于机翼后缘根部，靠作动筒收放。打开时，伸向机翼下前方，既增大机翼面积，又增大翼型弯度，具有较好的增升效果，同时构造也比较简单。
襟翼翼面焦点上受到升力的作用，对滑轨处产生弯矩和剪力。
由于这部分升力是很大的，所以滑轨所受剪力和弯矩都比较大。剪力经过滑轨的腹板传递给接头处（两个滑轨所受剪力按刚度分配原则分配）。然后在接头处传递出去，传递给与滑轨相连的后墙上。因此滑轨处要加强。弯矩使襟翼有向着与其偏转方向相反的方向偏转的趋势，一般来说，襟翼是向下偏转，因此升力使得襟翼有向上偏转的趋势，于是在滑轨的上缘条处要求比下缘条面积大（考虑失稳）。
（2） 副翼受力分析
副翼是指安装在机翼翼梢后缘外侧的一小块可动的翼面。为飞机的操作舵面，飞行员操纵左右副翼差动偏转所产生的滚转力矩可以使飞机做滚机动。翼展长而翼弦短。副翼的翼展一般约占整个机翼翼展的1/6到1/5其翼弦占整个机翼弦长的1/5到1/4左右。飞行员向左压驾驶盘，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。作动筒是控制飞机上各类型控制面或者其他部件运动的驱动装置，它就是液压活塞，通过它的作用控制气动面或者是其他机构的动作，操作飞机的飞行动作。襟翼作动筒就是襟翼动作的驱动执行机构，通过它的实现襟翼的收放。而副翼作动筒就是操作副翼上下动作。
副翼绕副翼转轴旋转，副翼与机翼通过转轴和副翼操纵机构链接，其中转轴将副翼收集的气动载荷传递给机翼结构，将副翼上气动载荷引起的铰链力矩传递到机翼结构。
（副翼图片）
2. 起落架
起落架是飞机下部用于起飞降落或地面（或水面）滑行时支撑航空器并用于地
面（或水面）移动的附件装置，即飞机在地面停放、滑行、起降滑跑时用于支持飞机重量、吸收撞击能量的飞机部件。起落架是唯一一种支撑整架飞机的部件，因此它是飞机不可分缺的一部份；没有它，飞机便不能在地面移动。当飞机起飞后，可以视飞机性能而收回起落架。简单地说，起落架有一点象汽车的车轮，但比汽车的车轮复杂的多，而且强度也大的多，它能够消耗和吸收飞机在着陆时的撞击能量。概括起来，起落架的主要作用有以下四个：承受飞机在地面停放、滑行、起飞着陆滑跑时的重力；承受、消耗和吸收飞机在着陆与地面运动时的撞击和颠簸能量；滑跑与滑行时的制动；滑跑与滑行时操纵飞机。
歼6飞机的起落架在机翼内部，所以只能选用梁式（或在开口部位采用梁式）。由于飞机在地面运动时要求灵活稳定，当飞机受到侧向力(如侧风、单边主轮受撞击等)而使机头偏向时，前轮应能自动转回原方向，并使飞机也能较方便地转回原方向滑跑，而不致越偏越大，这是地面方向稳定性对前轮的要求．即便是方向稳定性好的前三点配置形式，如果将前轮固定死，则前轮处的摩擦力也将产生一定的不稳定力矩，使机头有越偏越大的趋势(图8．37)。另外，地面滑行刹车转弯时(如刹住一侧主轮)也需前轮能自由偏转以减小转弯半径。因而现代飞机的前轮都不固定锁死，
而有一定的偏转自由度，其最大值由所需的最小转弯半径来定。此外，为使前轮能自动转回飞机的前进方向，这就须将前轮放在支柱轴线后一定的距离“t” (称为稳定距)处，这样，万一出现偏向，也会很快复原(参见图8．39)．稳定距“t”一些则稳定性好，但对起落架受力不利，一般取，t=（0．1一0．4）D(D为前轮直径)。
结构起落架承受的载荷传给机翼时主要通过主梁和前梁来进行传递，主梁和机身是固接的，前梁和机身是铰接的。力将会导致前梁和主梁受剪，主梁还会承担弯矩。力所产生的扭矩将由纵梁和侧肋来承担。
九、抗疲劳/损伤容限设计
根据我们的分析发现该机翼的设计符合当时的实际需要，采用了加工与装配都比较简便的梁式结构，既能够满足实际需求又降低了生产成本。可以说是一个非常成功的设计，但是从现代的损伤容限设计理论考虑，该设计仍有不足。
1) 根据破损安全多路传力结构的设计要求，显然梁式结构以及与机身对接处
采用集中传力的接