战（zhàn）斗机机翼的（de）主要作用是产（chǎn）生升力，以支持飞（fēi）机在空（kōng）中（zhōng）飞行。它还起一定的稳（wěn）定和操纵作用。根据（jù）机（jī）翼的平面形状（zhuàng）来区分，常用的有矩形（xíng）翼、梯形翼、三（sān）角翼（yì）、双三角翼、箭形翼、边条（tiáo）翼（yì）等。
根据机翼在机身的前后位置及作用可（kě）分为主机翼、尾翼（平尾和垂（chuí）尾（wěi）或倾（qīng）斜（xié）尾翼）、前翼（yì）{又称（chēng）鸭翼}。而根据主机翼与机（jī）身的角（jiǎo）度不同来划（huá）分，又有前掠翼、后（hòu）掠翼和可（kě）变后（hòu）掠翼。
现代飞机（jī）一般（bān）都是单翼（yì）机，但历史上也（yě）曾（céng）流行过双翼（yì）机( 两（liǎng）副（fù）机翼上下（xià）重叠)、三翼机和多翼机。根据单翼（yì）机的机翼与机身的连（lián）接位置，可分（fèn）为（wéi）下单翼、中单翼、上（shàng）单翼（yì）和伞式上单翼(即机（jī）翼在机身（shēn）的上方，由一组撑（chēng）杆（gǎn）将（jiāng）机翼和机身连接在一起)。
下面从各个不同角（jiǎo）度来（lái）认识一下战（zhàn）斗机常用的（de）几类机翼。
尾翼
尾翼（yì）是安装（zhuāng）在飞机后（hòu）部的（de）起稳（wěn）定和操（cāo）纵（zòng）作用的装置（zhì）。尾翼一般分为垂直尾翼和（hé）水平尾翼。垂直尾翼由固定的垂（chuí）直安（ān）定面和可（kě）动的方向舵组成，它在飞机上主要（yào）起方向安定和方向操纵的（de）作用。垂直尾（wěi）翼简称垂尾或立尾。根据垂尾的数目，飞机（jī）可（kě）分为单垂尾、双垂尾、三垂（chuí）尾和四垂尾飞机。
现在双垂尾布局的战斗（dòu）机有些采用（yòng）V形（xíng）布局，例（lì）如美国的第四代战斗机F—22。水平（píng）尾翼由固定的水平安定面和（hé）可动的升（shēng）降舵组成，它在飞机土（tǔ）主要起纵（zòng）向安定和俯仰操（cāo）纵的作用。水平尾翼（yì）可简称平尾。有的飞机为（wéi）了提高（gāo）俯仰操纵效率，采用的是全（quán）动平尾（wěi），即平尾没有水平安定面，整（zhěng）个翼面均可偏转。
有（yǒu）一种特殊（shū）的 V字形尾翼（yì），它（tā）既可以起（qǐ）垂（chuí）直尾翼的作（zuò）用，也可以起水平尾（wěi）翼的作用（yòng）。水（shuǐ）平尾翼（yì）一般位于主机翼之后（hòu）。但也有的飞机把“水平尾翼”放（fàng）在机翼之前，这种飞机（jī）称为鸭式（shì）飞机。此时（shí），将前置“水（shuǐ）平尾翼（yì）”称（chēng）之为“前翼”或（huò）“鸭（yā）翼”。没（méi）有水平尾翼 (甚至没有垂（chuí）直尾翼) 的飞（fēi）机（jī）称为无尾飞机。这种（zhǒng）飞机的俯（fǔ）仰（yǎng）操纵、方（fāng）向（xiàng）操纵、滚转操纵均由机翼后缘的活动翼面或发动机的推力矢量喷管（guǎn）控制。
鸭（yā）翼
鸭式（shì）布局：座舱两侧有两个较小的三角（后（hòu）掠（luě））翼，后边（biān）是一个大的（de）三角翼。比如中国的歼10、歼（jiān）20、欧洲EF2000都采用鸭式布局（jú），是一种十分适合（hé）于（yú）超音速空战的气动布局。
早（zǎo）在二战（zhàn）前（qián），前苏联已经发现如果将水平尾翼移到主（zhǔ）翼之前的机头两侧，就可以用较小的翼面来（lái）达到同样的操（cāo）纵效能（néng），而且前翼和机翼可以同时产（chǎn）生升力（lì），而（ér）不像水平尾翼那样，平衡俯仰力矩多（duō）数情况（kuàng）下会（huì）产（chǎn）生负升（shēng）力。
早期的鸭式布局飞起来像一只鸭（yā）子，“鸭式布（bù）局”由（yóu）此得名。采用鸭式布局的（de）飞机的前翼称为“鸭翼”。战机的（de）鸭（yā）翼有两种（zhǒng），一种是不能（néng）操纵的，其功能是当（dāng）飞机处在大迎角状态时（shí）加（jiā）强（qiáng）机翼的前缘涡流，改善飞机大迎角状态的性能，也有利于飞机的短（duǎn）矩起降。
