問：C-17、A400M的機翼有翼梢小翼，可以省油，中國商飛的C-919也采用此設計，為什么運-20沒采用？
答：“翼梢小翼”的最初發明者也是理查德，惠特科姆博士，但最早應用這項技術的卻是歐洲國家。為此，惠特科姆還曾與多個歐洲航空公司和飛機制造企業打官司。結果，持有該項專利技術的惠特科姆卻輸了。為什么？因為人家受其專利思想的啟發，在“惠特科姆小翼”技術的基礎上進行了大量的研究和改良試驗，裝在歐洲飛機上的翼尖小翼的構形與“惠特科姆小翼”已有很大的區別，因此，不好說別人是抄襲。
目前，歐洲空中客車公司研制的幾乎所有的大中型民用飛機，如A300、A310、A318、A219、A320、A321、A330、A340等，均采用了不同類型的翼梢小翼，并取得了良好的經濟效益。美國的波音、洛克希德·馬丁等公司應用該項技術的時間相對較晚，波音757、767、777、MD-90、MD-95/波音717等方案在設計時均未考慮安裝這種裝置。波音747-400大型客機是波音公司產品中最早采用翼梢小翼的改進型飛機，設計人員為其增設了一個1.83米高的小翼。老款的波音737-100/200/300等型別未配翼梢小翼，較新的改進型如波音737-500/600/700也沒裝，直到最新的生產型波音737-800才采用了翼梢小翼方案。作為波音公司的軍用拳頭產品，C-17倒是在設計初期就采用這種新型設計，選擇了NASA為其開發的高2.9米的小翼。
翼梢小翼的作用正如網友所言，可以省油。那么，它又是如何達成節能減排指標的？從原理上講，這種氣動裝置是通過阻擋和分散翼尖渦的方式，削弱這一有害能量的影響，從而給機翼增升減阻，最終實現降低油耗、加大航程和航時之目的。前面提到，飛機主要靠氣流在機翼上表面與下翼面間產生速度差、壓力差來產生升力。在機翼翼尖的區域，由于下翼面的壓力高于上表面，底部氣流有向上翻卷、進行壓力交換的趨勢，并最終形成翼尖渦。這股渦流會給飛機帶來不利的干擾——使翼尖的升力減小，阻力增加（稱為翼尖誘導阻力或升致阻力），從而導致全機升阻比降低。為此，發動機必須付出更多的能量才能維持飛機的飛行，巡航經濟性也隨之變差。
怎樣才能減少翼尖渦的有害影響呢？措施之一是加大機翼翼展，盡量縮小翼尖渦對機翼的干擾范圍。但增大翼展又會引發結構強度、剛度、重量等一系列問題。辦法之二是對翼尖進行修形，如采用橢圓翼尖、低阻翼尖等方案，但這些措施的效果有限。對策之三便是安裝翼尖端板、翼尖帆片、翼梢小翼等氣動裝置。它們一般垂直、傾斜或水平布設在翼尖處，用以阻擋和分散翼尖渦，以降低其對機翼的不利影響。
試驗數據表明，“全封閉”式翼尖端板的氣動效益不如翼梢小翼好，因為它在減少誘導阻力的同時，本身也會產生一定的磨擦阻力和干擾阻力，對改善全機升阻特性的貢獻不大（除非把它當做“翼稍立尾”使用）。而裝在翼尖較為靠后位置上的翼梢小翼可使全機的升阻比提高1%-15%。當然，加裝翼梢小翼后也會帶來一些新問題：一是小翼本身有一定的重量，二是它們產生的氣動力將對翼根形成不小的彎矩。因此，機翼的強度、剛度等需要加強，結構重量也將增大。
翼梢小翼的降阻增升幅度視使用對象而異，存在著較大的差別。同類構形的翼梢小翼裝在不同的機翼上，會產生不一樣的效果。反之，特定的機翼配置不同的翼梢小翼也會得到不一樣的結局。總體而言，翼稍弦長相對較短的大展弦比機翼從翼梢小翼身上獲取的好處相對較少（升阻比約提高1%～5%）：而翼稍相對較長的小展弦比機翼獲得的收益比例則往往較大（升阻比可提高7%-15%）。
不過，看問題不能僅盯著局部，還要觀察整體。采用大展弦比機翼的運輸機、旅客機安裝翼梢小翼后獲利雖然只有百分之一二，但因其耗油量的絕對值很大，在經濟上得到的好處還是相當可觀的。輕型的米格-21MF戰斗機以亞音速巡航飛行時，每千米約耗油2升，而大型的波音747-200B四發客機，飛行一千米平均耗油19.1升。若以每架波音747-200B平均每天飛行10000千米（每年飛300天）計，加裝了翼梢小翼的波音747機隊一年能省多少油？
新研制的大型飛機裝不裝翼梢小翼要根據具體情況而定，采用什么樣的翼梢小翼，也需進行綜合權衡。翼梢小翼的種類、款式，花樣繁多，如英國人發明的翼尖帆片，中國人發明的翼尖渦輪、翼尖鴨式小翼，美國人發明的惠特科姆小翼、整體彎曲上翹小翼等。它們的實際使用效果、適配機型均不一樣，吹風試驗和理論計算時必須進行反復的對比和驗證。這無形中會加大前期階段的設計、試驗工作量和開發費用，并影響研制進度。因此，運-20暫不采用翼梢小翼是有其道理的，這為下一步的改進、改型留下了空間。首先解決大型運輸機的有無問題，然后再不斷優化（例如修改氣動外形、換裝動力裝置等）。
