战斗机机翼的主要作（zuò）用是产（chǎn）生升力（lì），以支持飞机在（zài）空中飞行。它还（hái）起一定（dìng）的稳定和操纵（zòng）作用。根据机翼的平面（miàn）形状来区分，常用的有矩（jǔ）形翼、梯形（xíng）翼、三角翼、双三角（jiǎo）翼、箭形翼、边条翼等。
根据机翼在机身的前后位置及作用可分为（wéi）主机（jī）翼、尾翼（平尾和垂尾或倾斜尾翼）、前翼（yì）{又（yòu）称鸭翼}。而根据主机翼与机身的角度不（bú）同（tóng）来划分（fèn），又（yòu）有前掠翼、后掠翼和可变后掠翼。
现代（dài）飞机一般都是单翼（yì）机，但（dàn）历史上（shàng）也（yě）曾流行过双（shuāng）翼机( 两副机翼上下重叠（dié）)、三翼机和多（duō）翼机。根据（jù）单翼（yì）机的（de）机翼与（yǔ）机（jī）身的连（lián）接（jiē）位置，可分（fèn）为（wéi）下单（dān）翼、中（zhōng）单翼、上单翼和伞式上（shàng）单翼(即机翼在机（jī）身的上方，由（yóu）一组撑杆（gǎn）将机（jī）翼和机身连接在一起)。
下面从各个不同角度（dù）来认识（shí）一下战斗机常用的几类机翼。
尾翼
尾翼是安（ān）装在（zài）飞机后（hòu）部的起稳（wěn）定和操纵作用的装置（zhì）。尾翼一般（bān）分为垂直（zhí）尾翼（yì）和水平（píng）尾翼。垂直尾翼（yì）由固定的垂直安定面和可动的方向舵组（zǔ）成（chéng），它在飞机上主要起方向（xiàng）安定和方（fāng）向（xiàng）操（cāo）纵的作（zuò）用。垂直尾翼简（jiǎn）称垂尾或立尾。根据垂（chuí）尾的数目，飞机可（kě）分为单垂（chuí）尾（wěi）、双垂尾、三垂尾（wěi）和四（sì）垂尾飞机（jī）。
现在（zài）双垂尾布局的战斗机（jī）有些采用V形布（bù）局，例如美国的第四代战斗机F—22。水平尾（wěi）翼由固定的水（shuǐ）平安定面和可动的升降（jiàng）舵（duò）组成，它在（zài）飞（fēi）机土主要起纵向安（ān）定和俯仰操纵的作（zuò）用。水（shuǐ）平尾翼可简（jiǎn）称平尾。有的飞（fēi）机为（wéi）了提（tí）高俯（fǔ）仰（yǎng）操纵效率，采用的（de）是（shì）全动平尾（wěi），即（jí）平尾（wěi）没有水平安（ān）定面（miàn），整个翼面均可偏转。
有一种特殊的 V字形尾翼，它（tā）既可（kě）以起垂直尾翼的作用，也可以起水平尾翼的（de）作用。水平尾翼一般位于主机翼之（zhī）后。但也有的飞机把“水平尾翼（yì）”放在机翼之前（qián），这种飞机称为鸭式飞机。此时，将前置“水（shuǐ）平尾翼（yì）”称之（zhī）为“前翼”或“鸭翼”。没有水平尾翼 (甚至没有垂直尾翼) 的飞机称（chēng）为无尾飞机。这种（zhǒng）飞机的（de）俯仰操纵（zòng）、方向（xiàng）操纵、滚（gǔn）转操纵均由机（jī）翼后缘的活动翼面或发动机的（de）推力矢量喷管控制。
鸭翼
鸭（yā）式布（bù）局：座舱（cāng）两侧有两个（gè）较小（xiǎo）的三（sān）角（后（hòu）掠）翼（yì），后边是一（yī）个大（dà）的三（sān）角翼。比如中国的歼10、歼20、欧洲EF2000都采用鸭（yā）式布局，是一种十分适（shì）合于超音速空战的气（qì）动布局（jú）。
早在二战（zhàn）前，前（qián）苏（sū）联（lián）已经发现如果将（jiāng）水平尾翼（yì）移到主翼之前（qián）的机头两侧，就可以（yǐ）用较小（xiǎo）的（de）翼面来（lái）达到（dào）同样的操纵（zòng）效能，而（ér）且前翼和机翼可以同时产生升（shēng）力，而不像（xiàng）水平（píng）尾翼那样（yàng），平衡俯仰力矩多数情（qíng）况（kuàng）下会（huì）产生负升力。
