战斗机机翼的主（zhǔ）要（yào）作（zuò）用（yòng）是（shì）产（chǎn）生升力，以支持飞机（jī）在空中飞行（háng）。它还起一定（dìng）的稳定（dìng）和（hé）操纵（zòng）作（zuò）用。根据机翼的（de）平面形状来区分，常用的有矩形翼、梯形（xíng）翼、三角（jiǎo）翼、双三角翼、箭形翼、边（biān）条翼等。
根据机（jī）翼在机身（shēn）的（de）前后（hòu）位置（zhì）及作（zuò）用（yòng）可分为主机翼、尾翼（平尾和垂尾或倾（qīng）斜尾（wěi）翼（yì））、前翼{又称鸭（yā）翼}。而根据主机（jī）翼与机身的角度不同来（lái）划分，又有前掠翼、后掠翼和可变后掠翼。
现代飞机一般（bān）都是单（dān）翼机，但历史上也曾流行过双翼机( 两副机翼上下重叠)、三翼机和多翼机。根据（jù）单翼机的机（jī）翼与（yǔ）机身的连接位置，可（kě）分为下单翼、中单翼、上单翼和（hé）伞式上单（dān）翼(即（jí）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)。
下（xià）面从各个不同角（jiǎo）度来认识一下战（zhàn）斗（dòu）机（jī）常（cháng）用的几类机翼。
尾翼（yì）
尾翼是安装（zhuāng）在飞机（jī）后部的（de）起稳定和操纵作用的装置。尾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定面和可动的方向舵组成，它在飞机上（shàng）主要起方（fāng）向安定和方向操纵的作用。垂直尾翼简（jiǎn）称垂尾（wěi）或立尾。根（gēn）据垂尾（wěi）的数目，飞机可分为单垂尾、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V形布局，例如美国的（de）第四代战斗机（jī）F—22。水（shuǐ）平尾翼（yì）由固定的水平安定面和可动的升降舵组成（chéng），它（tā）在（zài）飞（fēi）机土主要起纵向安定和俯仰操纵的（de）作用（yòng）。水平尾翼可简称平尾。有的飞机为（wéi）了提高俯仰操纵效率，采用的是全动平（píng）尾，即平尾没（méi）有水平安定面，整个翼面均可偏（piān）转。
有一种（zhǒng）特殊的 V字形尾翼，它既可以起垂（chuí）直尾翼的（de）作用，也可以起水平（píng）尾翼（yì）的作（zuò）用。水平尾翼一般位（wèi）于主机翼（yì）之后。但也有（yǒu）的飞机（jī）把“水（shuǐ）平尾翼”放在机翼之前，这种飞机（jī）称（chēng）为鸭式飞机。此时，将前置“水平尾翼”称之为（wéi）“前（qián）翼（yì）”或“鸭翼”。没有水平尾翼 (甚至没有垂（chuí）直尾翼) 的飞机（jī）称为无尾飞（fēi）机。这种飞机（jī）的俯仰（yǎng）操（cāo）纵、方（fāng）向操（cāo）纵（zòng）、滚转（zhuǎn）操纵（zòng）均由机翼后缘的活动翼面或发动机（jī）的推力矢量喷（pēn）管（guǎn）控（kòng）制（zhì）。
鸭翼
鸭式布局：座舱两侧有（yǒu）两（liǎng）个较小的（de）三角（后（hòu）掠）翼，后边是一个大的三角（jiǎo）翼。比如（rú）中国的歼10、歼20、欧（ōu）洲EF2000都采用鸭（yā）式布（bù）局，是一种（zhǒng）十分适合于超音（yīn）速空战的气（qì）动（dòng）布局。
早在（zài）二战（zhàn）前（qián），前苏联已经发现如果将水平尾翼移到主翼之前（qián）的机头两侧，就可以（yǐ）用较小的翼面来达到同样（yàng）的操（cāo）纵效能（néng），而且前翼和机翼可以（yǐ）同时产生（shēng）升（shēng）力（lì），而不像水平尾（wěi）翼那（nà）样（yàng），平衡俯仰（yǎng）力矩多数情（qíng）况下会产生（shēng）负升力。
