战斗（dòu）机机翼（yì）的主要作（zuò）用是产生升力，以支持飞机在空中飞行。它还起一定的稳定和操纵作用（yòng）。根（gēn）据机翼的平面形状（zhuàng）来区分，常用（yòng）的有矩（jǔ）形翼、梯形翼、三角翼、双三角翼、箭形翼、边（biān）条翼等。
根（gēn）据机翼在机身的前后位（wèi）置（zhì）及（jí）作用可分为（wéi）主机翼、尾翼（平尾和垂尾（wěi）或倾斜（xié）尾翼）、前（qián）翼{又称鸭翼（yì）}。而根（gēn）据主（zhǔ）机（jī）翼与机身的角度不同（tóng）来划分，又有（yǒu）前掠（luě）翼、后掠翼和可（kě）变后掠翼。
现代飞机一般都是单翼机（jī），但（dàn）历史上也曾流行过双翼机( 两副机（jī）翼上下重（chóng）叠)、三翼（yì）机和多（duō）翼机。根据单翼（yì）机的机翼与机（jī）身（shēn）的连接位置（zhì），可分（fèn）为（wéi）下（xià）单翼、中单翼、上单翼和伞式上单翼(即机翼在机身的上方（fāng），由（yóu）一组撑（chēng）杆将机翼（yì）和机身（shēn）连接在一起)。
下（xià）面从（cóng）各个不同角（jiǎo）度来认识一下战（zhàn）斗机常用的几类机翼。
尾翼
尾翼（yì）是安装在飞机（jī）后部的起稳定和操纵作用（yòng）的装置。尾翼一般分为垂（chuí）直尾翼和水平（píng）尾翼。垂直尾翼（yì）由固定的（de）垂直安定面（miàn）和可（kě）动的（de）方向舵组成，它在飞机上主要起方向安定和方向操（cāo）纵的作用。垂直尾翼简称垂（chuí）尾或立（lì）尾。根据垂（chuí）尾的数目，飞机（jī）可分为单垂尾、双（shuāng）垂尾、三垂尾和四垂尾飞机。
现在双垂尾布局的战斗机有些采用V形布局，例如美（měi）国（guó）的第四（sì）代战斗机F—22。水平尾翼由固定的水平安定（dìng）面（miàn）和可动（dòng）的升降舵组成，它（tā）在飞机土主要起纵向安定和俯仰操（cāo）纵的（de）作用。水平尾翼可简称平尾（wěi）。有的（de）飞机为了提高俯（fǔ）仰（yǎng）操纵（zòng）效率（lǜ），采用的（de）是全动平尾，即平尾没有（yǒu）水平安定面，整个翼面（miàn）均可（kě）偏转。
有一种特殊的 V字形尾翼，它（tā）既可以起（qǐ）垂直尾翼的作用，也可以起水平尾翼的作用。水（shuǐ）平尾翼一般位于主机翼（yì）之后。但也（yě）有的飞机（jī）把“水（shuǐ）平尾翼（yì）”放在机翼之前，这种飞机称（chēng）为鸭式（shì）飞（fēi）机。此时（shí），将前置“水平尾翼”称之为（wéi）“前翼”或（huò）“鸭翼”。没有水（shuǐ）平尾翼 (甚至没有垂直尾翼) 的飞（fēi）机称为无尾飞机。这种飞（fēi）机的（de）俯（fǔ）仰（yǎng）操（cāo）纵、方向操纵、滚（gǔn）转操（cāo）纵均由（yóu）机翼后缘的活（huó）动（dòng）翼面或发动机的（de）推力矢量喷管控制。
鸭翼
鸭式布局（jú）：座舱（cāng）两（liǎng）侧有两个（gè）较小的三角（后（hòu）掠）翼，后边是一（yī）个大的三角翼。比如中国的歼10、歼20、欧洲EF2000都采用（yòng）鸭式布局，是一种十分适合于超（chāo）音（yīn）速空（kōng）战（zhàn）的气（qì）动布局（jú）。
早在（zài）二战前（qián），前苏联已经发现如果将水平尾翼移到主翼之前的（de）机头两（liǎng）侧（cè），就可以用较小的翼面来达到同样（yàng）的操纵效能，而且前翼和机翼（yì）可（kě）以同时产生升力，而（ér）不像水平尾翼（yì）那样，平衡俯仰力矩多（duō）数（shù）情况下会产生负升力。
早（zǎo）期的鸭式（shì）布局飞起来（lái）像一只（zhī）鸭子，“鸭式布局”由此得名（míng）。采用鸭式布局（jú）的（de）飞机的（de）前翼称为（wéi）“鸭翼”。战机的鸭翼有两种，一（yī）种是不能操纵的，其功能是当（dāng）飞机处在大迎角（jiǎo）状态时加强（qiáng）机（jī）翼的前缘（yuán）涡流，改善飞机（jī）大迎角状态（tài）的（de）性能，也（yě）有利于飞机的短矩起降。
