机翼
机翼（英文：Wing）是飞机的一个重要部件，安装在机身上。机翼主要作用是产生升力，为飞机提供良好的稳定性与操纵性；此外可以在机翼内部设置弹药仓和油箱还可以收藏起落架。
飞机诞生初期，翼型是小嘲鸫的翅膀弯曲形状设计的。俄罗斯的儒科夫斯基(NE Joukowski)第一次运用保角弯换的方法设计出理论翼。1910年，俄罗斯学者查普雷金(S A Chapligin)提出开缝襟翼原理，英国的汉德莱·佩奇(H Page)和德国的拉赫曼(G V Lachmann)进行了实验和实用化发展。1924年德国的门克(M M Munk)首次提出薄翼理论，1931年，英国的富勒(J E Fowler)提出富勒襟翼；1939年，德国的路德维希(H Ludwig) 通过实验证实了后掠翼的功效。由于后掠翼对提高临界马赫数有重要价值，1939年9月6日，德国批准“跨音速飞机”的专利。1943年，德国的米切尔·克鲁格(W Krueger)提出克鲁格襟翼。1951年6月20日，贝尔系统研制的世界第一架可变后掠翼试验机X-5进行了首次飞行。1960年，英国的皮尔赛(H H Pearcer)提出了“尖峰”翼和超临界翼型，并广泛用于大型民航飞机。随着航空和电子技术的进步，军用飞机开始应用鸭翼、边条翼等新的机翼形态。
历史沿革
机翼是各种固定翼航空器最重要的气动部件。在飞机诞生以前不同机翼平面形状和翼型的升力特性就是航空先驱者研究的重点。
翼型的发展和演变
翼型对机翼升阻比特性有重要影响。在飞机诞生初期，翼型是模仿鸟的翅膀弯曲形状设计的。莱特兄弟(Wright Brothers)、阿尔贝托·杜蒙(Santos-Dumont)的第一架飞机都是如此。根据鸟翼截面的形状设计并经试验确定的翼型虽有较大的升力，但阻力也很大因而升阻比较低。俄罗斯的儒科夫斯基(NE Joukowski)第一次运用保角弯换的方法设计出理论翼。1924年德国的门克(M M Munk)首次提出薄翼理论。哥廷根大学利用儒科夫斯基理论翼型和薄翼理论。在大量试验基础上设计出了哥廷根市225和387翼型。20年代初美国兰利实验室(Langley Lab)设计出克拉克-Y翼型。英国、德国、苏联都进行了系统的翼型发展。美国航空咨询委员会(NACA)发展的NACA翼型系列影响最大。NACA系列翼型分成四位数字翼型、五位数字翼型、1系翼型、2～5系翼型、6系翼型和7系翼型。它们还有大量的修改型。层流翼型是翼型发展的重要里程碑。
从30年代末开始一批空气动力学家在理论和试验研究基础上提出了层流翼型设计方法。层流翼型与普通翼型相比其最大厚度位置更靠后缘前缘半径较小上表面比较平坦能使翼表面尽可能保持层流流动从而可减少阻力提高临界马赫。层流翼型概念得到各国科学家的高度重视。美国航空咨询委员会在40年代中期发布了新的翼型族1系~7系翼型其中6系层流翼型最为成功在高速飞机上得到广泛应用。层流翼型的设计方法有重大改进它是按所希望的压力分布形态设计以获得较宽的层流范围。NACA6系层流翼型的基本厚度分布是按所要求的阻力、临界马赫数和最大升力特性导出的中弧线是按预定的载荷分布设计的。其设计思想是尽量使翼型上的最低压力点向后靠以加长顺压梯度段长度努力保持其边界层为层流以达到降低翼型总阻力为目的。NACA6和改进的NACA6A系层流翼型后来广泛用于高亚速飞机和超音速飞机上。
从60年代开始兴起了所谓跨音速无激波翼型的研究经过种种努力证实了超临界情况下无激波翼型的存在并导致了几种无激波翼型设计。一是1962年由英国的皮尔赛(H H Pearcer)提出的“尖峰”翼型。这种翼型上表面平坦后缘处有反凹上表面压力在前缘处有一尖峰分布。这个尖峰的存在使气流急剧膨胀产生超音速区形成的纵波不会形成激波。另一种是1967年惠特科姆(R T Whitcomb)提出的超临界翼型。与普通翼型相比超临界翼型的特点是前缘钝圆上表面平坦，下表面在后缘处有反凹且后缘较薄并向下弯曲。1969年美国的科恩(Korn)运用理论方法设计出了超临界翼型。超临界翼型比“尖峰”翼型有更大的超音速区在巡航状态下上表面大部分区域为超音速区。“尖峰”翼和超临界翼型已广泛用于大型民航机上。
