随着各国对武器装备要求的逐步提高,高空长航时无人机越来越受到重视。其飞行空间大、飞行时间长的特点使其能够持久地作战侦察、收集情报、执行打击任务。飞翼布局由于具有独特的布局形式,在气动特性、结构性能和隐身性能上都有很大优势,更适合作为高空长航时无人机的气动布局。本文采用基于涡格法编写的气动计算软件与优化软件mode FRONTIER进行搭接,构建了针对飞翼布局设计的初步优化平台。利用该平台,根据总体设计要求,以升阻比高、结构重量轻为优化目标,对某构型高空长航时飞翼无人机的气动布局进行多目标优化,并对飞翼布局几何参数与气动特性之间的相关性进行了简要分析。利用DLR-F6翼身组合体构型、S&K平板边界层转捩和Aerospatiale-A翼型边界层转捩算例,验证了商业化CFD软件STAR-CCM+中SST k-ω湍流模型和γ-（?）θt转捩模型的可靠性,确定合适的网格分布。以上述研究结果为基础,首先选择原始飞翼构型和一组优化飞翼构型进行三维建模,采用全湍流模型,计算这两种构型在不同迎角下（-2°～10°）的气动特性,分析两种构型在不同迎角下的流场特点和分离特性。然后对优化飞翼构型采用转捩模型进行计算,通过表面摩擦系数和间歇因子,分析高空低雷诺数状态下飞机表面层流流态转捩为湍流流态以及气流再附产生分离气泡的过程,并比较全湍流模型和转捩模型计算结果的区别与联系。最后,对飞翼优化构型增加翼尖负向扭转角,计算在不同迎角下（-2°～10°）的气动特性并与未增加扭转角的构型进行比较,分析翼尖负向扭转角对飞翼布局无人机气动特性和表面分离特性的影响。研究结果表明,飞翼气动布局升力主要来源于机身,随着迎角增大,机翼表面分离现象逐渐显著,当机身表面发生分离时,飞机失速;高空低雷诺数状态下,飞机表面出现转捩现象,转捩起始点随迎角增大向前缘移动,当迎角为2°和4°时,转捩起始位置在40%弦长左右,当迎角为6°和8°时,转捩起始位置移动至10%弦长处,并在8°迎角时出现分离气泡,当迎角达到10°时,气流直接在前缘由层流转捩为湍流;翼尖的负向扭转角能够有效延迟飞翼无人机失速,提高失速迎角。本文搭建了适用于高空长航时飞翼无人机的优化平台,使用转捩模型进行数值模拟的结果对研究高空转捩问题有一定参考价值。