战斗机机（jī）翼的主要作用是产生升力，以（yǐ）支持飞机在空中飞行。它还起一定的稳定和操纵（zòng）作用（yòng）。根据机翼的平面形状来区分，常用的有矩（jǔ）形（xíng）翼、梯形翼、三（sān）角翼（yì）、双三（sān）角翼、箭形翼、边条翼（yì）等。

根据机翼在机身的前后位置及作（zuò）用可分为主机翼、尾（wěi）翼（平尾和垂尾或倾斜尾翼）、前翼（yì）{又称鸭翼（yì）}。而根据主（zhǔ）机翼与机身（shēn）的角度（dù）不同来划分（fèn），又有前掠翼、后（hòu）掠（luě）翼和可变后（hòu）掠（luě）翼（yì）。

现代飞机一（yī）般都是单翼机，但历史上也（yě）曾（céng）流行过（guò）双翼机( 两副机翼上下重叠)、三翼机和多（duō）翼机。根据单翼（yì）机（jī）的机翼与机身的连接位置（zhì），可分为下单翼、中单翼、上单翼和伞（sǎn）式上单（dān）翼(即（jí）机翼在（zài）机身的上方，由一（yī）组撑（chēng）杆将机翼和机身连接在一起（qǐ）)。

下面（miàn）从各个不同角度来认识一下（xià）战斗机常用（yòng）的几类机翼。

尾翼

尾（wěi）翼（yì）是安装在飞机后部的起稳定和操纵作（zuò）用的装置（zhì）。尾翼一般分（fèn）为（wéi）垂直尾翼和水平（píng）尾（wěi）翼。垂直尾翼由固（gù）定的垂直安定（dìng）面（miàn）和（hé）可动的方（fāng）向舵组成（chéng），它在飞机上（shàng）主要起方向（xiàng）安定和方向操纵的作（zuò）用。垂（chuí）直尾（wěi）翼简（jiǎn）称（chēng）垂尾（wěi）或立（lì）尾。根据垂尾的数目，飞机可（kě）分为单垂尾、双垂尾、三垂尾和四（sì）垂尾飞机。

现在双垂（chuí）尾布局的战斗机有些（xiē）采用V形布局（jú），例如美国的第四代战（zhàn）斗（dòu）机F—22。水平尾翼由固定的水（shuǐ）平安（ān）定面和可（kě）动的升降舵组成，它在飞机土主要起纵（zòng）向安定和俯仰操纵的作用。水平尾翼可简称平尾。有的飞机（jī）为了（le）提高（gāo）俯仰操纵（zòng）效率，采用的是（shì）全动平尾，即平尾没有水平安（ān）定面，整个翼面均（jun1）可偏（piān）转。

有（yǒu）一种特殊的 V字形尾翼（yì），它既可以起垂直尾翼的作用（yòng），也可以起（qǐ）水平尾翼的（de）作用。水平尾翼一（yī）般（bān）位于主机翼之后（hòu）。但也有的飞机把“水平尾（wěi）翼”放在机翼之前，这种飞机称为鸭式飞机。此时，将前置“水平尾翼”称（chēng）之为“前翼”或“鸭翼”。没（méi）有水（shuǐ）平尾翼（yì） (甚至没有垂直尾翼) 的飞机称为无尾飞（fēi）机。这种飞机的（de）俯仰操纵、方向（xiàng）操纵、滚（gǔn）转（zhuǎn）操纵均由机翼后缘的活动翼面或发动机的推力矢量喷管控制（zhì）。

鸭翼

鸭式布局：座舱两侧（cè）有两个较小的三角（后（hòu）掠）翼，后边是一个大（dà）的三角（jiǎo）翼。比如中国的歼10、歼20、欧洲EF2000都采用鸭式布局（jú），是一种十（shí）分适合于超音速空战的气动布局。

早（zǎo）在二（èr）战前，前苏联已经发现如果将水平尾翼移到主（zhǔ）翼之前的（de）机头两侧，就可（kě）以用较（jiào）小的翼（yì）面（miàn）来达到同样的操纵效能，而（ér）且前翼和机（jī）翼可以同时产生升力（lì），而不（bú）像（xiàng）水平尾翼（yì）那样（yàng），平衡俯仰力（lì）矩多数情（qíng）况下会产生负升力。

早（zǎo）期的鸭式布局飞起（qǐ）来像（xiàng）一只鸭子，“鸭式布局”由此得名。采用鸭式布（bù）局的飞机的前翼称为“鸭翼”。战（zhàn）机的（de）鸭翼（yì）有（yǒu）两种，一种是不能操纵的，其功能是当飞机处在大迎角状态时加强机翼（yì）的前缘涡（wō）流，改善（shàn）飞机大迎（yíng）角状态的性能，也有利于飞机的短矩（jǔ）起降。