机翼增升装置
襟翼概念最早是凯利(G Cayley)提出的。第一次世界大战前由于飞机速度的提高要求飞机在低速时亦能产生足够的升力于是有人开始了简单的后缘襟翼的试验探索。1913年~1914年间英国国家物理实验室实验了用简单襟翼产生的升力效果发现一定的偏转角时襟翼可提高升力系数30%左右。简单襟翼出现后不久很快又出现了开裂式襟翼。开裂式襟翼在放开时一方面可使翼型变弯一方面开裂的襟翼和机翼后缘之间会形成低压区两方面的效果都是增加了升力。开裂式襟翼能在一定程度上延迟气流分离。通常开裂式襟翼可使升力系数提高75~85%。
简单襟翼和开裂式襟翼的原理比较简单、直观技术上的问题也不复杂因此在30年代前曾广泛使用。在襟翼发展史上有重大革新意义的是开缝襟翼原理早在1910年就由俄罗斯学者查普雷金(S A Chapligin)提出过，而实验和实用化发展则应归功于英国的汉德莱·佩奇(H Page)和德国的拉赫曼(G V Lachmann)。
英国的富勒(J E Fowler)于1931年提出富勒襟翼，德国的克鲁格(W Krueger)于1943年提出克鲁格襟翼。它们在放下时可大大增加机翼面积从而提高了升力系数。富勒襟翼是在机翼后缘下半部分安装的活动翼面平时紧贴在机翼下表面上。增升效果非常明显升力系数的提高最大可达85%～95%；个别大面积富勒襟翼的升力系数可提高到110%~140%。富勒襟翼在大、中型飞机上采用较多可大大改善起降性能。
翼面形状的演变
低速飞机的机翼形状以平直形和梯形为主。随着飞机速度的提高，空气可压缩效应愈来愈明显。飞机在以音速飞行时会产生激波。提高临界马赫，推迟激波出现的有效方法是采用后掠机翼。德国的布斯曼(A Busemann) 于1935年在沃尔塔会议上首次提出完整的后掠翼思想。德国的贝茨(A Betz)不久也阐述了这一思想。1939年，德国的路德维希(H Ludwig) 通过实验证实了后掠翼的功效。由于后掠翼对提高临界马赫数有重要价值，德国于1939年9月6日批准“跨音速飞机”的专利。在战争年代，德国几家飞机公司同有关单位合作，进行了后掠翼飞机的研制和试验工作。研究和试验表明，后掠翼能提高临界马赫，推迟激波的产生。它对于削弱激波强度，降低波阻大小也有很大作用。
后掠翼的采用诞生了第一代实用超音速飞机。后掠翼能够降低波阻，使作战飞机实现超音速。后掠翼以及它的变种三角翼和飞翼布局对高速飞机产生的效益十分显著，使作战飞机的最大速度提高很快。后掠翼带来的一大问题是低速飞行升阻比较低，低速性能较差，起飞和着陆的距离很长。
法国的布雷里奥(L Bleriot)1911年曾提出可变面积机翼的设想。1930年德国人按照可变机翼面积思想研制过一架机翼可沿展向伸缩的飞机。1942年德国的李比希(LLippisch)提出了变后掠翼设计思想并获得专利权。同一年德国的霍尔斯特(E vonHolst)试制成功装有变后掠装置的模型飞机。
1951年6月20日贝尔系统研制的世界第一架可变后掠翼试验机X-5进行了首次飞行。7月27日在其第5次试飞中首次成功地完成了机翼后掠偏转。美国航空咨询委员会进行了大量变后掠的试飞试验得到的成果被许多机种所采用。此后美国海军的XF-10F变后掠翼飞机投入了试验。试飞表明采用变后掠翼可增加航程35%起飞和着陆速度可降低20%。通用动力借鉴这些技术成果研制出世界第一种实用变后掠翼战斗/强击机F-111战斗轰炸机。它于1964年12月21日首次试飞，1965年1月6日F-111在试飞时实现了机翼后掠角的全范围偏转。
变后掠翼的采用使F-111起飞着陆升阻比提高了具有良好的低速性能。变后掠翼飞机低速性能好这一优势使之非常适于作舰载机。美国1970年研制成功的F-14重型舰载战斗机就采用了可变后掠翼。苏联的米格-23战斗机、米格-27攻击机、苏-17攻击机、苏20、苏22系列、苏24战斗机欧洲合作的狂风战斗机也都采用了可变后掠翼技术。由于变后掠翼飞机可大大缩短飞机的起降距离大型飞机也可以采用这项技术。美国研制的B-1A超音速战略轰炸机(1974年)就是代表。
