北京航空航天大學(xué)航空科學(xué)與工程學(xué)院 仇翯辰 邱志平 陳賢佳

北京科技大學(xué)計算機與通信工程學(xué)院 郭 京

飛行阻力是對商用飛機飛行品質(zhì)、經(jīng)濟性以及氣動性能起決定性作用的因素之一。飛行阻力包括幾個不同的組成部分，其中影響比較大的3個分別是誘導(dǎo)阻力、形狀阻力以及激波阻力。對于目前亞音速飛行的民用飛機，形狀阻力和誘導(dǎo)阻力是僅有的2種阻力形式，其中誘導(dǎo)阻力占較大部分。對于跨音速與超音速飛行，激波阻力成為了最主要的組成部分。

商用飛機在亞音速巡航時，誘導(dǎo)阻力占噴氣式運輸機總阻力的40%左右[1]，在較大迎角飛行時所占比例更大。誘導(dǎo)阻力減小1%可使巡航升阻比增加0.4%, 同時增加的低速爬升性能可使飛機起飛重量增加1%[2],誘導(dǎo)阻力的減少還能有效增加飛機的航程[3]。因此，研究如何能夠減小飛機的誘導(dǎo)阻力，對節(jié)約油耗、降低飛機的運行成本和提高飛機的經(jīng)濟性具有重要而迫切的現(xiàn)實意義[4]。

商用飛機加裝翼梢小翼能夠顯著降低誘導(dǎo)阻力，進而提高飛機的燃油經(jīng)濟性和航程，目前已經(jīng)成為業(yè)界爭相研究的熱點。翼梢小翼的構(gòu)思源于人類向大型鳥類的學(xué)習(xí)，這些鳥類在飛行中展開翅膀并向上偏折翼尖羽毛以減小阻力，使其能以很小的高度損失而做遠(yuǎn)距離滑翔[5]。翼稍小翼在本質(zhì)上講就是一種翼尖裝置，空氣動力學(xué)家對于翼尖裝置的研究已有百余年的歷史。英國著名空氣動力學(xué)專家Frederick William Lanchester(1868～1946)在他早年的研究中就非常關(guān)注機翼翼尖的流動情況，并在1897年取得了被描述為在機翼末端裝有兩個“封口翼”的飛機專利權(quán)[6]。Lanchester對機翼翼尖裝置的設(shè)計思想后來演變?yōu)?0世紀(jì)20年代有名的“端板”概念[7-8]。20世紀(jì)70年代，由美國NASA蘭利研究中心的空氣動力學(xué)專家R. T. 惠特科姆提出的翼稍小翼概念在應(yīng)用上取得了真正意義上的突破[9]。從此，翼梢小翼技術(shù)陸續(xù)進入公務(wù)機和旅客機領(lǐng)域，被廣泛應(yīng)用于現(xiàn)代民機機翼的設(shè)計中。

本文對商用飛機誘導(dǎo)阻力的產(chǎn)生進行了理論推導(dǎo)，研究了翼尖裝置的減阻機理及其對飛機飛行性能的影響，系統(tǒng)梳理了國內(nèi)外各種商用飛機裝配的翼梢小翼和相應(yīng)的技術(shù)特點，跟蹤研究先進翼尖裝置的最新進展，提出未來商用飛機翼尖裝置的可能發(fā)展方向和技術(shù)優(yōu)勢，為下一代民機翼尖裝置研究和發(fā)展提供參考。

1 商用飛機誘導(dǎo)阻力推導(dǎo)

整個機翼的升力等于局部升力的展向積分：

其中，L表示升力，b為展長。令無因次展向站位：

并利用局部升力系數(shù)方程：

將式(3)帶入式(1)可得：

式中，c為機翼弦長。而升力系數(shù)：

又因為升力是由機翼拖出的馬蹄渦產(chǎn)生的，渦的強度用環(huán)量Γ表示為：

故誘導(dǎo)阻力的最后結(jié)果為：

其中，Di為誘導(dǎo)阻力，v∞是自由流速度，y是展向尺寸，ρ是空氣密度，Γ(y)是局部環(huán)量。式(7)中的二重積分代表在y點的漩渦變化影響著y'處的環(huán)量和下洗[10]。

