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，🗺♁国nasa验证战斗机高机动技术的hiit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方法也很难正确的模拟出来，所以要通🅧过风洞试验来模拟，获得试验数据，从而优化跨声速阶段的气动特性设计。”
宋雨阳点了点头道“嗯，老师，⛭我记住了。其实通过cfd我也发现，咱们这个飞机总体设计方案，在跨声🍉速范围，升阻比是比较大的，这样飞机阻力也就相对较小，对于这样一架需要长航程的歼击轰炸机来说，这个是🃴很重要的。”
李吉生道“嗯，非常好，不过咱们国内还是第一次🁉🝡设计这种蝶形机翼，还有动式的双垂尾，所以这也是非常考验设计师的功力的。你们用cfd方法计算出来，机翼、尾翼和垂尾的耦合效应怎么🗷样？”