早（zǎo）期的鸭式（shì）布（bù）局（jú）飞起来（lái）像一只鸭子，“鸭（yā）式布局”由此（cǐ）得名。采用鸭式布局的飞机的前翼称为“鸭（yā）翼”。战机的鸭翼有两种，一种是不能（néng）操纵的，其（qí）功能是当飞机处（chù）在大迎角状态时加强机（jī）翼的前缘涡流，改（gǎi）善（shàn）飞（fēi）机（jī）大（dà）迎（yíng）角状（zhuàng）态的性能，也有（yǒu）利（lì）于（yú）飞机（jī）的短矩起降。
真正有可操纵鸭翼的战（zhàn）机目前有中国的歼10 、欧（ōu）洲的EF－2000、法国的“阵风”和瑞典的（de）JAS－39等。这些（xiē）飞机的鸭翼除了用（yòng）以产生（shēng）涡流外，还用（yòng）于改善（shàn）跨音速过程中安定性骤降（jiàng）的问题（tí），同（tóng）时也可减少配平阻力、有利于超音速空战。在降落时，鸭（yā）翼还可偏（piān）转一个很（hěn）大的负角，起减速板的作（zuò）用。
后掠翼（yì）
机翼各剖面沿展向后移（yí）的机翼（yì）称为后（hòu）族翼，这种机（jī）翼的外形特点是，其前（qián）缘和后缘均向后掠。机翼后掠的（de）程度（dù）用后掠角的大小来表示。
与平直机翼相比，后掠翼的（de）气动（dòng）特点是可（kě）增大机翼的（de）临（lín）界马（mǎ）赫数，并减（jiǎn）小超音（yīn）速飞行时的阻力。飞（fēi）机在（zài）飞行（háng）中，当垂（chuí）直于机翼前缘的气（qì）流流（liú）速接近音速时，机（jī）翼上表面局部地区的（de）气流受凸起（qǐ）的翼面的影（yǐng）响，其速度将会超过音速，出现局部激波，从而（ér）使飞行（háng）阻力急剧增加。
后掠翼由（yóu）于可使垂直于（yú）机翼前缘的气流速度分量低于飞行（háng）速度，因而与平直机翼相比，只有在更高的（de）飞行速度（dù）情况下才会出现激波（bō）( 即提高（gāo）了临界马赫数)，从而推迟了机（jī）翼面上激波的产（chǎn）生（shēng），即（jí）使（shǐ）出现激波，也有助于减弱激波强度，降低飞行阻（zǔ）力。后掠（luě）角的缺（quē）点（diǎn）是扭转刚度差、升力线斜（xié）率（lǜ）较低、气流容（róng）易从翼（yì）梢（shāo）处分离、亚音速飞行时诱导阻力（lì）较大等。
三角翼
平面形状为三角形的机翼称为三角翼。与之相近的有双三角翼和切（qiē）角三（sān）角翼。目前常用（yòng）的主要是略有切（qiē）角（jiǎo）的三角翼。三（sān）角（jiǎo）翼飞机出现于50 年代，其代（dài）表机型有美国的F—102、前苏联的米格（gé）— 21、 法国的“幻影”Ⅲ等。
大后掠角三角翼具有（yǒu）超音速阻力小、焦点随（suí） M数变化（huà）小、结构刚度好等优点，适（shì）合于超音速飞（fēi）行和机（jī）动（dòng）飞行。三角翼的缺点是：在（zài）亚音速飞（fēi）行状态，机翼的升力线斜率较低（dī）、诱导阻力较大、升阻比较小，从而（ér）影响（xiǎng）飞（fēi）机的航程和起降性能。
变（biàn）后掠翼
后掠角（jiǎo）在飞（fēi）行（háng）中可以改变的机翼称之为变后掠翼。在飞机的设计工作中，有一个不易克服的矛盾：要（yào）想提高飞行（háng）M数（shù），必须选择大后掠角、小展弦比的（de）机翼，以降低（dī）飞机（jī）的激波（bō）阻力，但此类机（jī）翼在亚音速状态时升力较小，诱（yòu）导阻力较（jiào）大，效（xiào）率（lǜ）不高。从空气动力学的（de）角度（dù）讲，要同时满（mǎn）足飞机对超音速飞行、亚音速巡航（háng）和短矩起降的要求，最好是让机翼变后掠，用（yòng）不同（tóng）的后掠角去适应（yīng）不同的飞行状态（tài）。
对（duì）变后掠翼的研究，始于（yú） 40年代，但（dàn）直到 60年（nián）代，才设计（jì）出实（shí）用（yòng）的变后掠翼飞机。一般（bān）的变后（hòu）掠翼的内（nèi）翼段（duàn）是（shì）固定的，外翼同内翼（yì）用铰（jiǎo）链轴连接（jiē），通过（guò）液压助力器操（cāo）纵外翼前（qián）后转动，以（yǐ）改变外翼段的（de）后擦角和整个机翼的展弦比。变后掠翼的缺（quē）点是，结构（gòu）和操纵系统复（fù）杂，重量较大（dà），不大适合轻型飞机使用。美国的（de）F—14战斗机是（shì）可（kě）变后掠（luě）翼（yì）的代表机型（xíng）。
