大展弦比、轻质高效、柔弹性机翼结构及大机翼面积的设计是未来高空长航时无人飞行器的研究方向。但随着展弦比的不断增加,机翼在气动力和自身重力的作用下容易产生较大的弹性变形,这种较大的弯曲和扭转变形可能会引起机翼的疲劳失效,造成灾难性事故。目前对这种强烈的非线性耦合的研究受众多影响及限制,导致造成这一耦合现象的根源,绕机翼的湍流流动的现象及机理的认识不足。因此,本文以刚性大展弦比悬臂机翼为研究对象,基于Ansys Fluent数值仿真软件针对包括无变形机翼、弯曲变形机翼、扭转变形机翼和弯扭复合变形机翼在内的机翼模型,在Rec=1.5×10~5条件下,探究了不同程度的扭转变形、弯曲变形和弯扭复合变形对机翼气动力和机翼吸力面分离泡影响的规律。为了保证数值模拟结果的可信性,本文首先将无变形机翼（Baseline）和扭转变形机翼(θT,ma x=5°)数值模拟得到的气动力和流场信息分别与风洞实验室中测量得到的气动力、机翼吸力面油流显示实验和机翼吸力面附近的速度场进行对比分析,验证了本文数值模拟结果的准确性。之后利用验证完成数值模型探究了扭转效应和弯曲效应对机翼气动力和分离泡的影响。结果发现,对于扭转效应而言,在失速攻角αstall前,升力系数CL是随着扭转程度θT,max的增大而增大的,并且其相对于无变形机翼（Baseline）的增幅基本可以认为是与θT,ma x成正比的;对于失速攻角αstal l而言,扭转机翼的扭转程度的增大使得失速攻角αsta ll提前。对弯曲效应而言,本文分析出弯曲变形的存在会使得当地有效攻角αe ff（z）减小。发现在攻角α=0°、4°的小攻角范围内,由弯曲程度Ytip/l造成的弯曲效应十分明显。随着弯曲程度Ytip/l的增加使得分离线、再附着线和转捩线相对滞后。随着弯曲程度Ytip/l的增加,分离泡的长度在减小。当攻角α=8°、10°和12°的大攻角条件下,与攻角α=0°、4°相比,弯曲效应对分离线、再附着线、转捩线和分离泡长度造成的影响很小。这是因为弯曲效应对机翼沿展向的当地有效攻角αef f（z）的影响不大,所以会出现小攻角情况下,弯曲效应明显;而大攻角情况下,弯曲效应相对减弱。