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RSS订阅原创 基于激波-膨胀波法的上下对称超音速圆弧翼型气动特性分析
本文基于激波-膨胀波理论，对超音速来流（Ma=3.0）下的对称圆弧翼型进行了气动特性分析。通过数值方法求解了不同攻角（0-8°）下的表面压力分布，计算了升力系数、阻力系数和升阻比。结果表明：升力系数随攻角线性增加，阻力系数呈非线性增长，升阻比在3°攻角附近达到峰值。研究采用MATLAB实现了翼型几何建模、流动参数计算和气动力系数积分，验证了激波-膨胀波法在超音速翼型分析中的适用性，为超音速飞行器设计提供了理论参考。
2025-12-15 11:43:54
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原创 NACA2412翼型的绕流分析
在翼型弦线上布置连续分布的点源q（s)，与直匀流叠加求解，模拟无升力的翼型厚度作用。（b）面涡法在翼型中弧线布置连续分布的点涡，与直匀流叠加求解，模拟由于迎角和翼型弯度引起的升力效应。是最大厚度与弦长的比值（代码中为0.12），其中，但是代码中为避免在处出现inf,选择范围为。这些系数由翼型的几何形状（中弧线斜率）和攻角决定，利用三角函数的正交性即可求解出这些系数。与中弧线斜率 和攻角有关，为了方便求解积分和处理翼型前缘的奇异性，将弦长位置。是最大弯度与弦长的比值（代码中为0.02），
2025-11-06 09:41:06
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原创 NACA0012 翼型的绕流分析
条件下的该翼型归一化上表面的压力系数，以前缘为原点向右为。利用二维对称物体绕流的数值解法，求解给定。正方向，驻点线上归一化长度范围为。
2025-11-06 08:29:18
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原创 ANSYS中Workbench打开报错:The following required addings could not be loaded......
突然回忆起来，卸载Visual Studio 2010清理文件的时候是把那个C++ 2015是给一起删了了于是试着下回了一个Visual Studio 2022，突然就发现上面的那个问题就解决了，希望能有帮助。
2025-01-21 11:01:57
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空空如也
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