【摘 要】
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在Ｒｅ为 2 1× 1 0 6情况下进行的ＮＡＣＡ0 0 1 2翼型Ｇｕｒｎｅｙ襟翼增升效应风洞实验研究表明 ,Ｇｕｒｎｅｙ襟翼可使升力有很大提高 , 0 5%平均气动弦长襟翼在ＣＬ>1 0后即可提供较高的升阻比 ,当ＣＬ =1 3 5时
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在Ｒｅ为 2 1× 1 0 6情况下进行的ＮＡＣＡ0 0 1 2翼型Ｇｕｒｎｅｙ襟翼增升效应风洞实验研究表明 ,Ｇｕｒｎｅｙ襟翼可使升力有很大提高 , 0 5%平均气动弦长襟翼在ＣＬ>1 0后即可提供较高的升阻比 ,当ＣＬ =1 3 5时 ,2 %平均气动弦长襟翼获得了 3 5%的最大升阻比增量 ;翼型表面压力分布结果显示 ,Ｇｕｒｎｅｙ襟翼增加了上翼面的吸力 ,同时下翼面压力增强 ,因而升力提高 ;尾流速度型显示Ｇｕｒｎｅｙ襟翼导致流经上翼面的流体在其后有明显下偏转 ,这表明翼型有效弯度增大了 ;襟翼上开出锯齿会同时导致升力和阻力下降 ,但升阻比是否会提高则应视其是否更接近最佳高度的有效迎风面积。Ｇｕｒｎｅｙ襟翼的最佳应用场合为中高升力系数情况 (如起飞、降落等 ) ,在中小升力系数情况下不宜使用。
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