至于剛剛湊在一起的那幾名工程師，更是臉上紅一陣白一陣。

頗有一種在別人背后說壞話，結果被人當面發(fā)現(xiàn)的窘迫感。

“之前和歐洲直升機公司合作的時候，稍微學過一些?！?

劉洪波微笑著回答道：

“當然，說的不太熟練，所以我后面的介紹，還是會以英語為主……”

確實不太熟練。

甚至可以說是生硬。

但已經(jīng)足夠了。

哪怕是剛剛還抱著看熱鬧，或者質疑態(tài)度的人，此時也都擺正了態(tài)度——

很明顯，既然對方能直接點出問題，那就說明至少不會毫無準備。

看著面前一屋子仍然處在震驚當中的法國人，劉洪波的內心突出一個舒坦。

此時，他腦海當中只有一個想法；

“我艸……原來?？傇谂_上講設計方案的時候，都是這么爽的嗎？”

當然，這話也就是想想，表面上肯定還是要裝出一本正經(jīng)的樣子：

“總之，請艾德斯坦納博士，以及在座的各位同行放心，盡管我們在噴氣式客機領域的研究確實剛剛起步，但已經(jīng)可以通過計算，還原風洞試驗當中飛行器顫振邊界曲線的‘跨音速凹坑（trannic

dip）’現(xiàn)象……”

此話一出，更是滿座皆驚。

隨著馬赫數(shù)的增加，大多數(shù)飛行器的顫振速度會在亞音速區(qū)內逐漸降低，在馬赫數(shù)1附近達到最小，而后顫振速度又會逐漸或突然增大。

這也是很多飛機的機動性在跨音速段內最差，反而進入14馬赫以上的超音速區(qū)間內會逐漸恢復的主要原因。

實際上，早在六十年代早期，nasa就已經(jīng)通過大量風洞試驗發(fā)現(xiàn)了這一規(guī)律，還用agard

4456翼型提供了一個標準算例。

然而，在此之前，卻從未有誰能夠在設計計算過程當中就復現(xiàn)這一問題。

“可是……這……”

剛剛明確表達質疑的那名女工程師此時連話都快說不連貫了：

“不同翼型在跨音速階段的非線性氣動力外在表現(xiàn)完全不同，能計算出來的話……難不成你們從理論層面上解開了n-s方程？”

“呃……那倒沒有?！?

劉洪波也對這個跳躍性過強的猜測有些無語：

“如果n-s方程的光滑性和可解性被證明的話，我想你應該早就看到相關新聞了……就像兩年前龐加萊猜想被證明的時候那樣?！?

“實際上，我們是發(fā)現(xiàn)了一種在跨音速段范圍內兼顧效率和精度的全新湍流模型，你們可以稱其為‘常氏湍流’……”

“這其中具體的工程計算過程，涉及到我方的商業(yè)秘密，恕我不便透露，但這一湍流模型本身，你們可以在下個月發(fā)布的20版本torch

ultiphysics軟件當中找到并進行使用……”

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