大型民航机要求有较高的巡航升阻比单独提高机翼展弦比会大大增加机翼重量采用可变后掠翼又使结构变得非常复杂。美国的惠特科姆于1976年首次提出翼梢大空翼的概念解决了这一问题。冀梢小翼是安装在机翼尖稍部的直立或斜置小翼面。它的运用相当于在结构重量和复杂性几乎不变的情况下增加了机翼展弦比。翼桶小翼能降低阻力提高升阻比。改善稳定性。据估计翼梢小翼能减小诱导阻力达20~35%相当于升阻比提高了7%效果十分明显。翼梢小翼最初用于小型飞机上。试验表明大型高亚音速飞机使用翼梢小翼或效也十分明显。“空中客车公司”A310-200系列、A320系列、A330/340系列和苏联的伊尔-96美国的MD-11客机和渡音-747-400都加装了翼梢小翼。翼梢小翼能改善民航机的经济性。被认为是现代大型高亚音速客机的标准部件。
涡升力机翼探索
50年代小型战斗机已达到两倍音速。人们在探索研制大型超音速飞机如超音速客机过程中遇到了的所未有的困难。1954年。英国皇家飞机研究院探索设计两倍音速客机。航程达到中远程至少能从欧洲大陆飞越大西洋到达纽约。在这个目标指导下提出的多种设计方案都无法满足预定的性能指标要求。其中最大的问题是：在超音速、载重、航程等指标下采用各种机翼方案都达不到起飞阶段所要求的高升阻比。
在超音速客机研制过程中。涡动力学初步建立。英国人马斯克尔(EC Maske1l)、德国人屈西曼(0 ktecheaarn)等人的研究表明脱体涡能产生极大的涡升力。这一新进展与超音速客机的要求相结合。设计出了“协和”式习机的细长S形机翼。它在超音速巡航时最大升阻比为7.4。低速时最大升阻比高达11.6。它的气动力特性与后掠翼飞机显著不同细长机翼在低速时升阻比比巡航时要大得多，升力的63%是由前缘脱体涡产生的非线性升力。它的机翼几何形状有效地利用了脱体涡升力因而满足了起飞、巡航等不同阶段的要求，并且具有较大的辑重量和航程。
机翼涡升力的成功运用60年代末到70年代初人们又在探案它的新用途从而产生了几种新的飞机设计技术包括边条翼、鸭翼等。它们的主要用途是大大地提高战斗的机动性改善战斗机的飞行品质，以及改善过失速特性。
边条翼所起的作用正象协和式客机的尖前缘一样。它在一定的迎角下即开始出现气流分离。形成很强的脱体涡拖向主翼面上方从而可产生脱体涡升力。对战斗机来说。边条翼的采用能大大地改善飞机性能克服了常规后掠翼、变后掠翼飞机的不足。自60年代末开始美国通过系统研究逐步使边条翼设计得以成熟。第一架成功地采用边条翼并结合主动控制技术的是F-16战斗机大大提高了各方面性能。美国的F/A-18战斗机苏联的米格-29和苏-27以及美国F-22战斗机F-22都采用了边条翼大大提高了机动性。
鸭式机翼也是利用脱体涡特性改善战斗机机动性和低速品质的成功技术。超音速飞机采用小展弦比、大后掠角的鸭翼。可以产生脱体涡形成对主翼的有利气动干扰提供脱体涡附加升力提高低速下升力系数。60年代瑞典研制的萨怕-35战斗机和美国研制的B-70轰炸机率先采用了鸭式布局。70年代后许多国家都在探索鸭式飞机的研究和设计。瑞典自萨伯-35以来设计的萨伯-37萨伯-39法国的幻影4000以色列的“狮”式都采用了鸭式布局。新一代战斗机如法国的阵风战斗机、台风战斗机也都采用了这一布局。
工作原理
机翼产生升力的原理涉及复杂的物理探索过程。通过观察可以发现机翼上表面空气的流动速度比下表面更快，由伯努利定律可以得出机翼上下表面产生了压力差，也就是升力。而其深层次原因是由于空气具有一定的黏性，会在机翼附近形成极薄的附面层。附面层随着机翼运动产生涡量，进而产生整体环量并因此产生了升力。
基本构造
结构形式
布质蒙皮结构
布质蒙皮结构形式比较简单成本较低在飞机发展的初期技术水平低下的情况用在早期小型低速飞机上基本上能适应当时的要求。但这种结构形式的空气动力学性能不佳结构的抗扭刚度较差完全不能适应大型高速飞机对结构的要求所以现代飞机基本上都已不采用这种结构形式。
金属蒙皮结构
