簡介
所謂聯結翼布局飛機可以被定義為飛機上反後掠的機翼和下反前掠的平尾連線在一起所形成的一前一後的機翼布局形式，這種布局使得飛機的俯視圖和主視圖的外形都形成菱形，如圖1所示。
上世紀30年代，曾出現過聯結翼布局的滑翔機，但由於當時在結構和氣動性能上的研究還不完善，未能體現出其優越性。
隨著近代航空技術和複合材料的發展以及計算機水平的飛躍，聯結翼布局研究又進入了新的階段。正如聯結翼概念的提出人Wolkovitch所述：聯結翼正是計算機發展的產物，計算機能幫助人們設計出正確的結構。由於聯結翼是一種新的飛機布局形式，它在結構、氣動、操縱控制方面有許多新的特點。
結構分析
受力特性分析
圖2以圖2所示的聯結翼布局為例，由前翼梁和後翼梁組成空間構架ACBD。作用在前翼和後翼上的升力可分解為垂直於ADB平面的力L0和平行於ADB平面的力Li，如圖3所示。此時梁的高度就不再是機翼剖面的厚度而是上前緣和下後緣之間的距離。L0由前翼梁AD和後翼梁BD受彎來承受，Li由前翼梁AD受拉和後翼梁BD受壓來承受。由於前翼梁AD和後翼梁BD所受的彎矩轉了一個方向，聯結翼梁盒段的結構高度比懸臂樑盒段結構高度高得多，圖3形象比較了聯結翼梁盒段和懸臂樑盒段結構高度的差異，因此聯結翼的梁盒段比正常式布局的懸臂樑盒段的結構材料利用的效率更高，從而使得聯結翼梁盒段重量明顯比正常式布局的懸臂樑盒段輕。
另一方面，由於聯結翼的前翼和後翼相互連線在一起，從受力角度來看，前翼和後翼可簡化為雙支點梁，從而可使前翼梁盒段根部所受到的彎矩大大降低，如圖4所示。
使用有限元方法對聯結翼飛機進行結構分析表明，在相同的機翼參考面積、升力面相對厚度、根梢比、後掠角及結構材料的條件下，合理選擇聯結翼的幾何參數並對機翼結構進行最佳化，使機翼盒段占據翼型弦線的5%~75%之間或更大一些時，聯結翼飛機的重量只是傳統飛機(機翼加平尾)重量的65%~78%。
起落裝置的布局
聯結翼飛機因其獨特的機翼布局，導致其起落裝置與常規飛機略有不同。常規飛機因為機翼靠近機身中段，並且一般位於機身的中間或下方，所以主起落裝置會儘量安裝於機翼根部。聯結翼飛機由於後翼靠近機身後段並且位於機身上方，所以其主起落裝置一般呈外“八”字安裝於機身上，如圖5所示。
聯結翼的氣動特性
升力特性
圖5對於聯結翼布局飛機，由於前翼、後翼縱向錯開並有垂直間隙，因此具有近耦雙翼布局的氣動特點，同時，後翼具有前掠翼的性質，其翼根前緣附近在迎角α<4°時容易氣流分離，但隨迎角增加，翼根後緣吸力反而升高，壓力分布趨於均勻，而外翼區前緣一直保持低壓區，彌補了迎角增大時後掠前翼容易氣流分離導致升力下降的不足，使聯結翼布局全機升力線斜率大於正常後掠翼布局飛機的50%左右，失速迎角也推遲了，而且失速現象比較穩定，僅限於迎角α=14~16°之間，其後隨迎角增大升力繼續增大，直至α=25°時仍未見下降。
如果聯結翼飛機帶有前置鴨翼，那么前置鴨翼也是一個升力面，可使全機總升力提高，同時鴨翼後掠拖出的前緣渦在一定範圍內有穩定前翼上邊界層的作用，延遲氣流分離，增加升力，並在較大迎角時不產生失速現象，獲得了比無鴨翼時更高的升力係數，在實驗迎角α=25°時升力係數增加更快。
阻力特性
聯結翼布局與正常布局相比，零升阻力基本相同，誘導阻力較小，理論計算得到的聯結翼的展長效率因子為單翼機的1.0486倍，通過試驗測得的這個數據為1.09。升阻比 K也較大，並在相當寬的 C值範圍內(巡航時) K值變化不大。此外，對沒有翼尖小翼的聯結翼的最佳展長載荷分布應接近橢圓，連線位置內移會使展長效率因子減小。
