O objetivo básico deste trabalho era verificar e quantificar o efeito coanda quando aplicado a um ambiente de atmosfera estagnada na qual a velocidade do escoamento livre é igual a zero. Um aparelho constituído da combinação de um motor e uma hélice combinados com um revestimento externo originalmente utilizado como um componente básico em um túnel de vento experimental. Uma seção de contração de madeira foi projetada e construída para ser unida logo à frente do conjunto hélice/motor, formando um jato retangular. Um aerofólio de seção constante foi testado, formando um jato retangular. Um aerofólio de seção constante foi testado, fixado imediatamente à frente do escoamento do bocal de saída, utilizando uma envergadura igual à largura do jato do bocal de saída. Foram feitas medições do perfil do limite do jato sobre uma distância que excede aquelas incluindo (ambas) as medidas da corda (conhecida do aerofólio). O perfil de velocidade do escoamento induzido sobre a superfície superior de um aerofólio de seção NASA GA(w)-1 foi tomado para um aerofólio limpo e com uma faixa com rugosidade num ponto próximo ao bordo de ataque. O aerofólio foi testado com e sem a faixa de rugosidade, com pontos de tomada de pressão estática ao longo de sua corda fornecendo assim sua distribuição de pressão. O aerofólio foi testado para ângulos de ataque entre zero a quarenta e cinco graus referentes à ilha do escoamento do jato. Os resultados foram registrados e analisados conseqüentemente.

The basic objective of this work was to verify and quantify the Coanda Effect when applied to a stagnent atmosphere in which the free stream velocity was zero. An apparatus consisting of a motor and fan combination combined with external fairings originally used in an experimental wind tunnel was used as the basic component. A wooden contraction section was designed and built to be joined immediately downstream of the fan/motor combination, providing a rectangular jet. A constant section airfoil was tested, suspended immediately downstream of the outlet mouth using a span length equal to that of the mouth of the jet. Measurements were made of the jet limit profile over a distance that exceeded that including the aerofoil chord. The velocity profile induced by the jet flow over the upper surface of a NASA GA(W)-1 section aerofoil was measured for the clean one and with a roughness strip in place near the leading edge. The aerofoil was tested with chordwise static pressure points along the centerline giving the respective pressure distribution, also with and without a roughness strip added. There were different tests for angles of attack with reference to the jet centerline between zero and forty five degrees. The results were registered and analysed accordingly.