上用來(lái)產(chǎn)生升力的主要部件。一般分為左右兩個(gè)翼面，對(duì)稱地布置在機(jī)身兩邊。機(jī)翼的一些部位（主要是前緣和后緣）可以活動(dòng)。駕駛員操縱這些部分可以改變機(jī)翼的形狀，控制機(jī)翼升力或阻力的分布，以達(dá)到增加升力或改變飛機(jī)姿態(tài)的目的。機(jī)翼上常用的活動(dòng)翼面（圖1 ）有各種前后緣
等。機(jī)翼內(nèi)部經(jīng)常用來(lái)放置燃油。在機(jī)翼厚度允許的情況下，飛機(jī)主起落架也經(jīng)常是全部或部分地收在機(jī)翼內(nèi)。此外，許多飛機(jī)的發(fā)動(dòng)機(jī)或是直接固定在機(jī)翼上，或是吊掛在機(jī)翼下面。
描述機(jī)翼外形的主要幾何參數(shù)有翼展、翼面積（機(jī)翼俯仰投影面積）、后掠角（主要有前緣后掠角、1/4 弦后掠角等）、上反角、翼剖面形狀(翼型)等（圖2a）。常用基本翼型有低速翼型、尖峰翼型、超臨界翼型和前緣較尖銳的超音速翼型。此外還有以下一些重要的相對(duì)參數(shù)：①展弦比：機(jī)翼翼展與平均弦長(zhǎng)（機(jī)翼面積被翼展除）之比；②梢根比：機(jī)翼翼梢弦長(zhǎng)與翼根弦長(zhǎng)之比；③翼型相對(duì)厚度：翼型最大厚度與弦長(zhǎng)之比。
這些參數(shù)對(duì)機(jī)翼的空氣動(dòng)力特性、機(jī)翼受載和結(jié)構(gòu)重量都有重要影響。
飛機(jī)的機(jī)翼按照俯視平面形狀的不同，可劃分為三種基本機(jī)翼（圖2b）。
平直翼 機(jī)翼的1/4弦線后掠角大約在20°以下。平直翼多用在亞音速飛機(jī)和部分超音速
殲擊機(jī)上。在亞音速飛機(jī)上，展弦比為8～12左右,相對(duì)厚度為0.15～0.18。在超音速飛機(jī)上,展弦比為3～4,相對(duì)厚度為0.03～0.04左右。
后掠翼 機(jī)翼1/4弦線后掠角多在25°以上。用于高亞音速飛機(jī)和超音速飛機(jī)。高亞音速飛機(jī)后掠翼的常用參數(shù)范圍是：后掠角30°～35°，展弦比6～8，相對(duì)厚度約 0.10，梢根比0.25～0.3。對(duì)于超音速飛機(jī)，后掠角超過(guò)35°，展弦比3～4，相對(duì)厚度0.06～0.08，梢根比小于0.3。
三角翼 機(jī)翼前緣后掠角約60°，后緣基本無(wú)后掠，俯視投影呈三角形狀。展弦比約為 2，相對(duì)厚度0.03～0.05。多用于超音速飛機(jī)，尤以無(wú)尾飛機(jī)采用最多。
改善機(jī)翼氣動(dòng)特性的措施 超音速飛機(jī)常用的后掠和三角形薄機(jī)翼存在低速大迎角特性不好的缺點(diǎn)。在機(jī)翼設(shè)計(jì)中，除適當(dāng)選擇外形參數(shù)外，還經(jīng)常采用以下附加措施。
翼刀 在機(jī)翼上表面順氣流方向設(shè)置的具有一定高度的垂直薄片（圖3a）。翼刀主要裝在后掠機(jī)翼上，它可以阻止機(jī)翼表面低能量氣流（附面層）向翼梢聚集，同時(shí)也改變機(jī)翼升力沿展向的分布，因而能夠避免在大迎角時(shí)翼梢先開始失速的缺點(diǎn)。后掠機(jī)翼的翼梢部分在飛機(jī)重心之后，大迎角時(shí)翼梢先失速不僅會(huì)引起飛機(jī)傾斜（實(shí)際飛行中左右翼不大可能同時(shí)失速），而且還會(huì)引起飛機(jī)抬頭，使飛機(jī)更進(jìn)一步失速而失去控制，所以需要盡力避免。翼刀的高度、長(zhǎng)度和數(shù)量，以及沿展向、弦向的位置需要通過(guò)試驗(yàn)來(lái)確定。
