在飞机的机翼设计中，增升装置得到广泛的应用。由于其流动和作用机理的复杂性，增升装置的设计是机翼设计中的难点。多段翼型是飞机上最为常用的增升装置。缝道参数对多段翼型的性能有很大影响。对于多段翼型的最终构型，往往是由风洞实验最终确定的。然而由于实验雷诺数与使用雷诺数的不同，实验最佳参数未必在使用时有最佳效果。 本文针对GAW-1两段翼型，用数值计算对该翼型的边界层转捩位置和表面压力分布进行了计算研究。并设计、加工了风洞实验模型，在西北工业大学NF-3风洞中进行了实验研究。实验雷诺数为0.52×10~6～2.06×10~6，主要测定翼型升力系数和对应缝道流场的速度型。实验状态主要有：(1)襟翼偏角δ=40°，O／L=0，Gap=8～20mm；(2)δ=10°，O／L=43.4mm，Gap=4.45～27mm；都有自由转捩和固定转捩状态。 研究表明：(1)多段翼型在大升力状态时存在不稳定现象，即虽然升力系数较大，但不稳定。设计使用中应引起足够重视；(2)随着雷诺数的变化，得到缝道中边界层相应减薄的流动图谱；(3)随着雷诺数的增加，缝道内的无因次平均速度在增加，与升力系数的增加趋势相同；(4)在Re数为0.52×10~6～2.06×10~6内，升力系数受雷诺数影响明显；(5)对于本文研究的模型，Re数为0.52×10~6～1.03×10~6内，自由转捩下最大升力系数提高近似呈线性，固定转捩下最大升力系数变化无明显趋势；Re数为1.03×10~6～2.06×10~6内，自由转捩和固定转捩下最大升力系数变化分别近似呈线性；(6)雷诺数为1.03×10~6～2.06×10~6时，在相同最大升力系数条件下，随着雷诺数的增加，缝道宽度按如下规律减少：△Gap=—0.00154c△Re。 本文研究结果对中小型无人机增升装置的设计和应用有一定的指导意义。本文的方法和思路对于大型飞机增升装置的缝道优化选型有一定的探索意义。