那么，同為中國大飛機項目的C-919客機方案為何又一次性地選用翼梢小翼呢？我認為這個選擇也是正確的。客機研發部門優先考慮的也許是“取證”問題，因為民用客機在試飛成功之后還需要花費大量的資金、用較長的時間進行適航取證工作。只有在取得型號合格證、適航證之后，新型客機才允許投入國內、國際航線使用。若已經拿到了適航證，設計部門又對飛機的氣動外形小改了一把（比如加裝翼梢小翼），那么，就需要重新進行試飛取證，這在經濟上、研制周期上都是很不合算的。其次，民用客機更重視耗油率、航程、航時等經濟性指標，運營成本低的飛機有利于產品推廣。因此，不如畢其功于一役，首飛時便安上此類氣動裝置。也許，這就是運-20和C-919在翼梢小翼問題上采取不同策略的原因。
問：美國的C-17、日本的C-2運輸機為什么有尾鰭，而運-20沒有？
答：位于后機身下方的這些固定安裝的垂直翼面或倒v字形外張式翼片一般被稱為腹鰭。許多作戰飛機均設置有單腹鰭、雙腹鰭或三雙腹鰭。腹鰭的主要功能是用于提高飛機在低速大迎角飛行和超音速飛行時的方向安定性。許多運輸機（如C-17、C-1、C-2、安-24、安-32、“新舟”60等）也安裝了類似腹鰭的氣動裝置。
為了方便裝卸貨物，運輸機的艙門和機身的離地高度往往都比較低，但機身過于低矮也會帶來問題：起降時有可能因操縱不當而擦碰機尾腹部。防止擦尾的技術措施之一，是將后機身下方設計成向上彎折的形狀。這種處理方式的流線型不夠理想，在某些飛行迎角狀態下，在機尾下方很容易形成一個“死水區”。前方來的氣流進入這一區域后便會發生分離的現象，產生紊亂的渦流，從而造成飛機的“底阻”增大，安定性變差。
為了解決這一矛盾，在某些運輸機的后機身下緣增設了腹鰭，以改善局部區域的流場。此類裝置一般都選擇垂直或外張式雙腹鰭方案，且腹鰭的安裝方式不是順氣流方向，而是沿著機尾收形的角度配置，即它們之間不是平行的，而是帶有一定的夾角。有的運輸機方案安裝的兩片腹鰭甚至在尾尖處相交。其目的是將后機身腹部的紊亂氣流理順、引走，從而改善機體下方的流場，降低飛機的底阻。
位于機尾的雙腹鰭沒有沿機體軸順氣流安裝，而是與前方來流形成一定的夾角，這樣設置會不會產生額外的迎風阻力呢？一般來講不會。因為它們處于背風區，面對的不是飛機前方的高速來流，而是后機身腹部的速度較低的渦流。只要把這些亂流梳導、清理掉就OK了。
運-20原型機沒有安裝腹鰭，說明該機后機身的氣動外形設計得比較流暢、光順，氣流的分離情況不嚴重。當然，最終還要看試飛的結果。若飛行測試的數據與風洞吹風的數據相一致，就維持原設計。如果遇到問題，再加裝腹鰭也來得及。
問：從正面看，運-20上單機翼中部，完全在機身外，比較突兀，C-17比較自然，當然這會占用機身內空間，如何權衡？
答：為了方便人員上下飛機和裝卸貨物，軍用運輸機往往選擇上單翼后尾式氣動布局和較短的起落架（有些運輸機的起落架還配備有升降機構），以降低機身與地面問的距離。而為了容納較大尺寸的物品，大部分軍用運輸機的機身采用寬體結構，其橫截面多呈圓形、蛋形、雙圓形或矩形。
那么，同為采用上單翼的大型運輸機，為何C-17“環球霸王”的機翼基本上穿過機身上部，而運-20、伊爾-76的主翼卻“架”在機背上呢？這主要與貨艙的設計尺寸、機體的制造工藝等因素有關。
C-17的機身直徑比較粗，其貨艙尺寸與C-5A很接近，機內空間相當大。C-5A戰略運輸機共設有4個艙室：駕駛艙、前上貨艙、后上貨艙、下貨艙。前上貨艙長11.99米：后上貨艙長18.20米；下貨艙是主貨艙，其寬度為5.79米，高4.11米，容積985立方米。C-17貨艙的最大寬度5.49米，最大高度4.50米，容積將近600立方米，可以裝載一輛60噸重的M1A1型主戰坦克或3架AH-64型武裝直升機。該機的貨艙高度甚至超過了比它個頭還大的C-5A，采用“插入式”的上單翼布局對空運重型裝備不會產生什么影響。
與最大起飛重量265.35噸，最大載重量76.66噸的C-17相比，載重40噸級的伊爾-76的貨艙長、寬、高明顯要小一號（分別為24.5米、3.45米、3.4米，容積只有235立方米）。為了保證機內有足夠的空間和高度裝載大型貨物，將機翼布置在機身上面，是比較合理的。運-20的機身直徑雖然比伊爾-76大一些，但也沒有C-17那么粗，因此，也選擇了同樣的機翼安裝方式。
將中央翼完全放在機身外，的確顯得比較突兀，那么，會不會因此而生成額外的阻力呢？只要整流蒙皮的設計、制造比較好，阻力系數的增值并不大。而且，凸起的整流包還有可能產生一定的升力貢獻，并提供額外的機內空間。
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