战（zhàn）斗机机翼的主要作用（yòng）是产生升力，以支持（chí）飞机在（zài）空中飞行（háng）。它还起一定（dìng）的稳定和操（cāo）纵（zòng）作用。根据机翼（yì）的（de）平面形状来区分，常用的有矩形翼、梯形（xíng）翼、三角翼、双三角翼、箭形（xíng）翼、边条（tiáo）翼等（děng）。
根据（jù）机翼在机身的前后位置及作用可分为主机（jī）翼、尾翼（平尾和垂尾或倾（qīng）斜尾翼）、前翼{又称鸭翼}。而根据主机翼（yì）与机身的角（jiǎo）度不同来划分，又有（yǒu）前掠翼（yì）、后掠翼和可变后掠（luě）翼（yì）。
现代（dài）飞（fēi）机一般都（dōu）是单（dān）翼机，但历史上也（yě）曾流行过双翼机（jī）( 两副机（jī）翼上下重叠)、三（sān）翼机和多翼机。根据单翼机（jī）的机翼与机身的连接位置（zhì），可（kě）分为（wéi）下单翼、中单翼、上单翼和伞式上（shàng）单翼(即（jí）机翼在机身的上（shàng）方，由一组撑杆将机翼和机身连接（jiē）在一（yī）起)。
下（xià）面从各（gè）个（gè）不同角度来认识一下战斗（dòu）机常用（yòng）的几类机（jī）翼。
尾（wěi）翼
尾（wěi）翼是安装在飞机后部的起稳定和操纵作用的装置。尾（wěi）翼一般分为垂直尾翼（yì）和水（shuǐ）平尾翼。垂直尾翼由固定的垂直安（ān）定面和可动的方向舵组（zǔ）成，它在飞机上主要起方向安定和（hé）方（fāng）向操纵的作用。垂直尾翼简称垂尾（wěi）或立尾。根据垂尾的数目，飞机可分为单垂尾、双垂尾（wěi）、三垂（chuí）尾和四垂尾飞机。
现在双垂尾布局的战斗机有些（xiē）采用V形布局，例如（rú）美国的第四（sì）代战斗机（jī）F—22。水平尾翼由固定的水平安定面和（hé）可动的升降（jiàng）舵组成，它在飞机土主（zhǔ）要（yào）起纵向安定和（hé）俯仰操纵（zòng）的作用（yòng）。水平尾（wěi）翼可简称平尾。有的飞机（jī）为了（le）提高俯（fǔ）仰操纵（zòng）效率，采（cǎi）用的是全动平尾，即（jí）平尾没有水平安定面，整个（gè）翼面（miàn）均可偏（piān）转。
有一种（zhǒng）特殊的 V字形尾翼，它既（jì）可以（yǐ）起垂（chuí）直尾翼的作用，也可以起水平尾翼的作用（yòng）。水平尾翼一般位于主机（jī）翼之后。但也有（yǒu）的飞机把“水平尾翼”放（fàng）在机翼之前，这种飞机称为鸭式飞机。此时，将前置“水平尾翼”称之为（wéi）“前（qián）翼”或“鸭翼”。没有水平尾翼 (甚（shèn）至没有垂直尾（wěi）翼) 的飞机（jī）称为（wéi）无（wú）尾飞机。这种飞（fēi）机的俯仰操纵、方向（xiàng）操纵、滚转（zhuǎn）操纵均由（yóu）机翼后缘的活动翼面或（huò）发动机（jī）的推力矢量（liàng）喷管控（kòng）制。
鸭翼（yì）
鸭式布局：座舱两侧有两个较小的三角（后（hòu）掠）翼，后边是一个大的三（sān）角（jiǎo）翼。比如中国的歼10、歼20、欧洲EF2000都采用鸭式布（bù）局，是一种十（shí）分适（shì）合于超（chāo）音（yīn）速空（kōng）战的气动布局。
早在（zài）二战前，前苏联（lián）已经发现如（rú）果将水平尾翼移到（dào）主（zhǔ）翼（yì）之前的机头两侧（cè），就可以用较小的（de）翼面来达到（dào）同（tóng）样的操纵效能，而且（qiě）前（qián）翼和机翼（yì）可以同时产生升力，而不像水平尾翼那样（yàng），平（píng）衡俯（fǔ）仰力（lì）矩多数情（qíng）况（kuàng）下会产（chǎn）生负升力（lì）。
早期的鸭式（shì）布局飞起来像一只鸭（yā）子，“鸭式布（bù）局”由此得名。采用鸭式（shì）布（bù）局的（de）飞机的前翼称为“鸭翼”。战机的（de）鸭（yā）翼（yì）有两种，一种（zhǒng）是不能操纵（zòng）的（de），其功能（néng）是（shì）当飞机处在大迎角状态时（shí）加强（qiáng）机翼的前缘涡流，改善飞（fēi）机（jī）大迎角状（zhuàng）态的性能，也有利于飞机的短矩起（qǐ）降。
