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機翼是飛機上一個極為重要的組件，飛機的升力大部份皆為機翼所産生。自1903年萊特兄弟的首架飛機完成動力飛行後，航空工程師們便投入了大量的人力、物力到提升飛機的飛行速度上，飛機的速度大約每十年就有新的記錄來刷新，從最初的時速幾十公里到如今的超音速飛行，在這中間機翼扮演了一個重要的角色。
早期飛機的氣動力外形簡單，構型以雙翼機爲主，這是因爲當時的航空工程師們面臨的主要難題在於飛行時要如何獲得足夠的升力。依據升力産生原理告訴，機翼面積越大所升力係數就大，由於當時機翼的材料強度不夠，因此只能給航空器裝上兩層甚至三層的機翼，如一次大戰時期的福克Dr.l(Fokker Dr.l) 單座三翼戰機。這樣機翼產生的阻力太大，當然無法使飛機飛得更快。
爲了進行高速飛行，除提高發動機的推力外，整架飛機的氣動力外形必須盡可能設計成流線型，以縮小飛行時的阻力。機翼是作爲整體氣動力外形的重要構成部分，所以機翼就須設計成足夠産生大幅升力，減少阻力的形狀。
機翼的主要參數有翼展l、翼弦b、前緣後掠角χ、展弦比λ等。翼展是指機翼左右翼尖之間的長度；翼弦是指機翼沿機身方向的弦長，除了呈矩形的直翼翼形外，機翼不同地方的翼弦是不同的；前緣後掠角是指機翼前緣與機身軸線的垂直線之間的夾角；展弦比λ是翼展l和平均翼弦的比值。
由空氣動力學(Aerodynamics)的理論及實驗可知，在低速情況下飛行比較適合採用大展弦比的平直機翼；在穿音速飛行時則應該採用後掠翼；到了超音速飛行時就必須採用小展弦比的機翼（如三角翼）以便減少由於超音速而急劇增加的波阻力。
然而超音速的戰機只有在作戰時才以最大速度飛行，其餘大部份時間還是以較低的巡航速度飛行，並且每次飛行必需要起降。由於超音速的氣動力現象非常複雜，飛機的設計必須尋求與傳統不同的設計。如此就産生了一個難題，究竟要依那一個速度範圍來設計機翼呢？因此在飛機製造業者中產生了一個幾何可變翼(Swing-Wings)的概念，以下有一個將幾何可變翼概念運用的實際例子。
在1957年左右，針對不同戰機性能及任務整合，美國國防部(DoD)決定發展可供陸海空三軍使用的戰機，也就是幾何可變翼構型的通用動力(General Dynamics)F-111戰機。此戰機可針對不同的飛行速度與動作調整機翼的後掠角度。所謂多項性能與任務包含長程次音速巡航、超音速攔截與及短場起降(STOL)能力。但對不同的戰機而言，對機翼的需求卻經常是相反的。就空優戰機而言，因高操縱性的需求而需要低翼負荷與高推重比，如麥道(McDonnell Douglas)F-15戰機。就阻絕／打擊任務而言，則對機翼的需求恰好相反，如費爾查德(Fairchild)A-10攻擊機。使用幾何可變翼技術可使以上的需求同時達成，並且解決在高低速飛行任務執行時衝突的難題。
另一個幾何可變翼的實際運用例子，為美國海軍操作的諾格(Northrop Grumman)F-14D戰機，其幾何可變翼由固定的內主翼和可動的外主翼組成，二者用液壓轉動軸連接。此外在翼前緣延伸面(Strake)的位置還加裝可伸縮的輔助小型前翼，用來改善幾何可變翼的操縱性。在飛行中的F-14主翼前緣後掠角可從20度調整到68度；而在航空母艦上停放時，後掠角最大可達75度，可縮小戰機在航空母艦甲板上或機庫內所占的面積。此外因在航空母艦上起降距離較短，故要求艦載機有優良的起降性能，否則在起降時就會一頭栽進海中，而F-14採用的幾何可變翼技術剛好滿足了美國海軍嚴苛的操作需求。
幾何可變翼機在低速飛行時，機翼後掠角低，展弦比大，故誘導阻力低。而且因展弦比值高，故可增加升力及縮短起降距離。在高次音速、穿音速至超音速的飛行速度時，此種飛機便可調整機翼後掠角，以減小發散馬赫數及波阻力這兩種效應。尤其在長程阻絕任務中的次音速與穿音速飛行的情形，可藉由調整機翼的後掠角以保持高的航程參數（馬赫數乘以升阻比），故可達到最大續航力。但幾何可變翼機也有其缺點，如在大後掠角飛行時，因為氣動力中心過於向後偏移，使得飛機的操縱過於穩定。此外幾何可變翼機的液壓轉動機構、翼下掛架旋轉機構複雜，再加上額外的複雜飛行控制系統，使得飛機的體積與重量大增，維修困難且工時加長，同時飛機的可靠性也會降低。
