機翼（外文名：wing）是飛機的一個重要部件，安裝在機身上。主要作用是產生升力，與尾翼一起形成良好的穩定性與操縱性；當它具有上反角時，可為飛機提供一些橫向穩定性。機翼內部可以裝載彈藥、設備和油箱，近代殲擊機和殲擊轟炸機往往在機翼下可以安裝懸掛導彈、副油箱、炸彈以及其他軍械設備等外掛設備。安裝形式包括上單翼、中單翼、下單翼；構造形式分為蒙皮骨架式、整體壁板式和夾層式；由翼梁、縱墻、桁條、翼肋和蒙皮組成。翼梁與機身的接頭部分采用高強度結構鋼，大多在根部與機身固接。
飛機誕生初期，翼型是小嘲鶇的翅膀彎曲形狀設計的。俄羅斯的儒科夫斯基(NE Joukowski)第一次運用保角彎換的方法設計出理論翼。1910年，俄羅斯學者查普雷金(S A Chapligin)提出開縫襟翼原理，英國的漢德萊·佩奇(H Page)和德國的拉赫曼(G V Lachmann)進行了實驗和實用化發展。1924年德國的門克(M M Munk)首次提出薄翼理論，1931年，英國的富勒(J E Fowler)提出富勒襟翼；1939年，德國的路德維希(H Ludwig) 通過實驗證實了后掠翼的功效。由于后掠翼對提高臨界馬赫數有重要價值，1939年9月6日，德國批準“跨音速飛機”的專利。1943年，德國的米切爾·克魯格(W Krueger)提出克魯格襟翼。1951年6月20日，貝爾系統研制的世界第一架可變后掠翼試驗機X-5進行了首次飛行。1960年，英國的皮爾賽(H H Pearcer)提出了“尖峰”翼和超臨界翼型，并廣泛用于大型民航飛機。隨著航空和電子技術的進步，軍用飛機開始應用鴨翼、邊條翼等新的機翼形態。
歷史沿革
機翼是各種固定翼航空器最重要的氣動部件。在飛機誕生以前不同機翼平面形狀和翼型的升力特性就是航空先驅者研究的重點。
翼型的發展和演變
翼型對機翼升阻比特性有重要影響。在飛機誕生初期，翼型是模仿鳥的翅膀彎曲形狀設計的。萊特兄弟(Wright Brothers)、阿爾貝托·杜蒙(Santos-Dumont)的第一架飛機都是如此。根據鳥翼截面的形狀設計并經試驗確定的翼型雖有較大的升力，但阻力也很大因而升阻比較低。俄羅斯的儒科夫斯基(NE Joukowski)第一次運用保角彎換的方法設計出理論翼。1924年德國的門克(M M Munk)首次提出薄翼理論。哥廷根大學利用儒科夫斯基理論翼型和薄翼理論。在大量試驗基礎上設計出了哥廷根市225和387翼型。20年代初美國蘭利實驗室(Langley Lab)設計出克拉克-Y翼型。英國、德國、蘇聯都進行了系統的翼型發展。美國航空咨詢委員會(NACA)發展的NACA翼型系列影響最大。NACA系列翼型分成四位數字翼型、五位數字翼型、1系翼型、2～5系翼型、6系翼型和7系翼型。它們還有大量的修改型。層流翼型是翼型發展的重要里程碑。
從30年代末開始一批空氣動力學家在理論和試驗研究基礎上提出了層流翼型設計方法。層流翼型與普通翼型相比其最大厚度位置更靠后緣前緣半徑較小上表面比較平坦能使翼表面盡可能保持層流流動從而可減少阻力提高臨界馬赫。層流翼型概念得到各國科學家的高度重視。美國航空咨詢委員會在40年代中期發布了新的翼型族1系~7系翼型其中6系層流翼型最為成功在高速飛機上得到廣泛應用。層流翼型的設計方法有重大改進它是按所希望的壓力分布形態設計以獲得較寬的層流范圍。NACA6系層流翼型的基本厚度分布是按所要求的阻力、臨界馬赫數和最大升力特性導出的中弧線是按預定的載荷分布設計的。其設計思想是盡量使翼型上的最低壓力點向后靠以加長順壓梯度段長度努力保持其邊界層為層流以達到降低翼型總阻力為目的。NACA6和改進的NACA6A系層流翼型后來廣泛用于高亞速飛機和超音速飛機上。
