林鹏也看出来了,李吉生教授确实是一个很好的导师。

CFD方法,是计算机辅助空气动力设计的核心,在飞机设计中的作用确实是越来越大了。

比如说早在七十年代,M国NASA验证战斗机高机动技术的HIMIT验证机,在设计中就采用了CFD方法进行多种方案的比较,收到良好的效果,通过计算还发现了方案中的一些问题。

再一个例子就是F22战斗机了,洛马公司在设计F22战斗机时,气动载荷计算中就应用了CFD方法,加快了设计进度。

把相关的手续办完之后,李吉生教授就带着林鹏和宋雨阳到了他办公室。

就三个设计方案,展开了讨论分析。

李吉生教授道:“刚才看了你们的方案资料,才发现你们的方案,对机翼扭转角设计还有细致的考虑,可以说一说计算机仿真流体力学的情况吗?”

林鹏笑道:“当然,还是让小宋给您说一说吧!”

宋雨阳点头道:“是的老师,唐总师和林大哥在方案总体设计的时候,也考虑到了机翼扭转的不同角度,对飞机的气动性能会产生不同的影响。

比如说我们通过CFD分析,在扭转角为三度时,可以得到最大升力系数,并且失速要比扭转角为零时更晚,这说明在机翼上采用扭转的设计,可以使翼梢部分升力降低,防止翼梢先开始失速,这样就改善了机翼的失速特性!

而如果机翼扭转角达到六度时,虽然失速攻角和三度时几乎一样,但是最大升力系数却变小了,所以综合来看,扭转角三度在失速特性方面是最好的。”

李吉生教授笑道:“不错,新歼轰应该要极力的改善歼轰七系列容易失速的缺陷,作为下一代多用途歼击轰炸机,要考虑到的确实更多!小宋,那在这几种扭转角下,飞机的跨声速特性有什么不同?”

宋雨阳道:“机翼扭转角增大,升力系数减小,越到机翼翼尖,扭转越大,这样可以防止翼尖先失速。通过仿真计算,我们发现还是扭转角为三度时,得到的升阻比最大,但是最终还是要通过风洞试验来校验这个计算结果,同时机翼前缘和后缘也要进一步修形,才能实现更好的气动特性。”

李吉生道:“不错,小宋啊,看来你真的成长了很多啊!但是你还要注意,那就是当飞机处于跨声速范围的时候,失速迎角是比亚声速时要推迟一些的,升力系数增长也会不一致。这是因为跨声速流动情况比较复杂,哪怕用CFD方法也很难正确的

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