發展歷程
五十年代，iNelsen等人提出了“干擾因子”的概念，用以計算組合休部件之間的氣動力干擾。他們的方法已成為目前通用的工程估算方法的基礎。六十年代，紀楚群等同志綜合和發展了NielscnljL和列別捷夫田等人的工作，提出了一套計算手冊，已為廣大氣動設計工作者熟悉和採用。但是Nilesenl給出的是線化升力“干擾因子”，只適用於小攻角範圍。對於中等至大攻角範圍，由於體渦和翼渦產生的非線性升力之間的干擾目前尚無現成方法可循。雖然Niclscn最近提出了非線性干擾因子的概念，但他用的是數值解，沒有給出具體的干擾因子的算法。其他作者們也提出了若干種組合體大玫角下的計算方法，但大多數也是數值方法。研究人員在“前緣吸力比擬”和“上洗”理論基礎上，提出了關於非線性干擾因子的計算方法，得到相應的公式和曲線。可以擴大現行手冊的套用範圍,便於設計部門使用。
數值計算
背景
隨著計算機及相關技術的發展，計算流體力學(CFD)日益在航空航天飛行器的研製中發揮著重要的作用。據國外資料介紹，由於CFD和計算機技術的發展和套用，可以減少1/4的風洞試驗，並預測到本世紀末，近50%的風洞試驗任務可由計算來代替。波音777的研製成功就是CFD和計算機技術套用的典範。不僅如此，CFD技術的發展又推動了風洞試驗技術的發展。數值計算和風洞試驗相結合，即進行風洞的計算機模擬，必定會進一步提高風洞試驗的質量和水平。
為了實現計算機模擬風洞,必須解決試驗模型,支撐系統和風洞洞壁的數值模擬。支撐系統的數值模擬與試驗模型沒有本質差別,可直接使用高階面元程式。本計算不考慮支撐系統的模擬，同時也便於更好檢驗所採用的洞壁模擬的可行性。
程式
計算用程式為亞聲速高階面元全機程式。面元格線自動生成，並進行雙三次曲面擬合，因而能處理複雜的飛機幾何外形，在翼身相接處還進行光滑幾何相貫。
在物面面元上布線形分布的源匯，在機翼的中弧面上布二次分布的偶極子，面元形心取為不穿透條件的控制點，翼面的中弧面向機身垂直對稱面處延伸，以計入機身的升力貢獻。中弧面在後緣處經適當彎折後順來流方向拖出，以模擬翼面尾跡,庫塔條件在十分臨近後緣的尾跡面元上滿足。為了保證求得面元強度的連續性，考慮了相鄰九塊面元強度的逐次相關。
計算結果包括飛機各部件載荷，全機載荷，表面流場和空間流場。
普朗特—格勞渥修正用於亞聲速壓縮性修正。
數值模擬
洞壁的存在會使來流速度的大小和方向發生變化。速度大小的變化歸入阻塞修正，氣流方向的變化,即下洗的改變歸入洞壁的升力效應修正，升力效應修正用升力干擾因子來進行。升力干擾因子通常以計算方法得到，或採用映象法，或在洞壁布渦格反覆疊代求解洞壁干擾因子。