现代飞机广泛采用了金属蒙皮结构形式它包括沿展向伸展的纵向构件——梁和榆条沿弦向安置的构件~─翼肋和包裹在上述构件之外的金属蒙皮这些构件形成了封闭形承力结构金属蒙皮不但承受局部空气动力而且能承受机翼的扭矩和弯矩然而机翼的具体构造不同蒙皮参与承受弯矩的程度也有所不同。这样金属蒙皮的机翼结构又可以分为梁式和单块式两大类。
整体壁板式机翼
整体壁板式机翼是将蒙皮与纵向骨架、横向骨架合并成上下两块整体壁板然后用铆接或螺接连接起来。上下壁板一般是用整体材料用锻造或化学加工等方法制造而成的。这种机翼的特点是强度大刚性好、接缝少表面光滑、气动外形好、零件少、装配容易。这种形式对使用机翼整体油箱有利它能有效地利用机翼内部空间。整体壁板结构除了用金属材料外也很适合于用复合材料制造。
夹层式机翼
夹层式机翼主要是以夹层璧板做蒙皮甚至纵墙和翼肋也是用夹层材料制造夹层壁板依靠内外层面板承受载荷很轻的夹芯对它们起支持作用。与同样质量的单层蒙皮相比夹芯蒙皮的强度大刚度大能承受较大的局部气动载荷并有良好的气动外形。上下面板可用金属材料也可用复合材料制造。内部一般采用蜂窝夹层或泡沫塑料夹层夹层材料中充满空气和绝热材料可以起到良好的隔热作用能较好地保护其内部设备。为蜂窝夹层机翼的构造它的纵墙和翼肋都是用蜂窝夹芯板制成。当翼面高度较小时可采用全高度填充的实心夹层结构。泡沫实心夹层机翼构造的受力构件少构造简单通常用在较小的机翼、尾翼或舵面等部件上。
承力结构
由于飞机是在空中飞行并且速度十分高这就要求飞机上的每一个部件都要有很好的强度和刚度才能够承受巨大的气动载荷保证飞机的飞行安全。机翼的基本受力构件包括纵向骨架、横向骨架、蒙皮和接头。其中接头的作用是将机翼上的载荷传递到机身上而有些飞机整个就是一个大的飞翼（如美国的B-2轰炸机）则根本就没有接头。以下是典型的梁式机翼的结构。
纵向骨架
机翼的纵向骨架由翼梁、纵樯和桁条等组成所谓纵向是指沿翼展方向它们都是沿翼展方向布置的。翼梁是最主要的纵向构件它承受全部或大部分弯矩和剪力。
翼梁一般由凸缘、腹板和支柱构成。凸缘通常由锻造铝合金或高强度合金钢制成腹板用硬铝合金板材制成与上下凸缘用螺钉或铆钉相连接。凸缘和腹板组成工字型梁承受由外载荷转化而成的弯矩和剪力。
纵樯与翼梁十分相像二者的区别在于纵樯的凸缘很弱并且不与机身相连其长度有时仅为翼展的一部分。纵樯通常布置在机翼的前后缘部分与上下蒙皮相连形成封闭盒段承受扭矩。靠后缘的纵樯还可以悬挂襟翼和副翼。桁条是用铝合金挤压或板材弯制而成铆接在蒙皮内表面支持蒙皮以提高其承载能力并共同将气动力分布载荷传给翼肋。
翼梁
现代飞机的机翼一般都采用腹板式翼梁它由椽条和腹板等组成。主要功用是承受弯矩和剪力。椽条用硬铝或合金钢的厚度型材制成截面形状都为“T”形或“┌"形。腹板用硬铝板制成上面有时还铆接一些支柱以增强其抗剪稳定性和便于连接翼肋。为了减小机翼结构质量梁的椽条和腹板的截面积一般都是沿展向逐渐变小。有些现代高速飞机的机翼采用了整体式翼梁它用高强度合金锻制或铣切而成。它的刚度较大又省去了椽条和腹板的连接件所以质量也较小。
纵墙
纵墙相当于椽条很弱的翼梁甚至没有椽条仅有腹板。纵墙能承受剪力并可和蒙皮组成合围框承受扭矩但不能承受弯矩。
桁条
杨条的主要作用是支撑蒙皮防止它在承受局部空气动力学时产生过大的局部变形并与蒙皮一起把空气动力传给翼肋；提高蒙皮的抗剪和抗压稳定性使它能更好地承受机翼的扭矩和弯矩；在单块式机翼中彬条越强它可与蒙皮一起承受由弯矩引起的轴向力。
横向骨架
机翼的横向骨架主要是指翼肋而翼肋又包括普通翼肋和加强翼肋横向是指垂直于翼展的方向它们的安装方向一般都垂直于机翼前缘。普通翼肋的作用是将纵向骨架和蒙皮连成一体把由蒙皮和桁条传来的空气动力载荷传递给翼梁并保持翼剖面的形状。加强翼肋就是承受有集中载荷的翼肋。
翼肋
翼肋分为普通翼肋和加强翼肋。普通翼肋的作用是保持规定的翼型；把蒙皮和析条传来的局部空气动力学传递给翼梁腹板；把空气动力形成的扭矩传给蒙皮合围框支撑蒙皮.榆条、翼梁腹板提高它们的稳定性。普通翼肋通常用硬铝板制成。加强翼肋除了有上述作用外还要承受和传递较大的集中载荷在机翼上开口边缘的加强翼肋则可把扭矩转变为集中力(偶)传给翼梁。加强翼肋的构造往往是根据所承受的集中载荷的情况面定。
蒙皮
