1971年，美国一级方程式赛车手、设计师格尼(Gurney )发现，在赛车后翼板的后缘上安装一块与气流方向成90度角的窄板，能增大汽车的下坐力，从而改善赛车的抓地力以及提高赛车的弯道速度。这就是着名的格尼襟翼。

格尼襟翼(Gurney )，是一种很简单的增升设计，就是在机翼下表面的后缘位置上安装一块垂直于机翼翼弦长的边条，边条的高度很低，其量级与气流流过机翼的边界层的最大高度相当。

格尼襟翼最开始是装在高速赛车后部用来增加赛车稳定性的反置机翼的后缘上，以增加机翼的向下力，改善赛车在高速转弯时轮胎横向防滑能力。很快飞机设计人员就发现这种简单的格尼襟翼在改善飞机的空气动力性能方面也有很大的潜力，不仅可以明显提高飞机在亚声速飞行时的升力係数、最大升力係数以及最大升阻比，而且在高速飞行时通过格尼襟翼的机翼后体载入效应，使飞机在高速飞行时的上表面激波被有效推迟，扩大了超声速範围。

例如，对一种三翼面布局的飞机模型使用格尼襟翼的试验表明，高度为1%弦长的格尼襟翼显着提高了飞机失速前的升力係数，在迎角为2度和4度(巡航状态)时可分别使升力係数提高81. 6%和37. 4%，而相应的升阻比提高41%和8. 2%。在起飞状态时，升力係数可提高15%。另外一项马赫数0.7的超临界翼型的试验研究表明，採用一个1.25%机翼弦长的格尼襟翼会使飞机在使用範围内的升力有不同程度的提高，可有效提高飞机的使用能力。

格尼襟翼的增升原理是，通过有效地改变翼型后缘的流场，不仅可以增加翼型的弯度效应，同时使接近后缘的气流向下偏转，改变了翼型的库塔条件，增加了环量，也就是增加了给定迎角下的升力。

格尼襟翼的另一个特点是，它使气流离开后缘的尾迹是一个由交替旋转的脱体涡组成的卡门涡街，而不是寻常的连续的涡流尾迹。这些脱体涡一方面增加了翼型后缘上表面的吸力，另一方面阻滞和减小了翼型下表面气流的流速，增加了压力，综合效果是增加了翼型后缘上下表面的压力差，从而增加了整个翼型的升力。

由于格尼襟翼总是要带来一定的阻力以及低头力矩的代价，因而在飞机高速巡航飞行中还是不用为好，但是它的最大好处是比其他增升设计的结构更为简单，使飞机的进近和着陆/起飞性能有明显的改善。

动态失速是近年来飞机设计人员和空气动力研究人员都十分关注的一个课题，它不仅是高机动战斗机在进行超机动飞行中限制机翼快速俯仰的重要因素，而且因为直升机主桨的后行桨叶的迎角超过前行桨叶，所以在增加前飞速度时后行桨叶的动态失速一直是限制直升机高速飞行的一个主要因素。为此研究人员一直在探索如何改善动态失速的方法，包括利用非定常空气动力，包括涡流控制技术等。

自然界的许多昆虫利用非定常增升手段，例如通过翅翼的振荡、挥舞或摆动获得了很大的非定常升力。这种非定常流通过在振荡翅翼上表面的大部分区域的分离和再附着，产生一种高能量的前缘涡，也称为动力失速涡，这种高能量前缘涡在诱导一个非线性的脉动压力场的同时，也延迟了失速使翅翼的迎角大大增加，快速产生很大的瞬态非定常升力和力矩，而一旦高能量前缘涡通过翅翼后缘进人尾迹时，整个上表面就会处于全分离状态，升力突然失去，一直到翅翼迎角变得足够低时，气流最终会重新附着在前缘，所以这种动态升力的起伏变化很大，同时会伴随一定的阻力和力矩。

2008年，加拿大麦吉尔(MiGill)大学的研究人员对带有格尼襟翼的翼型在静态和振荡运动中的空气动力特性进行了风洞试验探索研究。试验中採用了NACA0012翼型，模型的展长为37.5厘米、弦长为15厘米，以及使用了8种不同形式的格尼襟翼，包括两种不同高度的典型格尼襟翼，两种置于翼型后缘上表面的倒置格尼襟翼，两种上下表面都有边条的非对称的格尼襟翼，和分别向上和向下偏转49度的斜置格尼襟翼。格尼襟翼的高度分别有1.6%和3.2%弦长两种，厚度都为0.25%弦长。

试验中翼型可以以不同的振幅和频率进行正弦振荡，振荡的频率範围为0.05~8.5赫。

翼型加人格尼襟翼以后升力係数有了明显的提高，其最大升力係数可从0.887增加到1.25。由于升力曲线随着格尼襟翼的高度增加向上向左平移，所以零升力迎角也变得更负，相当于增加了翼型的有效弯度，升力一阻力曲线变得更宽，最大升阻比显然增加，但是也带来了一定的阻力和明显的低头力矩。

倒置的格尼襟翼与典型的格尼襟翼效果正好相反，它们同时减小了上表面的负压和下表面的正压，减缓了前缘吸力峰值，相当于减少了翼型的弯度，使整个翼型的升力有所减少，但对应的失速迎角有所增加，而且出现了抬头力矩。

这种振荡翼型在许多方面与对静态翼型有很多相似之处。例如格尼襟翼同样增加了翼型的弯度效应，使翼型整个振荡周期的升力曲线明显向上移动，最大升力可以比没有格尼襟翼的翼型增加13%一26%(分别对应于最小高度和最大边条高度)，同样也带来更大的低头力矩，并导致高能量前缘涡流更早的形成和溢出，带来的更早的动力失速。

倒置格尼襟翼的影响，也和静态翼型一样，使上表面的负压和下表面的正压减小，在小和中等迎角下的压力分布显示出更低的前缘吸力峰，延迟了层流气泡的破裂，从而延迟了前缘高能量涡的形成和脱体，同时也延迟了动态失速的发生。

特别要指出的是，不对称格尼襟翼虽然也和倒置格尼襟翼一样，减小了翼型的弯度效应，减缓了头部下偏力矩趋势，然而却减小了气动载荷的滞后效应，而随着不对称格尼襟翼在上表面的高度的增加，减小的效果也更明显，这是因为在翼型上仰过程中不对称格尼襟翼中突出在上表面的边条和倒置格尼襟翼一样减少了升力，然而在翼型下俯过程中，突出在上表面的边条整个都浸没在分离流之中，对翼型的气动载荷不起作用。所以不对称的格尼襟翼在控制有害的滞后和低头力矩上，可以提供很好的补偿作用，而对升力特性影响很小。

总的来说，格尼襟翼可以明显增加静态翼型的最大升力和振荡翼型的动态升力，伴随的低头力矩可以通过倒置的或不对称的格尼襟翼得到减轻，而不对称格尼襟翼可以有效地减少振荡翼型气动载荷的滞后效应。这表明，通过不同形式的格尼襟翼可以获得很好的增升效果和改善动态失速特性，可以用来控制直升机后行桨叶的动态失速，还通过可以向上和向下偏转的格尼襟翼设计来控制桨叶涡的下洗流。