操纵均（jun1）由机翼后缘的活动翼面或发（fā）动机（jī）的推力（lì）矢量喷管控制（zhì）。

鸭（yā）翼

鸭式布局：座舱（cāng）两侧（cè）有两个（gè）较小（xiǎo）的三角（jiǎo）（后掠（luě））翼，后（hòu）边是一个大的三角翼。比如中（zhōng）国的歼10、歼20、欧洲EF2000都（dōu）采用鸭式布（bù）局（jú），是一种十分适合于超音速空战（zhàn）的气（qì）动布局。

早在（zài）二（èr）战（zhàn）前，前苏联已经发现如果将水平尾（wěi）翼移到主翼之前的机头两侧（cè），就（jiù）可以用较（jiào）小的翼面来达到（dào）同样的操（cāo）纵（zòng）效能，而且前翼和机（jī）翼（yì）可以（yǐ）同（tóng）时产生升力，而不像水平尾（wěi）翼那样，平（píng）衡俯仰力（lì）矩多（duō）数情（qíng）况下（xià）会产生负（fù）升力。

早期的鸭式（shì）布（bù）局（jú）飞起（qǐ）来像一只鸭子，“鸭式布局（jú）”由此得名。采用鸭式布局的（de）飞机（jī）的前翼称为（wéi）“鸭翼”。战（zhàn）机的鸭翼有两种，一（yī）种是不能操纵（zòng）的，其（qí）功能是当飞机（jī）处（chù）在大迎角（jiǎo）状态时加强机翼的（de）前缘涡流（liú），改（gǎi）善（shàn）飞机大（dà）迎（yíng）角状态的性能，也有利于飞机（jī）的短矩起降。

真正有可操纵鸭翼的战（zhàn）机目前有中国的歼10 、欧洲的EF－2000、法国的“阵风”和瑞（ruì）典的JAS－39等（děng）。这（zhè）些飞机的（de）鸭翼除了用以产生涡流外（wài），还用（yòng）于改（gǎi）善跨音速过程中安定性骤降的问题，同（tóng）时也可减（jiǎn）少配平阻力、有利于超音（yīn）速（sù）空战。在降（jiàng）落时，鸭翼还可偏转一个很大的负角，起减（jiǎn）速板的作用。

后掠翼（yì）

机翼各剖面沿展向后移的机（jī）翼称为（wéi）后（hòu）族（zú）翼，这（zhè）种机翼（yì）的外形（xíng）特点（diǎn）是，其前（qián）缘和后缘均向后掠。机翼（yì）后掠的程（chéng）度用（yòng）后（hòu）掠角的大小来表示。

与（yǔ）平直机翼相比，后掠翼（yì）的气动特点是可（kě）增大（dà）机翼的临界马（mǎ）赫数，并减小超音速飞行时的（de）阻力。飞机在飞（fēi）行中，当垂直于机（jī）翼前缘的气流流速接近音速时，机翼上表面局部地区的气流受凸起（qǐ）的（de）翼面的影响，其速度将会超过音速，出现（xiàn）局部（bù）激波（bō），从而使（shǐ）飞行（háng）阻力急剧增加。

后掠（luě）翼由于可（kě）使垂直于机翼前缘（yuán）的（de）气（qì）流速度分量低于飞（fēi）行速度，因而与（yǔ）平直机翼相比，只（zhī）有在更高的飞行速度情况下才会出现激波( 即提高了临界马赫数)，从（cóng）而推迟了（le）机翼面上激波的产（chǎn）生，即使出（chū）现激波，也有助于减弱激波（bō）强度，降低（dī）飞行阻力。后掠角的缺点是（shì）扭转刚度差（chà）、升力线斜率较低、气流容（róng）易从（cóng）翼梢处分离、亚音（yīn）速飞行时诱导（dǎo）阻力（lì）较大等。

三角翼

平面（miàn）形状为三角形的机翼称为三角翼。与之相近的有双三角翼和切角（jiǎo）三角（jiǎo）翼（yì）。目前常用的主要是（shì）略有切角的三（sān）角翼（yì）。三角翼飞机（jī）出现于50 年代（dài），其代表机（jī）型有（yǒu）美国（guó）的F—102、前苏联的米（mǐ）格— 21、 法国的“幻影”Ⅲ等。

大后掠角三角（jiǎo）翼具有超音速阻（zǔ）力小、焦点随 M数（shù）变化小、结构刚（gāng）度好等优点，适合于超音速飞行和机动飞行。三角翼的缺点是：在亚音速（sù）飞（fēi）行状态（tài），机翼的升力线斜率较低、诱导阻力较大、升阻比较（jiào）小，从而影响飞机（jī）的航程和起降性能。

变后掠翼

后（hòu）掠角在飞行中可以改变的机翼称之（zhī）为变（biàn）后（hòu）掠翼。在飞机的设（shè）计工作中，有（yǒu）一（yī）个（gè）不易（yì）克服的（de）矛盾：要想提高飞行M数，必须（xū）选择大后掠角、小展弦（xián）比的机翼，以降低飞机的激波阻力，但此类机翼在亚（yà）音速状（zhuàng）态时（shí）升力较小，诱导（dǎo）阻力较（jiào）大，效率不高。从空（kōng）气动力（lì）学的角度讲，要同时满足飞机（jī）对超音速飞行（háng）、亚音速巡航和短矩起降的要求（qiú），最好是让机翼（yì）变后掠，用不同的后（hòu）掠角（jiǎo）去适（shì）应不同的飞行状态。