真正有可操（cāo）纵（zòng）鸭翼（yì）的战机目前（qián）有中国的（de）歼10 、欧洲的EF－2000、法国的“阵风”和瑞（ruì）典（diǎn）的JAS－39等。这些飞机的鸭翼除了用以产生涡流（liú）外（wài），还用于改善跨音速过程中安定性骤降（jiàng）的问题，同时也可（kě）减少（shǎo）配平（píng）阻力（lì）、有利于超音速空战。在降落时，鸭翼还可偏转一个（gè）很大（dà）的负角，起减速板（bǎn）的作用。

后掠翼

机翼各剖（pōu）面沿展向后移的机翼称为后族翼，这种（zhǒng）机翼的外形特点是，其（qí）前缘（yuán）和后（hòu）缘均向（xiàng）后掠。机翼后掠的（de）程度用后掠（luě）角的大（dà）小来（lái）表示。

与平直（zhí）机翼相比，后掠翼（yì）的气动特点是可（kě）增大机翼（yì）的临界马（mǎ）赫数，并减小超音速飞行时的阻力。飞（fēi）机（jī）在飞行中，当垂直于机翼前缘的气（qì）流流速接近（jìn）音（yīn）速时，机（jī）翼上表面（miàn）局部地（dì）区的气流受凸起（qǐ）的翼面的（de）影（yǐng）响，其速度将会超（chāo）过音速，出现局部（bù）激波，从而使飞行阻（zǔ）力急剧增加。

后掠翼由于可使垂直于机翼前缘的气流速度分（fèn）量低于飞行（háng）速度，因而（ér）与平直机翼相比，只有在更高的飞行（háng）速（sù）度情况下才会出现激波( 即提高了临界（jiè）马赫数)，从而推迟了机翼面（miàn）上激（jī）波（bō）的（de）产（chǎn）生，即使出现激波，也（yě）有（yǒu）助于（yú）减弱激波强度（dù），降低飞行（háng）阻（zǔ）力。后掠角的缺（quē）点（diǎn）是（shì）扭转刚度差、升力（lì）线斜率（lǜ）较低、气流（liú）容易从翼梢处分离、亚音速飞行（háng）时诱导阻力较大等（děng）。

三角（jiǎo）翼

平面形状为（wéi）三角形的机（jī）翼称为三角翼（yì）。与（yǔ）之相（xiàng）近的有双三角（jiǎo）翼和切角三角翼。目前常用的（de）主要是略有切角的三（sān）角（jiǎo）翼（yì）。三角翼（yì）飞机出现于50 年代，其（qí）代表（biǎo）机型（xíng）有美国（guó）的F—102、前（qián）苏联的米格— 21、 法国的“幻影”Ⅲ等。

大后掠角（jiǎo）三角翼具（jù）有超音速阻力小、焦点随 M数变化小、结（jié）构刚度好等优点，适（shì）合于超音速飞行和机（jī）动飞行。三角翼的缺点是：在亚音（yīn）速飞行状态，机翼的（de）升力（lì）线斜率较低、诱（yòu）导阻（zǔ）力（lì）较大、升阻比较小（xiǎo），从（cóng）而（ér）影响（xiǎng）飞（fēi）机（jī）的航程和起降性能。

变后掠翼

后掠角在飞行中可以改（gǎi）变的机翼称之为变后掠翼。在飞（fēi）机的设计工作中，有（yǒu）一个不易（yì）克服（fú）的矛盾：要想提高飞行M数，必须选择大后掠角、小展弦比（bǐ）的机翼，以（yǐ）降（jiàng）低飞（fēi）机的激波阻力，但此类（lèi）机（jī）翼在（zài）亚（yà）音速（sù）状态时升力较小，诱导阻力较大，效率不高。从空气动力学的角（jiǎo）度讲（jiǎng），要同时满足飞（fēi）机对（duì）超音速（sù）飞行、亚音速巡航和短矩（jǔ）起降的（de）要求，最好（hǎo）是让（ràng）机（jī）翼（yì）变后掠，用不（bú）同的后掠角去适应不同（tóng）的飞（fēi）行状态。

对变（biàn）后掠翼的研究，始于 40年代（dài），但直到 60年代，才设计出实用的变后掠翼飞机。一（yī）般的变后掠（luě）翼的内翼（yì）段（duàn）是固（gù）定的，外（wài）翼同内翼用铰链轴连接，通过液压助力（lì）器（qì）操纵外翼前（qián）后转动，以改变外（wài）翼段的后擦角和整（zhěng）个机（jī）翼的展弦比。变后掠（luě）翼的缺点是，结构（gòu）和操纵系统复杂，重量较大，不大适合轻型飞机使（shǐ）用。美国的F—14战斗机是可变后掠翼的代表机型。