從60年代開始興起了所謂跨音速無激波翼型的研究經過種種努力證實了超臨界情況下無激波翼型的存在并導致了幾種無激波翼型設計。一是1962年由英國的皮爾賽(H H Pearcer)提出的“尖峰”翼型。這種翼型上表面平坦后緣處有反凹上表面壓力在前緣處有一尖峰分布。這個尖峰的存在使氣流急劇膨脹產生超音速區形成的縱波不會形成激波。另一種是1967年惠特科姆(R T Whitcomb)提出的超臨界翼型。與普通翼型相比超臨界翼型的特點是前緣鈍圓上表面平坦，下表面在后緣處有反凹且后緣較薄并向下彎曲。1969年美國的科恩(Korn)運用理論方法設計出了超臨界翼型。超臨界翼型比“尖峰”翼型有更大的超音速區在巡航狀態下上表面大部分區域為超音速區。“尖峰”翼和超臨界翼型已廣泛用于大型民航機上。
機翼增升裝置
襟翼概念最早是凱利(G Cayley)提出的。第一次世界大戰前由于飛機速度的提高要求飛機在低速時亦能產生足夠的升力于是有人開始了簡單的后緣襟翼的試驗探索。1913年~1914年間英國國家物理實驗室實驗了用簡單襟翼產生的升力效果發現一定的偏轉角時襟翼可提高升力系數30%左右。簡單襟翼出現后不久很快又出現了開裂式襟翼。開裂式襟翼在放開時一方面可使翼型變彎一方面開裂的襟翼和機翼后緣之間會形成低壓區兩方面的效果都是增加了升力。開裂式襟翼能在一定程度上延遲氣流分離。通常開裂式襟翼可使升力系數提高75~85%。
簡單襟翼和開裂式襟翼的原理比較簡單、直觀技術上的問題也不復雜因此在30年代前曾廣泛使用。在襟翼發展史上有重大革新意義的是開縫襟翼原理早在1910年就由俄羅斯學者查普雷金(S A Chapligin)提出過，而實驗和實用化發展則應歸功于英國的漢德萊·佩奇(H Page)和德國的拉赫曼(G V Lachmann)。
英國的富勒(J E Fowler)于1931年提出富勒襟翼，德國的克魯格(W Krueger)于1943年提出克魯格襟翼。它們在放下時可大大增加機翼面積從而提高了升力系數。富勒襟翼是在機翼后緣下半部分安裝的活動翼面平時緊貼在機翼下表面上。增升效果非常明顯升力系數的提高最大可達85%～95%；個別大面積富勒襟翼的升力系數可提高到110%~140%。富勒襟翼在大、中型飛機上采用較多可大大改善起降性能。
翼面形狀的演變
低速飛機的機翼形狀以平直形和梯形為主。隨著飛機速度的提高，空氣可壓縮效應愈來愈明顯。飛機在以音速飛行時會產生激波。提高臨界馬赫，推遲激波出現的有效方法是采用后掠機翼。德國的布斯曼(A Busemann) 于1935年在沃爾塔會議上首次提出完整的后掠翼思想。德國的貝茨(A Betz)不久也闡述了這一思想。1939年，德國的路德維希(H Ludwig) 通過實驗證實了后掠翼的功效。由于后掠翼對提高臨界馬赫數有重要價值，德國于1939年9月6日批準“跨音速飛機”的專利。在戰爭年代，德國幾家飛機公司同有關單位合作，進行了后掠翼飛機的研制和試驗工作。研究和試驗表明，后掠翼能提高臨界馬赫，推遲激波的產生。它對于削弱激波強度，降低波阻大小也有很大作用。
后掠翼的采用誕生了第一代實用超音速飛機。后掠翼能夠降低波阻，使作戰飛機實現超音速。后掠翼以及它的變種三角翼和飛翼布局對高速飛機產生的效益十分顯著，使作戰飛機的最大速度提高很快。后掠翼帶來的一大問題是低速飛行升阻比較低，低速性能較差，起飛和著陸的距離很長。
法國的布雷里奧(L Bleriot)1911年曾提出可變面積機翼的設想。1930年德國人按照可變機翼面積思想研制過一架機翼可沿展向伸縮的飛機。1942年德國的李比希(LLippisch)提出了變后掠翼設計思想并獲得專利權。同一年德國的霍爾斯特(E vonHolst)試制成功裝有變后掠裝置的模型飛機。
1951年6月20日貝爾系統研制的世界第一架可變后掠翼試驗機X-5進行了首次飛行。7月27日在其第5次試飛中首次成功地完成了機翼后掠偏轉。美國航空咨詢委員會進行了大量變后掠的試飛試驗得到的成果被許多機種所采用。此后美國海軍的XF-10F變后掠翼飛機投入了試驗。試飛表明采用變后掠翼可增加航程35%起飛和著陸速度可降低20%。通用動力借鑒這些技術成果研制出世界第一種實用變后掠翼戰斗/強擊機F-111戰斗轟炸機。它于1964年12月21日首次試飛，1965年1月6日F-111在試飛時實現了機翼后掠角的全范圍偏轉。
