战（zhàn）斗机机翼的主要作（zuò）用（yòng）是产生（shēng）升力，以支持（chí）飞机在空中飞行。它还（hái）起（qǐ）一定的稳定和（hé）操纵作用（yòng）。根据（jù）机翼的平面形（xíng）状来区分，常用（yòng）的（de）有（yǒu）矩形翼（yì）、梯形翼、三角翼、双三角翼、箭形翼、边条翼等。
根据（jù）机翼在机身的前后位（wèi）置及作用可分（fèn）为主机翼、尾翼（平尾和垂尾（wěi）或倾斜（xié）尾（wěi）翼（yì））、前翼{又（yòu）称鸭翼（yì）}。而根（gēn）据主机（jī）翼与机身的角度不同来划（huá）分，又有前掠翼、后掠（luě）翼和可变后（hòu）掠翼（yì）。
现代飞机一（yī）般（bān）都是单翼机，但历史上也曾流行过双（shuāng）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（jī）身（shēn）的连接位置，可（kě）分为下单翼（yì）、中单翼、上单翼和伞式上（shàng）单翼(即机翼在机身（shēn）的上方，由一组撑（chēng）杆将机翼和（hé）机（jī）身连接在一（yī）起)。
下面从各个（gè）不（bú）同角度来认（rèn）识一下（xià）战斗机常（cháng）用的几类机翼。
尾翼
尾翼是安装在（zài）飞机后（hòu）部的起稳定和操（cāo）纵（zòng）作用的装置。尾翼一（yī）般分为垂（chuí）直尾翼（yì）和水平尾翼。垂（chuí）直尾翼（yì）由（yóu）固定的垂直安定面和可动（dòng）的方向（xiàng）舵组成，它（tā）在（zài）飞机上主（zhǔ）要起方向安定和方向操纵的作用（yòng）。垂（chuí）直尾翼简称垂尾或（huò）立尾。根据垂尾的数目（mù），飞机可分为（wéi）单垂尾、双垂（chuí）尾、三垂尾和四垂尾飞机。
现在双垂尾布局的战斗机有（yǒu）些采用V形布（bù）局（jú），例如美国的第四（sì）代战斗（dòu）机F—22。水平尾翼由固定的水平安定面和可动的升降舵组成，它在飞机土主要起纵（zòng）向安定和俯（fǔ）仰操（cāo）纵（zòng）的作用（yòng）。水平（píng）尾翼可（kě）简称平尾。有的（de）飞机为了（le）提高俯仰（yǎng）操纵效率（lǜ），采用的（de）是（shì）全动平尾，即（jí）平尾没有水平安定（dìng）面（miàn），整个翼面（miàn）均可（kě）偏（piān）转。
有一种特殊的 V字（zì）形（xíng）尾翼，它既可以起垂直（zhí）尾翼的作用，也可以起水（shuǐ）平尾翼的作（zuò）用（yòng）。水（shuǐ）平尾翼一般位于主机翼之后。但也有（yǒu）的飞机把“水平尾（wěi）翼”放在（zài）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”称之为“前翼（yì）”或“鸭翼”。没（méi）有（yǒu）水平（píng）尾（wěi）翼 (甚至没有垂直尾翼（yì）) 的飞机称为（wéi）无尾飞机。这种飞机的（de）俯（fǔ）仰操纵（zòng）、方（fāng）向操纵、滚转操（cāo）纵均由机翼后缘的活动翼面或发动（dòng）机的推（tuī）力（lì）矢量喷管控制。
鸭（yā）翼
鸭式布局（jú）：座舱两侧有两个较小的三角（后掠）翼，后边是一（yī）个大的三角（jiǎo）翼。比如（rú）中（zhōng）国的（de）歼10、歼20、欧洲EF2000都采用鸭（yā）式（shì）布局，是一种十分适合于超音速空（kōng）战的气（qì）动布局。
早在二战前（qián），前苏联已经发现（xiàn）如果将水平尾翼移到主翼之前（qián）的机头两侧，就（jiù）可以用（yòng）较小的翼（yì）面来达（dá）到同样的（de）操纵效能（néng），而且前翼和（hé）机翼可以同时产生升力，而不像（xiàng）水平尾翼那（nà）样（yàng），平衡俯仰力矩多（duō）数情况下会产生负升力。