早期的鸭式布局飞起来像一只鸭子，“鸭（yā）式布局（jú）”由此得（dé）名。采用鸭式布局的飞机的前翼（yì）称为“鸭翼”。战机的鸭翼有（yǒu）两种，一种是（shì）不能（néng）操纵的，其功能是当飞机（jī）处在大迎（yíng）角（jiǎo）状态时加强机翼的前缘（yuán）涡流（liú），改善飞机大（dà）迎角（jiǎo）状态的性能，也（yě）有利于飞机的短矩起降。
真正有（yǒu）可操（cāo）纵鸭翼的战机目前有中国（guó）的歼（jiān）10 、欧洲的EF－2000、法国的“阵风”和（hé）瑞典（diǎn）的JAS－39等。这些飞机的鸭翼除了用以产生涡流外，还用（yòng）于改善跨音速过程（chéng）中安（ān）定性骤降的问题，同时也可减少配平阻力、有利于超音速空（kōng）战。在降落时，鸭翼还可偏转一个很大的负角，起减速（sù）板的作用。
后掠翼
机翼各剖面沿（yán）展向后移的机翼称为（wéi）后族翼（yì），这种机（jī）翼的外形特（tè）点是，其前缘和后缘均向后掠。机翼后掠的程度用后掠角的大小来表（biǎo）示。
与平（píng）直机翼（yì）相比，后掠翼的（de）气动特点（diǎn）是可增大机翼的临界马（mǎ）赫数，并减小超（chāo）音速飞（fēi）行（háng）时的阻力。飞机在飞行中，当垂（chuí）直于（yú）机翼前缘的气（qì）流流速接（jiē）近音速时，机翼（yì）上（shàng）表（biǎo）面（miàn）局部地区的气流受凸起的（de）翼面的影响，其速度将会超（chāo）过音速，出现局（jú）部激波，从而（ér）使飞行阻力急剧增加。
后掠翼（yì）由于可使垂直于机（jī）翼前缘（yuán）的气流速度分量低（dī）于飞（fēi）行速度（dù），因而与平（píng）直机翼相（xiàng）比，只有在更高的（de）飞行速度情况下才会出现（xiàn）激波( 即提高了临界马赫数)，从而（ér）推迟了机翼面上（shàng）激波的产生（shēng），即（jí）使出现激波，也（yě）有助于减弱激波强度，降低（dī）飞行阻（zǔ）力。后掠角（jiǎo）的缺点是扭转（zhuǎn）刚度差、升力（lì）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较大（dà）等。
三角翼
平（píng）面形状为（wéi）三角（jiǎo）形的机翼（yì）称为（wéi）三角翼。与（yǔ）之相近的有双三角翼和切角三角翼。目前常用的主要是略（luè）有切角的三角翼。三角翼（yì）飞机出现于50 年代，其代表机型有美（měi）国的F—102、前苏联的米格— 21、 法国（guó）的“幻影”Ⅲ等。
大后掠角三角翼具有超音速阻力小、焦点随（suí） M数（shù）变（biàn）化小、结构刚度（dù）好等优点，适合于超音速飞行和机动（dòng）飞行。三（sān）角（jiǎo）翼的缺点是：在亚（yà）音（yīn）速飞行状态，机翼（yì）的升力线斜率较低（dī）、诱导阻力（lì）较大、升阻（zǔ）比较小，从而（ér）影（yǐng）响飞机的航程和起降性能。
变后（hòu）掠（luě）翼（yì）
后掠角（jiǎo）在飞（fēi）行中（zhōng）可（kě）以改变的机翼（yì）称之为变后掠翼。在飞机的设计工（gōng）作中，有（yǒu）一个不易克（kè）服的（de）矛盾：要想提高飞行M数（shù），必须选择大后掠角、小展弦（xián）比的机翼，以降低飞机的激（jī）波阻力，但此类机翼在（zài）亚（yà）音速（sù）状态时升力较小，诱导阻力较大，效（xiào）率不高。从（cóng）空（kōng）气动力（lì）学的（de）角（jiǎo）度（dù）讲，要同时（shí）满足飞（fēi）机对超音速飞行、亚（yà）音速巡（xún）航和短矩（jǔ）起降的要（yào）求，最好是让机（jī）翼（yì）变后掠，用（yòng）不同（tóng）的后掠角（jiǎo）去适应不同的飞（fēi）行状态（tài）。
对变后掠翼的研究，始于 40年（nián）代，但直到 60年代（dài），才设计出实用的变后掠翼飞机。一般（bān）的变（biàn）后掠（luě）翼的内翼段是固定的，外翼（yì）同（tóng）内翼用铰链轴连接，通过液（yè）压助力（lì）器操纵外翼前（qián）后转动，以（yǐ）改变外翼（yì）段的后（hòu）擦角和整（zhěng）个机翼的展弦比（bǐ）。变后（hòu）掠翼的缺点是，结构和操纵系统复杂，重量较大，不大适合轻（qīng）型飞机使用（yòng）。美国的F—14战斗（dòu）机是可（kě）变后掠翼的代表机型。