扭轉(zhuǎn) 各翼剖面翼弦不在同一平面內(nèi)的機(jī)翼叫扭轉(zhuǎn)機(jī)翼。在后掠機(jī)翼上，通常是將翼梢剖面相對(duì)根部剖面向下扭轉(zhuǎn)，使翼梢剖面迎角減?。ㄘ?fù)扭轉(zhuǎn)）。這樣，使翼梢部分升力降低,可防止翼梢先開始失速,稱為幾何扭轉(zhuǎn)。在有的機(jī)翼上，雖然各剖面翼弦在同一平面上（無(wú)幾何扭轉(zhuǎn)），但是沿展向采用了不同彎度的非對(duì)稱翼型。從空氣動(dòng)力的角度來(lái)看，它實(shí)際上與幾何扭轉(zhuǎn)的作用相同，也起控制機(jī)翼展向升力分布的作用。這種情況稱為氣動(dòng)扭轉(zhuǎn)。在實(shí)際機(jī)翼上，常見的是氣動(dòng)扭轉(zhuǎn)，或兩者兼有。
前緣缺口 多開在后掠翼和三角翼半翼展中間前緣處,缺口長(zhǎng)度約為弦長(zhǎng)的5％（圖3b）。在大迎角時(shí)缺口處氣流產(chǎn)生強(qiáng)烈的旋渦，改變機(jī)翼升力沿展向的分布，同時(shí)也起防止翼梢氣流分離的作用。
前緣鋸齒 外翼的翼弦向前延伸10％左右，使機(jī)翼前緣呈鋸齒狀（圖3c）。它多用于后掠和三角薄機(jī)翼，作用與翼刀類似。在很多前緣較尖的薄機(jī)翼上，前伸部分的前緣適當(dāng)修圓一些，并像前緣襟翼那樣下偏一個(gè)角度(前緣下垂)。它可以改善外翼氣流流動(dòng)狀況，改善機(jī)翼在大迎角時(shí)的縱向穩(wěn)定性。
錐形扭轉(zhuǎn) 機(jī)翼的前緣部分從翼根到翼梢逐漸增加下垂的范圍和角度，使前緣部分的弦面成為錐面的一部分（圖3d）。錐形扭轉(zhuǎn)多用于超音速三角翼飛機(jī)。錐形扭轉(zhuǎn)可以推遲尖銳前緣機(jī)翼的氣流分離，并且使前緣吸力向前傾斜，因而可以降低飛行中的誘導(dǎo)阻力（見空氣動(dòng)力特性）。
飛行中作用在機(jī)翼上的主要載荷是空氣動(dòng)力（氣動(dòng)載荷）。它可分解為升力和阻力。機(jī)翼阻力比升力小得多，且機(jī)翼弦向剛性很大，由阻力引起的機(jī)翼變形和內(nèi)力很小。對(duì)機(jī)翼來(lái)說(shuō)，主要的氣動(dòng)載荷是升力。
在穩(wěn)定平飛時(shí)，如果忽略平尾上較小的升力，則飛機(jī)的重力全由機(jī)翼升力來(lái)平衡。這時(shí)的升力還不算太大，但是飛機(jī)在飛行中要經(jīng)常變換姿態(tài)。如由平飛轉(zhuǎn)向爬升，由下滑中拉起，水平轉(zhuǎn)彎以及空中翻筋斗等，都具有曲線機(jī)動(dòng)飛行的特點(diǎn)。其離心力（慣性力）是由機(jī)翼提供的額外升力來(lái)平衡的。這時(shí)機(jī)翼的升力就大于飛機(jī)重力。機(jī)翼升力與飛機(jī)重力之比稱為過(guò)載系數(shù)n。常用n表示飛機(jī)的受載情況。在穩(wěn)定平飛狀態(tài)時(shí)n＝1（或稱1g飛行）。飛機(jī)從俯沖中拉起或平飛中遇到垂直向上的陣風(fēng)時(shí)n＞1（圖4），機(jī)翼升力等于nG（G為飛機(jī)重力）。當(dāng)n為負(fù)值時(shí)表示飛機(jī)處于負(fù)升力狀態(tài)。對(duì)于需要作劇烈機(jī)動(dòng)飛行的殲擊機(jī)，其最大過(guò)載系數(shù)可達(dá)6～9；對(duì)于運(yùn)輸機(jī),n＝2.5左右。機(jī)翼在升力、重力和慣性力作用下向上彎曲,并在結(jié)構(gòu)內(nèi)部引起內(nèi)力(彎曲應(yīng)力)。機(jī)翼上表面受壓,下表面受拉，因而在翼剖面上產(chǎn)生一個(gè)平衡外載的彎矩和垂直向上的切力。它們沿翼展方向的變化見圖5 。此外機(jī)翼的外載荷常與結(jié)構(gòu)彎曲中心不一致，還會(huì)引起機(jī)翼的扭轉(zhuǎn)變形。由于機(jī)翼剖面為扁平狀，對(duì)于承受扭轉(zhuǎn)非常不利。