另一方面，下洗速度為：

這里令

這樣式(7)就變成：

式中，q∞為動壓。對于實際飛機的情況，式(9)更一般的形式為：

式中，e是相對于載荷為橢圓分布的氣動力效率因子[11](或稱誘導(dǎo)阻力效率因子)。圖1表明了機翼翼尖集中渦束的產(chǎn)生過程。

圖1 機翼翼尖產(chǎn)生的集中渦束Fig.1 Centralized vortex bundle produced by wing tip

由式(9)可以看出誘導(dǎo)阻力僅取決于升力、翼展和動壓。值得一提的是，在誘導(dǎo)阻力中，展弦比不再是影響因素。也就是說，在給定飛機重量和高度的情況下，增加翼展將減少誘導(dǎo)阻力。但是由于實際生產(chǎn)過程和機場停機庫的限制，不可能一味增加翼展。因此，翼梢小翼的出現(xiàn)能夠基本上不增加機翼的實際翼展，而達到和增加展長同樣的氣動力效果。

2 翼梢小翼減阻機理和作用

翼梢小翼是一種裝在飛機機翼兩端的垂直小機翼，飛機在飛行中，由于機翼上下表面壓力差的作用，流過機翼上下表面的氣流不僅會在機翼翼梢卷起1個逆時針方向旋轉(zhuǎn)的翼梢渦，而且會在機翼后緣匯合成1個向后順流方向拖出的旋渦面。這個旋渦面和翼梢渦在機翼后方組合成了飛機的尾渦，并在機翼附近產(chǎn)生1個向下的誘導(dǎo)速度(一般稱其為下洗流)。正是這種下洗流的作用，使流向機翼的氣流方向發(fā)生了1個向下的改變，從而使作用在機翼上的氣動力的合力矢量后傾。合力矢量在垂直方向的分量就是升力，在水平方向的分量被稱作誘導(dǎo)阻力。顯然，如果能設(shè)法削弱尾渦的強度，就可以減輕下洗流和減小誘導(dǎo)阻力[12]。

如果在機翼端部裝上一個翼梢小翼后，它首先可起到阻擋機翼下表面氣流向上表面繞流(一般稱其為“端板效應(yīng)”)的作用，也就削弱了翼梢渦和尾渦的強度，增加了在翼梢區(qū)的升力，降低了誘導(dǎo)阻力。從理論上講，如果平面機翼的升力呈橢圓分布，則沿機翼展向的渦流效應(yīng)最小，對誘導(dǎo)阻力而言最有利，翼梢小翼也可改善沿機翼展向的升力分布，從而進一步減小誘導(dǎo)阻力[13]。機翼剖面的誘導(dǎo)阻力如圖2所示。

圖2 機翼剖面的誘導(dǎo)阻力示意圖Fig.2 Diagram of introduced drag in aerofoil

數(shù)據(jù)顯示，大型亞聲速民用客機巡航狀態(tài)的誘導(dǎo)阻力占總阻力的35%～40%。加裝翼梢小翼的首要作用是減小飛機的誘導(dǎo)阻力，這對于降低飛行油耗、提高飛行經(jīng)濟性和環(huán)保性具有重要意義。此外，翼稍小翼也能加速翼尖渦的耗散，產(chǎn)生附加升力和向前推力，延遲翼尖氣流分離，增大飛機失速迎角。翼梢小翼對民機性能影響有以下幾點：

(1)端板作用。翼稍小翼具有翼尖端板的效用，有利于阻擋機翼下表面氣流向上表面氣流的繞流，即削弱了翼尖渦強度，從而增大了機翼有效展弦比。同時可在不增加機翼實際翼展的情況下達到滿意氣動效果。

(2)耗散翼尖渦。翼稍小翼能削弱機翼的翼尖渦，如圖3所示，將翼尖集中渦破碎成許多小線渦，同時翼稍小翼本身的環(huán)流可抵抗機翼翼尖周圍的氣流流動，并在黏性耗散作用下減小下洗場。

(3)增加機翼升力和提供向前推力。翼稍小翼可利用機翼翼尖的畸變流場產(chǎn)生向內(nèi)的側(cè)向力，該力可分解為向上升力和向前推力2項，這也是翼稍小翼區(qū)別于端板的重要標(biāo)志，有利于增加機翼的升阻比，提高飛機起落性能，縮短起飛滑跑距離，并緩解地面噪聲。