蒙皮是包围在机翼骨架外的维形构件用粘接剂或铆钉固定于骨架上形成机翼的气动力外形。蒙皮除了形成和维持机翼的气动外形之外还能够承受局部气动力。早期低速飞机的蒙皮是布质的而如今飞机的蒙皮多是用硬铝板材制成的金属蒙皮。
接头
接头的主要作用是连接机翼与机身将机翼上的力传递到机身隔框上；对于大型分段机翼还用来连接各段机翼。接头分为固接的和饺接的。翼梁与机身连接的接头是固接的它既不可移动也不可转动所以既能传递剪力也能传递弯矩；纵墙和机身连接的接头是饺接的它不可移动但可以转动所以只能传递剪力不能传递弯矩。在飞机的发展过程中机翼的结构也不断地得到改进。随着飞行速度、飞行高度的不断提高对机翼的空气动力学性能、结构的强度﹑刚度等方面都提出了更高的要求为了适应这些要求机翼从布质蒙皮的结构形式发展成为金属蒙皮的结构形式。而现在有些新型。
附属装置
副翼
副翼是指安装在机翼翼梢后缘外侧的一小块狭长的可动翼面。为飞机的主操作舵面副翼的作用是使飞机产生翻滚的动作进而实现水平方向上的转弯当飞行员向左压驾驶盘时左边副翼上偏右边副翼下偏飞机向左滚转；反之向右压驾驶盘右副翼上偏左副翼下偏飞机向右滚转。
翼梢小翼
在飞机高速飞行时机翼的末端会形成涡流进而产生飞行阻力降低机翼升力在认识到这些问题之后翼梢小翼随后于上世纪80年代诞生。翼梢小翼有单上小翼、上下小翼等多种形式的翼梢小翼其中单上小翼由于结构简单而使用较多。翼稍小翼亦能产生升力其对机翼升力方向的分量即提供给飞机升力分量。翼梢小翼的设计受诸多因素的制约翼梢小翼参数的确定就是其中之一。主要包括小翼的翼展(即高度)、展弦比、安装角、扭转角等等。其优点在于增大机翼有效展弦比、与机翼产生的涡流相互对抗抵消达到减少诱导阻力的目的。
前缘缝翼
在飞机增大迎角或是放下襟翼的时候随之而来的就是高速气流会在上表面接近机翼后缘部分产生分离造成不规则涡流的产生这个涡流会导致升力的下降。这时候我们就需要前缘缝翼的帮助了。前缘缝翼是安装在机翼前缘的一段或者几段狭长小翼它的主要作用就是将机翼下表面的气流引导到上表面吹散因增大迎角或打开襟翼而在机翼后缘产生的涡流保证机翼能提供足够的升力使飞机不容易失速。因此前缘襟翼一般配合着襟翼一块儿打开。在前缘缝翼闭合时(即相当于没有安装前缘缝翼)随着迎角的增大机翼上表面的分离区逐渐向前移当迎角增大到临界迎角时机翼的升力系数急剧下降飞机容易失速。当前缘缝翼打开时它与机翼前缘表面形成一道缝隙下翼面压强较高的气流通过这道缝隙得到加速而流向上翼面增大了上翼面附面层中气流的速度降低了压强消除了这里的分离旋涡从而延缓了气流分离避免了大迎角下的失速使得升力系数提高。
襟翼
襟翼的种类很多，常用的有：分裂襟翼、简单襟翼、开缝襟翼和后退襟翼等，襟翼是安装在机翼后缘靠近机身的翼面可以绕轴向后下方偏转。所有襟翼的共同特点是，它们都位于机翼后缘，靠近机身，在副翼的内侧。襟翼的主要作用简单来概括：一是提高失速迎角使飞机更不容易失速二是使飞机获得更大的升力。襟翼一般在起飞和降落等低速的情况下才会放下使用。如果在高速巡航阶段强行放下襟翼只会增加飞行阻力和飞机的油耗甚至还会对飞机结构造成损伤。当飞机起飞时襟翼以较小的角度打开主要起到增加升力的作用可以缩短飞机在地面的滑跑距离；当飞机在降落时襟翼以较大的角度打开甚至全开可以使飞机的升力和阻力同时增大还可以增加失速迎角以利于降低着陆速度使飞机不容易失速缩短滑跑距离。襟翼放下既可增大升力，同时也增大了阻力。所以多用于着陆。这时襟翼放下到最大角度（约50到60度）。有时也用于起飞，但放下角度较小（约15到20度），以减小阻力，避免影响飞机起飞滑跑时的加速。
分裂襟翼
这种襟翼本身象块薄板，紧贴于机翼后边缘并形成机翼的一部分，使用时放下，在后缘与机翼之间形成一个低压区，对机翼上表面的气流具有吸引作用，使其流速增大，因而增大了机翼上下的压强差，即增大了升力。此外，襟翼放下后增大了翼型的弯度，同样可提高升力。分裂襟翼一般可把最大升力系数Cymax提高75～85％。但临界迎角稍有减小。
简单襟翼
