摘要：针对缝隙会对分离式尾缘襟翼翼型气动性能产生影响，以$809翼型为研究对象，建立了S809分离式尾缘襟翼模型及整体式襟翼模型，分离式尾缘襟翼模型主体与尾缘襟翼之间采用均匀缝隙结构，缝隙大小为弦长1％o．采用计算流体力学方法中k-ω湍流模型对10％弦长襟翼模型进行多攻角下的升阻力特性计算分析并比较，并对襟翼固定10°偏转角的模型周边流场流线及压力分布进行了分析比较．结果表明：缝隙使翼型升力降低，随着攻角的逐渐增大，缝隙对襟翼模型的影响逐渐减小，带1‰c隙的分离式襟翼模型与整体式尾缘襟翼模型的压力分布曲线及压力云图基本一致，前者升力系数比后者最大低1％．缝隙对翼型气动性能的影响很小，在气动性能分析时可以忽略不计．

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