真正有（yǒu）可操纵（zòng）鸭翼的战机目前有中国的歼（jiān）10 、欧洲的EF－2000、法国的“阵风”和瑞典的（de）JAS－39等。这些飞机的鸭翼（yì）除（chú）了用（yòng）以产生涡流外，还用（yòng）于改善（shàn）跨音速（sù）过程中安（ān）定（dìng）性骤降的（de）问题，同时（shí）也可减少（shǎo）配平阻力、有利于超音（yīn）速空战。在降落时，鸭（yā）翼还（hái）可偏转一个很大的负角，起（qǐ）减速板的作用（yòng）。
后掠翼
机翼各剖面沿展向后移的机翼称为后族（zú）翼，这种机翼（yì）的（de）外形特点是，其前缘和后缘均向后（hòu）掠。机翼后掠的程度用（yòng）后（hòu）掠（luě）角的大小来（lái）表示。
与平直机翼相比（bǐ），后（hòu）掠翼的气动特点是可增（zēng）大机翼的临界马赫数，并减（jiǎn）小超音速飞（fēi）行时的阻（zǔ）力。飞机（jī）在（zài）飞（fēi）行中，当垂直于机翼前缘的气流流速接近音速时，机翼上表面局（jú）部地区的气流受（shòu）凸起的翼面的影响，其速度（dù）将会超过音速（sù），出现局部激波，从而（ér）使飞行阻力（lì）急剧（jù）增加。
后掠翼由于可（kě）使垂直于机翼前缘的气流速度分量低于飞行速度（dù），因而与平直机翼相比，只有在（zài）更高的（de）飞行速度情况下才会出现激波( 即提（tí）高了临界马赫数)，从而推（tuī）迟了机翼面上激波的产（chǎn）生，即（jí）使出现激（jī）波，也（yě）有助于（yú）减弱激波（bō）强度，降低（dī）飞（fēi）行阻力。后掠角（jiǎo）的缺点是（shì）扭转刚度差、升力线（xiàn）斜率较（jiào）低、气流容（róng）易从翼梢处分离、亚音速飞行时（shí）诱（yòu）导阻力较大等。
三角翼
平面形状为三角（jiǎo）形的机翼称为三角翼（yì）。与之（zhī）相近的有双三（sān）角翼和切角三角（jiǎo）翼。目前常（cháng）用的（de）主要是略有切角的三角翼。三角翼飞机出现于50 年代，其代（dài）表机型有美国的（de）F—102、前苏联的（de）米格— 21、 法国的（de）“幻影”Ⅲ等。
大后掠角三（sān）角（jiǎo）翼具有超音速阻（zǔ）力小、焦点（diǎn）随 M数变化小（xiǎo）、结构刚度好等（děng）优点，适合（hé）于超音（yīn）速（sù）飞（fēi）行和机动飞行。三角翼的缺（quē）点（diǎn）是：在亚音速飞行状（zhuàng）态，机翼的升力线斜率较低、诱导阻力（lì）较大、升（shēng）阻（zǔ）比较小，从（cóng）而影（yǐng）响飞机的航程和起降性能（néng）。
变后掠翼
后掠角在（zài）飞行中可以改变的机翼称之为变（biàn）后掠（luě）翼。在飞机的设（shè）计工（gōng）作中，有一个不易克服的（de）矛盾：要（yào）想提（tí）高飞行M数，必须选（xuǎn）择大（dà）后掠角、小展弦比的机翼，以（yǐ）降低（dī）飞机的激波（bō）阻力，但此（cǐ）类（lèi）机翼在（zài）亚音（yīn）速状态时升力较（jiào）小，诱导阻力（lì）较大，效率不高。从空气动（dòng）力（lì）学的角度讲，要（yào）同时满足飞机（jī）对超（chāo）音（yīn）速飞行、亚音速巡航（háng）和短矩起（qǐ）降的（de）要求，最好是让机翼变（biàn）后掠，用不（bú）同的后掠角去适（shì）应不同的飞行（háng）状态。
对变后掠翼（yì）的研究，始于 40年代，但直（zhí）到（dào） 60年代，才设计出实用的变后掠（luě）翼飞机。一般的变后掠（luě）翼的内翼段是固定的（de），外翼同内翼用铰链轴连接，通过（guò）液（yè）压助力（lì）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（de）展弦比。变后掠翼（yì）的缺点是，结构和操纵系统复（fù）杂，重量较（jiào）大，不大适合轻型飞机使用。美国的（de）F—14战斗机是可变后掠翼（yì）的代表机型。
