减阻是飞机设计的主要任务之一，翼梢小翼能有效降低飞机的诱导阻力。传统翼梢小翼仅面向巡航状态优化，而在起飞、爬升等非设计状态的减阻效率较低。针对该问题，本文研究了一种可变高度和倾斜角的变体翼梢小翼，能根据飞机的飞行状态主动改变自身的高度和倾斜角，实现整个飞行包线内实时优化飞机阻力特性的目的。本文的研究工作重点围绕以下三方面进行：首先，研究了变体翼梢小翼的变形方式和变形范围问题。翼梢小翼的参数类型较多，各参数对小翼减阻效率的影响程度也不同，变体翼梢小翼应改变哪些参数、以及这些参数在什么范围内变化，是研究变体翼梢小翼面临的首要问题。针对变形方式问题，本文采用Plackett-Burman试验设计分析了小翼的各类几何参数对减阻效率的影响程度，筛选出对小翼减阻效率影响最大的关键参数，以此为依据指出了变体翼梢小翼的变形方式。在此基础上，采用响应曲面设计得到了小翼的关键参数在起飞、爬升和巡航阶段的最佳值，确定了小翼关键参数的变形范围。研究结果表明，翼梢小翼的高度和倾斜角是影响其减阻效率的关键参数，因此变体翼梢小翼应该通过改变高度和倾斜角的方式来提高起飞、爬升阶段的减阻效率。其次，研究了变体翼梢小翼的驱动技术。以变体翼梢小翼的变形方式和变形范围为依据，本文提出了三种驱动机构——用于变高度翼梢小翼的伸缩栅格、用于变倾角翼梢小翼的主动弯曲梁、以及用于高度和倾斜角复合式变形的差动式伸缩栅格。通过数值模拟和模型实验研究了三种驱动机构的运动特性，推导了机构的运动方程，并研究了相应的控制方法。研究结果显示，三种驱动机构可以实现变体翼梢小翼所需的变形动作。第三，研究了变体翼梢小翼的气动收益问题。本文采用计算流体力学（CFD）与风洞实验相结合的方法，分析了变体翼梢小翼变形前与变形后对机翼展向载荷分布、翼梢尾涡流场控制、机翼的升阻力和翼根弯矩的影响。研究结果表明，变体翼梢小翼不仅能显著改善飞机起飞阶段的气动效率，还能进一步削弱翼尖尾涡强度。其中，变高度的变形方式获得的气动收益最大，高度和倾斜角复合式变形获得的气动收益次之，而变倾斜角的变形方式获得的气动收益最小。但是，三种变形方式都会引起气动载荷向机翼翼尖区集中，带来额外的翼根弯矩增量，因此必须保证变形幅度不得超过预设的变形范围，否则会损害机翼结构的安全。本文研究工作在机械结构力学及控制国家重点实验室完成，并得到了国家自然科学基金项目“用于近空间飞行器仿生机翼的驱动器基础研究”（项目批准号：90605003）的资助。