翼梢小翼（Winglet)，类似于机翼翼面的小机翼，近似垂直于机翼翼面，由美国国家航空航天局（NASA）艾姆斯研究中心的R.T.惠特科姆(R.T.Whitcomb）于上世纪80年代发明。

由于翼梢小翼对减少诱导阻力的明显贡献．现代军民用运输机几乎都安装翼梢小翼。在上下气流交汇处的小翼首先起到端板作用，增大了机翼的有效展弦比，其次由于翼梢小翼产生升力的同时也产生很强的尾涡，它与机翼翼尖尾涡反交，削弱耗散翼尖涡，从而减小诱导阻力。

翼梢小翼亦能产生升力，其对机翼升力方向的分量即提供给飞机升力分量，其对来流方向的分量实为推力分量。升力分量对机翼翼根产生附加弯矩，不可忽视。

翼梢小翼优点：

1、端板作用：阻挡机翼下表面绕到上表面的绕流，消弱翼尖涡强度，从而有效增大机翼有效展弦比。

2、耗散翼尖涡：因为翼梢小翼本身也是个小机翼，也能产生翼尖涡，方向与主翼翼尖涡相反，且与其距离很近。在黏性耗散的作用下，两股涡相互缠绕，互相对抗抵消，同样达到减少诱导阻力的目的。

3、增加机翼升力及向前推力：上翼梢小翼可利用三元畸变流场产生小翼升力和推力分量。

4、推迟机翼翼尖气流的过早分离，提高失速迎角：一般来说，后掠机翼翼尖是三元效应区，流管收缩，气流流过时先是急剧加速，压力降低，后是剧烈的压力恢复，进入很陡的逆压梯度区，过早引起翼尖边界层分离，造成世失速。然而安装在翼尖处的翼梢小翼可用其顺压场去对应翼尖逆压场，使压力分布不在陡，减小逆压梯度。如果设计得当就可延迟机翼翼尖处的气流分离，提高飞机失速迎角及抖振升力系数。

翼稍小翼的参数有：高度、后掠角、尖削比、倾斜角、安装角和扭转角。过高的翼稍小翼会产生较大的翼根弯矩．需要付出较大的结构重量代价，一般取半翼展的10%左右。后掠角的取值等于或大于机翼的后掠角。为使机翼翼尖和小翼根部交界处。在超临界状态流动干扰较小，要求翼稍小翼外倾，倾斜角为15°～20°。

最初的翼梢小翼就是在翼尖简单安装“端板”形式的翼尖装置，由于其减阻效果并不理想在实际应用中很少采用。直到20世纪70年代由美国NAsA的惠特科姆博士研发的小翼才在应用上取得真正意义上的突破，后来又逐渐发展了融合式翼梢小翼、鲨鱼鳍翼梢小翼等。

翼梢小翼的设计受诸多因素的制约，翼梢小翼参数的确定就是其中之一。主要包括小翼的翼展(即高度)、展弦比、安装角、扭转角、外倾角、根梢比、前缘后掠角、后缘前掠角，这些参数对机翼阻力系数的影响程度大小不一。根据相关参考资料的研究发现翼展、倾斜角和载荷等是影响诱导阻力的重要因素；翼梢小翼的平面形状(翼梢小翼的弦向位置、前缘后掠角、根梢比和面积的变化)和翼型形状对诱导阻力只有较小的影响，是影响黏性阻力和可压缩性阻力的重要参数，从气动力的观点．这些参数可以根据他们对型阻和干扰的影响来选择：翼梢小翼与机翼之间的干扰阻力是马赫数、翼梢小翼的倾斜角、载荷、重要参数。翼梢小翼设计主要是用来减小飞机的诱导阻力，因此主要讨论几个对飞机诱导阻力影响大的参数。

小翼高度

机翼阻力随小翼相对高度(研究范围5%-10%)的增加明显下降。由于小翼法向载荷也随其高度增加而增加。为防止小翼气流分离和结构重量的增加。小翼高度不能太大．以小翼法向力系数不高于机翼升力系数为限。翼梢小翼的高度控制在不超过机翼翼尖弦长，但翼梢小翼高度占机翼半翼展的比例各不相同，一般是机翼半翼展的10%。所以确定翼梢小翼高度时要作具体分析，特别要在气动力、结构、重量等方面作优化处理。

安装位置影响

小翼在机翼翼尖的安装位置也会对飞机的减阻效果有一定影响．小翼的弦长如果等于机翼的翼尖弦长，则可形成端板效应，使小翼的减阻效果明显。对于低速飞行器，可考虑选取较大的弦长。但对于高速飞机，翼梢小翼多安装在机翼翼尖上表面后半部，主要为了避免小翼内表面高速气流和机翼上表面前段高速气流的叠加形成不利干扰。这样可减小在超临界设计状态下不利的流动干扰影响。翼梢小翼其前缘在机翼翼尖剖面最大厚度附近。机翼翼尖的逆压场与翼梢小翼的顺压场相对应。使机翼翼尖区的压力分布不再尖而陡．而是变得更加丰满，减小了逆压梯度。如果布置得当可延迟机翼翼尖处的气流分离，提高飞机失速迎角及抖振升力系数。

