強度比傳統設計高，說說美國F16戰鬥機的機翼設計

F-16採用懸臂式中單翼，平面幾何形狀為切角三角形。前緣後掠角40度。展弦比約為3.0，相對厚度約為4%，基本翼型是NACA64A-204。早期的風洞測試顯示該機需要前緣襟翼來增加大迎角時的方向穩定性並提高升力。

前緣機動襟翼和後緣襟副翼的偏轉速度可達35度/秒，按照當前的氣動要求來改變機翼彎度。前緣襟翼在提高了大迎角狀態下的方向穩定性並維持了升力，降低了抖振，這個增升設備允許F-16採用了短翼展的小型機翼，從而減重222千克。

但是前緣襟翼驅動機構安裝位置僅有3.81厘米深的空間，所以該組件的設計成為了巨大的挑戰。1982年春由於前緣襟翼驅動機構失效，導致幾起F-16在飛行前緣襟翼上偏的事故。中USAF停飛了所有飛行時間超過200小時的F-16，檢查發現前緣襟翼驅動機構中負責定位部件已經過度磨損，有超過40架飛機需要維修。

F-16的切尖三角形機翼效率很高，前緣襟翼可隨迎角和馬赫數的變化而自動偏轉以改變機翼彎度，使飛機在大迎角時仍保持有效的升力。機翼後緣內側是單片式襟副翼，融合了襟翼和副翼 的功能，它既可作為一般襟翼來增加升力，又可左右差動進行橫向操縱，在起降時可下偏20度。

F-16的機翼翼根與機身上表面融為一體，翼身融合可以增加機內空間，從而增加內油容量。實際上F-16正常起飛重量的31%是燃料重量，保證了「戰隼」的航程。此外逐漸增厚的翼根也使機翼的強度比傳統設計高。

機翼前緣根部與前機身兩側的邊條平滑地融為一體，在大迎角狀態下邊條拉出渦流，維持了流經機翼內側上表面附面層的能量，推遲了翼根的失速並維持了方向穩定性。渦流的能量也使前機身產生升力，降低了尾翼的配平阻力。通過保持內翼上表面附面層的高能量，邊條也允許減小翼面積，這大約節省了227千克的重量。機翼內部結構由5根翼梁和11根翼肋組成，上下安裝有使用單片鋁合金車削製造的整體板蒙皮。

在設計階段的早期，GD考慮了單垂尾和雙垂尾布局，風洞試驗顯示前緣邊條渦流可加強方向穩定性，但採用雙垂尾時這種形狀的邊條卻會降低高迎角時的穩定性。於是GD得出結論——雙垂尾也會大大增加研製風險，高度足夠的單垂尾可以達成滿意的效果。

F-16的單垂尾較高，安定面大，後緣是全翼展的方向舵，大迎角時安定性好。垂尾採用鋁合金製造的多梁和多肋結構，碳纖維複合材料蒙皮，垂尾根部前緣的背鰭使用玻璃纖維製造。機身下方的兩片面積較大的腹鰭採用玻璃纖維製造，腹鰭間還有鋼板製造的緊急攔阻鉤。

翼根翼身融合體向後延伸形成尾撐，全動平尾安裝在尾撐末端兩側。尾撐末端是可上下張開的減速板，最大張開角度上下各60度。平尾平面幾何外形與機翼類似，下反角25度，由碳纖維複合材料的蓋板、鋁蜂窩夾芯、鈦合金的梁及鋼製的前緣組成。

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