本发明涉及一种翼型气动力系数计算方法及系统，方法包括：根据设定的风攻角范围，对翼型进行风洞试验，获取翼型设定数量的风攻角、与风攻角对应的升力系数和与风攻角对应的阻力系数；将风攻角和与风攻角对应的升力系数进行多项式拟合，获得风攻角和升力系数的关系式；将风攻角和与风攻角对应的阻力系数进行多项式拟合，获得风攻角和阻力系数的关系式；根据风攻角和升力系数的关系式计算各个不同风攻角对应的升力系数，根据风攻角和阻力系数的关系式计算各个不同风攻角对应的阻力系数。本发明能够根据公式计算不同风攻角时对应的气动力系数，加快了气动力系数的获取时间。