该文采用翼型几何外形来控制推迟翼型失速并研究翼型在低雷诺数大攻角时的气动力特性试验问题.该文的研究工作包括:1.从Stratford判别壁面分离位置的定义出发,建立起上翼面对升力贡献的优化方程,通过对约束方程和优化方程进行变分求极值计算,导出最佳设计参数.然后根据Weber求解翼型的理论进行外形设计;2.该文以试验研究为手段,确定出翼型在大攻角时的气动力;3.围绕高升力翼型测力和测压实验结果进行讨论分析,指出采用翼型几何形状可以控制翼型在大攻角下的失速分离;4.该文中采用流态显示观察了高升力翼型在大攻角时,翼型下翼面自后缘处流入尾迹时涡层的发展结构以及上翼面分离涡随攻角变化形成驻涡的过程;5.通过流态显示和测压试验的对比分析,采用在翼型后缘加速区粘贴粗糙带来改善尾涡层强度的测力试验,这对研究驻涡增升有一定的指导作用.最后通过采用K-ε模式对高升力翼型计算结果与试验相比较的差异中,再进一步探讨了尾涡层的发展及其位置是影响翼型气动力特性的重要因素.提出尽量避免尾涡层与分离涡在翼型上表面交合,这对推迟翼型失速分离更为有利.