【摘 要】
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本文在文献[1,2]的基础上进一步采用较高级的近似扰动速势方程来计算钝前缘翼型的跨音速压力分布。所采用的速势方程是式中μ=0为一级近似扰动速势方程,μ=1为高级近似扰动
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本文在文献[1,2]的基础上进一步采用较高级的近似扰动速势方程来计算钝前缘翼型的跨音速压力分布。所采用的速势方程是式中μ=0为一级近似扰动速势方程,μ=1为高级近似扰动速势方程。扰动参数ε_1=δ~2/~3/M_(∞ο)在翼型的钝前缘点处采用精确速势方程
Based on the literature [1,2], this paper further uses the higher-order approximate perturbation velocity equation to calculate the transonic pressure distribution of the blunt leading edge airfoil. The velocity equation adopted is that μ = 0 is the first-order perturbation potential equation, and μ = 1 is the high-order approximation perturbation velocity equation. The perturbation parameter ε_1 = δ ~ 2 / ~ 3 / M_ (∞ο) uses the exact velocity equation at the blunt leading edge of the airfoil
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