真正有可操纵鸭翼的战机（jī）目前有（yǒu）中（zhōng）国的歼10 、欧洲的（de）EF－2000、法国的“阵风”和瑞（ruì）典的JAS－39等。这（zhè）些飞机的（de）鸭翼除了（le）用以产生涡流外，还用于改善跨音速过程中（zhōng）安定性骤降的问题，同时也可减少配平（píng）阻力、有利于超音速空战。在降落（luò）时，鸭翼还可偏转（zhuǎn）一个很大的负角，起减速板的作用（yòng）。
后掠（luě）翼
机翼各（gè）剖面（miàn）沿展向后移的机翼称为后族翼（yì），这种机翼的外（wài）形特点是，其（qí）前缘和后缘均（jun1）向后掠。机（jī）翼后掠（luě）的（de）程（chéng）度用（yòng）后掠角的（de）大小来表示（shì）。
与（yǔ）平直机翼（yì）相比，后（hòu）掠（luě）翼（yì）的气（qì）动特（tè）点是可（kě）增大机（jī）翼的临界马赫（hè）数，并减小超音速飞行时的阻力。飞机在飞行中（zhōng），当垂直于机翼前缘的气流流速（sù）接（jiē）近音速（sù）时，机翼上表面局部地区的气流受（shòu）凸起的翼面（miàn）的影响，其速度将会超（chāo）过音速，出现局部激波，从（cóng）而使飞（fēi）行阻力急剧（jù）增加。
后掠翼由于（yú）可（kě）使垂直于（yú）机翼前缘的气流速度分量低（dī）于飞行速度，因而（ér）与平（píng）直机翼相比，只（zhī）有在更高的飞（fēi）行速度情（qíng）况下才会出现（xiàn）激（jī）波（bō）( 即提高了临界马赫数)，从而推迟了（le）机翼（yì）面上激波的产生，即使出现激波，也有（yǒu）助于减弱激波强度，降低飞（fēi）行阻力（lì）。后掠角的缺（quē）点是扭转刚度（dù）差、升力（lì）线斜率较低、气流容易从翼梢处分离（lí）、亚音（yīn）速飞行时诱（yòu）导阻力较大等。
三角翼
平（píng）面形状为（wéi）三（sān）角形的机翼称（chēng）为三角翼。与之相近的有双（shuāng）三（sān）角翼和切角三角翼。目前常用的主要是（shì）略有切角（jiǎo）的（de）三（sān）角翼（yì）。三角翼飞机出现于50 年代，其（qí）代表机型有美国的（de）F—102、前苏联（lián）的米格（gé）— 21、 法国的“幻影”Ⅲ等。
大（dà）后掠角三角翼（yì）具有超音速（sù）阻力小、焦点随 M数变化小（xiǎo）、结（jié）构刚度好（hǎo）等优点（diǎn），适合于（yú）超音速（sù）飞行和机动飞（fēi）行。三角（jiǎo）翼的缺（quē）点是：在亚音（yīn）速飞行状态，机（jī）翼的（de）升力线斜率较低、诱（yòu）导阻（zǔ）力（lì）较（jiào）大、升阻比较小（xiǎo），从而影（yǐng）响飞（fēi）机的航程和起降性（xìng）能。
变后掠翼（yì）
后掠（luě）角在（zài）飞行（háng）中（zhōng）可以改（gǎi）变的机（jī）翼称之为（wéi）变后（hòu）掠翼。在飞机的设计工作中，有一个不易（yì）克服的矛盾：要想提高（gāo）飞行M数，必须选择大后掠角（jiǎo）、小展弦比（bǐ）的机（jī）翼（yì），以降低飞机的激波阻力，但此类机（jī）翼在亚音（yīn）速状态时升（shēng）力（lì）较小，诱导阻力（lì）较大，效率（lǜ）不高。从（cóng）空气动力学的角度（dù）讲，要（yào）同时（shí）满足飞机（jī）对超音速飞行、亚音速巡航（háng）和短矩（jǔ）起（qǐ）降（jiàng）的（de）要求，最好是让机翼变后（hòu）掠，用不同的后掠角去适应（yīng）不同的飞行状态（tài）。
对变后掠翼的研（yán）究，始于（yú） 40年代（dài），但直到 60年（nián）代，才设（shè）计出实用的变后掠翼飞机（jī）。一（yī）般的变后掠（luě）翼的（de）内翼段是固定的，外（wài）翼同内翼用铰（jiǎo）链轴连接（jiē），通过液压助（zhù）力器（qì）操纵外翼前后转（zhuǎn）动，以改变外翼段的后（hòu）擦角和整（zhěng）个机翼的展（zhǎn）弦比。变后掠翼的缺点是（shì），结构（gòu）和操纵系统复杂，重量较大，不大适合轻型飞（fēi）机使用。美国的F—14战斗机是（shì）可变后掠翼的代表机（jī）型（xíng）。