圖3 機翼周圍翼尖渦示意圖Fig.3 Diagram of vortex around wing tip

(4)推遲機翼翼尖氣流過早分離，提高失速迎角。安裝有翼稍小翼的機翼翼尖逆壓場與翼稍小翼的順壓場相對應(yīng)，使機翼翼尖區(qū)壓力分布不再尖而陡，而是變得更加豐滿，可減小逆壓梯度，延遲機翼翼尖氣流分離，提高飛機失速迎角和抖振升力系數(shù)。

(5)減弱大型客機的尾渦系，提高機場附近飛行安全和機場使用率，縮短飛機放飛和著陸時間間隔[14-15]。

加裝翼稍小翼也可能會給民機性能帶來一些不利影響，如使?jié)L轉(zhuǎn)力矩增加，對飛機的“荷蘭滾”震蕩特性產(chǎn)生不利影響；使機翼根部彎矩增大，進而增加機翼結(jié)構(gòu)配重；使飛機顫振速度降低等。因此，翼稍小翼設(shè)計是涉及氣動、結(jié)構(gòu)、飛行性能和顫振特性的權(quán)衡過程。

3 翼梢小翼主要設(shè)計參數(shù)與設(shè)計原則

設(shè)計翼稍小翼的主要目的是減小飛機誘導(dǎo)阻力，翼梢小翼的翼展(即高度)、傾斜角和載荷是影響誘導(dǎo)阻力的重要參數(shù)；翼梢小翼的平面形狀和翼型形狀是影響?zhàn)ば宰枇涂蓧嚎s性阻力的重要參數(shù)；而翼梢小翼與機翼之間的干擾阻力是馬赫數(shù)、翼梢小翼的傾斜角、載荷、平面形狀以及翼梢小翼在機翼翼尖弦向位置的重要函數(shù)。在進行翼梢小翼設(shè)計時主要需考慮參數(shù)[16-19]： (1)根梢比和后掠角； (2)展弦比和翼展； (3)面積； (4)翼型；(5)傾斜角； (6)撇角(即安裝角)； (7)扭轉(zhuǎn)角。

翼梢小翼設(shè)計參數(shù)的選擇是考慮氣動、結(jié)構(gòu)、總重量等因素的優(yōu)化過程，是建立在數(shù)值計算分析、風(fēng)洞試驗和飛行試驗基礎(chǔ)上的。

要使翼梢小翼發(fā)揮更大作用，最好能將翼梢小翼加裝在機翼翼尖區(qū)具有較大法向載荷的機翼上，并使上翼梢小翼在機翼升力系數(shù)范圍內(nèi)都能產(chǎn)生足夠大的指向內(nèi)側(cè)側(cè)向力，具體設(shè)計原則[20-22]： (1)考慮翼梢小翼對機翼流場的干擾； (2)考慮翼梢小翼對飛機性能的影響； (3)考慮翼梢小翼對飛機結(jié)構(gòu)重量的影響； (4)在氣動力、重量、飛行性能和顫振特性等方面進行權(quán)衡研究； (5)翼梢小翼設(shè)計應(yīng)符合諸如航行燈和頻閃燈等電氣準(zhǔn)則要求。

在自然環(huán)境中，組合梁受到不同外界因素的影響。在日照作用下，梁體溫度分布不均勻，并且由于有外部約束存在，其內(nèi)部會有相應(yīng)的溫度應(yīng)力產(chǎn)生。這些溫度產(chǎn)生的應(yīng)力在某些條件下甚至超過了荷載產(chǎn)生的應(yīng)力，與此同時產(chǎn)生的溫度變形可能導(dǎo)致混凝土開裂等一系列后果，對梁體造成嚴(yán)重的危害，所以對組合梁溫度效應(yīng)的研究是非常必要的。

4 應(yīng)用于干線民機產(chǎn)品的典型翼稍小翼及其特點

從20世紀(jì)80年代空客公司“尖刀式”翼稍小翼和波音公司梯形翼稍小翼相繼被用于A310-300和B747-400，到如今以波音公司融合式翼稍小翼為代表的翼稍裝置廣泛應(yīng)用于主要民機產(chǎn)品，翼稍小翼技術(shù)不斷走向成熟。事實表明，翼稍小翼研制成功是空氣動力學(xué)領(lǐng)域的一項重大成果，而其推廣應(yīng)用對民用航空節(jié)能、降噪和減排具有重大價值，可謂“小投入大收益”的典范[23]。

