распространение получило треугольное крыло, сочетающее в себе благоприятные для 
больших сверхзвуковых скоростей полёта свойства большой стреловидности ({{?}} ? 
55—70°), малого удлинения и малой относительной толщины профиля. В связи с 
возникшей необходимостью обеспечить для некоторых типов С. высокие 
аэродинамические характеристики в широком диапазоне скоростей полёта были 
созданы самолёты с крылом изменяемой в полёте стреловидности ({{?}}? 15—70°), 
на которых реализуются достоинства прямого крыла сравнительно большого 
удлинения (взлётно-посадочные режимы и полёт на дозвуковых скоростях) и крыла 
большой стреловидности (полёт на сверхзвуковых скоростях). Разновидность этой 
схемы — цельноповоротное антисимметричное крыло. На манёвренных С. нашло 
применение крыло с переменной стреловидностью по передней кромке, включающее 
трапециевидную часть с умеренной стреловидностью и корневые наплывы крыла 
большой стреловидности, которые улучшают несущие свойства крыла на больших 
углах атаки. Схема С. с крылом обратной стреловидности (КОС) не получила 
широкого распространения из-за аэроупругой неустойчивости (дивергенции) крыла 
при повышенных скоростях полёта. Появление композиционных материалов открыло 
возможности устранить этот недостаток путём обеспечения необходимой жёсткости 
крыла без заметного утяжеления конструкции, и КОС, обладающее благоприятными 
аэродинамическими характеристиками на больших углах атаки, стало в конце 70х и 
в 80х гг. объектом широких теоретических и экспериментальных исследований. С. 
различного скоростного диапазона отличаются удлинением крыла {{?}}  =  12/S 
(l — размах крыла). Для повышения аэродинамического качества увеличивают {{?}}, 
для снижения волнового сопротивления — уменьшают. Если удлинение дозвуковых 
стреловидных крыльев составляет обычно {{?}}  =  7—8 для пассажирских и 
транспортных С. и {{?}}  =  4—4,5 для истребителей, то у сверхзвуковых 
истребителей {{?}}  =  2—3,5. Для обеспечения необходимой поперечной 
устойчивости С. консоли крыла устанавливаются (при виде спереди) под некоторым 
углом к горизонтальной плоскости (так называемое поперечное V крыла). Улучшение 
аэродинамических характеристик крыла во многом обязано совершенствованию его 
профиля. На различных этапах развития С. выбор профиля крыла определялся 
аэродинамическими или конструктивными требованиями и уровнем научных знаний. 
Плоское крыло встречалось в ранних проектах С., однако все первые летавшие С. 
уже имели профилированные крылья. Для получения большей подъёмной силы сначала 
применялись тонкие изогнутые крылья (С. раннего периода), а позднее — крылья с 
толстым профилем (свободнонесущие монопланы 20х гг.). По мере увеличения 
скорости полёта использовались менее изогнутые и более тонкие профили. В конце 
30х гг. велись работы по так называемым ламинарным профилям малого 
сопротивления, однако большого распространения они не получили, так как 
обеспечение ламинарного обтекания предъявляло высокие требования к качеству 
отделки и чистоте поверхности крыла. В 70х гг. для дозвуковых С. разработаны 
сверхкритические профили, позволяющие повысить значение критического числа 
М{{?}}. На С. с большой сверхзвуковой скоростью полёта для снижения волнового 
сопротивления применяются крылья с малой относительной толщиной профиля ({{c}}  
=  2—6%) и острой передней кромкой. Геометрические параметры крыла переменны 
вдоль его размаха: оно имеет сужение, значения с уменьшаются к концам крыла, 
используется аэродинамическая и геометрическая крутка крыла и т. п.
Важная характеристика С. — удельная нагрузка на крыло, равная G/S  =  cy?V2/2. 
На всех этапах развития С. она возрастала — на быстроходных С. вследствие 
уменьшения площади крыла в целях снижения сопротивления и повышения скорости 
полёта, а на тяжёлых С. из-за опережающего роста массы С. При увеличении 
удельной нагрузки на крыло соответственно увеличивается скорость на взлёте и 
посадке, возрастает потребная длина взлетно-посадочной полосы, а также 
усложняется пилотирование С. на посадке. Снижение скорости отрыва и посадочной 
скорости обеспечивается механизацией крыла, позволяющей при отклонении щитков и 
закрылков увеличить максимальные значения коэффициента cy, а для некоторых 
конструкций — также площадь несущей поверхности. Устройства механизации крыла 
начали разрабатываться в 20х гг., а широкое распространение получили с 30х гг.
 Сначала применялись простые щитки и закрылки, позднее появились выдвижные и 
щелевые закрылки (в том числе двух- и трёхщелевые). Некоторые виды механизации 
крыла (предкрылки и др.) применяются также в полёте, при маневрировании С. Идея 
согласования формы профиля крыла с режимом полёта лежит в основе адаптивного 
крыла, В 50х гг. для увеличения подъёмной силы крыла на малых скоростях полёта 
стало использоваться управление пограничным слоем, в частности сдув 
пограничного слоя посредством выдувания отбираемого от двигателя воздуха на 
верхние поверхности носков крыла и закрылков. В 70х гг. стали создаваться 
самолёты короткого взлёта и посадки (СКВП) с так называемой энергетической 
механизацией крыла, основанной на использовании энергии двигателя для 
увеличения подъёмной силы посредством обдувания крыла или закрылков реактивной 
струёй двигателей.
Фюзеляж служит для объединения в одно целое различных частей С. (крыла, 
оперения и др.), для размещения кабины экипажа, агрегатов и систем бортового 
оборудования, а также, в зависимости от типа и конструктивной схемы С., 
пассажирских салонов и грузовых кабин, двигателей, отсеков вооружения и шасси, 
топливных баков и т. д. На ранних этапах развития С. его крыло соединялось с 
оперением с помощью открытой фермы или ферменного фюзеляжа коробчатой формы, 
закрытого полотняной или жёсткой обшивкой. На смену ферменным фюзеляжам пришли 
так называемые балочные фюзеляжи с различными сочетаниями силового набора — 
продольного (лонжероны, стрингеры) и поперечного (шпангоуты) и «работающей» 
обшивкой. Такая конструкция позволила придавать фюзеляжу различные хорошо 
обтекаемые формы. Длительное время преобладали открытая или защищённая передним