變后掠翼的采用使F-111起飛著陸升阻比提高了具有良好的低速性能。變后掠翼飛機低速性能好這一優勢使之非常適于作艦載機。美國1970年研制成功的F-14重型艦載戰斗機就采用了可變后掠翼。蘇聯的米格-23戰斗機、米格-27攻擊機、蘇-17攻擊機、蘇20、蘇22系列、蘇24戰斗機歐洲合作的狂風戰斗機也都采用了可變后掠翼技術。由于變后掠翼飛機可大大縮短飛機的起降距離大型飛機也可以采用這項技術。美國研制的B-1A超音速戰略轟炸機(1974年)就是代表。
大型民航機要求有較高的巡航升阻比單獨提高機翼展弦比會大大增加機翼重量采用可變后掠翼又使結構變得非常復雜。美國的惠特科姆于1976年首次提出翼梢大空翼的概念解決了這一問題。冀梢小翼是安裝在機翼尖稍部的直立或斜置小翼面。它的運用相當于在結構重量和復雜性幾乎不變的情況下增加了機翼展弦比。翼桶小翼能降低阻力提高升阻比。改善穩定性。據估計翼梢小翼能減小誘導阻力達20~35%相當于升阻比提高了7%效果十分明顯。翼梢小翼最初用于小型飛機上。試驗表明大型高亞音速飛機使用翼梢小翼或效也十分明顯。“空中客車公司”A310-200系列、A320系列、A330/340系列和蘇聯的伊爾-96美國的MD-11客機和渡音-747-400都加裝了翼梢小翼。翼梢小翼能改善民航機的經濟性。被認為是現代大型高亞音速客機的標準部件。
渦升力機翼探索
50年代小型戰斗機已達到兩倍音速。人們在探索研制大型超音速飛機如超音速客機過程中遇到了的所未有的困難。1954年。英國皇家飛機研究院探索設計兩倍音速客機。航程達到中遠程至少能從歐洲大陸飛越大西洋到達紐約。在這個目標指導下提出的多種設計方案都無法滿足預定的性能指標要求。其中最大的問題是：在超音速、載重、航程等指標下采用各種機翼方案都達不到起飛階段所要求的高升阻比。
在超音速客機研制過程中。渦動力學初步建立。英國人馬斯克爾(EC Maske1l)、德國人屈西曼(0 ktecheaarn)等人的研究表明脫體渦能產生極大的渦升力。這一新進展與超音速客機的要求相結合。設計出了“協和”式習機的細長S形機翼。它在超音速巡航時最大升阻比為7.4。低速時最大升阻比高達11.6。它的氣動力特性與后掠翼飛機顯著不同細長機翼在低速時升阻比比巡航時要大得多，升力的63%是由前緣脫體渦產生的非線性升力。它的機翼幾何形狀有效地利用了脫體渦升力因而滿足了起飛、巡航等不同階段的要求，并且具有較大的輯重量和航程。
機翼渦升力的成功運用60年代末到70年代初人們又在探案它的新用途從而產生了幾種新的飛機設計技術包括邊條翼、鴨翼等。它們的主要用途是大大地提高戰斗的機動性改善戰斗機的飛行品質，以及改善過失速特性。
邊條翼所起的作用正象協和式客機的尖前緣一樣。它在一定的迎角下即開始出現氣流分離。形成很強的脫體渦拖向主翼面上方從而可產生脫體渦升力。對戰斗機來說。邊條翼的采用能大大地改善飛機性能克服了常規后掠翼、變后掠翼飛機的不足。自60年代末開始美國通過系統研究逐步使邊條翼設計得以成熟。第一架成功地采用邊條翼并結合主動控制技術的是F-16戰斗機大大提高了各方面性能。美國的F/A-18戰斗機蘇聯的米格-29和蘇-27以及美國F-22戰斗機F-22都采用了邊條翼大大提高了機動性。
鴨式機翼也是利用脫體渦特性改善戰斗機機動性和低速品質的成功技術。超音速飛機采用小展弦比、大后掠角的鴨翼。可以產生脫體渦形成對主翼的有利氣動干擾提供脫體渦附加升力提高低速下升力系數。60年代瑞典研制的薩怕-35戰斗機和美國研制的B-70轟炸機率先采用了鴨式布局。70年代后許多國家都在探索鴨式飛機的研究和設計。瑞典自薩伯-35以來設計的薩伯-37薩伯-39法國的幻影4000以色列的“獅”式都采用了鴨式布局。新一代戰斗機如法國的陣風戰斗機、臺風戰斗機也都采用了這一布局。
工作原理
