该文采用风洞测力、风洞测压、水洞流态显示、水洞粒子图像测速等多种实验手段，针对二元翼型、三维机翼（三角翼）和三翼面布局飞机，在低速或高速实验条件下，深入研究了Gurney襟翼高度、形状、安装角、安装位置、Re数等多方面因素对其增升特性的影响，同时还对其增升机理进行了初步分析.通过对Gurney襟翼增升特性的研究表明，Gurney襟翼可以提高升力系数，在某些特定情况下（一般为中高升力系数情况下）可明显提高升阻比，在低速、高速状态下应用于二元翼型及三角翼上，均能有效改善其气动特性;决定Gurney襟翼增升特性的主要因素为其有效迎风面积，有效迎风面积相同的襟翼，无论其平面形状为何，其对翼型产生的整体作用是相当的;Gurney襟翼安装位置前移，将导致襟翼后部下表面产生严重分离，致使襟翼后面的一段翼型无法产生升力，由此进一步导致翼型气动特性变坏，升力减小、阻力增加、升阻比降低，因此，各种高度襟翼均不适宜前移;Gurney襟翼的最佳应用场合是中高升力系数情况，并且其安装角应该接近90°，小升力系数情况下不宜采用Gurney襟翼，如采用，则应使用较大的安装角.为充分发挥Gurney襟翼的增升作用，并且不至于因此导致气动性能的下降，最好的办法就是采用可以随时打开/关闭的襟翼，根据需要随时改变其安装角和高度.通过流态显示及PIV测速实验，准确描述了Gurney襟翼附近的流场状态：时均状态下，在Gurney襟翼后方存在两个集中涡，旋转方向相反，下游存在脱体驻点;在Gurney襟翼前方，同样存在一个集中涡;而瞬时状态下则表现为Gurney襟翼后方的尾流中形成典型的卡门涡街.综合测压以及流动显示测量结果，对Gurney襟翼的增升机理进行了初步的分析.由于加装Gurney襟翼，使得其前方翼型受到的压力增强，因此翼型下表面压力增加;同时，在Gurney襟翼后方形成的交替脱落的卡门涡街，推迟或减弱了尾迹区内的压力恢复，有效抑制了上翼面近尾缘处流体的分离，使得上翼面吸附增强;上下翼面的压力差使得翼型的总环量增加，升力系数因此提高.全机验证实验表明，Gurney襟翼对全机增升特性的影响与二元翼型和三维机翼类似，中高升力系数情况下可大大改善全机的气动特性，明显提高升力系数和升阻比.Gurney襟翼完全可以付诸实际工程应用，以提高全机的气动性能.