4.1 梯形翼稍小翼

20世紀(jì)70年代，美國宇航局提出了現(xiàn)代梯形翼稍小翼方案，波音公司在20世紀(jì)80年代末首次將此項技術(shù)應(yīng)用于大型干線客機B747-400，使其航程較B747-300提升了3.5%。此后，梯形翼稍小翼還被應(yīng)用于A330、A340等干線客機產(chǎn)品。梯形翼稍小翼對于改善機翼上表面氣動流線向內(nèi)偏斜有較好的作用，但對改善機翼下表面氣動流線向外偏斜作用相對較弱，因此設(shè)計時其面積取得略大。圖4中為A330的梯形翼稍小翼。

圖4 A330的梯形翼稍小翼Fig.4 Trapezoid winglets on A330

4.2 融合式翼稍小翼

20世紀(jì)90年代末，不斷上漲的航油價格使航空公司渴望找到更好的提高飛機氣動性能并節(jié)省燃油的方法，APB公司(航空伙伴公司與波音公司合資企業(yè))研制的融合式翼稍小翼很好地解決了這一問題。此項技術(shù)在2000年率先應(yīng)用于波音公務(wù)機BBJ中，之后被移植到B737NG、B737-300/500、B757和B767中。融合式翼稍小翼最大特點在于翼稍小翼與機翼之間采用了光滑的大曲率過渡連接，并采用了大展弦比，這有效減小了翼稍小翼與機翼之間的氣動干涉，同時改善了受力情況，增加了翼尖處抗彎和抗扭強度。據(jù)波音公司官方數(shù)據(jù)，加裝融合式翼稍小翼的飛機主要有5個方面的優(yōu)勢： (1)大大降低了飛行成本，每架飛機每年可節(jié)省300t燃油； (2)提高了安全裕度，改善了飛機起降性能；(3)融合式翼稍小翼可使飛機在起飛時發(fā)動機推力降低3%，在巡航時降低3.4%，增加了降落穩(wěn)定性，適用于山區(qū)、高原機場起降； (4)延長了發(fā)動機使用壽命，同時增加了飛機業(yè)載和航程，提高了飛機本身殘值； (5)使飛機起飛噪聲降低6.5%，廢氣排放減少5%，更利于環(huán)保。據(jù)波音公司的技術(shù)報告顯示，B737-800型飛機加裝融合式翼稍小翼后，降低輪擋油耗3%～5%，增大航程4%～6%，約130海里，增加裝載量約6000磅。

需要指出的是，對用于短距離航段飛行民機，由于爬升和下降頻繁，巡航階段歷時相對較少，加裝翼稍小翼后所增加結(jié)構(gòu)重量以及額外浸潤面積和寄生阻力可能會抵消氣動力改善帶來的效益。同時，對于已有飛機的改裝也需要一定的成本投入。經(jīng)測算，對于飛行500海里以下航線的飛機，加裝翼稍小翼并不能帶來明顯的節(jié)油效果。圖5中為B737NG的融合式翼稍小翼。

圖5 B737NG的融合式翼稍小翼Fig.5 Converged winglets on B737NG

4.3 尖刀式翼稍小翼

空客公司的民機產(chǎn)品普遍選用的翼尖裝置被俗稱為“尖刀式”翼稍小翼，實際上它是一種翼尖渦擴散器。這種裝置通過減小和控制交叉流、減弱翼尖渦、改進翼尖升力分布等方式來降低飛機阻力。20世紀(jì)80年代，“尖刀式”的渦擴散器最先被應(yīng)用于A310-300，此后被應(yīng)用于A300-600、A320和A380等機型。如果在上述展弦比較大的飛機機翼翼尖加裝常規(guī)翼稍小翼就會更多地導(dǎo)致翼根處彎曲力矩增加，使結(jié)構(gòu)重量代價增大。因此，在其翼尖剖面最大厚度以后安裝了比翼稍小翼小得多的大后掠三角翼渦擴散器。渦擴散器存在2方面的優(yōu)勢： (1)升力線斜率明顯小于一般中等展弦比的梯形翼稍小翼，所引起的翼根彎矩較?。?(2)在高升力條件下氣流分離時，有較好的失速特性。與常規(guī)翼稍小翼相比，渦擴散器在非設(shè)計狀態(tài)下有較好減阻效果，側(cè)風(fēng)進場時，其本身不會出現(xiàn)失速現(xiàn)象。最初加裝于A300-600的渦擴散器在巡航時可使飛機阻力降低1.5%，而加裝于A310-300、A320和A380改進的具有較大面積和復(fù)合后掠角的渦擴散器可以使飛機擁有更好的氣動效率。圖6中顯示的是A380的尖刀式翼稍小翼。