真（zhēn）正有可（kě）操纵鸭翼的战机（jī）目前有中（zhōng）国的（de）歼（jiān）10 、欧洲的EF－2000、法国的（de）“阵风”和瑞典的JAS－39等。这些飞机的（de）鸭翼除了用以产生（shēng）涡流外，还用于改善跨音速过程中（zhōng）安定性骤（zhòu）降的（de）问题，同时也可减少配平阻力（lì）、有利于超音速空战。在降落（luò）时，鸭翼还可偏转一个很大（dà）的（de）负角，起（qǐ）减速板的作用（yòng）。
后掠（luě）翼
机翼各剖面沿展向后移的机翼称为后（hòu）族翼，这种机翼的（de）外形特点是，其前缘（yuán）和后（hòu）缘均向后掠。机（jī）翼（yì）后掠（luě）的程度用后掠角的大小（xiǎo）来表（biǎo）示。
与（yǔ）平直（zhí）机翼（yì）相比，后掠翼的气动特点是可增大机翼的临（lín）界马赫数，并减小超音速飞（fēi）行时（shí）的阻力。飞机在飞行中，当（dāng）垂直于机翼前缘的气流流（liú）速接近音速时（shí），机翼（yì）上表（biǎo）面局部地区的气流受凸起的翼面的影响，其速度将会（huì）超（chāo）过音速，出（chū）现局部激波，从而使飞（fēi）行（háng）阻（zǔ）力急剧增加。
后掠（luě）翼由（yóu）于可使垂直于机翼（yì）前缘的气流速度分量低于飞（fēi）行速度，因而与平直机翼相比，只有（yǒu）在更高的飞行速（sù）度情况下才会出现激波( 即提高了临（lín）界（jiè）马赫数)，从而（ér）推迟了机翼面上（shàng）激波的产生，即使出现激波，也有助（zhù）于减弱（ruò）激波强度，降低（dī）飞行阻力（lì）。后掠（luě）角的缺点是扭（niǔ）转（zhuǎn）刚度差、升（shēng）力线（xiàn）斜（xié）率较低、气流（liú）容易从翼梢处分（fèn）离、亚音速飞行时诱导阻力较（jiào）大等。
三角翼
平面形（xíng）状为三角形的（de）机翼称（chēng）为三角翼。与之相近的有双三角翼（yì）和切角（jiǎo）三角翼（yì）。目前常用的主要是略（luè）有切（qiē）角的（de）三角翼。三角翼飞机出现于50 年代，其代表（biǎo）机型有美国的F—102、前（qián）苏（sū）联的米格— 21、 法（fǎ）国的（de）“幻影”Ⅲ等。
大后掠（luě）角三角翼具有超音速阻（zǔ）力小、焦（jiāo）点随 M数（shù）变化（huà）小、结构刚度好（hǎo）等优点，适合于超（chāo）音速飞（fēi）行和机动（dòng）飞行。三角翼的缺点（diǎn）是：在亚音速飞（fēi）行状态（tài），机翼（yì）的升力（lì）线斜率较低（dī）、诱导阻力较大、升（shēng）阻比较小，从而影响飞（fēi）机的航程和起（qǐ）降（jiàng）性能。
变后掠翼（yì）
后（hòu）掠（luě）角在飞（fēi）行中（zhōng）可以改变的机翼称之为变后掠（luě）翼。在（zài）飞（fēi）机的设计工作中，有一（yī）个不易（yì）克服的（de）矛盾：要想（xiǎng）提高飞行M数（shù），必须（xū）选择大（dà）后掠（luě）角（jiǎo）、小展弦比的（de）机翼，以降低飞机的激波（bō）阻力（lì），但此类机翼在（zài）亚音速（sù）状态时升力较小（xiǎo），诱导阻力较（jiào）大，效率不高。从空气（qì）动力（lì）学的角度（dù）讲，要同时（shí）满足（zú）飞机对超音速（sù）飞行、亚音（yīn）速（sù）巡（xún）航和（hé）短矩起（qǐ）降（jiàng）的要求（qiú），最好是让机翼变后掠，用（yòng）不同的后掠角去适应不同的飞行（háng）状态。
对变后掠（luě）翼的研究，始于 40年代，但直到 60年代，才设计出实用的变后掠翼飞机（jī）。一般（bān）的（de）变（biàn）后掠翼（yì）的内翼段是（shì）固（gù）定的，外翼同（tóng）内翼用铰链（liàn）轴（zhóu）连接（jiē），通过液压助力器操纵外翼前（qián）后（hòu）转动，以改变外翼段的后（hòu）擦（cā）角（jiǎo）和（hé）整个机（jī）翼的展弦比。变后掠翼（yì）的（de）缺（quē）点是，结构和操纵系统复杂，重量较大，不大（dà）适合轻型飞机使（shǐ）用（yòng）。美国的F—14战斗机是可变后掠翼的（de）代表机型（xíng）。