為改善幾何可變翼在高速飛行時，所產生的氣動力中心的向後偏移問題。首先是採部份幾何可變翼的設計，如蘇霍(Sukhoi)Su-17攻擊機將機翼固定部份加大，但會減少幾何可變翼的性能優勢。或是如F-14D的加設的輔助小型前翼，也是一種方式。此外如F-111及龍捲風(Tornado)這兩款設有翼下活動掛架的戰機，在酬載狀態下重心會更向氣動力中心偏移，會使穩定裕度(Stability margin)降低。因機翼改變後掠角使機身配平改變，可以用近年來廣泛採用的線傳飛控(Fiy by wire,FBW)系統來解決，以使飛機在人工穩定(Artificial Stability)的狀態下飛行。使用人工穩定後，就可降低幾何可變翼在各種速度及後掠角度的阻力，並提高其升力。
當幾何可變翼機在大後掠角飛行並進行滾轉(Roll)時，為避免高速時滾轉率過高或低速時滾轉性能不足，其控制就必須要配合後掠角的改變來作改變。目前大部份的幾何可變翼戰機，如F-14及米格設計局(Mikoyan/Gurevich)MiG-23的解決方式是採用差動式水平尾翼，即用尾副翼(Taileron)來進行滾轉控制，因在大後掠角飛行時主翼上的副翼及擾流板(Spoiler)幾乎無效，但在中速及低速時仍可運作。在控制失速方面，差動式水平尾翼在失速十仍可進行有效控制，可防止失速的發生及強化螺旋(Spin)時的解出能力。
雖然幾何可變翼戰機其多用途的作戰能力難有其它機種可與匹敵，但在未來仍有很大的發展空間。此技術使用於多用途戰機及轟炸機，例如俄羅斯的MiG-23/27、Su-17/22、Su-24戰機及圖波列夫(Tupolev)Tu-22M-3、Tu-160轟炸機，美國的F-111、F-14戰機及洛克威爾(Rockwell)B-1轟炸機以及英、德、意三國聯合研製的龍捲風攻擊機。
早期飛機的氣動力外形簡單，構型以雙翼機爲主，這是因爲當時的航空工程師們面臨的主要難題在於飛行時要如何獲得足夠的升力。依據升力産生原理告訴，機翼面積越大所升力係數就大，由於當時機翼的材料強度不夠，因此只能給航空器裝上兩層甚至三層的機翼，如一次大戰時期的福克Dr.l(Fokker Dr.l) 單座三翼戰機。這樣機翼產生的阻力太大，當然無法使飛機飛得更快。
爲了進行高速飛行，除提高發動機的推力外，整架飛機的氣動力外形必須盡可能設計成流線型，以縮小飛行時的阻力。機翼是作爲整體氣動力外形的重要構成部分，所以機翼就須設計成足夠産生大幅升力，減少阻力的形狀。
機翼的主要參數有翼展l、翼弦b、前緣後掠角χ、展弦比λ等。翼展是指機翼左右翼尖之間的長度；翼弦是指機翼沿機身方向的弦長，除了呈矩形的直翼翼形外，機翼不同地方的翼弦是不同的；前緣後掠角是指機翼前緣與機身軸線的垂直線之間的夾角；展弦比λ是翼展l和平均翼弦的比值。
由空氣動力學(Aerodynamics)的理論及實驗可知，在低速情況下飛行比較適合採用大展弦比的平直機翼；在穿音速飛行時則應該採用後掠翼；到了超音速飛行時就必須採用小展弦比的機翼（如三角翼）以便減少由於超音速而急劇增加的波阻力。
然而超音速的戰機只有在作戰時才以最大速度飛行，其餘大部份時間還是以較低的巡航速度飛行，並且每次飛行必需要起降。由於超音速的氣動力現象非常複雜，飛機的設計必須尋求與傳統不同的設計。如此就産生了一個難題，究竟要依那一個速度範圍來設計機翼呢？因此在飛機製造業者中產生了一個幾何可變翼(Swing-Wings)的概念，以下有一個將幾何可變翼概念運用的實際例子。
