战斗（dòu）机机翼的主要作用是产生升力，以支持飞机在空中飞行。它还起一定（dìng）的稳定（dìng）和操纵作用。根据机翼的平（píng）面形状（zhuàng）来区分，常（cháng）用（yòng）的有（yǒu）矩形翼、梯形翼、三角翼、双三角翼、箭形翼、边（biān）条（tiáo）翼等。

根据机翼在机身的前后位（wèi）置及（jí）作（zuò）用（yòng）可分为（wéi）主机（jī）翼、尾翼（平尾和垂尾或倾斜尾翼）、前翼{又称鸭（yā）翼（yì）}。而根据主机翼与机身的角度不同来划分，又有前（qián）掠翼、后（hòu）掠翼和可变后掠翼。

现代飞机一般（bān）都是单翼（yì）机（jī），但历（lì）史上也（yě）曾流行（háng）过双翼（yì）机( 两副机翼上下重叠（dié）)、三翼机和多翼机。根据单翼机的机翼与机身的连（lián）接位置，可（kě）分为下单翼、中单翼、上单翼和伞式上单翼(即机翼在机身的（de）上方，由一组撑杆将机（jī）翼和机身连接在一起（qǐ）)。

下（xià）面（miàn）从各个不同角（jiǎo）度来认（rèn）识一（yī）下战（zhàn）斗机常用的几类机翼。

尾翼（yì）

尾翼（yì）是（shì）安（ān）装在飞（fēi）机后部的起稳定和操纵作（zuò）用的装（zhuāng）置。尾（wěi）翼一般分为垂直（zhí）尾翼和（hé）水平（píng）尾翼。垂直尾翼由固定的垂直安定面和可（kě）动的方向舵（duò）组成，它在（zài）飞机上主要起方向（xiàng）安定和方向（xiàng）操纵的（de）作用。垂（chuí）直尾翼简称垂尾（wěi）或立尾。根据垂尾的数目，飞机可（kě）分为单垂（chuí）尾（wěi）、双垂（chuí）尾、三垂尾和四垂尾飞机。

现（xiàn）在双垂尾布局的战斗机（jī）有些（xiē）采用V形（xíng）布局，例（lì）如美国的第四代战斗机F—22。水平尾翼由固定的水平安（ān）定面和可动的（de）升（shēng）降（jiàng）舵组成，它在飞机土主要起纵向安定和俯仰操纵的作用。水平尾翼可简称平尾。有的（de）飞（fēi）机为了提高（gāo）俯仰操（cāo）纵效率，采（cǎi）用的是全动（dòng）平尾，即（jí）平尾没有水平安定面，整个（gè）翼面均可偏转。

有（yǒu）一种（zhǒng）特殊的 V字形尾（wěi）翼（yì），它既（jì）可以起（qǐ）垂直（zhí）尾翼的作用，也（yě）可以（yǐ）起水平尾翼的（de）作（zuò）用。水（shuǐ）平尾翼一般位于（yú）主机翼之后。但也有的飞机把“水平（píng）尾翼”放在机翼之（zhī）前，这种飞（fēi）机称为鸭式（shì）飞机。此时，将前置“水平尾（wěi）翼（yì）”称之为“前翼”或“鸭翼”。没有水平（píng）尾（wěi）翼 (甚至没有垂（chuí）直尾翼) 的飞机称为无尾飞机（jī）。这种飞机（jī）的俯仰操纵、方向操纵、滚转操（cāo）纵均由（yóu）机（jī）翼后缘的活动翼面或发动（dòng）机（jī）的推力矢量喷管控制。

鸭翼

鸭式布局（jú）：座（zuò）舱两（liǎng）侧（cè）有两（liǎng）个较小的三角（后掠）翼，后边是一个大的三角翼。比如中国的歼10、歼20、欧洲EF2000都采用鸭（yā）式布局，是一种十分（fèn）适合于超音速空战的（de）气动布局。

早在二战前，前苏联（lián）已经（jīng）发现（xiàn）如果将水平（píng）尾翼移（yí）到主翼之前的（de）机头两侧，就可以用较小的翼面来达到同样的操纵效能，而且前翼和（hé）机翼可以同时（shí）产生（shēng）升力，而不像水（shuǐ）平尾翼那（nà）样，平衡俯（fǔ）仰力（lì）矩多（duō）数情（qíng）况下会产生（shēng）负（fù）升力。

