Abstract
本論文研究之目的是要應用小板法建立數值模式求解次音速均勻流流經３－維飛行體表面之位勢流場。吾人在飛行體表面小板上放置定值面源流與定值面偶流，期望兩種奇異之組合能更正確的模擬飛行體於高攻角流場之升力效應，以改進目前工程應用上將飛行體視為無升力體之缺陷，用建立源╱偶流表面分布模式所得到的經驗，另嚐以馬蹄形渦流取代偶流分布於小板上，也能達到與分布面偶流相同之效果。本文中另建立源╱偶流對稱軸分布模式，對細長之軸對稱飛行體而言具有相當高之正確性，可作為判斷前述二種奇異表面分布模式止確性之依據。另外並佐以實驗數據之比較，可觀察到飛行體表面流場於理想流與真實流之間的差異。對於小板上控制點之選定本文中未予嚴格之限制，僅以方便處理為原則，定右小板中線１╱２位置，與傳統之渦格法（Vortex Lattice Method） 將控制點限定於小板中線３╱４位置有別。在處理三角形與四邊形小板之面積分問題，本文中應用有限單元法中處理不規則三角形與四邊形單元（Elements）之數值積分法，可有效節省計算機之計算時間。