機翼產生升力的原理涉及復雜的物理探索過程。通過觀察可以發現機翼上表面空氣的流動速度比下表面更快，由伯努利定律可以得出機翼上下表面產生了壓力差，也就是升力。而其深層次原因是由于空氣具有一定的黏性，會在機翼附近形成極薄的附面層。附面層隨著機翼運動產生渦量，進而產生整體環量并因此產生了升力。
基本構造
結構形式
布質蒙皮結構
布質蒙皮結構形式比較簡單成本較低在飛機發展的初期技術水平低下的情況用在早期小型低速飛機上基本上能適應當時的要求。但這種結構形式的空氣動力學性能不佳結構的抗扭剛度較差完全不能適應大型高速飛機對結構的要求所以現代飛機基本上都已不采用這種結構形式。
金屬蒙皮結構
現代飛機廣泛采用了金屬蒙皮結構形式它包括沿展向伸展的縱向構件——梁和榆條沿弦向安置的構件~─翼肋和包裹在上述構件之外的金屬蒙皮這些構件形成了封閉形承力結構金屬蒙皮不但承受局部空氣動力而且能承受機翼的扭矩和彎矩然而機翼的具體構造不同蒙皮參與承受彎矩的程度也有所不同。這樣金屬蒙皮的機翼結構又可以分為梁式和單塊式兩大類。
整體壁板式機翼
整體壁板式機翼是將蒙皮與縱向骨架、橫向骨架合并成上下兩塊整體壁板然后用鉚接或螺接連接起來。上下壁板一般是用整體材料用鍛造或化學加工等方法制造而成的。這種機翼的特點是強度大剛性好、接縫少表面光滑、氣動外形好、零件少、裝配容易。這種形式對使用機翼整體油箱有利它能有效地利用機翼內部空間。整體壁板結構除了用金屬材料外也很適合于用復合材料制造。
夾層式機翼
夾層式機翼主要是以夾層壁板做蒙皮甚至縱墻和翼肋也是用夾層材料制造夾層壁板依靠內外層面板承受載荷很輕的夾芯對它們起支持作用。與同樣質量的單層蒙皮相比夾芯蒙皮的強度大剛度大能承受較大的局部氣動載荷并有良好的氣動外形。上下面板可用金屬材料也可用復合材料制造。內部一般采用蜂窩夾層或泡沫塑料夾層夾層材料中充滿空氣和絕熱材料可以起到良好的隔熱作用能較好地保護其內部設備。為蜂窩夾層機翼的構造它的縱墻和翼肋都是用蜂窩夾芯板制成。當翼面高度較小時可采用全高度填充的實心夾層結構。泡沫實心夾層機翼構造的受力構件少構造簡單通常用在較小的機翼、尾翼或艙面等部件上。
承力結構
由于飛機是在空中飛行并且速度十分高這就要求飛機上的每一個部件都要有很好的強度和剛度才能夠承受巨大的氣動載荷保證飛機的飛行安全。機翼的基本受力構件包括縱向骨架、橫向骨架、蒙皮和接頭。縱向骨架包括翼梁、縱墻和桁條，橫向骨架包括普通翼肋和加強翼肋。接頭的作用是將機翼上的載荷傳遞到機身上，而有些飛機整個就是一個大的飛翼（如美國的B－2隱形轟炸機）則根本就沒有接頭。以下是典型的梁式機翼的結構。
縱向骨架
機翼的縱向骨架由翼梁、縱檣和桁條等組成所謂縱向是指沿翼展方向它們都是沿翼展方向布置的。翼梁是最主要的縱向構件它承受全部或大部分彎矩和剪力。
翼梁一般由凸緣、腹板和支柱構成。凸緣通常由鍛造鋁合金或高強度合金鋼制成腹板用硬鋁合金板材制成與上下凸緣用螺釘或鉚釘相連接。凸緣和腹板組成工字型梁承受由外載荷轉化而成的彎矩和剪力。翼梁大多在根部與機身固接。
縱檣與翼梁十分相像二者的區別在于縱檣的凸緣很弱并且不與機身相連其長度有時僅為翼展的一部分。縱檣通常布置在機翼的前后緣部分與上下蒙皮相連形成封閉盒段承受扭矩。靠后緣的縱檣還可以懸掛襟翼和副翼。桁條是用鋁合金擠壓或板材彎制而成鉚接在蒙皮內表面支持蒙皮以提高其承載能力并共同將氣動力分布載荷傳給翼肋。
翼梁
現代飛機的機翼一般都采用腹板式翼梁它由椽條和腹板等組成。主要功用是承受彎矩和剪力。椽條用硬鋁或合金鋼的厚度型材制成截面形狀都為“T”形或“┌"形。腹板用硬鋁板制成上面有時還鉚接一些支柱以增強其抗剪穩定性和便于連接翼肋。為了減小機翼結構質量梁的椽條和腹板的截面積一般都是沿展向逐漸變小。有些現代高速飛機的機翼采用了整體式翼梁它用高強度合金鍛制或銑切而成。它的剛度較大又省去了椽條和腹板的連接件所以質量也較小。
縱墻