在1957年左右，針對不同戰機性能及任務整合，美國國防部(DoD)決定發展可供陸海空三軍使用的戰機，也就是幾何可變翼構型的通用動力(General Dynamics)F-111戰機。此戰機可針對不同的飛行速度與動作調整機翼的後掠角度。所謂多項性能與任務包含長程次音速巡航、超音速攔截與及短場起降(STOL)能力。但對不同的戰機而言，對機翼的需求卻經常是相反的。就空優戰機而言，因高操縱性的需求而需要低翼負荷與高推重比，如麥道(McDonnell Douglas)F-15戰機。就阻絕／打擊任務而言，則對機翼的需求恰好相反，如費爾查德(Fairchild)A-10攻擊機。使用幾何可變翼技術可使以上的需求同時達成，並且解決在高低速飛行任務執行時衝突的難題。
另一個幾何可變翼的實際運用例子，為美國海軍操作的諾格(Northrop Grumman)F-14D戰機，其幾何可變翼由固定的內主翼和可動的外主翼組成，二者用液壓轉動軸連接。此外在翼前緣延伸面(Strake)的位置還加裝可伸縮的輔助小型前翼，用來改善幾何可變翼的操縱性。在飛行中的F-14主翼前緣後掠角可從20度調整到68度；而在航空母艦上停放時，後掠角最大可達75度，可縮小戰機在航空母艦甲板上或機庫內所占的面積。此外因在航空母艦上起降距離較短，故要求艦載機有優良的起降性能，否則在起降時就會一頭栽進海中，而F-14採用的幾何可變翼技術剛好滿足了美國海軍嚴苛的操作需求。
幾何可變翼機在低速飛行時，機翼後掠角低，展弦比大，故誘導阻力低。而且因展弦比值高，故可增加升力及縮短起降距離。在高次音速、穿音速至超音速的飛行速度時，此種飛機便可調整機翼後掠角，以減小發散馬赫數及波阻力這兩種效應。尤其在長程阻絕任務中的次音速與穿音速飛行的情形，可藉由調整機翼的後掠角以保持高的航程參數（馬赫數乘以升阻比），故可達到最大續航力。但幾何可變翼機也有其缺點，如在大後掠角飛行時，因為氣動力中心過於向後偏移，使得飛機的操縱過於穩定。此外幾何可變翼機的液壓轉動機構、翼下掛架旋轉機構複雜，再加上額外的複雜飛行控制系統，使得飛機的體積與重量大增，維修困難且工時加長，同時飛機的可靠性也會降低。
為改善幾何可變翼在高速飛行時，所產生的氣動力中心的向後偏移問題。首先是採部份幾何可變翼的設計，如蘇霍(Sukhoi)Su-17攻擊機將機翼固定部份加大，但會減少幾何可變翼的性能優勢。或是如F-14D的加設的輔助小型前翼，也是一種方式。此外如F-111及龍捲風(Tornado)這兩款設有翼下活動掛架的戰機，在酬載狀態下重心會更向氣動力中心偏移，會使穩定裕度(Stability margin)降低。因機翼改變後掠角使機身配平改變，可以用近年來廣泛採用的線傳飛控(Fiy by wire,FBW)系統來解決，以使飛機在人工穩定(Artificial Stability)的狀態下飛行。使用人工穩定後，就可降低幾何可變翼在各種速度及後掠角度的阻力，並提高其升力。
當幾何可變翼機在大後掠角飛行並進行滾轉(Roll)時，為避免高速時滾轉率過高或低速時滾轉性能不足，其控制就必須要配合後掠角的改變來作改變。目前大部份的幾何可變翼戰機，如F-14及米格設計局(Mikoyan/Gurevich)MiG-23的解決方式是採用差動式水平尾翼，即用尾副翼(Taileron)來進行滾轉控制，因在大後掠角飛行時主翼上的副翼及擾流板(Spoiler)幾乎無效，但在中速及低速時仍可運作。在控制失速方面，差動式水平尾翼在失速十仍可進行有效控制，可防止失速的發生及強化螺旋(Spin)時的解出能力。
雖然幾何可變翼戰機其多用途的作戰能力難有其它機種可與匹敵，但在未來仍有很大的發展空間。此技術使用於多用途戰機及轟炸機，例如俄羅斯的MiG-23/27、Su-17/22、Su-24戰機及圖波列夫(Tupolev)Tu-22M-3、Tu-160轟炸機，美國的F-111、F-14戰機及洛克威爾(Rockwell)B-1轟炸機以及英、德、意三國聯合研製的龍捲風攻擊機。
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