小翼的倾斜角

翼梢小翼的弦平面与地平面之间的夹角定义为倾斜角。也是影响机翼诱导阻力的敏感参数之一，能降低小翼根部附近的干扰。随倾斜角的增加机翼阻力单调下降。关于小翼倾斜角的选取，一般希望大一点好，这样可以改善诱导阻力．但是倾斜角的增加也会增加滚转力矩以及机翼翼根弯矩。同时由于投影面积的增加也会带来其他阻力项的增加，因此该角度的选择，完全取决于机翼巡航设计状态对载荷分布的要求。经过对已有飞机翼梢小翼外倾角的数据统计发现．现今一般运输类飞机小翼的倾斜角度以15°-20°较多。

安装角

翼梢小翼的安装角是指其根弦与机翼翼尖弦之间的夹角。其安装角一般为负值．即小翼的前缘向外，也称外撇角。由于小翼剖面的弯度很大，机翼翼尖上表面又有相当大的来流角，采用负的安装角可减小翼梢小翼根部上表面的气流分离。惠特科姆在风洞试验中曾得出上翼梢小翼的安装角范围为0°-40°当然．对于具体飞机这个安装角的确定应依据风洞试验结果来定。

翼梢小翼有单上小翼、上下小翼等多种形式的翼梢小翼。单上小翼由于结构简单而使用较多。飞机的诱导阻力约占巡航阻力的40%。降低诱导阻力对提高巡航经济性具有重要意义。机翼的展弦比越大，诱导阻力越小。过分大的展弦比会使机翼太重，因而增大机翼展弦比有一定限度。在翼梢简单地加装垂直端板也能减小诱导阻力，但效果并不理想。70年代中期，美国R.T.惠特科姆最先提出翼梢小翼的概念，一系列的试验证实了它的减阻效果。翼梢小翼除作为翼梢端板能起增加机翼有效展弦比的作用外，还由于它利用机翼翼梢气流的偏斜而产生的“拉力效应”能减小诱导阻力。风洞实验和飞行试验结果表明，翼梢小翼能使全机诱导阻力减小20%～35%,相当于升阻比提高7%。翼梢小翼作为提高飞行经济性、节省燃油的一种先进空气动力设计措施，已在很多飞机上得到采用。

选择翼稍小翼的翼型时，需考虑小翼翼面上的气流速度大于来流速度．因此选择的小翼翼型应避免超临界条件下出现强激波，且其气流分离特性要优于机翼翼型。翼型的相对厚度要小于机翼翼型，大致取7%～8%的超临界翼型．以得到较好的低速升力特性。

另外，为保证翼稍小翼与外翼的连接强度，连接处应有足够的结构高度。

翼梢小翼本身的阻力

小翼本身也会产生黏性和诱导阻力，在小翼平面形状设计时应有适当的削尖和后掠。以提高小翼的气动效率和有好的超临界性能，将其本身的阻力减小到最低，并且不能抵消由于加装小翼所引起的总的诱导阻力的减小量。

对机翼流场的干扰

翼梢小翼本身应具备良好的气流分离特性，安装后不应对机翼的流场产生明显的不利干扰。为此，翼梢小翼与机翼之间进行光滑过度整流，这可使翼梢小翼翼根区域所要求的扭转角度减小；或在机翼翼尖与翼梢小翼连接处采用融合连接，顺滑过渡，不仅可充分发挥翼梢小翼的作用，优化展向升力分布，而且能大大改善翼梢小翼与机翼两端交接区的流场。将气流干扰和气流分离降到最低程度．并可通过精心设计和试验使加装翼梢小翼后对机翼结构的改动最小。

对飞机结构重量的影响

小翼的安装，势必增加翼根的弯矩，严重影响机翼的结构强度，因此在进行翼梢小翼设计时，考虑翼根弯矩的变化则显得相当必要。

对飞机稳定性和操纵性的影响

安装翼梢小翼后，飞机的稳定性可能会受到影响，同时也影响飞机的起落性能和爬升性能，飞机的侧风能力稍有下降。因此，必须综合考虑对飞机各种飞行性能的影响。

对颤振速度的影响

翼梢小翼的增加会使飞机的颤振速度减小，一方面由于翼梢小翼使机翼弹性轴后的重量增加，所以小翼的重量对颤振速度的影响会使机翼的颤振速度减小；另一方面翼梢小翼的气动力也可使机翼的颤振速度减小。