现代战斗机大多采用小展弦比的三角翼布局,不仅具备良好的高速性能,而且低速下的前缘涡还可以提供额外的涡升力。但是,随着攻角增大,前缘涡的非对称现象则会导致额外的滚转力矩,甚至其非对称破裂更会诱使飞行器出现“非指令”运动,增大控制难度,诱使飞行事故的发生。本文主要针对85°后掠角的细长平板三角翼开展风洞实验研究。首先,利用气动力测量技术获取其滚转力矩随攻角的变化特性,结果发现在中大攻角存在力矩方向“翻转”现象。随后,利用表面压力测量技术以及粒子图像测速技术探究该现象的产生原因——多涡结构的生成。在该工作的基础上施加流动控制方法——头部舵片,利用位于不同滚转角位置的头部舵片控制背涡结构调整其背风区的表面压力分布。最后,利用摆振舵片来减小甚至消除滚转力矩,总结流动规律以及控制规律。由实验研究可知:具有85°后掠角的细长三角翼滚转力矩系数在中大攻角下的两次方向翻转与背风区的多旋涡共存密切相关。对于该类三角翼施加头部滚转舵片的流动控制,依据其压力分布特征分为“连续态”以及“双稳态”两类。压力的分布形态与后掠角大小、旋涡个数有关,后掠角越大,则双稳态攻角区域范围越大。最后,头部舵片的旋转摆振运动具备控制细长三角翼双稳态非对称压力分布至对称中间状态的能力,可以大大减少中大攻角下的滚转力矩。利用头部舵片的流动控制方法,可以有效控制并减小细长三角翼中大攻角下的滚转力矩,该方法相较于传统的流动控制手段具备能耗低,结构简单的优点,且控制效果较优秀,可以考虑作为未来飞行器的飞行控制手段之一。