戰(zhàn)斗機(jī)機(jī)翼的主要作用是產(chǎn)生升力、支撐飛機(jī)、提供穩(wěn)定性和控制。機(jī)翼的類型取決于形狀、位置和與飛機(jī)機(jī)身的連接方式。本文將介紹幾種常見的戰(zhàn)斗機(jī)機(jī)翼類型。

戰(zhàn)斗機(jī)機(jī)翼按平面形狀可分為矩形翼、梯形翼、三角翼、雙三角翼、箭形翼、邊條翼等；按在機(jī)身前后位置及作用可分為主機(jī)翼、尾翼（平尾和垂尾或傾斜尾翼）、前翼（又稱鴨翼）；按主機(jī)翼與機(jī)身角度可分為前掠翼、后掠翼和可變后掠翼?，F(xiàn)代飛機(jī)一般是單翼機(jī)，但歷史上也有雙翼、三翼和多翼機(jī)。單翼機(jī)按機(jī)翼與機(jī)身連接位置可分為下單翼、中單翼、上單翼和傘式上單翼。

尾翼

美國的F22采用V型雙垂尾布局

尾翼是飛機(jī)后部用來起穩(wěn)定和操縱作用的裝置，分為垂直尾翼和水平尾翼。垂直尾翼由固定的垂直安定面和可動的方向舵組成，主要起方向安定和操縱的作用。水平尾翼由固定的水平安定面和可動的升降舵組成，主要起縱向安定和俯仰操縱的作用。有一種特殊的V字形尾翼，既可以起垂直尾翼的作用，也可以起水平尾翼的作用。水平尾翼一般位于主機(jī)翼之后。有的飛機(jī)為了提高俯仰操縱效率，采用的是全動平尾，即平尾沒有水平安定面，整個(gè)翼面均可偏轉(zhuǎn)。沒有水平尾翼的飛機(jī)稱為無尾飛機(jī)，這種飛機(jī)的操縱由機(jī)翼后緣的活動翼面或發(fā)動機(jī)的推力矢量噴管控制。

鴨翼

采用鴨式布局的陣風(fēng)戰(zhàn)斗機(jī)

鴨式布局是適合超音速空戰(zhàn)的氣動布局，座艙兩側(cè)有兩個(gè)小的后掠三角翼，后邊是一個(gè)大的三角翼。例如中國的殲10、殲20以及歐洲的EF2000都采用了鴨式布局。早在二戰(zhàn)前，前蘇聯(lián)就發(fā)現(xiàn)，將水平尾翼移到主翼之前的機(jī)頭兩側(cè)，可以用較小的翼面達(dá)到同樣的操縱效能，且前翼和機(jī)翼可以同時(shí)產(chǎn)生升力，而不像水平尾翼那樣，平衡俯仰力矩多數(shù)情況下會產(chǎn)生負(fù)升力。鴨翼有兩種，一種是不能操縱的，其功能是當(dāng)飛機(jī)處在大迎角狀態(tài)時(shí)加強(qiáng)機(jī)翼的前緣渦流，改善飛機(jī)大迎角狀態(tài)的性能，也有利于飛機(jī)的短矩起降。目前真正具有可操縱鴨翼的戰(zhàn)機(jī)有中國的殲10、歐洲的EF-2000、法國的“陣風(fēng)”以及瑞典的JAS-39等。這些飛機(jī)的鴨翼除了用以產(chǎn)生渦流外，還用于改善跨音速過程中安定性驟降的問題，同時(shí)也可減少配平阻力、有利于超音速空戰(zhàn)。在降落時(shí)，鴨翼還可偏轉(zhuǎn)一個(gè)很大的負(fù)角，起到減速板的作用。

三角翼

幻影2000的三角翼

平面形狀為三角形的機(jī)翼稱為三角翼。與之相近的有雙三角翼和切角三角翼。目前常用的主要是略有切角的三角翼。三角翼飛機(jī)出現(xiàn)于50 年代，其代表機(jī)型有美國的F—102、前蘇聯(lián)的米格— 21、 法國的“幻影”Ⅲ等。

大后掠角三角翼具有超音速阻力小、焦點(diǎn)隨 M數(shù)變化小、結(jié)構(gòu)剛度好等優(yōu)點(diǎn)，適合于超音速飛行和機(jī)動飛行。三角翼的缺點(diǎn)是：在亞音速飛行狀態(tài)，機(jī)翼的升力線斜率較低、誘導(dǎo)阻力較大、升阻比較小，從而影響飛機(jī)的航程和起降性能。