边条翼

边条翼是 50 年代中期出（chū）现的一（yī）种新型机翼，一些第三代高机动战斗机采用了这种机（jī）翼，像美国（guó）的F—18和中巴合（hé）研的“枭龙”都采用边条翼。

在飞（fēi）机中等后（hòu）掠角(后掠角 25度～45度（dù）左右) 的机翼根（gēn）部前（qián）缘（yuán）处，加（jiā）装一后掠角很大（dà）的细长（zhǎng）翼(后掠角65度～85度) 所（suǒ）形成的复合机翼，称为边条翼。在边条翼中，原（yuán）后（hòu）掠翼（yì）称为基（jī）本翼，附加的（de）细（xì）长前翼部（bù）分称为（wéi）边条（tiáo）。

边条（tiáo）翼（yì）的（de）气动特（tè）点是（shì），在亚、跨（kuà）音速范（fàn）围内（nèi），当迎角不大（dà）时（shí），气流（liú）就从边（biān）条前缘分离，形（xíng）成（chéng）一（yī）个稳定的前缘脱体涡，在前缘脱体（tǐ）涡的诱导作用下，不但可使基（jī）本（běn）翼内（nèi）翼段的升力有较大幅度的增加，还使外翼（yì）段的气流受（shòu）到控制，在（zài）一定的迎角范围内（nèi）不发生无规则的分离，从而提（tí）高了机翼的临（lín）界迎角和（hé）抖（dǒu）振（zhèn）边界，保证飞机具有良（liáng）好的亚、跨音速（sù）气动特性（xìng）。在超音速状态下，由于加装（zhuāng）边条后，使内翼段部（bù）分的相对厚（hòu）度变小，机翼的等效后掠角增大，可明显降低激波阻力。

另外，边条的存在，还可（kě）使飞机在跨音速和超（chāo）音速飞行时的全（quán）机焦点后（hòu）移量减小，导致飞机的配平阻力降（jiàng）低。因此（cǐ），这种机翼（yì）也具有良好的超音（yīn）速气动特性（xìng）。边条翼的缺点是，在小（xiǎo）迎（yíng）角（jiǎo）范围内，其（qí）升阻特性不如无边条的基本翼好（hǎo）；它的力矩（jǔ）特（tè）性（xìng）也不理想（xiǎng），力矩（jǔ）曲线随（suí）迎角的变（biàn）化呈非线性。

翼身融合

一（yī）般的（de）翼身组合（hé）体是由机（jī）翼（yì）与机身两个（gè）部件接合而成的。在机翼与机身的交接处，机身的侧（cè）面与机（jī）翼表面构成直角（jiǎo）(或接近于直角)，这样的组合，由（yóu）于（yú）浸润面积大（dà），阻（zǔ）力也较大。

为了减少翼（yì）身组合体的阻力，有些飞机在机翼与机身的（de）交接处增（zēng）装了整流带( 亦称整（zhěng）流包皮)，使二（èr）者间圆滑过渡。在（zài）设计（jì）上（shàng），整流带（dài）一般（bān）是不承（chéng）受载（zǎi）荷的，但在飞行时，它很难不受（shòu）气（qì）动（dòng）力的影响，因（yīn）此，往（wǎng）往会发生（shēng）变形（xíng）等问（wèn）题。

后（hòu）来，研究人员根据翼身整流带的优缺点（diǎn），提出了翼身（shēn）融（róng）合体的概（gài）念（niàn），即（jí）把飞行器（qì）的机翼和机身合成一体来设（shè）计制（zhì）造，二者之间没有明（míng）显的界限（xiàn）。翼身融合体的（de）优点是结构（gòu）重量轻、内（nèi）部容积大、气动阻力小，可使飞机的飞行（háng）性能有（yǒu）较大改（gǎi）善。

后来还发现，由于消除了机翼与机身（shēn）交接（jiē）处的直角，翼身（shēn）融合体也有助于减小飞机的雷（léi）达反（fǎn）射截面积，改善隐身（shēn）性能。这一设（shè）计的典型代表是法（fǎ）国的“阵风”战斗机。翼身融合体（tǐ）的缺点是：外形复杂，设计和制造比较困难。

前掠（luě）翼

另外（wài），还有一些战斗机采用了前（qián）掠翼技（jì）术，与后（hòu）掠（luě）翼相反，前掠翼（yì）的（de）外形特点是前缘和后缘均向前掠。这种（zhǒng）战机目前仅仅停留于验证阶段。

咨询航拍服务可加老鹰的微信laoyingfly