以亚声速飞翼布局无人飞行器X-47B为研究对象,选用NACA4415bis为基准翼型,采用三维数值仿真计算方法,设计襟翼并研究其在不同迎角、不同下放角度下升阻力特性及表面压力分布。构建网格并进行无关性验证与可行性分析,网格划分方法符合翼型及简单襟翼特点,可准确分析流动形态及增升机理。数值分析结果表明其增升能力较初始外形有显著提高,增升设计在迎角小于等于12°、下放角度为8°时可实现升力系数要求并实现最大增升效果,迎角过大时下放襟翼会导致飞行器提前发生失速现象,但仍可实现部分增升效果。该增升方案适用于大多数翼身融合布局飞行器。