后掠翼

后族翼是機(jī)翼各剖面沿展向后移的一種機(jī)翼類型，其外形特點(diǎn)是前緣和后緣均向后掠。后掠角的大小表示機(jī)翼后掠的程度。與平直機(jī)翼相比，后掠翼可增大機(jī)翼的臨界馬赫數(shù)，并減小超音速飛行時(shí)的阻力。這是因?yàn)楹舐右砜墒勾怪庇跈C(jī)翼前緣的氣流速度分量低于飛行速度，從而只有在更高的飛行速度情況下才會出現(xiàn)激波，從而推遲了機(jī)翼面上激波的產(chǎn)生。即使出現(xiàn)激波，也有助于減弱激波強(qiáng)度，降低飛行阻力。后掠角的缺點(diǎn)是扭轉(zhuǎn)剛度差、升力線斜率較低、氣流容易從翼梢處分離、亞音速飛行時(shí)誘導(dǎo)阻力較大等。

變后掠翼

F14戰(zhàn)斗機(jī)使用了可變后掠翼技術(shù)

后掠角在飛行中可以改變的機(jī)翼稱之為變后掠翼。在飛機(jī)的設(shè)計(jì)工作中，有一個(gè)不易克服的矛盾：要想提高飛行M數(shù)，必須選擇大后掠角、小展弦比的機(jī)翼，以降低飛機(jī)的激波阻力，但此類機(jī)翼在亞音速狀態(tài)時(shí)升力較小，誘導(dǎo)阻力較大，效率不高。從空氣動力學(xué)的角度講，要同時(shí)滿足飛機(jī)對超音速飛行、亞音速巡航和短矩起降的要求，最好是讓機(jī)翼變后掠，用不同的后掠角去適應(yīng)不同的飛行狀態(tài)。

對變后掠翼的研究，始于40年代，但直到60年代，才設(shè)計(jì)出實(shí)用的變后掠翼飛機(jī)。一般的變后掠翼的內(nèi)翼段是固定的，外翼同內(nèi)翼用鉸鏈軸連接，通過液壓助力器操縱外翼前后轉(zhuǎn)動，以改變外翼段的后擦角和整個(gè)機(jī)翼的展弦比。變后掠翼的缺點(diǎn)是，結(jié)構(gòu)和操縱系統(tǒng)復(fù)雜，重量較大，不大適合輕型飛機(jī)使用。美國的F—14戰(zhàn)斗機(jī)是可變后掠翼的代表機(jī)型。

邊條翼

采用邊條翼的美國F18戰(zhàn)斗機(jī)

邊條翼是 50 年代中期出現(xiàn)的一種新型機(jī)翼，一些第三代高機(jī)動戰(zhàn)斗機(jī)采用了這種機(jī)翼，像美國的F—18和中巴合研的“梟龍”都采用邊條翼。

在飛機(jī)中等后掠角（后掠角25度～45度左右）的機(jī)翼根部前緣處，加裝一后掠角很大的細(xì)長翼（后掠角65度～85度）?所形成的復(fù)合機(jī)翼，稱為邊條翼。在邊條翼中，原后掠翼稱為基本翼，附加的細(xì)長前翼部分稱為邊條。

邊條翼的氣動特點(diǎn)是，在亞、跨音速范圍內(nèi)，當(dāng)迎角不大時(shí)，氣流就從邊條前緣分離，形成一個(gè)穩(wěn)定的前緣脫體渦，在前緣脫體渦的誘導(dǎo)作用下，不但可使基本翼內(nèi)翼段的升力有較大幅度的增加，還使外翼段的氣流受到控制，在一定的迎角范圍內(nèi)不發(fā)生無規(guī)則的分離，從而提高了機(jī)翼的臨界迎角和抖振邊界，保證飛機(jī)具有良好的亞、跨音速氣動特性。在超音速狀態(tài)下，由于加裝邊條后，使內(nèi)翼段部分的相對厚度變小，機(jī)翼的等效后掠角增大，可明顯降低激波阻力。

另外，邊條的存在，還可使飛機(jī)在跨音速和超音速飛行時(shí)的全機(jī)焦點(diǎn)后移量減小，導(dǎo)致飛機(jī)的配平阻力降低。因此，這種機(jī)翼也具有良好的超音速氣動特性。邊條翼的缺點(diǎn)是，在小迎角范圍內(nèi)，其升阻特性不如無邊條的基本翼好；它的力矩特性也不理想，力矩曲線隨迎角的變化呈非線性。