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第982章 原来常总每天都这么爽的（第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‘跨音凹坑（transonicdip）’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度会在亚音区内逐渐降低，在马赫数1附近达到最小，而后颤振度又会逐渐或突然增大。

这也是很多飞机的机动性在跨音段内最差，反而进入1。4马赫以上的音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现了这一规律，还用agaR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，我们是现了一种在跨音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，你们可以在下个月布的2。o版本ToRchmu1tiphysics软件当中找到并进行使用……”

（本章完）