。 “MA0.729.....AoA=2.92°.....Rec=6.5×106......” “那么自由来流参数就是288.15.....” “边界条件引用559章倒数第二个公式，可得通用参数是0.61.....” “最后代入收敛准则，表面压力分布是6.66632......” “第一个式子对上了，截面间能量守恒，所以计算出来的L0应该是0.231。” 写到这里。 徐云便停下手中的笔，开始对照起了钱五师的表格。 钱五师这份表格的实质样本来自海对面的弹道风洞，如今这个时代全球拥有弹道风洞的国家仅有三个，并且不包括华夏。 这也是为什么这份资料会被列作如此高规格档桉的原因。 接着很快。 徐云便在文件上找到了MA=0.7的对应L0数值。 其赫然便是..... 0.229！ 毫无疑问。 于敏拿出的这三个数值，确实是精确的解。 徐云： “.......” 白活了.jpg。 随后在接下来的时间里。 徐云这个小组出现了一个很奇怪的画风，交谈内容差不多是这样的： “大于，中等间隙B和C区要做个柯尔莫哥洛夫尺度能谱的笔算，所以得先计算一下耗散率......” “不用算了，17.63%，韩立同志你验算一下吧。” “......大于，波数由速度的所有大尺度分量累计而成的，v^k是速度的傅里叶系数，所以要进行多次放缩.....” “不用吧，韩立同志，我们只要假定对于任意固定的K，所有大于 1/K的尺度的累计耗散当是2νΩK≤2νK2，其中E→0，当ν→0时，ΩK就可以直接被算出来了...喏，你看。” “那这个不规则的时速度场......” “这也简单，假设一个固壁对流体的剪应力，然后写出接触面积的乘积再导一导不就行了？” 实话实说。 从第一次穿越到现在。 徐云头一次产生了一种怀疑人生的微妙情感： 他仿佛化身成了那个被带飞着的土着，而身边的于敏才是那个穿越者。 几乎只要徐云一提及思路。 于敏便能迅速给出对应的答桉，并且精准度很高很高，哪怕出了错也很快就能纠正过来。 于是乎。 在于敏的‘协助’下。 徐云几乎不怎么费力，就顺利解决了自己所负责的问题。 难怪那么多人喜欢躺赢，这种感觉是真的爽啊...... .......... 在徐云小组完成计算任务十分钟后。 钱五师亲自负责的背压比也有了结果。 背压比。 军圈或者航空航天的爱好者应该都知道。 无论大型的航天液体火箭，还是一些现代的战术导弹，甚至现代化的第三代以后的战斗机。 它们在开加力以后喷出的火舌......也就是尾焰，外观大多都是一节一节的。 这是飞行器的发动机马力全开时，喷流速度超过音速的一种物理现象。 这种现象专业上被叫做马赫盘或者马赫环，属于翻译上的出入，属于很常见的释义问题。 它由尾喷流产生激波引起，在空气中形成连续的膨胀波和压缩波系。 而这些胀波或者压缩波在数学上的计算推导，便与背压比有关。 诚然。 背压比这个概念常见于喷气式飞机的喷管，导弹领域....尤其是小型导弹考虑背压比的情况并不多。 但别忘了。 钱五师他们这次设计的导弹需要极其精细的气动结构，背压比则关乎超声速轴对称在现实情景的落位——具体方程此前已经提及过了。 因此背压比的计算，便成为了一个很关键的一环。 接着钱五师将自己的计算结果与徐云于敏的成果并排放到面前，开始做起了汇总。 “R(l)/l = 0.1....V/l^3 = 0.02.....” “流场参数分布及前缘曲面激波间隔是0.4、2.6、2.9.....” “前体进气道的总收缩比为6.2，其中包含了前体压缩部分，进气道的总收缩比为 5.2，内收缩比为 1.6......” “质量加权马赫数的分布在3.0左右，压升系数基本在20以上，总压恢复系数在攻角等于2°的时候最大，其余状态均接近0.6......” ，它就能成为一枚真正的导弹。 换而言之..... 导弹设计过程中，最关键的一个环节解决了。 呜呜呜—— 而就在钱五师画好设计图后不久。 窗外便响起了急促的警报声。 听闻此言。 原本还在看着设计图的徐云，下意识便抬头看向了窗外，同时眉头