百六十三章 堪称完气设计
林鹏，李吉教授确实很导师。
cfd方法，计算机辅助空气力设计核，飞机设计确实越越。
比早七十代，mnasa验证战斗机高机技术himit验证机，设计采cfd方法进方案比较，收良效果，通计算方案问题。
再例f22战斗机，洛马公司设计f22战斗机，气载荷计算应cfd方法，加快设计进度。
相关续办完，李吉教授带林鹏宋雨阳办公室。
三设计方案，展讨论分析。
李吉教授：“刚才方案资料，才方案，机翼扭转角设计细致考虑，计算机仿真流体力况吗？”
林鹏笑：“，让宋给您吧！”
宋雨阳点头：“老师，唐师林哥方案体设计候，考虑机翼扭转角度，飞机气性产影响。
比通cfd分析，扭转角三度，升力系数，并且失速比扭转角零更晚，明机翼采扭转设计，使翼梢部分升力降低，防止翼梢先始失速，改善机翼失速特性！
果机翼扭转角达六度，虽失速攻角三度几乎，升力系数却变，综合，扭转角三度失速特性方。”
李吉教授笑：“错，新歼轰应该极力改善歼轰七系列容易失速缺陷，代途歼击轰炸机，考虑确实更！宋，几扭转角，飞机跨声速特性什？”
宋雨阳：“机翼扭转角增，升力系数减，越机翼翼尖，扭转越，防止翼尖先失速。通仿真计算，扭转角三度，升阻比，终通风洞试验校验计算结果，机翼缘缘进步修形，才实更气特性。”
李吉：“错，宋啊，真长很啊！注，飞机处跨声速范围候，失速迎角比亚声速推迟，升力系数增长致。因跨声速流况比较复杂，哪怕cfd方法很难正确模拟，通风洞试验模拟，获试验数据，优化跨声速阶段气特性设计。”
宋雨阳点点头：“嗯，老师，记住。其实通cfd，咱飞机体设计方案，跨声速范围，升阻比比较，飞机阻力相较，架需长航程歼击轰炸机，很重。”
李吉：“嗯，非常，咱内次设计蝶形机翼，全式双垂尾，非常考验设计师功力。cfd方法计算，机翼、尾翼垂尾耦合效应怎？”
宋雨阳微微笑：“虽次设计气外形，模拟计算结果真错呢！论0.5马赫0.9马赫，1.7马赫条件，三方案，机翼、尾翼垂尾流场特性比较，耦合效应错！”
李吉很淡，其实内已经波澜伏，因三设计方案，非常超，名空气力专，内顶尖飞机设计专业研究导师，参加很际内术交流，方案真见。
三方案差别很，特别明显积比f22很，掠外倾双垂尾，绝亮点。
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垂尾减积，降低雷达反射积，实战机高攻角机性采优化设计方案。
f35类似菱形机头，除隐身考虑外，点气，进步提高战机高攻角稳定性。
整架飞机升力体，机身贡献升力，歼七歼八，歼轰七a质飞跃。
哪怕产三代战斗机歼十a飞机，气设计方，三方案相比。
虽歼十战斗机采翼身融合设计，其融合度，比三方案。
采dsi进气，再加进气边条，与机身完融合，完全亚mf35战斗机气设计。
越深入讨论，越让李吉教授，感觉航空工业希望。论林鹏，宋雨阳，比象色。
聊聊差，末快午饭点，李吉教授笑：“今午咱儿吃饭。知间很紧，任务很重，放吧，让加班加点给做试验。提高试验精度效率，专门设计制模型安装支撑装置。急！”
风洞试验程序方法，林鹏已经非常清楚，知李教授错，模型安装关键环节，安装精度直接影响实验数据准确性，风洞空间安装模型，百传感器模型连接，保证测压管路漏气并畅通，工量，需间。
试验段安装模型，需爬进，头灯电工照明，且试验段模型留包括汗水类任何异物，特别夏秋，非常辛苦。
每次试验需将近十工员，模型反复拆装几十次。
林鹏连忙：“急，李教授，次真辛苦。算，肯定赶型号论证，儿！”