边条翼
边条（tiáo）翼是 50 年（nián）代中期出现（xiàn）的一（yī）种（zhǒng）新（xīn）型机翼（yì），一些第三代高机动战斗（dòu）机（jī）采用了这种机（jī）翼（yì），像美国（guó）的F—18和中巴合研的“枭龙（lóng）”都采用边（biān）条翼。
在飞机中等后掠角(后掠角 25度～45度左（zuǒ）右) 的机翼根部前缘处，加装一后掠角很大的（de）细长（zhǎng）翼(后掠角65度（dù）～85度) 所形成（chéng）的复（fù）合机翼，称为边条翼。在边条翼（yì）中，原后掠翼称为基本翼，附加的细长前翼部分称为边条。
边条翼的气（qì）动特点是，在亚、跨音速范围内，当迎角不大时，气（qì）流就（jiù）从（cóng）边（biān）条前缘分离，形成一个稳（wěn）定的前缘脱体涡，在前缘脱体涡的诱导作用下，不（bú）但可使基本翼（yì）内（nèi）翼（yì）段的（de）升力有较大幅度的增加，还使外翼段的（de）气流（liú）受（shòu）到控制，在一定的迎（yíng）角范（fàn）围内不发生无规则的分（fèn）离，从而提高了机翼的临界迎（yíng）角和抖（dǒu）振边界，保证飞机具（jù）有良好的亚、跨音（yīn）速气动特（tè）性。在超音速状态（tài）下，由于加装边条后（hòu），使内翼段部（bù）分（fèn）的相对厚度（dù）变小（xiǎo），机翼（yì）的等效（xiào）后掠角增大，可明（míng）显降低激波阻力。
另外，边条的存在（zài），还可（kě）使（shǐ）飞机在跨音速和超音速飞行（háng）时的全（quán）机焦点后移（yí）量减（jiǎn）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（chāo）音速气动特性。边（biān）条翼（yì）的缺点是，在小迎角范（fàn）围内（nèi），其升阻特性不如（rú）无边条的基本翼好；它的力矩特性也不理想，力矩曲线随迎角的变化呈非线性（xìng）。
翼身融合
一般的翼身组合体是由机（jī）翼与机身两个部件接合而成的。在机翼与机身（shēn）的交（jiāo）接处，机身的侧面与机翼表（biǎo）面构成直（zhí）角(或接近于直角)，这样的组合，由（yóu）于浸润面积大，阻力（lì）也较（jiào）大。
为了减少翼身组合体的阻力，有些飞机在机翼与（yǔ）机身的（de）交接处增装了整流带（dài）( 亦称整（zhěng）流包皮)，使二（èr）者间圆滑过渡。在（zài）设计上，整流带一般（bān）是（shì）不承受载（zǎi）荷的，但在飞行时，它很（hěn）难不受气动力的影响，因此，往往会（huì）发生变形等问题。
后来（lái），研究人员根（gēn）据翼身整流带的（de）优缺点，提出了翼身融合体的（de）概念，即（jí）把飞行（háng）器的机翼和机身合成一（yī）体来（lái）设计制造（zào），二（èr）者（zhě）之间没有（yǒu）明显的（de）界限。翼身融合体（tǐ）的优点是结构（gòu）重量轻（qīng）、内部容（róng）积大（dà）、气动阻（zǔ）力小，可使飞（fēi）机（jī）的飞行性能有较（jiào）大改（gǎi）善。
后（hòu）来还发现，由于消（xiāo）除了机翼与机身交接处的直角（jiǎo），翼身（shēn）融合体（tǐ）也有助于减小飞机（jī）的雷达反射截面（miàn）积，改善（shàn）隐身性能。这一设计（jì）的典型代表是法国的（de）“阵风”战斗机（jī）。翼身融合体的缺点是：外形复杂，设计和制造（zào）比（bǐ）较困难。
前掠翼
另外（wài），还有一些战斗机采用了前掠翼技术，与后（hòu）掠翼相反，前掠翼（yì）的外形特点是（shì）前缘和后（hòu）缘（yuán）均向（xiàng）前掠。这（zhè）种战（zhàn）机目前仅仅停留于验证阶段。
咨询航拍服务（wù）可加老（lǎo）鹰的微信laoyingfly |
