问：C-17、A400M的机翼有翼梢小翼，可以省油，中国商飞的C-919也采用此设计，为什么运-20没采用？
答：“翼梢小翼”的最初发明者也是理查德，惠特科姆博士，但最早应用这项技术的却是欧洲国家。为此，惠特科姆还曾与多个欧洲航空公司和飞机制造企业打官司。结果，持有该项专利技术的惠特科姆却输了。为什么？因为人家受其专利思想的启发，在“惠特科姆小翼”技术的基础上进行了大量的研究和改良试验，装在欧洲飞机上的翼尖小翼的构形与“惠特科姆小翼”已有很大的区别，因此，不好说别人是抄袭。
目前，欧洲空中客车公司研制的几乎所有的大中型民用飞机，如A300、A310、A318、A219、A320、A321、A330、A340等，均采用了不同类型的翼梢小翼，并取得了良好的经济效益。美国的波音、洛克希德·马丁等公司应用该项技术的时间相对较晚，波音757、767、777、MD-90、MD-95/波音717等方案在设计时均未考虑安装这种装置。波音747-400大型客机是波音公司产品中最早采用翼梢小翼的改进型飞机，设计人员为其增设了一个1.83米高的小翼。老款的波音737-100/200/300等型别未配翼梢小翼，较新的改进型如波音737-500/600/700也没装，直到最新的生产型波音737-800才采用了翼梢小翼方案。作为波音公司的军用拳头产品，C-17倒是在设计初期就采用这种新型设计，选择了NASA为其开发的高2.9米的小翼。
翼梢小翼的作用正如网友所言，可以省油。那么，它又是如何达成节能减排指标的？从原理上讲，这种气动装置是通过阻挡和分散翼尖涡的方式，削弱这一有害能量的影响，从而给机翼增升减阻，最终实现降低油耗、加大航程和航时之目的。前面提到，飞机主要靠气流在机翼上表面与下翼面间产生速度差、压力差来产生升力。在机翼翼尖的区域，由于下翼面的压力高于上表面，底部气流有向上翻卷、进行压力交换的趋势，并最终形成翼尖涡。这股涡流会给飞机带来不利的干扰——使翼尖的升力减小，阻力增加（称为翼尖诱导阻力或升致阻力），从而导致全机升阻比降低。为此，发动机必须付出更多的能量才能维持飞机的飞行，巡航经济性也随之变差。
怎样才能减少翼尖涡的有害影响呢？措施之一是加大机翼翼展，尽量缩小翼尖涡对机翼的干扰范围。但增大翼展又会引发结构强度、刚度、重量等一系列问题。办法之二是对翼尖进行修形，如采用椭圆翼尖、低阻翼尖等方案，但这些措施的效果有限。对策之三便是安装翼尖端板、翼尖帆片、翼梢小翼等气动装置。它们一般垂直、倾斜或水平布设在翼尖处，用以阻挡和分散翼尖涡，以降低其对机翼的不利影响。
试验数据表明，“全封闭”式翼尖端板的气动效益不如翼梢小翼好，因为它在减少诱导阻力的同时，本身也会产生一定的磨擦阻力和干扰阻力，对改善全机升阻特性的贡献不大（除非把它当做“翼稍立尾”使用）。而装在翼尖较为靠后位置上的翼梢小翼可使全机的升阻比提高1%-15%。当然，加装翼梢小翼后也会带来一些新问题：一是小翼本身有一定的重量，二是它们产生的气动力将对翼根形成不小的弯矩。因此，机翼的强度、刚度等需要加强，结构重量也将增大。
翼梢小翼的降阻增升幅度视使用对象而异，存在着较大的差别。同类构形的翼梢小翼装在不同的机翼上，会产生不一样的效果。反之，特定的机翼配置不同的翼梢小翼也会得到不一样的结局。总体而言，翼稍弦长相对较短的大展弦比机翼从翼梢小翼身上获取的好处相对较少（升阻比约提高1%～5%）：而翼稍相对较长的小展弦比机翼获得的收益比例则往往较大（升阻比可提高7%-15%）。
不过，看问题不能仅盯着局部，还要观察整体。采用大展弦比机翼的运输机、旅客机安装翼梢小翼后获利虽然只有百分之一二，但因其耗油量的绝对值很大，在经济上得到的好处还是相当可观的。轻型的米格-21MF战斗机以亚音速巡航飞行时，每千米约耗油2升，而大型的波音747-200B四发客机，飞行一千米平均耗油19.1升。若以每架波音747-200B平均每天飞行10000千米（每年飞300天）计，加装了翼梢小翼的波音747机队一年能省多少油？
新研制的大型飞机装不装翼梢小翼要根据具体情况而定，采用什么样的翼梢小翼，也需进行综合权衡。翼梢小翼的种类、款式，花样繁多，如英国人发明的翼尖帆片，中国人发明的翼尖涡轮、翼尖鸭式小翼，美国人发明的惠特科姆小翼、整体弯曲上翘小翼等。它们的实际使用效果、适配机型均不一样，吹风试验和理论计算时必须进行反复的对比和验证。这无形中会加大前期阶段的设计、试验工作量和开发费用，并影响研制进度。因此，运-20暂不采用翼梢小翼是有其道理的，这为下一步的改进、改型留下了空间。首先解决大型运输机的有无问题，然后再不断优化（例如修改气动外形、换装动力装置等）。