对变后掠翼的研究，始于 40年代，但直到 60年代（dài），才设（shè）计出实用的变后掠翼飞机。一般的变后（hòu）掠翼的内翼段是固定（dìng）的，外翼同内翼用铰链（liàn）轴连（lián）接（jiē），通过液压助力（lì）器操纵外翼前后转动，以改变外翼段的（de）后擦（cā）角（jiǎo）和整个机翼的（de）展弦比（bǐ）。变后掠翼（yì）的缺点是，结构和操纵系统复杂，重量较大，不大适合轻型飞机使用。美（měi）国的F—14战斗机是可变后掠翼的代表机型。

边条（tiáo）翼

边（biān）条（tiáo）翼（yì）是 50 年代中期出现的一（yī）种新型机翼，一些第三代高机动战斗机采用（yòng）了这种机翼（yì），像（xiàng）美国的F—18和中巴合研的“枭龙”都采用边条翼。

在（zài）飞机中等后掠角(后掠角 25度～45度左右) 的机翼根部前缘处，加装一后掠角（jiǎo）很大的细长翼（yì）(后掠角65度～85度) 所形成（chéng）的复合机翼，称为边条翼。在边条翼中，原后（hòu）掠翼称为基本（běn）翼，附（fù）加的细长前翼（yì）部分（fèn）称为边条。

边条翼的气动（dòng）特点（diǎn）是，在亚、跨（kuà）音速范围（wéi）内，当迎角不大时，气流就从（cóng）边条前缘分（fèn）离（lí），形成一个稳定的前缘脱体（tǐ）涡，在前（qián）缘（yuán）脱体涡的诱导作用下，不但可使基本翼内翼段的升力有较大幅度的增加（jiā），还使外（wài）翼段的气流受（shòu）到控制，在一定（dìng）的迎角范围内不发生无规则的分离，从而提高了机翼的临界迎角和抖振（zhèn）边界，保证（zhèng）飞机具（jù）有良好的亚、跨音速气（qì）动（dòng）特（tè）性。在超（chāo）音速状（zhuàng）态下，由于加装边条后，使内翼段部分（fèn）的相对（duì）厚度变小，机翼的等效后（hòu）掠（luě）角增（zēng）大，可明显降（jiàng）低激波阻力。

另外，边条（tiáo）的（de）存在，还可使飞机在跨（kuà）音速和（hé）超音速飞行时的全机焦点后（hòu）移量减小，导致飞（fēi）机的配平阻力降低。因（yīn）此，这种机翼也具有良好的超音速气动特性。边条翼的缺点是，在小迎角范围内，其升阻特（tè）性不如（rú）无边（biān）条的基本（běn）翼（yì）好；它的力矩特性也（yě）不理想，力矩曲（qǔ）线随迎角（jiǎo）的变（biàn）化呈非线性。

翼身融合

一般的翼（yì）身组（zǔ）合体是（shì）由机（jī）翼与机身两个部件接合而成的（de）。在机翼与机身的交接处，机身的侧面与机翼表面构成直角（jiǎo）(或接近于（yú）直（zhí）角)，这样的组（zǔ）合，由（yóu）于浸润（rùn）面（miàn）积大，阻力（lì）也较大（dà）。

为了减少翼身（shēn）组合体的阻力，有（yǒu）些飞机在机（jī）翼与机身的交接处增装了整流带（dài）( 亦称整流包皮（pí）)，使（shǐ）二者间圆滑过渡（dù）。在设计（jì）上，整（zhěng）流带一般（bān）是不承（chéng）受载荷的，但在飞行时，它很难不（bú）受（shòu）气动力的（de）影响，因此，往往会发生变形等问题。

后来，研（yán）究（jiū）人员根据翼身整流带的优缺（quē）点，提出了翼身（shēn）融合体的概念（niàn），即把飞行（háng）器的（de）机翼和机身合成一体来设计制造，二者之（zhī）间没有明显的界限。翼身（shēn）融合体（tǐ）的优点是结构重量（liàng）轻（qīng）、内部容积（jī）大、气（qì）动阻力（lì）小，可使飞机的（de）飞（fēi）行性能（néng）有较大改（gǎi）善。

后来还（hái）发现，由于消（xiāo）除了机（jī）翼与机身交接处的直（zhí）角，翼身融（róng）合体也有（yǒu）助于减小飞机（jī）的雷达反射截（jié）面积，改（gǎi）善（shàn）隐身性能。这一设计的典（diǎn）型代（dài）表是法国的“阵风”战斗机。翼身融合体的缺点是：外（wài）形复杂，设计和制造比较困难。

前掠（luě）翼

另外（wài），还有（yǒu）一（yī）些（xiē）战斗机采用了前掠（luě）翼（yì）技术，与后掠翼相（xiàng）反，前（qián）掠（luě）翼的外形特点是前缘和后缘（yuán）均向前掠。这种战机目前仅仅停留于验证阶段（duàn）。

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