简单襟翼的构造比较简单，其形状与副翼相似，平时闭合，形成机翼后缘的一部分，用时可放下。它主要靠增大翼型弯度来增大升力。由于它只有一种增升原理，所以增升效果不高。当它着陆偏转50到60度时，大约只能使Cymax增大65～75％。
开缝襟翼
它是在简单襟翼的基础上改进的。其特点是，当它放下时，一方面能增大机翼翼型的弯度，另一方面它的前缘与机翼之间形成一个缝隙。下翼面的高压气流通过它，以高速流向上翼面，使上翼面附面层中的气流速度增大，因而延缓了气流分离，达到增升目的。所以它的增升效果也较好，一般可增大Cymax值约85～95％。
后退襟翼
后退襟翼有两种型式，一种叫“ЦＡΓИ襟翼”（ЦＡΓИ是苏联中央流体动力研究院的缩写），它的后退量不太多，机翼面积增大得不很大。另一种叫“富勒（Fowler）襟翼”，其后退量和面积增大量都比前者为多。增升效果更好。后退襟翼工作时，襟翼沿滑轨向后滑出增加机翼面积，同时向下偏转一定的角度增大翼型弯度，并且在襟翼与机翼之间形成缝隙，具有与开缝襟翼类似的作用。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数Cymax值增大110～115％，而富勒襟翼可使Cymax值增大110～140％。
前缘襟翼和“克鲁格”襟翼
把襟翼的位置移到前缘，就成了前缘襟翼，当飞机在大迎角情况下，前缘襟翼向下偏转，既可减小前缘与相对气流之间的角度，使气流能够平滑地沿上翼面流过，避免发生局部气流分离产生旋涡，同时也可增大翼型的弯度。前缘襟翼和襟翼配合使用可以进一步提高增升效果。 与前缘襟翼作用相同的还有一种“克鲁格”（Krueger）襟翼。它一般位于机翼根部的前缘，象一块板。它靠作动筒收放。打开时突出于机翼前缘，即可增大机翼面积，又可增大翼剖面弯度，所以具有很好的增升效果。
附面层控制
附面层控制系统的增升作用主要是用气流吹除或用泵吸取机翼上的附面层。以防止气流分离。这种增升装置的增升作用，比一般的增升装置要大得多，前缘缝翼和后缘襟翼可获得的Cymax值一般为1.8到2。可是采用附面层控制系统，则Cymax值可增大到超过4。 英国高亚音速度强击机“海盗”的附面层吹除装置。它既从机翼前缘吹气，也从后缘襟翼上吹气。此外，在着陆时，机身尾部的阻力板打开，因此可大大提高起落性能，缩短起飞和着陆距离。飞机的水平尾翼前缘吹气是为了提高升降舵的操纵效率。因为在使用了附面层吹除装置后，飞机的起飞和着陆速度减小，加上机翼Cymax值的增大，使机翼下洗流增强，从而降低了平尾的效率。另外在副翼前也装设了附面层吹除装置。这是为了副翼下偏时，不出现气流分离，提高副翼的操纵效率。
喷气襟翼
这是目前正在研究中的一种增升装置。它的基本原理是：利用从涡轮喷气发动机引出的压缩空气或燃气流，通过机翼后缘的缝隙沿整个翼展向后下方以高速喷出形成一片喷气“幕”，从而起襟翼的增升作用。喷气襟翼一方面改变了机翼周围的流场，增加了上下压力差，另一方面喷气的反作用力垂直方向上的分力也使机翼升力大大增加。所以喷气襟翼的增升效果极大。据试验，Cymax值可增大到12.4，约为一般附面层控制系统增升效果的2到3倍。在空气动力学中有一种叫颤振的现象，它是机翼在飞行中的有害振动。飞机飞得太快时，这种颤振往往会造成翼折人亡的事故。但自然界中的生物在千百万年的进化过程中，翅痣早就发展了一种对抗颤振的措施。在差翅亚目翅膀末端前缘有发暗的色素斑―翅痣。如果把它们切除，蜻蜓飞起来就会荡来荡去。翅痣就是蜻蜓对抗颤振的装置。现代飞机在机翼翼尖的前缘常常装有配重，这是用来消除颤振的措施。
几何参数
翼展：翼展是指机翼左右翼尖之间的长度一般用l表示。
弦长：翼弦是指机翼沿机身方向的弦长。除了矩形机翼外机翼不同地方的翼弦是不一样的有翼根弦长b0、翼尖弦长b1。一般常用的弦长参数为平均几何弦长bav其计算方法为：bav＝（b0＋b1）/2。
展弦比：翼展l和平均几何弦长bav的比值叫做展弦比用λ表示其计算公式可表示为：λ＝l/bav。同时展弦比也可以表示为翼展的平方于机翼面积的比值。展弦比越大机翼的升力系数越大但阻力也增大因此高速飞机一般采用小展弦比的机翼。
