Для проектирования крыла воздушного судна требуются алгоритмы для определения геометрических параметров спроектированной несущей поверхности с целью обеспечения необходимых значений интегральных расчетных параметров, значительно виляющих на летно-технические характеристики. В данной работе исследованы методы создания метамоделей для задач аэродинамики на основе аппроксимации данных численных экспериментов. Применение этих методов существенно сокращает время, затрачиваемое на поиск оптимальных геометрических характеристик крыла, минуя длительные экспериментальные исследования по изучению влияния геометрических параметров на силовые характеристики рассматриваемой несущей поверхности. Процесс разработки летательного аппарата состоит из нескольких этапов, наиболее важным из которых является предварительное проектирование, на этапе которого принимается решение о жизнеспособности проекта разработки самолета. Первым этапом разрабатывается вариант геометрии летательного аппарата, опираясь на экспертный опыт, затем проводится расчёт основных аэродинамических параметров конфигурации с учётом различных условий полёта с использованием программных инструментов и инженерных методов. Экспериментальные данные, полученные в результате испытаний модели летательного аппарата в аэродинамической трубе, являются одним из важных источников информации об аэродинамических свойствах. Третий этап заключается в детальном анализе полученных летных характеристик летательного аппарата. В настоящее время авиационная промышленность нуждается в переходе к новому технологическому подходу, основанному на использовании программного обеспечения для автоматизированного оптимального проектирования аэродинамики самолётов с учётом их конструктивных особенностей и ограничений. Параметрическое моделирование в специализированных системах автоматизированного проектирования позволяет ускорить процесс генерации технических предложений. Принятие проектных решений - важный этап, цель которого - выбрать один из возможных вариантов значений параметров геометрической модели. Этот выбор, как правило, является компромиссом, так как каждый вариант имеет свои преимущества и недостатки. В данной работе разработан метод построения суррогатной модели на базе интерполяционного метода кригинга. Предложенная модель позволяет анализировать сложные многопараметрические задачи аэродинамики. На примере задачи двумерного течения вокруг аэродинамического профиля были найдены нелинейные связи основных аэродинамических характеристика с геометрическими параметрами профиля при разных скоростях набегающего потока.