早期的鸭式布局飞起来像一只鸭子，“鸭式布局”由此得名。采用鸭式布局的飞机的（de）前翼称为“鸭翼”。战机的（de）鸭翼有两（liǎng）种（zhǒng），一种（zhǒng）是（shì）不能操纵的，其功能是当飞机处在（zài）大迎角（jiǎo）状态时加强机翼的前缘（yuán）涡流（liú），改（gǎi）善飞机大迎角（jiǎo）状（zhuàng）态的性能，也有利（lì）于飞机的短矩起降。
真正有（yǒu）可操纵鸭翼的（de）战（zhàn）机目（mù）前有中（zhōng）国的歼10 、欧洲的EF－2000、法国（guó）的“阵风（fēng）”和瑞典的JAS－39等。这些飞机（jī）的（de）鸭（yā）翼除了用以（yǐ）产生涡流外，还用于改善跨音速过（guò）程中安定性骤降的问题，同时也可减少（shǎo）配平阻力（lì）、有利于（yú）超音速空战。在降落时，鸭翼还可（kě）偏转（zhuǎn）一个（gè）很大的负角，起减速板（bǎn）的作（zuò）用。
后（hòu）掠翼
机翼（yì）各剖面沿展向后移的机翼称为（wéi）后族（zú）翼，这（zhè）种机翼的外形特点是，其前缘和后缘均（jun1）向后掠（luě）。机翼后掠的程度（dù）用后掠角的大小来表示。
与（yǔ）平直机（jī）翼相比，后掠翼的气动特点是（shì）可（kě）增大机翼的临界马赫数，并（bìng）减小超音速飞行时的阻力。飞机在飞（fēi）行中，当垂直于机翼前缘的（de）气流（liú）流（liú）速（sù）接近音（yīn）速时，机翼上表面局部（bù）地区的气流受凸起的翼面的影响，其速（sù）度（dù）将会超过音速，出现局部激波，从（cóng）而（ér）使飞行阻力急剧增（zēng）加。
后掠（luě）翼由于（yú）可使垂直于（yú）机翼前缘的气流速度（dù）分量低于飞行（háng）速度（dù），因而与平直机翼相比，只有在更高的飞行（háng）速（sù）度情况下（xià）才（cái）会出现激波( 即提高了临界马赫（hè）数（shù）)，从而推（tuī）迟了机翼面上激波（bō）的产生，即使出现激波（bō），也有（yǒu）助于（yú）减弱激波强度，降低飞行阻力（lì）。后（hòu）掠（luě）角的缺点是（shì）扭转（zhuǎn）刚度差（chà）、升（shēng）力线斜率较低、气流容易从翼梢处分离、亚音速飞行时诱导阻力（lì）较大等。
三角翼
平面形状为三角形（xíng）的机翼（yì）称为三角翼。与之相（xiàng）近（jìn）的有双（shuāng）三角翼（yì）和（hé）切角三角翼。目前常用（yòng）的主要（yào）是略有切角的（de）三角翼（yì）。三角翼飞机（jī）出现于50 年代，其代表机（jī）型有美国的F—102、前苏联（lián）的米格— 21、 法国的“幻影”Ⅲ等。
大后掠角三角翼具（jù）有超音速阻（zǔ）力小、焦点随 M数变（biàn）化小、结构刚度（dù）好等优点，适（shì）合于超音速飞行和机动飞行。三（sān）角翼（yì）的（de）缺点是：在亚音速飞行（háng）状态，机翼的（de）升力线斜率较低、诱（yòu）导阻力较大、升（shēng）阻（zǔ）比较小，从而影响（xiǎng）飞（fēi）机的航程和起降（jiàng）性（xìng）能。
变后（hòu）掠翼
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（jì）工作（zuò）中，有一个不易克服（fú）的矛盾：要想提高飞行（háng）M数，必须选择大后掠角、小展弦比的（de）机翼（yì），以降低（dī）飞机的（de）激（jī）波阻力，但此类机翼在（zài）亚音速（sù）状（zhuàng）态时（shí）升力较小，诱导阻力较（jiào）大，效率不高（gāo）。从空气动力学的（de）角度讲，要同（tóng）时满足飞（fēi）机对超音速飞行、亚音速巡航和短矩起降的要求（qiú），最（zuì）好是让机翼变后（hòu）掠，用不同的（de）后掠角去适（shì）应不同的（de）飞行状态。
对变后掠翼的研究，始（shǐ）于 40年代（dài），但（dàn）直到 60年代，才设计出实用（yòng）的变（biàn）后掠（luě）翼飞机。一般的变后掠（luě）翼的内翼段是固定的，外翼同内（nèi）翼用铰链轴连接，通过液压助（zhù）力器（qì）操纵外翼（yì）前后转动，以（yǐ）改变外翼（yì）段的（de）后擦角（jiǎo）和整个机翼的展弦比（bǐ）。变（biàn）后掠翼的缺点是（shì），结构和操纵系统（tǒng）复（fù）杂，重量较大（dà），不大适（shì）合（hé）轻型飞（fēi）机使（shǐ）用。美国的（de）F—14战斗机是可变后掠（luě）翼的代表机型。
