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在低速风洞中，以ＮＡＣＡ００１２翼型为例，采用对比实验的方法，研究了三种改善翼型大攻角气动性能的流动控制措施，即（１）在翼型上表面安装小三角翼涡发生器；（２）在翼型前缘安装矩形涡发生器；（３）利用前缘切口，实验雷诺数分别为４．９×１０＾５到６．５×１０＾５，攻角温度为－１０°至２０°，实验结果表明三种措施均可不同程度地改善原翼型在其失速区域的性能，不仅可以提高翼型的升力，而且可以提高其升阻力，但常