大部份飛行器，推進器，壓縮機及滑輪葉片在高速運行時流體的局部馬赫數（Mach n
umber ）值會接近於1 ，並且流場中有震波產生。為了獲得優良的空氣動力設計，了
解與預測穿音速流體是必要的。希望數什之快速與精確運算能力能取代部份的風洞實
驗（Wind tunnel Testing ）。
本文主要以Green third identity為數學理論依據，以場積分法（Field Integral E
quation Method）或稱為場小板法（Field Panel Method）研究二維機翼在含有震波
的穿音速流場之空氣動力特性。微擾速度的偏導值是先在Computational Plane 上計
算，再以Jacobian Transformation 轉換到Physical Plane。機翼之Leading Edge與
震波附近可用Grid Generation Method減少計算誤差。總座標系統改成局部座標系統
後，場積分法亦可研究非穩態下的空氣動力特性。在機翼上鑿孔，讓壓力差使流體逆
流的方法可消除震波，即使自由流的馬赫數高達0.909 震波亦可完全被消除。非穩態
問題主要是探討機翼繞固定點旋轉或做下振動時壓力，昇力與力距的週期性變化關係
，以NACA-0012 ，圓弧翼與拋物線翼做數值模擬測試所獲得結果與其它學者和實驗結
果相比較後，證明場積分法為一種快速，精確且可靠的數值方法，無論穩態或非穩態
問題，場積分法皆是精確，可靠的數值方法。
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