为了提高小展弦比飞机的气动效率，本文从飞机布局发展的历史角度，考察了为提高气动效率所能采取措施，结合小展弦比机翼的气动特性，提出了减小浸湿面积、增大浸湿展弦比以减小熵增阻力；采用展向载荷近椭圆分布设计，提高展向效率因子，减小诱导阻力的两种解决途径。利用面元法进行展向载荷设计，计算空气动力学方法进行阻力的细致分析。同时，通过对国外研究结果的分析，提出翼梢小翼作为进一步减小诱导阻力、提高气动效率的手段是可行的。围绕以上研究内容，做了以下工作： 1、分析了依据Caylay原则设计的传统飞机布局形式在改善气动性能上的机身限制因素。从飞机布局发展历史的角度，跟踪研究了全升力飞行器概念，着重分析了升力机身概念及其进而发展的融合升力机身概念，研究表明，在相同的装载空间下，升力机身可有效减小浸湿面积，减小摩擦阻力，使展向载荷分布更加合理。同时，分析了小展弦比飞行器的气动特点和设计难点。针对小展弦比布局诱导阻力较大的问题，提出利用融合升力机身概念实现展向载荷近椭圆分布也可有效减小诱导阻力。 2、通过对计算空气动力学的发展历史和现状的分析，从应用计算空气动力学的角度，对当前所应用的方法进行了评述。通过对美国航空航天协会空气动力学阻力预测工作组三次阻力预测结果得出的当前计算空气动力学应用情况的分析，以及作者在超音速减阻上的应用经验，获得在飞机气动布局概念设计阶段，利用计算空气动力学方法来实现与评价布局设计思想，确定了本文研究应采用的应用计算空气动力学的研究思路，即，在附着流动情况下，通过比较各种布局形式气动力的相对量来判断布局形式的优劣的设计方法。 3、介绍了本文所用的计算空气动力学方法，并通过国际上普遍采用的三个翼型、机翼和翼身组合体数值计算验证模型进行了验证，表明了本文所用方法能较好地得到与物理现象相一致的流场，而且有一定的空气动力计算精度，对把握布局之间的相对量的差异有足够的能力。通过对远场阻力分解计算方法的验证及与壁面积分法结果的对比表明，该方法有一定计算精度，使得对产生阻力的物理机制和阻力分布有更深入的认识，从而在布局设计时，能有效地针对形成阻力的不同物理机制，采取相应的措施，达到减小相对应的物理阻力分量的目的。 4、利用面元法对布局的展向载荷分布进行了设计。非融合升力机身布局展向载荷能实现近椭圆分布，优于传统布局形式，但设计理想的展向载荷分布时，很难通过调整翼身结合处当地弦长和几何扭转角来实现，融合升力机身布局很好地解决了这一困难。