早期的鸭式布局飞起来像（xiàng）一只（zhī）鸭子，“鸭式布局”由此得名。采（cǎi）用鸭式布局的（de）飞机的（de）前翼称为“鸭翼（yì）”。战机的鸭翼有（yǒu）两种，一（yī）种是不（bú）能操纵（zòng）的（de），其功（gōng）能是当飞机处在大迎角状态时（shí）加强机翼的前缘涡流，改善飞机大迎角状态的性能，也有利于飞机（jī）的短矩起降。

真正有可操（cāo）纵鸭翼的战（zhàn）机（jī）目前（qián）有中（zhōng）国的歼10 、欧洲的EF－2000、法国的“阵（zhèn）风”和瑞典的JAS－39等。这（zhè）些飞机的鸭翼除了用以产生涡流外（wài），还用于改善跨音速（sù）过程（chéng）中安定性（xìng）骤降的问（wèn）题，同时也可减少（shǎo）配平阻力（lì）、有利于超音速空（kōng）战。在降（jiàng）落时，鸭翼（yì）还可偏（piān）转（zhuǎn）一（yī）个很大的负角（jiǎo），起（qǐ）减速（sù）板的作用。

后掠翼

机翼各剖面（miàn）沿展向后移（yí）的机翼称为后族翼，这（zhè）种机翼的外形特（tè）点是，其前（qián）缘和后缘均向后掠。机翼后掠的程度用后掠角的（de）大小来表（biǎo）示。

与平直机翼（yì）相比，后掠翼的气动特点是可增（zēng）大机翼的临界马（mǎ）赫数，并（bìng）减小超音速飞行时的阻（zǔ）力。飞机在飞行中，当垂直于机翼前缘的气流流速（sù）接近音速（sù）时，机翼上表（biǎo）面局部地区的气流受凸起的翼面（miàn）的影响，其速度（dù）将会超过（guò）音速，出现（xiàn）局部激波，从而使飞行阻力急剧增加。

后掠翼由（yóu）于可使垂直于（yú）机翼（yì）前缘的气流速度分量（liàng）低于（yú）飞（fēi）行速度，因而与平（píng）直机翼相比，只有在更高的（de）飞行速度情（qíng）况下才会出（chū）现激波( 即提高（gāo）了临（lín）界马（mǎ）赫数)，从而推迟了机（jī）翼面上激波的产生，即使出现激波，也有助于减弱激波强度，降低飞行阻力。后掠角的缺点是（shì）扭转刚度差、升力线（xiàn）斜率较低、气流容易从（cóng）翼（yì）梢处分离、亚音速飞（fēi）行时诱导阻力较大等。

三（sān）角（jiǎo）翼

平面形状（zhuàng）为三角形的机翼称（chēng）为三角翼。与之相近的有双三角翼和切角三角（jiǎo）翼。目前常用的主要是略有切角的三角（jiǎo）翼。三角（jiǎo）翼飞机出现于50 年代，其代表（biǎo）机型有美国的F—102、前苏联的米（mǐ）格— 21、 法（fǎ）国的“幻影”Ⅲ等。

大后掠角三角（jiǎo）翼具有（yǒu）超音（yīn）速阻力小（xiǎo）、焦点随 M数变化小（xiǎo）、结构（gòu）刚度好（hǎo）等优点，适合于超音速飞行和机动飞行。三（sān）角翼（yì）的缺点是（shì）：在亚音（yīn）速（sù）飞（fēi）行状态（tài），机翼的（de）升力线斜率较（jiào）低、诱导阻力（lì）较大（dà）、升阻比较小（xiǎo），从而影响飞（fēi）机的航程（chéng）和起降性能。

变后（hòu）掠（luě）翼（yì）

后掠角在飞行中可以改变的（de）机翼称之为变后掠翼。在飞机的设计工作中，有一个不易（yì）克（kè）服的矛盾：要想（xiǎng）提高飞行M数，必须（xū）选择大后掠角、小（xiǎo）展弦比的机翼（yì），以降（jiàng）低飞机的激波阻力，但此（cǐ）类机翼在亚音速状态时升力较小，诱导阻力较大，效率不高。从空气（qì）动力学的角度讲，要同时满足飞机对超音速飞（fēi）行、亚音速巡（xún）航和短矩起降的（de）要（yào）求，最好是让机翼变后掠，用不同的后掠（luě）角（jiǎo）去适应（yīng）不同的飞（fēi）行状（zhuàng）态。

对变（biàn）后掠翼的（de）研究，始（shǐ）于 40年代，但直到（dào） 60年代，才（cái）设计出实用的变后掠翼飞机。一般的变后掠翼的内翼段是固（gù）定的（de），外翼同内翼用铰链（liàn）轴连接，通过液压（yā）助力器（qì）操（cāo）纵外翼前后转动，以改（gǎi）变外翼段的（de）后（hòu）擦角和（hé）整个机翼（yì）的（de）展弦比。变后掠翼的缺（quē）点是，结构和操（cāo）纵系统复杂，重量较（jiào）大，不大（dà）适（shì）合轻型（xíng）飞机使用。美国的（de）F—14战斗机是可变后（hòu）掠（luě）翼的代表机型。

