1.2 數值方法
　　采用NUMECA 商用軟件包FINE/TURBO 進行數值計算。該軟件采用時間相關法求解雷諾平均的N-S 方程，中心節點的有限體積法離散， 顯式Runge-Kutta 法求解，全多重網格初場處理和多重網格迭代加速，以及低速流動的預處理技術等。
　　結構化網格由Auto Grid 模塊自動生成。圖2 給出計算域網格及翼型周圍的局部放大圖，計算域尺度為60 倍翼型弦長，翼型周圍網格點數為275，網格總數約15萬，Y+小于3。

　　計算域外邊界設為遠場條件，給定來流速度，靜壓和靜溫等，壁面為絕熱無滑移條件。計算全局殘差收斂到5 個量級以上。
　　湍流模型采用AGS 模型。
　　2. 計算結果及分析
　　2.1 計算結果確認

　　對DF-003-300-DU、DF-002-350-DU、DF-001-400-DU3個翼型在不同攻角下進行數值模擬，計算結果與實驗數據進行對比， 如圖3 所示， 其中“exp”表示翼型的實驗數據，翼型名稱表示模擬結果，以下各圖相同。
　　從圖3 可以看出，3 個翼型數值計算的升力系數與阻力系數與實驗值趨勢一致，大部分區域吻合良好，確認了線性段數值計算的可靠性；隨著相對厚度的增大，數值模擬的結果與實驗值的吻合度越來越低，這是由于選取了相對厚度較大的3 個翼型進行數值模擬，而大厚度翼型在CFD 計算又是一個難點，計算很難收斂，本文選用AGS 模型進行計算。在小攻角的工況下，AGS 模型能夠得到與實驗值較為一致的計算結果，這是由于在附著流中，轉捩的經驗計算式能夠較為準確地預測轉捩；隨著攻角的增加，流動變為分離流，由于現有的轉捩預測模型對分離流預測的并不理想，因此，數值計算值與實驗值誤差較大。同時，由于實驗翼型表面粗糙度以及實驗空氣流場粘度、密度的影響等，使模擬結果與實驗值之間會產生差別。