后掠角：后掠角是指机翼与机身轴线的垂线之间的夹角。后掠角又包括前缘后掠角（机翼前缘与机身轴线的垂线之间的夹角一般用χ0表示）、后缘后掠角（机翼后缘与机身轴线的垂线之间的夹角一般用χ1表示）及1/4弦线后掠角（机翼1/4弦线与机身轴线的垂线之间的夹角一般用χ0.25表示）。如果飞机的机翼向前掠则后掠角就为负值变成了前掠角。
根梢比：根梢比是翼根弦长b0与翼尖弦长b1的比值一般用η表示η＝b0/b1。
相对厚度：相对厚度是机翼翼型的最大厚度与翼弦b的比值。
安装角度：机翼在安装时还可能带有上反角或者下反角。
分类
数量
早期的飞机设计者愿意把机翼的面积做的尽量大一些。因为机翼越大产生的升力也就越大。但当时受制造机翼材料的强度的制约它不可能被做的太大。于是为了增大机翼的面积设计师们就造出了多层机翼的飞机有二层的、三层的甚至还有四层的它们被称为双翼机、三翼机等等。
双翼机
在飞机刚刚出现的头二十几年中是双翼机独占头的时期。由于当时的飞行理论很落后飞行中所要解决的主要矛盾是获得足够的升力。要获得较大的升力在当时有两种办法：一种方法是增大机翼的展弦比但这会使机翼的强度变弱；另一种方法就是增加机翼面积但同时也会增加结构的重量。因此为了取得折衷当时的飞机大多数都设计成为上下两个翼面莱特兄弟的第一架飞机“飞鸟一号”就是双翼机。
多翼机
为了进一步获得较大的升力有的设计师为飞机增加了更多的翼面可以将三副机翼以上的飞机统称为多翼机。一般说来多翼机中以三翼机最为常见如第一次世界大战中德国著名的战斗机福克DR.1就是三翼机。
单翼机
随着飞行理论和空气动力学的发展以及各种高强度材料的采用人们已经不满足于设计仅仅能飞的飞机而是希望飞机有更好的飞行性能能够飞得更高更快。较多的翼面虽然能够提供较大的升力然而随着飞行速度的急剧提高这种上下几层翼面结构的机翼产生的气动阻力却是致命的大大妨碍了飞行性能的进一步提高。因此外形简单“干净”的单翼机就逐渐取代了双翼机的统治地位。现代飞机无论是军用飞机还是客机基本上都是单翼机只有少数低速飞机仍然采用双层机翼结构而多翼机则已经被淘汰。
部位
根据单翼机的机翼与机身的连接位置可分为下单翼、中单翼、上单翼和伞式上单翼(即机翼在机身的上方由一组撑杆将机翼和机身连接在一起)。上单翼的飞机例如运-7是指把机翼装在机身上方的飞机。对乘客来说这种飞机的优点是不论你坐在舱内什么位置上都可以通过舷窗饱览下面的风光不受机翼的阻挡机身距地面高度小上下方便。但对维修人员来说这种飞机的发动机装在机翼上离地面较高维修时很不方便。对飞机设计人员来说飞机的起落架不好安排有许多麻烦但即使如此在民航飞机中上单翼飞机数量上还是较多的。中单翼是指将机翼安装在机身中部从理论上说这种形式的飞机所受到的飞行阻力最小但是它的翼梁要从机身中间穿过客舱会被一分为二考虑到乘客肯定不会喜欢它所以在民航运输飞机中基本没有中单翼飞机通常用于空军的战斗机上。下单翼飞机的机翼安装在机身下起落架容易安排发动机等设备维修时也方便这些优点抵消了机身高、乘客视野不佳等缺点乐于为飞机制造厂家采用。民航系统现在运行的大型民航飞机几乎都是下单翼飞机例如波音公司系列及空中客车公司系列等。
前后位置
根据机翼在机身的前后位置及作用可分为主机翼、尾翼（平尾和垂尾或倾斜尾翼）、前翼{又称鸭翼}。而根据主机翼与机身的角度不同来划分又有前掠翼、后掠翼和可变后掠翼。
尾翼是安装在飞机后部的起稳定和操纵作用的装置。尾翼一般分为垂直尾翼和水平尾翼。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主要起方向安定和方向操纵的作用。垂直尾翼简称垂尾或立尾。根据垂尾的数目飞机可分为单垂尾、双垂尾、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形布局例如美国的F-22战斗机F—22。水平尾翼由固定的水平安定面和可动的升降舵组成它在飞机土主要起纵向安定和俯仰操纵的作用。水平尾翼可简称平尾。有的飞机为了提高俯仰操纵效率采用的是全动平尾即平尾没有水平安定面整个翼面均可偏转。