縱墻相當于椽條很弱的翼梁，甚至沒有椽條，僅有腹板。縱墻能承受剪力，并可和蒙皮組成合圍框承受扭矩，但不能承受彎矩。縱墻與機身的連接被看作鉸接，此外，縱墻還有封閉機翼內部容積的作用。
桁條
楊條的主要作用是支撐蒙皮防止它在承受局部空氣動力學時產生過大的局部變形并與蒙皮一起把空氣動力傳給翼肋；提高蒙皮的抗剪和抗壓穩定性使它能更好地承受機翼的扭矩和彎矩；在單塊式機翼中彬條越強它可與蒙皮一起承受由彎矩引起的軸向力。
橫向骨架
機翼的橫向骨架主要是指翼肋而翼肋又包括普通翼肋和加強翼肋橫向是指垂直于翼展的方向它們的安裝方向一般都垂直于機翼前緣。普通翼肋的作用是將縱向骨架和蒙皮連成一體把由蒙皮和桁條傳來的空氣動力載荷傳遞給翼梁并保持翼剖面的形狀。加強翼肋就是承受有集中載荷的翼肋。
翼肋
翼肋分為普通翼肋和加強翼肋。普通翼肋的作用是保持規定的翼型；把蒙皮和析條傳來的局部空氣動力學傳遞給翼梁腹板；把空氣動力形成的扭矩傳給蒙皮合圍框支撐蒙皮.榆條、翼梁腹板提高它們的穩定性。普通翼肋通常用硬鋁板制成。加強翼肋除了有上述作用外還要承受和傳遞較大的集中載荷在機翼上開口邊緣的加強翼肋則可把扭矩轉變為集中力(偶)傳給翼梁。加強翼肋的構造往往是根據所承受的集中載荷的情況面定。
蒙皮
蒙皮是包圍在機翼骨架外的維形構件用粘接劑或鉚釘固定于骨架上形成機翼的氣動力外形。蒙皮除了形成和維持機翼的氣動外形之外還能夠承受局部氣動力。早期低速飛機的蒙皮是布質的而如今飛機的蒙皮多是用硬鋁板材制成的金屬蒙皮。
接頭
接頭的主要作用是連接機翼與機身將機翼上的力傳遞到機身隔框上；對于大型分段機翼還用來連接各段機翼。接頭分為固接的和餃接的。翼梁與機身連接的接頭是固接的它既不可移動也不可轉動所以既能傳遞剪力也能傳遞彎矩；縱墻和機身連接的接頭是餃接的它不可移動但可以轉動所以只能傳遞剪力不能傳遞彎矩。在飛機的發展過程中機翼的結構也不斷地得到改進。隨著飛行速度、飛行高度的不斷提高對機翼的空氣動力學性能、結構的強度﹑剛度等方面都提出了更高的要求為了適應這些要求機翼從布質蒙皮的結構形式發展成為金屬蒙皮的結構形式。而現在有些新型。
附屬裝置
副翼
副翼是指安裝在機翼翼梢后緣外側的一小塊狹長的可動翼面，是飛機后緣橫向操縱裝置之一。為飛機的主操作舵面，副翼的作用是使飛機產生翻滾的動作進而實現水平方向上的轉彎。當飛行員向左壓駕駛盤時，左邊副翼上偏，右邊副翼下偏，飛機向左滾轉；反之，向右壓駕駛盤，右副翼上偏，左副翼下偏，飛機向右滾轉。此外，后緣橫向操縱裝置還包括擾流板（大型運輸飛機安裝）等裝置。
翼梢小翼
在飛機高速飛行時機翼的末端會形成渦流進而產生飛行阻力降低機翼升力在認識到這些問題之后翼梢小翼隨后于上世紀80年代誕生。翼梢小翼有單上小翼、上下小翼等多種形式的翼梢小翼其中單上小翼由于結構簡單而使用較多。翼稍小翼亦能產生升力其對機翼升力方向的分量即提供給飛機升力分量。翼梢小翼的設計受諸多因素的制約翼梢小翼參數的確定就是其中之一。主要包括小翼的翼展(即高度)、展弦比、安裝角、扭轉角等等。其優點在于增大機翼有效展弦比、與機翼產生的渦流相互對抗抵消達到減少誘導阻力的目的。
前緣縫翼?
在飛機增大迎角或是放下襟翼的時候隨之而來的就是高速氣流會在上表面接近機翼后緣部分產生分離造成不規則渦流的產生這個渦流會導致升力的下降。這時候我們就需要前緣縫翼的幫助了。前緣縫翼是安裝在機翼前緣的一段或者幾段狹長小翼它的主要作用就是將機翼下表面的氣流引導到上表面吹散因增大迎角或打開襟翼而在機翼后緣產生的渦流保證機翼能提供足夠的升力使飛機不容易失速。因此前緣襟翼一般配合著襟翼一塊兒打開。在前緣縫翼閉合時(即相當于沒有安裝前緣縫翼)隨著迎角的增大機翼上表面的分離區逐漸向前移當迎角增大到臨界迎角時機翼的升力系數急劇下降飛機容易失速。當前緣縫翼打開時它與機翼前緣表面形成一道縫隙下翼面壓強較高的氣流通過這道縫隙得到加速而流向上翼面增大了上翼面附面層中氣流的速度降低了壓強消除了這里的分離旋渦從而延緩了氣流分離避免了大迎角下的失速使得升力系數提高。
襟翼?