边条翼
边（biān）条翼是 50 年（nián）代中期出现的一种（zhǒng）新（xīn）型机翼，一些第三代高机动战斗机采用了这种机翼，像（xiàng）美国的F—18和中巴合研的（de）“枭龙”都采用边条（tiáo）翼（yì）。
在飞机中等后掠角(后掠角 25度～45度左右) 的机翼（yì）根（gēn）部前缘处，加装（zhuāng）一后掠角很大的细长（zhǎng）翼(后掠角65度～85度) 所形成的复合机翼，称（chēng）为边条翼。在边（biān）条翼中，原后掠翼（yì）称（chēng）为（wéi）基本（běn）翼，附加的细长前（qián）翼部（bù）分称（chēng）为边（biān）条（tiáo）。
边条翼的气动特点是，在亚、跨音速范围内，当迎角不大（dà）时，气流就从边条（tiáo）前缘分离，形成一个稳定的前（qián）缘脱（tuō）体涡，在前缘脱（tuō）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（dù）的增加，还使外翼段的（de）气流受到控制，在一定的迎角（jiǎo）范围内不发生无规则的分离，从而（ér）提高了机翼的临界迎角和抖振边（biān）界，保证飞机（jī）具有良好的亚、跨音速气动（dòng）特（tè）性。在超（chāo）音速状态下，由于加装边（biān）条后，使（shǐ）内翼段部分的相对（duì）厚度变小，机翼（yì）的等效后掠角（jiǎo）增大，可明（míng）显（xiǎn）降低激波阻（zǔ）力。
另外，边条的存在，还可使飞机在跨音速和（hé）超音速飞行时的全（quán）机焦点（diǎn）后移量减小，导（dǎo）致飞机（jī）的配平（píng）阻力降低。因此（cǐ），这种机（jī）翼也具（jù）有（yǒu）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（qí）升阻特性不如无边条的基本翼好；它的力矩特（tè）性也不（bú）理想，力矩曲线随迎角的变化（huà）呈非（fēi）线性（xìng）。
翼（yì）身融合
一般的翼身组合（hé）体是由机翼与机身两（liǎng）个部件接合而（ér）成的。在（zài）机翼与（yǔ）机身的交接处，机身的侧面与机翼表面构成直角(或接近于直（zhí）角)，这样（yàng）的组合，由（yóu）于（yú）浸（jìn）润（rùn）面（miàn）积（jī）大（dà），阻（zǔ）力也（yě）较大。
为（wéi）了（le）减少翼身组合体的阻（zǔ）力，有些（xiē）飞机在（zài）机翼与机身（shēn）的交接处增装了整流带( 亦称整流包（bāo）皮)，使二（èr）者（zhě）间圆滑过渡。在设计上，整流（liú）带一（yī）般是不承受载荷的，但在飞（fēi）行（háng）时（shí），它很难不受气动力的（de）影响（xiǎng），因此（cǐ），往往会发生变形等问题。
后来，研究人员（yuán）根据（jù）翼身整流带的优缺点（diǎn），提出了翼身融（róng）合体的概念，即把飞行器的机翼和（hé）机身合成（chéng）一（yī）体来（lái）设计制造，二者之间没有明显的（de）界限。翼身融合体的（de）优点是结构重量轻（qīng）、内部容（róng）积（jī）大、气动阻力小，可使飞机的飞行性能有较大（dà）改善。
后来还发现，由于消（xiāo）除了机翼（yì）与机身交接处的直角（jiǎo），翼身融合体也有助于减小（xiǎo）飞（fēi）机的雷达反射截面积，改善隐身性能。这一设计的（de）典型代表是法国的“阵风”战斗机。翼身融合体的（de）缺（quē）点是：外形复杂，设计和制造比较困难。
前掠翼
另外，还有一些（xiē）战斗（dòu）机采（cǎi）用了前（qián）掠翼技术，与后掠翼相（xiàng）反，前（qián）掠（luě）翼（yì）的外（wài）形特点是前缘和后（hòu）缘均向前掠。这种战机目前仅（jǐn）仅停留于验证（zhèng）阶段。
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