有一种特殊的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机翼之后。但也有的飞机把“水平尾翼”放在机翼之前这种飞机称为鸭式飞机。此时将前置“水平尾翼”称之为“前翼”或“鸭翼”。没有水平尾翼(甚至没有垂直尾翼)的飞机称为无尾飞机。这种飞机的俯仰操纵、方向操纵、滚转操纵均由机翼后缘的活动翼面或发动机的推力向量喷管控制。
平面形状
飞机的机翼（单翼机）按俯视平面形状可分为平直翼、椭圆形机翼、梯形翼、三角翼飞机、后掠翼、可变后掠翼、前掠翼等类型（本文不介绍气动布局单说机翼）。
平直翼
平直翼是指无明显后掠角（后掠角小于20度）的机翼包括矩形、梯形或半椭圆形的机翼。特点是制作工艺简单低速性能好常用在亚音速飞机上。
梯形翼
梯形翼是机翼的平面形状为梯形的一种机翼。梯形翼不靠后掠角减阻升力较好但最终效果不一定优于后掠翼或者三角翼使用较少。
椭圆翼
椭圆形翼的升力分布比较均匀相比其他翼形阻力很小但制作难度高现在已少见。椭圆形翼和梯形翼本质上和平直翼算一个类型。
三角翼
三角翼是飞机机翼平面形状的一种由于其形状形似三角形而得名。三角翼具有超音速飞行时阻力小、结构强度高、跨音速时机翼重心向后移动量小的三大优点因此被广泛应用于以高速飞机。
三角翼机翼的造型比较多有纯三角翼、曲线三角翼（S型前缘三角翼）、双三角翼等如果结合气动布局其细分种类将更多比如鸭翼。
双三角翼是上世纪五六十年代开始出现的技术瑞典的J 35战斗机最先应用。后掠角达到80度的内段机翼采用大厚度翼身融合设计为容纳燃油和主起落架提供了宽敞的空间外翼段为薄翼型的小型三角翼飞机前缘后掠角57度外翼段这样的设计有利于改善战机的低速性能和缩短起降距离同时保留高速飞行时的低阻特性。但双三角翼的设计提高了涡升力增强了飞机的机动性但也损失了一定的高速性能双三角翼设计的飞机已经很少了。另外在一定程度上双三角翼和边条翼很类似或者说边条翼可以视为拥有超大内段后掠角的双三角翼很多高机动性战斗机都采用了边条翼的设计。
边条翼
在中等后掠角（后掠角25度～45度左右）的机翼根部前缘处加装一后掠角很大的细长翼（后掠角65度～85度）所形成的复合机翼称为边条翼。边条翼有机身边条和机翼边条两种。机身边条位于机身左右两侧宽度相等；机翼边条位于机翼机身结合处为近似三角形的小翼面。可减少阻力改善操纵性。用于高机动性战机。
后掠翼
后掠翼是指前缘和后缘均向后掠的机翼。能够减小飞机飞行时的阻力更适用于高速飞行。可变后掠翼飞机是指飞机在飞行过程中可以改变机翼的后掠角。灵活性高可以适合低速飞行和高速飞行但结构复杂限制条件多故障率高。
后掠角大的机翼所受的阻力小升力也小。因此后掠翼不适用于速度低的飞机飞行速度越大的飞机其机翼的后掠角就越大。中国国产运-7或神舟飞船60型飞机飞行速度仅为450千米／小时它们不需要后掠翼；而像飞行速度在850千米／小时左右的波音737和波音757飞机它们的后掠角为25度；波音747飞行速度在900千米／小时左右其后掠角增到37.5度；英法海底隧道合建的飞行最快的民航机——协和号飞机它使用的是三角形的机翼三角形前段后掠角达到70度后段也达到57度之多。
前掠翼
与后掠翼相反前掠翼这种机翼的外形特点是其前缘和后缘均向前掠即掠角为锐角。特点是低速性能好可用升力大机翼的气动效率高缺点是机翼容易弯曲变形。
参考资料
【科普】飞机的各部位名称.微信公众平台.2024-05-17
【航空百科】飞机机翼的分类.微信公众平台.2024-05-17
中国科普博览_航空博物馆.中国科普博览.2024-06-03
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增升装置.中国科普博览.2024-05-29
带您认识形形色色的飞机机翼.微信公众平台.2024-05-17
【科普知识】飞机的机翼到底有多强韧?.澎湃新闻.2024-05-17
机翼.南京航空航天大学.2024-06-05
机翼的几何参数.中国科普博览.2024-06-03
千姿百态的机翼.中国民用航空局.2024-05-17
机翼的数量分类.中国科普博览.2024-06-03
战斗机机翼，都有哪些造型？.百家号.2024-05-17