本文通过数值模拟和风洞实验研究了一种新型流动控制技术--流动偏转器。　　 流动偏转器的基本思想源于整流栅的启发,文中使用商业软件FLUENT对其进行了初步验证。选择NACA0012翼型为基准进行二维数值模拟,得到了流动偏转器对翼型大攻角流动分离的控制效果,验证了其基本思想的正确性。通过数值计算初步研究了流动偏转器各个参数对其控制流动分离效果的影响。改变翼型攻角进行了流场和气动力计算,结果显示流动偏转器在一定的攻角范围内具有抑制流动分离和增升的效果。进一步的计算表明流动偏转器高度是影响其控制效果的关键因素。　　 文章以一个NACA0012直机翼模型为基础,对流动偏转器进行了风洞实验研究。采用丝线法对二元机翼表面流场进行了流动显示,结果表明流动偏转器可以有效地推迟翼型的边界层分离。基于正交实验设计,对三维机翼模型进行了气动力和表面压力测量,结果表明流动偏转器可以显著地改变机翼吸力面压力分布,从而改善其失速特性并提高大攻角下的机翼升力。　　 为了研究流动偏转器的工程应用意义及其对不同翼型流动控制的普遍适用性,本文还对NASASC(2)-0714超临界翼型和S809风力机专用翼型进行了数值模拟,结果表明流动偏转器对这两种翼型在低速时也都可以起到抑制流动分离,推迟失速和提高升力的控制效果。