襟翼的種類很多，常用的有：分裂襟翼、簡單襟翼、開縫襟翼和后退襟翼等，襟翼是安裝在機翼后緣靠近機身的翼面可以繞軸向后下方偏轉。所有襟翼的共同特點是，它們都位于機翼后緣，靠近機身，在副翼的內側。襟翼的主要作用簡單來概括：一是提高失速迎角使飛機更不容易失速二是使飛機獲得更大的升力。襟翼一般在起飛和降落等低速的情況下才會放下使用。如果在高速巡航階段強行放下襟翼只會增加飛行阻力和飛機的油耗甚至還會對飛機結構造成損傷。當飛機起飛時襟翼以較小的角度打開主要起到增加升力的作用可以縮短飛機在地面的滑跑距離；當飛機在降落時襟翼以較大的角度打開甚至全開可以使飛機的升力和阻力同時增大還可以增加失速迎角以利于降低著陸速度使飛機不容易失速縮短滑跑距離。襟翼放下既可增大升力，同時也增大了阻力。所以多用于著陸。這時襟翼放下到最大角度（約50到60度）。有時也用于起飛，但放下角度較小（約15到20度），以減小阻力，避免影響飛機起飛滑跑時的加速。
分裂襟翼
這種襟翼本身象塊薄板，緊貼于機翼后邊緣并形成機翼的一部分，使用時放下，在后緣與機翼之間形成一個低壓區，對機翼上表面的氣流具有吸引作用，使其流速增大，因而增大了機翼上下的壓強差，即增大了升力。此外，襟翼放下后增大了翼型的彎度，同樣可提高升力。分裂襟翼一般可把最大升力系數Cymax提高75～85％。但臨界迎角稍有減小。
簡單襟翼
簡單襟翼的構造比較簡單，其形狀與副翼相似，平時閉合，形成機翼后緣的一部分，用時可放下。它主要靠增大翼型彎度來增大升力。由于它只有一種增升原理，所以增升效果不高。當它著陸偏轉50到60度時，大約只能使Cymax增大65～75％。
開縫襟翼
它是在簡單襟翼的基礎上改進的。其特點是，當它放下時，一方面能增大機翼翼型的彎度，另一方面它的前緣與機翼之間形成一個縫隙。下翼面的高壓氣流通過它，以高速流向上翼面，使上翼面附面層中的氣流速度增大，因而延緩了氣流分離，達到增升目的。所以它的增升效果也較好，一般可增大Cymax值約85～95％。
后退襟翼
后退襟翼有兩種型式，一種叫“ЦＡΓИ襟翼”（ЦＡΓИ是蘇聯中央流體動力研究院的縮寫），它的后退量不太多，機翼面積增大得不很大。另一種叫“富勒（Fowler）襟翼”，其后退量和面積增大量都比前者為多。增升效果更好。后退襟翼工作時，襟翼沿滑軌向后滑出增加機翼面積，同時向下偏轉一定的角度增大翼型彎度，并且在襟翼與機翼之間形成縫隙，具有與開縫襟翼類似的作用。因此后退襟翼的增升效果是很好的。ЦΑΓИ襟翼一般可使翼型的最大升力系數Cymax值增大110～115％，而富勒襟翼可使Cymax值增大110～140％。
前緣襟翼和“克魯格”襟翼??????????????
把襟翼的位置移到前緣，就成了前緣襟翼，當飛機在大迎角情況下，前緣襟翼向下偏轉，既可減小前緣與相對氣流之間的角度，使氣流能夠平滑地沿上翼面流過，避免發生局部氣流分離產生旋渦，同時也可增大翼型的彎度。前緣襟翼和襟翼配合使用可以進一步提高增升效果。?與前緣襟翼作用相同的還有一種“克魯格”（Krueger）襟翼。它一般位于機翼根部的前緣，象一塊板。它靠作動筒收放。打開時突出于機翼前緣，即可增大機翼面積，又可增大翼剖面彎度，所以具有很好的增升效果。???????????
附面層控制??????????????
?附面層控制系統的增升作用主要是用氣流吹除或用泵吸取機翼上的附面層。以防止氣流分離。這種增升裝置的增升作用，比一般的增升裝置要大得多，前緣縫翼和后緣襟翼可獲得的Cymax值一般為1.8到2。可是采用附面層控制系統，則Cymax值可增大到超過4。?英國高亞音速度強擊機“海盜”的附面層吹除裝置。它既從機翼前緣吹氣，也從后緣襟翼上吹氣。此外，在著陸時，機身尾部的阻力板打開，因此可大大提高起落性能，縮短起飛和著陸距離。飛機的水平尾翼前緣吹氣是為了提高升降舵的操縱效率。因為在使用了附面層吹除裝置后，飛機的起飛和著陸速度減小，加上機翼Cymax值的增大，使機翼下洗流增強，從而降低了平尾的效率。另外在副翼前也裝設了附面層吹除裝置。這是為了副翼下偏時，不出現氣流分離，提高副翼的操縱效率。??????????????
噴氣襟翼????????????