边条翼
边条翼是 50 年代中期出（chū）现的（de）一种新（xīn）型机翼，一些第三代高机动战斗机采用（yòng）了这种机翼，像美（měi）国的F—18和中巴合研的“枭（xiāo）龙”都采用边条（tiáo）翼。
在飞机中等（děng）后掠角(后掠角 25度～45度左右（yòu）) 的机翼根部前（qián）缘处，加装一后掠角很（hěn）大的细长（zhǎng）翼(后掠角65度～85度) 所形成的复合机翼，称为边（biān）条翼（yì）。在（zài）边条翼（yì）中，原后掠翼称为基本（běn）翼，附加（jiā）的细长前翼（yì）部分称为边条。
边条（tiáo）翼的气动特（tè）点是，在亚、跨音速范围内，当迎角不大（dà）时，气（qì）流（liú）就从边条（tiáo）前缘分（fèn）离，形成一（yī）个稳定的前缘脱体涡，在前缘脱体涡（wō）的诱导作用下，不（bú）但可使基本翼内翼段的（de）升力有较（jiào）大幅（fú）度的增加（jiā），还使外翼段的气流受到控制，在（zài）一（yī）定的迎角范围（wéi）内不发生无规（guī）则的分离，从而提高了机翼的临界（jiè）迎角和抖振边界（jiè），保证飞（fēi）机具有良好的亚（yà）、跨音速气动特性。在超（chāo）音速状态（tài）下，由于加（jiā）装边（biān）条后，使内翼段（duàn）部分的相对厚（hòu）度变小（xiǎo），机翼的（de）等效后掠角增大，可明（míng）显（xiǎn）降低激（jī）波阻力。
另外（wài），边条的存（cún）在，还可使飞机（jī）在跨音速（sù）和超音速飞行时的全机焦点后移量减小，导（dǎo）致飞（fēi）机（jī）的配（pèi）平阻力降低。因此，这种机翼（yì）也具有良好的超（chāo）音速气（qì）动特性。边条翼的缺点是，在小迎角（jiǎo）范围内，其升（shēng）阻特性不如无边条的基本翼好；它的力矩特（tè）性也（yě）不理想，力（lì）矩曲线（xiàn）随迎（yíng）角的变（biàn）化呈非线性。
翼身融合
一般的翼身（shēn）组合体是（shì）由机翼与机身两个部件（jiàn）接合而成的。在机翼与机身的交（jiāo）接处（chù），机身的侧面与机翼表面（miàn）构成直角(或接（jiē）近于直角)，这样的组合，由于（yú）浸润面积大，阻力也较（jiào）大。
为了减少（shǎo）翼身组合体的阻力，有些飞机在机翼与机身的交接处增装了整流（liú）带( 亦（yì）称（chēng）整（zhěng）流（liú）包皮)，使（shǐ）二者间圆滑（huá）过渡。在（zài）设计上，整流（liú）带一（yī）般（bān）是不承（chéng）受载荷的，但在飞行时，它很难不受气动力的影响，因此，往往会发生变形等问题。
后来，研究人员根（gēn）据（jù）翼身（shēn）整流（liú）带的优缺点（diǎn），提出了翼（yì）身融合体的（de）概念，即把飞（fēi）行器的机翼（yì）和（hé）机身合成一体来设计制造，二者之间没（méi）有明（míng）显的界限。翼身（shēn）融合体的优（yōu）点是结构重量（liàng）轻、内部容积大、气动阻（zǔ）力小，可使（shǐ）飞机的飞行性能有较大改善。
后来还发现，由于消除（chú）了机翼与机身交接处的直角，翼身融合体（tǐ）也有助于减小飞机（jī）的雷达反射（shè）截面积，改善隐身性能。这一设（shè）计（jì）的（de）典（diǎn）型代表是（shì）法国的“阵风（fēng）”战斗机。翼（yì）身融合体的缺点是：外（wài）形复杂，设计和制造（zào）比较困（kùn）难。
前掠翼
另外，还有一（yī）些战（zhàn）斗机采用了前掠翼技术（shù），与后掠翼相反，前掠（luě）翼的外形特点是前缘和后缘均（jun1）向前掠。这种（zhǒng）战机（jī）目前（qián）仅仅停留（liú）于验证（zhèng）阶（jiē）段。
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