机翼在大攻角下的失速问题一直都是人们研究的热点问题，目前大多采用附加装置进行机翼分离流及涡的控制，但是采用附加装置使得整个机翼装置变得复杂，可操纵性减小，或者普通不可控的附加装置增加了机翼本身的阻力。前缘凹凸机翼通过改变机翼前缘的几何形状来实现控制失速与减阻，不需要任何的附加装置，具有结构简单易于实现的特点。本文主要通过模型试验和数值仿真的方法对延缓三维机翼失速和提高机翼性能进行研究。首先，通过模型试验的方法验证前缘凹凸提高机翼的性能及延缓失速的有效性。以NACA0020为剖面翼型制作了标准的三维平板机翼，在此基础上设计并制作了三维前缘凹凸机翼。在循环水槽进行敞水试验，通过记录分析试验数据，验证了当其他条件保持不变时，前缘凹凸结节可以使机翼的失速角后移，并提高机翼的升力和升阻比，尤其是在大攻角情况下，减阻节能效果更加明显，为后续的研究打下基础。其次，建立前缘凹凸机翼的性能分析的CFD数值仿真预报方法。根据前缘凹凸机翼的特点，选择分离涡模拟方法，依据模型试验的尺寸建立数值仿真模型，网格的划分严格遵循分离涡模拟方法对网格质量的要求。应用Fluent软件进行标准三维机翼和三维前缘凹凸机翼性能的数值模拟，并将计算值和模型试验值进行对比，验证数值模拟方法的正确性。最后，对前缘凹凸机翼的性能进行变参数研究，分析凹凸结节的几何参数对其性能的影响。参考座头鲸鳍状前肢，建立标准三维机翼模型和前缘凹凸的三维机翼模型。改变前缘凹凸结节的的波高、波长和分布密度等几何参数，分析这些参数的变化对三维机翼性能的影响，得出相应的规律曲线。本文给出的试验结果、CFD数值仿真计算方法以及计算结果可以作为机翼在大攻角下的失速问题研究的工作基础。