由于翼梢小翼对减少诱导阻力的明显贡献．现代军民用运输机几乎都安装翼梢小翼。在上下气流交汇处的小翼首先起到端板作用，增大了机翼的有效展弦比，其次由于翼梢小翼产生升力的同时也产生很强的尾涡，它与机翼翼尖尾涡反交，削弱耗散翼尖涡，从而减小诱导阻力。 翼梢小翼
翼梢小翼亦能产生升力，其对机翼升力方向的分量即提供给飞机升力分量，其对来流方向的分量实为推力分量。升力分量对机翼翼根产生附加弯矩，不可忽视。[1]
翼梢小翼优点：
1、端板作用：阻挡机翼下表面绕到上表面的绕流，消弱翼尖涡强度，从而有效增大机翼有效展弦比。
2、耗散翼尖涡：因为翼梢小翼本身也是个小机翼，也能产生翼尖涡，方向与主翼翼尖涡相反，且与其距离很近。在黏性耗散的作用下，两股涡相互缠绕，互相对抗抵消，同样达到减少诱导阻力的目的。
3、增加机翼升力及向前推力：上翼梢小翼可利用三元畸变流场产生小翼升力和推力分量。
4、推迟机翼翼尖气流的过早分离，提高失速迎角：一般来说，后掠机翼翼尖是三元效应区，流管收缩，气流流过时先是急剧加速，压力降低，后是剧烈的压力恢复，进入很陡的逆压梯度区，过早引起翼尖边界层分离，造成世失速。然而安装在翼尖处的翼梢小翼可用其顺压场去对应翼尖逆压场，使压力分布不在陡，减小逆压梯度。如果设计得当就可延迟机翼翼尖处的气流分离，提高飞机失速迎角及抖振升力系数。
翼稍小翼的参数有：高度、后掠角、尖削比、倾斜角、安装角和扭转角。过高的翼稍小翼会产生较大的翼根弯矩．需要付出较大的结构重量代价，一般取半翼展的10%左右。后掠角的取值等于或大于机翼的后掠角。为使机翼翼尖和小翼根部交界处。在超临界状态流动干扰较小，要求翼稍小翼外倾，倾斜角为15°～20°。[1]
最初的翼梢小翼就是在翼尖简单安装“端板”形式的翼尖装置，由于其减阻效果并不理想在实际应用中很少采用。直到20世纪70年代由美国NAsA的惠特科姆博士研发的小翼才在应用上取得真正意义上的突破，后来又逐渐发展了融合式翼梢小翼、鲨鱼鳍翼梢小翼等。
翼梢小翼的设计受诸多因素的制约，翼梢小翼参数的确定就是其中之一。主要包括小翼的翼展(即高度)、展弦比、安装角、扭转角、外倾角、根梢比、前缘后掠角、后缘前掠角，这些参数对机翼阻力系数的影响程度大小不一。根据相关参考资料的研究发现翼展、倾斜角和载荷等是影响诱导阻力的重要因素；翼梢小翼的平面形状(翼梢小翼的弦向位置、前缘后掠角、根梢比和面积的变化)和翼型形状对诱导阻力只有较小的影响，是影响黏性阻力和可压缩性阻力的重要参数，从气动力的观点．这些参数可以根据他们对型阻和干扰的影响来选择：翼梢小翼与机翼之间的干扰阻力是马赫数、翼梢小翼的倾斜角、载荷、重要参数。翼梢小翼设计主要是用来减小飞机的诱导阻力，因此主要讨论几个对飞机诱导阻力影响大的参数。[2]