第五百六十章 U2:洒家这辈子值了（感谢犁在剑走之后打赏的盟主！） (第3/4页)

体思路，还列出了方程并且解出了答案。

    最后甚至还有时间在徐云边上看了会儿戏？

    这tmd不是挂是啥.

    不过想到于敏能够搞出于敏构型，这些事儿似乎也没那么难以接受？

    毕竟和于敏构型比起来，这种情况的难度还是要远远不如的。

    随后徐云又想到了海对面的u2。

    也不知道哪架u2会这么非酋.或者说欧皇，有幸能够死在如此多的通天代手里.

    真·这辈子值了。

    “.”

    又过了一会儿。

    徐云将自己内心的惊讶收起，把注意力重新投回了现实。

    毕竟惊讶归惊讶，该做的事儿还是得做的。

    于是很快。

    徐云便拿起笔，对于敏给出的三组数值进行了演算。

    在于敏给出的参数中。

    ma指的便是马赫数、

    aoa是攻角、

    rec则是

    临界雷诺数。

    其中雷诺数字如其意，是一种以雷诺命名的数值。

    当时雷诺根据大量的实验发现，由层流转变为湍流的转变过程非常复杂。

    这个过程不仅与流速v有关。

    而且还与流体密度p、粘滞系数μ和物体的某一特征长度d——例如管道直径、机翼宽度、处于流体中的球体半径等有关。

    最终他综合以上各方面的因素，引入一个无量纲的量pvd/μ。

    后人把这无量纲的参数命名为“雷诺数“。

    流体的流动状态由雷诺数决定，雷诺数小的时候是层流，雷诺数大时是湍流。

    也就是.

    流速越大，流过物体表面距离愈长，密度越大，层流边界层便愈容易变成湍流边界层。

    相反。

    倘若粘性越大，流动起来便愈稳定，愈不容易变成湍流边界层。

    接着很快。

    徐云便将这几个参数代入了方程里。

    “ma0.729aoa=2.92°rec=6.5x106”

    “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案的原因。

    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≤2νk，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著，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案，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=0.1v/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，