边条翼
边条翼是 50 年代中期出现的一种新型机翼，一些第三代高机动（dòng）战斗机（jī）采用了这种机翼，像美国的F—18和中巴合研的“枭龙”都采用边条翼。
在（zài）飞机中等后掠角(后（hòu）掠角 25度（dù）～45度左右) 的机（jī）翼根部前缘（yuán）处，加装一后掠（luě）角（jiǎo）很（hěn）大（dà）的细长翼(后（hòu）掠角65度～85度) 所形成的复合（hé）机（jī）翼（yì），称（chēng）为边条（tiáo）翼。在边条翼中（zhōng），原后掠翼称为基本（běn）翼，附加的细长前翼部分称为边条。
边（biān）条翼（yì）的气动特点是，在亚、跨音速（sù）范围内，当迎角不大时，气流就从边条前缘分离（lí），形成一个稳定的（de）前缘脱体涡，在（zài）前缘脱体涡的诱（yòu）导作用下，不但可使（shǐ）基本（běn）翼（yì）内（nèi）翼段的升力有较大幅度的增（zēng）加，还使外翼段的气流受到（dào）控制，在一定的迎角范（fàn）围内不发生无规则的分离，从而提高了机翼（yì）的临界迎（yíng）角和抖振边（biān）界（jiè），保证飞机具有良好的亚、跨音（yīn）速气动特性（xìng）。在超音速状态下，由于加（jiā）装边条后，使内（nèi）翼段部分的相对厚度变小（xiǎo），机翼的等效后掠角（jiǎo）增大（dà），可（kě）明显降低激波阻力。
另外，边条的（de）存在，还可使飞机在跨音速和超音速（sù）飞行时的全机焦点后移量减小，导致飞机的配平阻力降低。因此（cǐ），这种机翼也具有良好的超音速气动特性。边条翼（yì）的缺（quē）点是，在小迎角范围内，其升阻特性不（bú）如无（wú）边条的基本翼好；它的（de）力矩特性也不理想（xiǎng），力矩曲线随（suí）迎角的变化呈非线性。
翼（yì）身融合
一般的翼身组合（hé）体是由机翼与机身两个（gè）部件接（jiē）合（hé）而成（chéng）的（de）。在机（jī）翼与机身的交接处，机身的（de）侧面（miàn）与（yǔ）机翼表（biǎo）面构成直角(或（huò）接近于（yú）直（zhí）角)，这（zhè）样的组合，由于浸润面积大（dà），阻力也（yě）较（jiào）大。
为了减少翼身组合体的阻力，有些飞机在机翼与机身的交接处增装（zhuāng）了整流带( 亦称整流（liú）包皮)，使二者间（jiān）圆滑过渡（dù）。在设计（jì）上，整流带一般是不承受载荷的，但（dàn）在飞行时，它很难不受气动力的影响，因此，往往会（huì）发生变形等（děng）问题。
后来，研究人（rén）员（yuán）根据翼（yì）身整流带的（de）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）一体来（lái）设（shè）计制（zhì）造（zào），二者之间没有明（míng）显（xiǎn）的界（jiè）限。翼身融合体的优点（diǎn）是结构重量轻、内部容积大、气动阻力小，可使飞（fēi）机的（de）飞行（háng）性能有较（jiào）大改善。
后来还发现，由（yóu）于消除了机翼与机（jī）身交接（jiē）处的直角，翼身（shēn）融合体（tǐ）也有助于（yú）减（jiǎn）小飞机的雷达反射截面（miàn）积，改善隐（yǐn）身性（xìng）能。这一设计的典（diǎn）型代表是法国的“阵风（fēng）”战斗机。翼身融合体的（de）缺点是：外形复杂，设计（jì）和制造比较困难。
前掠（luě）翼
另外（wài），还有一些战斗机（jī）采用了前掠（luě）翼技术，与（yǔ）后掠（luě）翼相（xiàng）反，前掠翼的外形特点是前缘和后缘均向前掠。这种战机目前（qián）仅仅停留于验（yàn）证阶段。
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