翼梢小翼可以有效抑制翼尖涡,减小诱导阻力。研究表明,诱导阻力在巡航状态时约占飞机总阻力的40%,而在起降、爬升阶段约占总阻力的50%~70%。传统翼梢小翼主要针对巡航状态设计,无法在起降、爬升阶段提供最佳减阻效果。因此,有必要设计一种特别针对飞机起降阶段的变体翼梢小翼,使其在整个飞行包线内都能提供最佳减阻效果。本文在分析翼梢小翼各参数对飞机气动性能影响的基础上,选定高度为研究对象,设计了一种伸缩栅格结构,用于变体翼梢小翼改变其高度。起飞时增加高度,提高纵向稳定性,增升减阻,减少爬升时间;巡航时降低高度,避免高度过高引起小翼翼尖处的激波诱导分离,并降低翼根弯矩增量。应用七孔探针测试技术研究不同高度翼梢小翼对机翼翼尖涡流场的影响,给出翼尖尾涡在下游两倍弦长距离内的速度和压力场分布随翼梢小翼高度变化的规律。结果表明,翼梢小翼高度的增加可以使翼尖涡涡核静压明显增加,翼梢小翼将集中的翼尖涡破碎成两个或更多个强度更弱的旋涡,在黏性作用下,旋涡能量快速耗散,有效地削弱翼尖尾涡的强度。建立变高度翼梢小翼及加装变体翼梢小翼机翼的参数化有限元模型。用MSC.NASTRAN求解序列SOL 103对变高度翼梢小翼进行模态分析,并用冲击激振实验验证有限元建模的可靠性。利用MSC.NASTRAN求解序列SOL 145对加装变体翼梢小翼机翼进行颤振分析。结果表明,机翼颤振特性由于加装翼梢小翼而下降,且随着小翼高度的增加而进一步下降,机翼颤振形式由弯扭耦合颤振变成弯曲颤振。