第(3/3)页

    至于刚刚凑在一起的那几名工程师，更是脸上红一阵白一阵。

    颇有一种在别人背后说坏话，结果被人当面发现的窘迫感。

    “之前和欧洲直升机公司合作的时候，稍微学过一些。”

    刘洪波微笑着回答道：

    “当然，说的不太熟练，所以我后面的介绍，还是会以英语为主……”

    确实不太熟练。

    甚至可以说是生硬。

    但已经足够了。

    哪怕是刚刚还抱着看热闹，或者质疑态度的人，此时也都摆正了态度——

    很明显，既然对方能直接点出问题，那就说明至少不会毫无准备。

    看着面前一屋子仍然处在震惊当中的法国人，刘洪波的内心突出一个舒坦。

    此时，他脑海当中只有一个想法；

    “我艹……原来常总在台上讲设计方案的时候，都是这么爽的吗？”

    当然，这话也就是想想，表面上肯定还是要装出一本正经的样子：

    “总之，请艾德斯坦纳博士，以及在座的各位同行放心，尽管我们在喷气式客机领域的研究确实刚刚起步，但已经可以通过计算，还原风洞试验当中飞行器颤振边界曲线的‘跨音速凹坑（transonic dip）’现象……”

    此话一出，更是满座皆惊。

    随着马赫数的增加，大多数飞行器的颤振速度会在亚音速区内逐渐降低，在马赫数1附近达到最小，而后颤振速度又会逐渐或突然增大。

    这也是很多飞机的机动性在跨音速段内最差，反而进入1.4马赫以上的超音速区间内会逐渐恢复的主要原因。

    实际上，早在六十年代早期，NASA就已经通过大量风洞试验发现了这一规律，还用AGARD 445.6翼型提供了一个标准算例。

    然而，在此之前，却从未有谁能够在设计计算过程当中就复现这一问题。

    “可是……这……”

    刚刚明确表达质疑的那名女工程师此时连话都快说不连贯了：

    “不同翼型在跨音速阶段的非线性气动力外在表现完全不同，能计算出来的话……难不成你们从理论层面上解开了N-S方程？”

    “呃……那倒没有。”

    刘洪波也对这个跳跃性过强的猜测有些无语：

    “如果N-S方程的光滑性和可解性被证明的话，我想你应该早就看到相关新闻了……就像两年前庞加莱猜想被证明的时候那样。”

    “实际上，我们是发现了一种在跨音速段范围内兼顾效率和精度的全新湍流模型，你们可以称其为‘常氏湍流’……”

    “这其中具体的工程计算过程，涉及到我方的商业秘密，恕我不便透露，但这一湍流模型本身，你们可以在下个月发布的2.0版本TORCH Multiphysics软件当中找到并进行使用……”

    　　

    


    第(3/3)页