機(jī)翼-機(jī)翼結(jié)構(gòu)
機(jī)翼由表面的蒙皮和內(nèi)骨架組成。機(jī)翼結(jié)構(gòu)的基本作用是構(gòu)成機(jī)翼的流線外形，同時(shí)將外載荷傳給機(jī)身。機(jī)翼結(jié)構(gòu)在外載荷作用下應(yīng)具有足夠的強(qiáng)度、剛度和壽命。足夠的剛度既指蒙皮在氣動(dòng)載荷作用下保持翼型形狀的能力，也包含機(jī)翼抵抗扭轉(zhuǎn)和彎曲變形的能力（圖6 ）。
蒙皮 是構(gòu)成并保持機(jī)翼形狀不可缺少的結(jié)構(gòu)元件。早期飛機(jī)上的布質(zhì)蒙皮(蒙布)僅起維持外形的作用，機(jī)翼上的氣動(dòng)力通過(guò)蒙布的張力傳遞給機(jī)翼骨架。隨著飛機(jī)飛行速度的提高，氣動(dòng)載荷增大，蒙布因難以保持外形而漸被淘汰。采用金屬鋁蒙皮后，開始用它與骨架一起作為主要受力構(gòu)件，首先是用來(lái)傳遞扭矩載荷。由于蒙皮沿機(jī)翼外廓分布，所以能提高機(jī)翼扭轉(zhuǎn)剛度。后來(lái)氣動(dòng)載荷進(jìn)一步增大，要求提高機(jī)翼扭轉(zhuǎn)剛度，蒙皮厚度不斷增加,同時(shí)為了提高蒙皮的剛度又用桁條加強(qiáng),因此蒙皮在承受機(jī)翼彎矩方面起越來(lái)越大的作用。
縱向骨架 指沿翼展方向布置的構(gòu)件，包括翼梁、縱墻和桁條。在蒙布機(jī)翼上，翼梁是承受彎矩的唯一構(gòu)件。翼梁有上、下緣條和腹板（在桁架梁中腹板由支柱和斜支柱取代）組成。上、下緣條以受拉、受壓的方式承受彎矩載荷。如機(jī)翼受到向上的彎矩，則上緣條受壓、下緣條受拉。緣條內(nèi)的拉、壓應(yīng)力（軸向正應(yīng)力）組成平衡彎矩載荷的力偶。腹板則以受剪的方式傳遞切力載荷?？v墻與翼梁構(gòu)造相似，但緣條要細(xì)得多，它多布置在靠近前后緣處,用于傳遞切力載荷,增加機(jī)翼扭轉(zhuǎn)剛度。桁條是沿展向與蒙皮內(nèi)表面相連的型材（其剖面有角形、T形、Z形和∏形等）。桁條可增加蒙皮承受局部氣動(dòng)載荷的剛度，在蒙皮受剪時(shí)提供支持，并與蒙皮一起組成承彎的主要受力構(gòu)件。
橫向骨架 是指機(jī)翼弦向構(gòu)件，由普通翼肋和加強(qiáng)翼肋組成。普通翼肋的作用是維持機(jī)翼剖面形狀，將蒙皮傳來(lái)的氣動(dòng)載荷以剪流的形式傳給腹板。加強(qiáng)翼肋的作用是將副翼、襟翼、起落架接頭傳來(lái)的集中力分散傳遞給翼梁、縱墻和蒙皮等構(gòu)件。
機(jī)翼按其主要承彎結(jié)構(gòu)元件的不同分為梁式機(jī)翼和單塊式機(jī)翼。
梁式機(jī)翼 由翼梁承受大部或全部彎矩載荷的機(jī)翼。其結(jié)構(gòu)特點(diǎn)是翼梁緣條粗大，有的用高強(qiáng)度合金鋼制造，蒙皮較薄，桁條較少或根本無(wú)桁條。按翼梁的數(shù)目可分為單梁式、雙梁式和多梁式機(jī)翼（圖7 ）。梁式機(jī)翼在輕型飛機(jī)上應(yīng)用較多。
單塊式機(jī)翼 較厚的蒙皮和桁條組成機(jī)翼上下壁板，壁板以沿展向受拉壓的方式承受彎矩載荷。前、后翼梁都比較弱。在機(jī)翼的前后緣裝有前緣襟翼、后緣襟翼和副翼等活動(dòng)翼面，所以單塊式機(jī)翼僅在前后梁之間的中央部分為受力的上下壁板，形成一個(gè)翼盒，稱為盒形梁（圖7）。
超音速殲擊機(jī)常用小展弦比的薄機(jī)翼。由于機(jī)翼厚度小，氣動(dòng)載荷大，為了保證一定的扭轉(zhuǎn)剛度，需要用厚蒙皮，將上下桁條連成一體，構(gòu)成多梁（或多腹板）結(jié)構(gòu)的機(jī)翼。這種機(jī)翼可以取消普通翼肋。在三角機(jī)翼上，由于弦向尺寸很大，也多采用類似的多梁結(jié)構(gòu)。