边条翼
边条翼是 50 年代中期出现（xiàn）的（de）一种新型机（jī）翼，一（yī）些（xiē）第三代高机动战斗机采用了这种机（jī）翼，像美国的F—18和中巴合研的“枭龙”都采用（yòng）边（biān）条翼（yì）。
在飞机（jī）中等后掠角(后掠角 25度（dù）～45度（dù）左右) 的机翼根（gēn）部前缘处，加（jiā）装一后掠角很（hěn）大的细长翼(后掠角65度～85度) 所（suǒ）形成（chéng）的复合机翼，称为（wéi）边条（tiáo）翼。在边（biān）条翼中，原后掠翼称（chēng）为基本翼，附加的细长前翼部分（fèn）称为边条。
边条（tiáo）翼的（de）气动特点是，在亚、跨音速范（fàn）围内，当迎（yíng）角不大时，气流就从边条前缘（yuán）分（fèn）离，形成（chéng）一个（gè）稳定的前缘脱（tuō）体涡，在（zài）前缘（yuán）脱体涡的诱导作用下，不但可使基本翼内翼（yì）段的升力有较（jiào）大幅度的增（zēng）加，还使外（wài）翼段的（de）气流受到控制，在一定的迎角范围内（nèi）不发（fā）生无规则的分离（lí），从而提高了机翼的临界迎角（jiǎo）和抖振边界，保证（zhèng）飞机具有良好（hǎo）的亚、跨（kuà）音速气动特性。在超音速状态下，由（yóu）于加装边条后，使内翼段（duàn）部（bù）分的相对（duì）厚度变小，机翼的等效后（hòu）掠角增（zēng）大（dà），可明显（xiǎn）降（jiàng）低激波（bō）阻力（lì）。
另外，边条的存在（zài），还可使飞机在跨音速（sù）和超音速飞（fēi）行时（shí）的全（quán）机（jī）焦点后（hòu）移量减小，导致飞机的配平阻力降低。因此，这种机翼也具有良好的超音速气动特性。边条翼的缺点（diǎn）是（shì），在小迎角范围内，其升阻特性（xìng）不如无边条的基本翼好；它的（de）力（lì）矩特性也不理想，力矩曲线随迎角的（de）变化呈非线（xiàn）性。
翼（yì）身融合
一般的翼（yì）身组合体是由机翼与机身两（liǎng）个（gè）部件接合（hé）而成的。在机翼与机（jī）身的交（jiāo）接（jiē）处，机身的侧面与机翼表（biǎo）面构成直角(或（huò）接近于直（zhí）角)，这样（yàng）的组合，由于浸润（rùn）面积大，阻力（lì）也较大（dà）。
为了减少翼（yì）身组合体的阻力，有（yǒu）些飞机在机翼（yì）与机身（shēn）的交接（jiē）处增（zēng）装了整流（liú）带（dài）( 亦称整流包（bāo）皮)，使二者（zhě）间圆滑过渡。在设计上，整（zhěng）流带一般是不承受（shòu）载荷的，但在飞行时，它很难不受气动（dòng）力的影响，因此，往（wǎng）往会发生变形等问题。
后来，研究人员根（gēn）据翼身整流带的（de）优缺点，提出（chū）了翼身（shēn）融（róng）合体的概念，即把飞行器的机翼和机身合成一体来设计制造，二者之间没有明显的界（jiè）限。翼身融（róng）合体的优点是结构重量轻（qīng）、内部容积大、气动阻力小，可使飞机（jī）的飞行性能有较大（dà）改（gǎi）善。
后来还发（fā）现，由于消除了（le）机翼与（yǔ）机身交接处的直角，翼身（shēn）融（róng）合体（tǐ）也有助（zhù）于减小飞机的雷达反射（shè）截面积（jī），改善（shàn）隐身性能。这一（yī）设计的典（diǎn）型（xíng）代表是法国的（de）“阵风”战（zhàn）斗机。翼身融合（hé）体的缺点是（shì）：外形复杂，设计和制造比较困（kùn）难。
前掠（luě）翼
另外，还有一些战斗机采用了前掠翼技术，与后掠翼相（xiàng）反，前掠翼的外形特点是前（qián）缘和（hé）后缘（yuán）均向（xiàng）前（qián）掠。这（zhè）种战（zhàn）机（jī）目前仅仅停（tíng）留于验证阶段。
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