圖6 A380的尖刀式翼稍小翼Fig.6 Knife-winglets on A380

4.4 斜削式翼稍小翼

斜削式翼稍小翼是機翼與翼稍小翼一體化設(shè)計的產(chǎn)物，它使機翼在翼尖有一個較大角度的斜削，嚴(yán)格來說它已成為機翼的一部分。斜削式翼稍小翼技術(shù)最早被用于B777-300ER，最近又被推廣至B787-8和B747-8I等機型。高度斜削翼梢小翼能夠提高飛機性能，有助于縮短飛機起飛時在跑道上的滑行距離，提高爬升性能并降低油耗，更好的爬升性能也意味著產(chǎn)生更小的噪音，從而減輕了對周圍環(huán)境的影響。據(jù)NASA和波音公司測算，加裝斜削式翼稍小翼可降低5.5%的飛行阻力，這比加裝傳統(tǒng)翼稍小翼提高了3.5～4.5個百分點。以B777-300ER為例，安裝斜削式翼梢小翼后，其燃油效率提高了2%。由此計算，每架飛機每年能為航空公司節(jié)約14萬美元燃油支出，這相當(dāng)于每架飛機每年節(jié)省130萬磅燃油，減少390萬磅二氧化碳?xì)怏w排放。圖7中為B747-8I的斜削式翼稍小翼。

圖7 B747-8I的斜削式翼稍小翼Fig.7 Raked-winglets on B747-8I

此外，還有其他形式的翼稍小翼，如B767-400的“扁平式收集翼尖”、B777-200的折疊式翼稍小翼等。

5 民機翼稍小翼技術(shù)最新研究進展

隨著加工工藝水平不斷提高及復(fù)合材料、智能材料逐漸應(yīng)用，翼稍小翼設(shè)計和制造技術(shù)日趨完善和成熟。2012年4、5月間，空客公司和波音公司相繼推出了應(yīng)用于A320NEO和B737MAX的新一代翼稍小翼技術(shù)。關(guān)于螺旋式翼梢小翼、可變彎度和扭矩翼梢小翼等智能翼尖裝置研究也正在進行中。

5.1 雙羽狀翼稍小翼

圖8 B737MAX的雙羽狀翼梢小翼Fig.8 Double feathery winglets on B737MAX

5.2 鯊鰭小翼

2012年4月26日，首架裝配鯊鰭小翼的空客A320新飛機在法國圖盧茲下線，此架飛機將用于為鯊鰭小翼取證工作而進行試驗飛行。新型鯊鰭小翼高約2.5m，如圖9所示，是空客公司專門為A320 系列飛機研制的新型翼梢裝置，用于替代現(xiàn)有的翼梢小翼。鯊鰭小翼是新出廠的A320 系列飛機的選裝設(shè)備，是選裝新型發(fā)動機A320NEO系列飛機的標(biāo)準(zhǔn)配置。鯊鰭小翼可以使飛機降低3.5%燃油消耗。這種加大了的翼梢小翼由輕質(zhì)碳纖維復(fù)合材料制成，不會明顯增加A320 和A320NEO的重量。

圖9 A320和A320NEO的鯊鰭翼稍小翼Fig.9 Sharklets on A320&A320NEO

5.3 螺旋式翼稍小翼

螺旋式翼稍小翼概念最早由波音公司原空氣動力部主任路易斯·格萊茲提出，如圖10所示，與上翹外形的融合式翼梢小翼不同，螺旋式翼梢小翼的外形像一個細(xì)長的翼梢綢帶，伸展以后向上轉(zhuǎn)折360度卷回到機翼翼梢的上表面，形成一個大的剛性閉合環(huán)。相對于融合式翼梢小翼，環(huán)狀螺旋形翼梢小翼相當(dāng)于在翼梢形成了2個翼梢小翼，幾乎可以達到雙倍效果，所以有時也被稱為“雙翼梢小翼”。由于螺旋式翼梢小翼更為徹底地改變了機翼翼梢的構(gòu)型，因而改變機翼翼梢尾渦的能力更強。這種翼梢小翼幾乎可以完全消除翼梢渦，它不僅允許與其后面的飛機保持更小間隔距離，從而提高機場的使用率，還能把飛機巡航阻力降低近一半，可全面改善飛機性能，增加安全性，降低噪聲，具有非常出色的節(jié)油效果。