這是目前正在研究中的一種增升裝置。它的基本原理是：利用從渦輪噴氣發動機引出的壓縮空氣或燃氣流，通過機翼后緣的縫隙沿整個翼展向后下方以高速噴出形成一片噴氣“幕”，從而起襟翼的增升作用。噴氣襟翼一方面改變了機翼周圍的流場，增加了上下壓力差，另一方面噴氣的反作用力垂直方向上的分力也使機翼升力大大增加。所以噴氣襟翼的增升效果極大。據試驗，Cymax值可增大到12.4，約為一般附面層控制系統增升效果的2到3倍。在空氣動力學中有一種叫顫振的現象，它是機翼在飛行中的有害振動。飛機飛得太快時，這種顫振往往會造成翼折人亡的事故。但自然界中的生物在千百萬年的進化過程中，翅痣早就發展了一種對抗顫振的措施。在差翅亞目翅膀末端前緣有發暗的色素斑―翅痣。如果把它們切除，蜻蜓飛起來就會蕩來蕩去。翅痣就是蜻蜓對抗顫振的裝置。現代飛機在機翼翼尖的前緣常常裝有配重，這是用來消除顫振的措施。
幾何參數
翼展：翼展是指機翼左右翼尖之間的長度一般用l表示。
弦長：翼弦是指機翼沿機身方向的弦長。除了矩形機翼外機翼不同地方的翼弦是不一樣的有翼根弦長b0、翼尖弦長b1。一般常用的弦長參數為平均幾何弦長bav其計算方法為：bav＝（b0＋b1）/2。
展弦比：翼展l和平均幾何弦長bav的比值叫做展弦比用λ表示其計算公式可表示為：λ＝l/bav。同時展弦比也可以表示為翼展的平方與機翼面積的比值。展弦比越大機翼的升力系數越大但阻力也增大因此高速飛機一般采用小展弦比的機翼。
后掠角：后掠角是指機翼與機身軸線的垂線之間的夾角。后掠角又包括前緣后掠角（機翼前緣與機身軸線的垂線之間的夾角一般用χ0表示）、后緣后掠角（機翼后緣與機身軸線的垂線之間的夾角一般用χ1表示）及1/4弦線后掠角（機翼1/4弦線與機身軸線的垂線之間的夾角一般用χ0.25表示）。如果飛機的機翼向前掠則后掠角就為負值變成了前掠角。
根梢比：根梢比是翼根弦長b0與翼尖弦長b1的比值一般用η表示η＝b0/b1。
相對厚度：相對厚度是機翼翼型的最大厚度與翼弦b的比值。
安裝角度：機翼在安裝時還可能帶有上反角或者下反角。
翼面積：翼面積是機翼俯仰投影面積，是描述機翼外形的主要幾何參數之一。
分類
數量
早期的飛機設計者愿意把機翼的面積做的盡量大一些。因為機翼越大產生的升力也就越大。但當時受制造機翼材料的強度的制約它不可能被做的太大。于是為了增大機翼的面積設計師們就造出了多層機翼的飛機有二層的、三層的甚至還有四層的它們被稱為雙翼機、三翼機等等。
雙翼機
在飛機剛剛出現的頭二十幾年中是雙翼機獨占頭的時期。由于當時的飛行理論很落后飛行中所要解決的主要矛盾是獲得足夠的升力。要獲得較大的升力在當時有兩種辦法：一種方法是增大機翼的展弦比但這會使機翼的強度變弱；另一種方法就是增加機翼面積但同時也會增加結構的重量。因此為了取得折衷當時的飛機大多數都設計成為上下兩個翼面萊特兄弟的第一架飛機“飛鳥一號”就是雙翼機。
多翼機
為了進一步獲得較大的升力有的設計師為飛機增加了更多的翼面可以將三副機翼以上的飛機統稱為多翼機。一般說來多翼機中以三翼機最為常見如第一次世界大戰中德國著名的戰斗機福克DR.1就是三翼機。
單翼機
隨著飛行理論和空氣動力學的發展以及各種高強度材料的采用人們已經不滿足于設計僅僅能飛的飛機而是希望飛機有更好的飛行性能能夠飛得更高更快。較多的翼面雖然能夠提供較大的升力然而隨著飛行速度的急劇提高這種上下幾層翼面結構的機翼產生的氣動阻力卻是致命的大大妨礙了飛行性能的進一步提高。因此外形簡單“干凈”的單翼機就逐漸取代了雙翼機的統治地位。現代飛機無論是軍用飛機還是客機基本上都是單翼機只有少數低速飛機仍然采用雙層機翼結構而多翼機則已經被淘汰。
部位
根據單翼機的機翼與機身的連接位置可分為下單翼、中單翼、上單翼和傘式上單翼(即機翼在機身的上方由一組撐桿將機翼和機身連接在一起)。上單翼的飛機例如運-7是指把機翼裝在機身上方的飛機。對乘客來說這種飛機的優點是不論你坐在艙內什么位置上都可以通過舷窗飽覽下面的風光不受機翼的阻擋機身距地面高度小上下方便。但對維修人員來說這種飛機的發動機裝在機翼上離地面較高維修時很不方便。對飛機設計人員來說飛機的起落架不好安排有許多麻煩但即使如此在民航飛機中上單翼飛機數量上還是較多的。中單翼是指將機翼安裝在機身中部從理論上說這種形式的飛機所受到的飛行阻力最小但是它的翼梁要從機身中間穿過客艙會被一分為二考慮到乘客肯定不會喜歡它所以在民航運輸飛機中基本沒有中單翼飛機通常用于空軍的戰斗機上。下單翼飛機的機翼安裝在機身下起落架容易安排發動機等設備維修時也方便這些優點抵消了機身高、乘客視野不佳等缺點樂于為飛機制造廠家采用。民航系統現在運行的大型民航飛機幾乎都是下單翼飛機例如波音公司系列及空中客車公司系列等。
前后位置
根據機翼在機身的前后位置及作用可分為主機翼、尾翼（平尾和垂尾或傾斜尾翼）、前翼{又稱鴨翼}。而根據主機翼與機身的角度不同來劃分又有前掠翼、后掠翼和可變后掠翼。