那么，同为中国大飞机项目的C-919客机方案为何又一次性地选用翼梢小翼呢？我认为这个选择也是正确的。客机研发部门优先考虑的也许是“取证”问题，因为民用客机在试飞成功之后还需要花费大量的资金、用较长的时间进行适航取证工作。只有在取得型号合格证、适航证之后，新型客机才允许投入国内、国际航线使用。若已经拿到了适航证，设计部门又对飞机的气动外形小改了一把（比如加装翼梢小翼），那么，就需要重新进行试飞取证，这在经济上、研制周期上都是很不合算的。其次，民用客机更重视耗油率、航程、航时等经济性指标，运营成本低的飞机有利于产品推广。因此，不如毕其功于一役，首飞时便安上此类气动装置。也许，这就是运-20和C-919在翼梢小翼问题上采取不同策略的原因。
问：美国的C-17、日本的C-2运输机为什么有尾鳍，而运-20没有？
答：位于后机身下方的这些固定安装的垂直翼面或倒v字形外张式翼片一般被称为腹鳍。许多作战飞机均设置有单腹鳍、双腹鳍或三双腹鳍。腹鳍的主要功能是用于提高飞机在低速大迎角飞行和超音速飞行时的方向安定性。许多运输机（如C-17、C-1、C-2、安-24、安-32、“新舟”60等）也安装了类似腹鳍的气动装置。
为了方便装卸货物，运输机的舱门和机身的离地高度往往都比较低，但机身过于低矮也会带来问题：起降时有可能因操纵不当而擦碰机尾腹部。防止擦尾的技术措施之一，是将后机身下方设计成向上弯折的形状。这种处理方式的流线型不够理想，在某些飞行迎角状态下，在机尾下方很容易形成一个“死水区”。前方来的气流进入这一区域后便会发生分离的现象，产生紊乱的涡流，从而造成飞机的“底阻”增大，安定性变差。
为了解决这一矛盾，在某些运输机的后机身下缘增设了腹鳍，以改善局部区域的流场。此类装置一般都选择垂直或外张式双腹鳍方案，且腹鳍的安装方式不是顺气流方向，而是沿着机尾收形的角度配置，即它们之间不是平行的，而是带有一定的夹角。有的运输机方案安装的两片腹鳍甚至在尾尖处相交。其目的是将后机身腹部的紊乱气流理顺、引走，从而改善机体下方的流场，降低飞机的底阻。
位于机尾的双腹鳍没有沿机体轴顺气流安装，而是与前方来流形成一定的夹角，这样设置会不会产生额外的迎风阻力呢？一般来讲不会。因为它们处于背风区，面对的不是飞机前方的高速来流，而是后机身腹部的速度较低的涡流。只要把这些乱流梳导、清理掉就OK了。
运-20原型机没有安装腹鳍，说明该机后机身的气动外形设计得比较流畅、光顺，气流的分离情况不严重。当然，最终还要看试飞的结果。若飞行测试的数据与风洞吹风的数据相一致，就维持原设计。如果遇到问题，再加装腹鳍也来得及。
问：从正面看，运-20上单机翼中部，完全在机身外，比较突兀，C-17比较自然，当然这会占用机身内空间，如何权衡？
答：为了方便人员上下飞机和装卸货物，军用运输机往往选择上单翼后尾式气动布局和较短的起落架（有些运输机的起落架还配备有升降机构），以降低机身与地面问的距离。而为了容纳较大尺寸的物品，大部分军用运输机的机身采用宽体结构，其横截面多呈圆形、蛋形、双圆形或矩形。
那么，同为采用上单翼的大型运输机，为何C-17“环球霸王”的机翼基本上穿过机身上部，而运-20、伊尔-76的主翼却“架”在机背上呢？这主要与货舱的设计尺寸、机体的制造工艺等因素有关。
C-17的机身直径比较粗，其货舱尺寸与C-5A很接近，机内空间相当大。C-5A战略运输机共设有4个舱室：驾驶舱、前上货舱、后上货舱、下货舱。前上货舱长11.99米：后上货舱长18.20米；下货舱是主货舱，其宽度为5.79米，高4.11米，容积985立方米。C-17货舱的最大宽度5.49米，最大高度4.50米，容积将近600立方米，可以装载一辆60吨重的M1A1型主战坦克或3架AH-64型武装直升机。该机的货舱高度甚至超过了比它个头还大的C-5A，采用“插入式”的上单翼布局对空运重型装备不会产生什么影响。
与最大起飞重量265.35吨，最大载重量76.66吨的C-17相比，载重40吨级的伊尔-76的货舱长、宽、高明显要小一号（分别为24.5米、3.45米、3.4米，容积只有235立方米）。为了保证机内有足够的空间和高度装载大型货物，将机翼布置在机身上面，是比较合理的。运-20的机身直径虽然比伊尔-76大一些，但也没有C-17那么粗，因此，也选择了同样的机翼安装方式。
将中央翼完全放在机身外，的确显得比较突兀，那么，会不会因此而生成额外的阻力呢？只要整流蒙皮的设计、制造比较好，阻力系数的增值并不大。而且，凸起的整流包还有可能产生一定的升力贡献，并提供额外的机内空间。
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