边条翼
边条（tiáo）翼是 50 年代中期（qī）出现的（de）一种新（xīn）型机翼（yì），一些第三代高机动战斗（dòu）机采用了这种机翼（yì），像美国的F—18和（hé）中巴合研（yán）的“枭龙”都（dōu）采用边条（tiáo）翼。
在飞机中等后掠角(后掠（luě）角 25度～45度左右（yòu）) 的机翼根部前缘（yuán）处（chù），加装一后（hòu）掠角很大的细长翼(后（hòu）掠角65度～85度) 所形成的复合机翼（yì），称为边（biān）条（tiáo）翼。在（zài）边条翼中，原后掠翼称为（wéi）基本翼，附加的细长前翼部分称为边条。
边条（tiáo）翼（yì）的气动特点是（shì），在（zài）亚、跨音速（sù）范围内，当迎角不大时，气（qì）流就（jiù）从（cóng）边（biān）条前缘（yuán）分离，形成（chéng）一个稳定的（de）前缘脱体涡，在（zài）前（qián）缘脱体涡的诱导作（zuò）用下，不但可（kě）使基本翼内翼段的升力（lì）有较大幅度的增（zēng）加，还使外（wài）翼段的气流受到控制，在（zài）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和抖（dǒu）振边界，保证飞机具有（yǒu）良好的亚、跨音速（sù）气动特性（xìng）。在超音速状态下，由于加（jiā）装边（biān）条后，使（shǐ）内翼段（duàn）部分的相对厚度变小，机翼（yì）的等效后掠角增大，可明显降低激（jī）波（bō）阻（zǔ）力。
另外（wài），边条的存在，还可使飞（fēi）机在（zài）跨音速和超音速飞行时的（de）全机焦（jiāo）点后（hòu）移量减小，导致（zhì）飞（fēi）机的（de）配平阻力降低。因此，这（zhè）种机（jī）翼也具有（yǒu）良好的超音（yīn）速气动特（tè）性。边条翼的缺点是，在小迎角范围内，其升阻特性（xìng）不如无边条的（de）基（jī）本翼好；它（tā）的力矩特（tè）性也不理想，力矩曲线随迎角（jiǎo）的变化（huà）呈非线性。
翼身融合（hé）
一般的翼身（shēn）组合体是由机（jī）翼与机身两个部件接合而成的。在（zài）机（jī）翼与机身（shēn）的交接处，机身的侧面与机翼表面（miàn）构成直角(或接近于（yú）直角)，这样的组合，由于浸润（rùn）面积（jī）大，阻力也较大。
为了减少（shǎo）翼身（shēn）组合（hé）体的阻力，有些飞机在机（jī）翼与机（jī）身的交（jiāo）接处（chù）增装了（le）整流（liú）带( 亦称整流包（bāo）皮（pí）)，使二者间（jiān）圆滑过（guò）渡。在设计上，整流带一般是不承受载荷的，但在飞（fēi）行时，它很难不受气动力的影响，因此，往（wǎng）往会发生变形等问题。
后来，研究人员根（gēn）据（jù）翼（yì）身整流带的优缺点，提出了（le）翼身（shēn）融合（hé）体（tǐ）的概念，即（jí）把飞行器的机翼和机身合成一体（tǐ）来设（shè）计制造，二者之间没（méi）有明显的界限（xiàn）。翼身融（róng）合体的（de）优点是结构重量轻（qīng）、内部容积大、气动阻力小，可使飞机的飞行性能有较大改善（shàn）。
后来还发现，由于（yú）消除了机翼与机身交接处的直角，翼身融合体也有助于减（jiǎn）小（xiǎo）飞机（jī）的雷（léi）达反射截面积，改善隐身性（xìng）能。这一（yī）设计的典型代表是法国的（de）“阵风”战斗机。翼身融合体的缺点是：外形复（fù）杂（zá），设计和制（zhì）造比较困难（nán）。
前（qián）掠翼
另外，还有一些战斗（dòu）机采（cǎi）用了前掠（luě）翼技术，与后掠翼相反，前掠翼的外形特点是前缘和后缘均（jun1）向前掠。这种战机目前仅仅（jǐn）停留于验（yàn）证阶段。
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