尾翼是安裝在飛機后部的起穩定和操縱作用的裝置。尾翼一般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它在飛機上主要起方向安定和方向操縱的作用。垂直尾翼簡稱垂尾或立尾。根據垂尾的數目飛機可分為單垂尾、雙垂尾、三垂尾和四垂尾飛機。
現在雙垂尾布局的戰斗機有些采用V形布局例如美國的F-22戰斗機F—22。水平尾翼由固定的水平安定面和可動的升降舵組成它在飛機土主要起縱向安定和俯仰操縱的作用。水平尾翼可簡稱平尾。有的飛機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翼面均可偏轉。
有一種特殊的V字形尾翼它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翼之后。但也有的飛機把“水平尾翼”放在機翼之前這種飛機稱為鴨式飛機。此時將前置“水平尾翼”稱之為“前翼”或“鴨翼”。沒有水平尾翼(甚至沒有垂直尾翼)的飛機稱為無尾飛機。這種飛機的俯仰操縱、方向操縱、滾轉操縱均由機翼后緣的活動翼面或發動機的推力向量噴管控制。
平面形狀
飛機的機翼（單翼機）按俯視平面形狀可分為平直翼、橢圓形機翼、梯形翼、三角翼飛機、后掠翼、可變后掠翼、前掠翼等類型（本文不介紹氣動布局單說機翼）。
平直翼
平直翼是指無明顯后掠角（后掠角小于20度）的機翼包括矩形、梯形或半橢圓形的機翼。特點是制作工藝簡單低速性能好常用在亞音速飛機上。
梯形翼
梯形翼是機翼的平面形狀為梯形的一種機翼。梯形翼不靠后掠角減阻升力較好但最終效果不一定優于后掠翼或者三角翼使用較少。
橢圓翼
橢圓形翼的升力分布比較均勻相比其他翼形阻力很小但制作難度高現在已少見。橢圓形翼和梯形翼本質上和平直翼算一個類型。
三角翼
三角翼是飛機機翼平面形狀的一種由于其形狀形似三角形而得名。三角翼具有超音速飛行時阻力小、結構強度高、跨音速時機翼重心向后移動量小的三大優點因此被廣泛應用于以高速飛機。
三角翼機翼的造型比較多有純三角翼、曲線三角翼（S型前緣三角翼）、雙三角翼等如果結合氣動布局其細分種類將更多比如鴨翼。
雙三角翼是上世紀五六十年代開始出現的技術瑞典的J 35戰斗機最先應用。后掠角達到80度的內段機翼采用大厚度翼身融合設計為容納燃油和主起落架提供了寬敞的空間外翼段為薄翼型的小型三角翼飛機前緣后掠角57度外翼段這樣的設計有利于改善戰機的低速性能和縮短起降距離同時保留高速飛行時的低阻特性。但雙三角翼的設計提高了渦升力增強了飛機的機動性但也損失了一定的高速性能雙三角翼設計的飛機已經很少了。另外在一定程度上雙三角翼和邊條翼很類似或者說邊條翼可以視為擁有超大內段后掠角的雙三角翼很多高機動性戰斗機都采用了邊條翼的設計。
邊條翼
在中等后掠角（后掠角25度～45度左右）的機翼根部前緣處加裝一后掠角很大的細長翼（后掠角65度～85度）所形成的復合機翼稱為邊條翼。邊條翼有機身邊條和機翼邊條兩種。機身邊條位于機身左右兩側寬度相等；機翼邊條位于機翼機身結合處為近似三角形的小翼面。可減少阻力改善操縱性。用于高機動性戰機。
后掠翼
后掠翼是指前緣和后緣均向后掠的機翼。能夠減小飛機飛行時的阻力更適用于高速飛行。可變后掠翼飛機是指飛機在飛行過程中可以改變機翼的后掠角。靈活性高可以適合低速飛行和高速飛行但結構復雜限制條件多故障率高。
后掠角大的機翼所受的阻力小升力也小。因此后掠翼不適用于速度低的飛機飛行速度越大的飛機其機翼的后掠角就越大。中國國產運-7或神舟飛船60型飛機飛行速度僅為450千米／小時它們不需要后掠翼；而像飛行速度在850千米／小時左右的波音737和波音757飛機它們的后掠角為25度；波音747飛行速度在900千米／小時左右其后掠角增到37.5度；英法海底隧道合建的飛行最快的民航機——協和號飛機它使用的是三角形的機翼三角形前段后掠角達到70度后段也達到57度之多。
前掠翼
與后掠翼相反前掠翼這種機翼的外形特點是其前緣和后緣均向前掠即掠角為銳角。特點是低速性能好可用升力大機翼的氣動效率高缺點是機翼容易彎曲變形。
參考資料 >
【科普】飛機的各部位名稱.微信公眾平臺.2024-05-17
【航空百科】飛機機翼的分類.微信公眾平臺.2024-05-17
中國科普博覽_航空博物館.中國科普博覽.2024-06-03
機翼的構造.中國科普博覽.2024-06-03
增升裝置.中國科普博覽.2024-05-29
帶您認識形形色色的飛機機翼.微信公眾平臺.2024-05-17
【科普知識】飛機的機翼到底有多強韌?.澎湃新聞.2024-05-17
機翼.南京航空航天大學.2024-06-05
機翼的幾何參數.中國科普博覽.2024-06-03
千姿百態的機翼.中國民用航空局.2024-05-17
機翼的數量分類.中國科普博覽.2024-06-03
戰斗機機翼，都有哪些造型？.百家號.2024-05-17