圖10 螺旋式翼稍小翼示意圖Fig.10 Diagram of spiral winglets

相對于融合式翼梢小翼，螺旋式翼梢小翼的應(yīng)用面臨更多來自氣動、結(jié)構(gòu)、材料、工藝和制造經(jīng)濟性的挑戰(zhàn)，需要精心調(diào)整機翼氣動載荷分布和選擇適合的機翼翼型，盡可能地降低對飛機結(jié)構(gòu)的影響；要求小翼的浸潤面積必須保持在最低限度以減小摩擦阻力；其設(shè)計參數(shù)還需要考慮在各種飛行狀態(tài)下對飛機性能的影響，包括高速飛行時與激波的干擾、大迎角時的氣流分離以及飛機的顫振特性等。

5.4 可變彎度和扭矩的翼梢小翼

可變彎度和扭矩的翼梢小翼基于一種由復(fù)合材料構(gòu)成的能夠適應(yīng)翼梢小翼外形變化的蒙皮技術(shù)，具有多形體能力，可以用彎曲和扭轉(zhuǎn)方法來代替只能在一個方向上進行的外形改變。這一概念的翼梢小翼能夠在飛機飛行的不同階段改變外形，以提高和改善飛機氣動效率和性能，這些改善包括最小化升阻比、增加低速時的穩(wěn)定性，減少氣動噪聲等[25-27]。

5.5 變高度、變傾角翼梢小翼

目前的研究成果采用Plackett-Burman試驗設(shè)計篩選翼梢小翼的關(guān)鍵參數(shù)，指出了變體翼梢小翼的最佳變形方式是改變高度和傾斜角，為變體翼梢小翼的驅(qū)動結(jié)構(gòu)設(shè)計提供了依據(jù)。由伸縮柵格機構(gòu)實現(xiàn)翼梢小翼的高度改變，對于變傾角的翼梢小翼驅(qū)動技術(shù)采用基于SMA彈簧驅(qū)動器的主動彎曲梁結(jié)構(gòu)。設(shè)計人員根據(jù)驅(qū)動器機構(gòu)的受力情況設(shè)計了所需的SMA彈簧驅(qū)動器，采用數(shù)值模擬與實驗結(jié)合的方法研究了SMA彈簧驅(qū)動器的力-電-熱耦合特性以及驅(qū)動機構(gòu)的力學(xué)特性。最新研究進展利用差動式伸縮柵格機構(gòu)實現(xiàn)了小翼的高度和傾斜角的同時變化。變高度、變傾角翼梢小翼能夠同時提高機翼的升力系數(shù)、降低阻力系數(shù)并提高升阻比。巴西Sao Paulo大學(xué)的F. M. Catalano等通過風(fēng)洞實驗研究了變體翼梢小翼對矩形機翼氣動特性的影響，結(jié)果表明變體翼梢小翼能在整個飛行包線內(nèi)優(yōu)化飛機的氣動特性，尤其是在低速大迎角狀態(tài)，變體翼梢小翼帶來的氣動收益更大。與傳統(tǒng)的翼梢小翼相比，變體翼梢小翼能將飛機的氣動效率提高3%，航程提高5%[28-30]。

6 結(jié)論

(1)商用飛機翼梢小翼能夠有效降低飛機的誘導(dǎo)阻力，增加飛機的升阻比和航程，幫助航空公司提高經(jīng)濟效應(yīng)。目前已經(jīng)經(jīng)歷了從最初的端板、梯形翼梢小翼、融合式翼梢小翼、尖刀式翼梢小翼、斜削式翼梢小翼到波音737MAX最新的雙羽狀翼梢小翼和空客A320NEO的鯊鰭小翼。可以說，翼梢小翼已經(jīng)成為航空公司舊機型必然加裝的配置和新機型的標(biāo)準(zhǔn)配置。

(2)最新研究結(jié)果表明，螺旋式翼梢小翼和可變彎度、扭矩的翼梢小翼以及可變高度、傾角的翼梢小翼等智能變形翼梢小翼由于能夠適應(yīng)飛機起飛、降落和巡航等不同任務(wù)段的工況條件，較傳統(tǒng)翼梢小翼有顯著的性能提升而成為目前業(yè)界研究的熱點。

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