边条翼

边条翼是（shì） 50 年代中期出现的一种新型机翼，一些（xiē）第三代高（gāo）机（jī）动战斗机采用了这种机翼，像美（měi）国的F—18和（hé）中巴合研（yán）的（de）“枭龙”都采用边条翼。

在飞机中（zhōng）等后掠角（jiǎo）(后掠角 25度～45度左右) 的机翼（yì）根部前（qián）缘处，加装（zhuāng）一（yī）后掠（luě）角很大的细长翼(后（hòu）掠角65度（dù）～85度) 所（suǒ）形成的（de）复（fù）合机翼，称为边条翼（yì）。在边条（tiáo）翼中（zhōng），原后掠翼称为基本翼，附加的（de）细长前翼部（bù）分称为边条。

边条翼的气动（dòng）特（tè）点是，在（zài）亚、跨（kuà）音（yīn）速范（fàn）围内，当迎角不大时，气流就从边条前缘分离（lí），形成一个稳（wěn）定（dìng）的（de）前缘脱体（tǐ）涡，在前缘脱（tuō）体涡的诱导作用下，不但可使基（jī）本翼内（nèi）翼段（duàn）的升力有较大（dà）幅度的增加（jiā），还使外翼段（duàn）的（de）气流受到（dào）控制，在一定的（de）迎角范围内不发生无规则的分离，从而提高了（le）机（jī）翼的临界迎角（jiǎo）和（hé）抖振边界，保证飞机具有良好的亚、跨（kuà）音速气（qì）动特性。在（zài）超（chāo）音速状态下，由于加装边（biān）条后，使内翼段部分的相（xiàng）对（duì）厚度变小，机翼的等效后掠角增大，可明显降低激波阻力。

另外，边条的（de）存在，还（hái）可使飞机（jī）在跨（kuà）音速和超音（yīn）速飞行时的全机焦点后移（yí）量减小，导（dǎo）致（zhì）飞机的配（pèi）平阻力降低。因此，这种机翼也具有（yǒu）良好的（de）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）性不如无边条的基本翼好；它（tā）的力矩特性也不理想，力矩曲（qǔ）线随迎角的变化呈非线性。

翼身融合

一般的（de）翼身组合体是由（yóu）机翼与（yǔ）机身两个部件（jiàn）接合而成的（de）。在机翼与机身的（de）交（jiāo）接（jiē）处（chù），机身的侧面与机翼表（biǎo）面构成直角(或接近于直角)，这样（yàng）的组合，由于浸润（rùn）面积大（dà），阻力也较（jiào）大（dà）。

为了减少（shǎo）翼身组合体的阻力，有些飞（fēi）机在机翼与机身的（de）交接处（chù）增装了整流带( 亦称整流包（bāo）皮)，使二者间圆滑（huá）过渡。在设计上，整流带（dài）一般（bān）是不承受载荷的，但在飞行（háng）时，它很难不（bú）受气动力的影响（xiǎng），因此，往（wǎng）往会（huì）发（fā）生变形等（děng）问题。

后来，研究人员根据（jù）翼（yì）身整流带的（de）优（yōu）缺点，提出了翼身融合体的概念（niàn），即把（bǎ）飞行器的机（jī）翼和机身合成一体（tǐ）来设计制造，二者之间（jiān）没有明显的界（jiè）限。翼身融合体的优点是结构重量轻、内部容积大（dà）、气动阻力小，可使（shǐ）飞机的（de）飞行性（xìng）能有较大改善。

后来还（hái）发现，由于消除（chú）了（le）机翼与机身交（jiāo）接（jiē）处的直角（jiǎo），翼身融合体也（yě）有（yǒu）助于减小飞机（jī）的雷达反（fǎn）射截面积，改善隐身性能。这一设计（jì）的典型代表是法国的“阵风（fēng）”战斗机。翼身（shēn）融合体的缺点是：外（wài）形复杂，设计（jì）和制造比（bǐ）较（jiào）困难。

前掠（luě）翼

另外，还有一些战斗（dòu）机采用了前掠翼（yì）技术，与后（hòu）掠翼相反，前掠翼的外（wài）形特点（diǎn）是前缘和（hé）后缘均（jun1）向前掠。这种战机目前仅仅停留于验（yàn）证阶段。

咨询航拍服务可加老鹰的微信laoyingfly