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第1330章 双模态冲压发动机（第2页）

“原本这确实是个几乎没办法解决的问题……不过多亏了美国人这次的失败，给了我不少灵感。”

他说快速把刚才的报告翻到其中一页，然后又从旁边的打印机里扯过几张白纸。

其余几人见状，也迅速围拢过来。

“从物理上给发动机设计两个燃烧室肯定得不偿失，但我们可以通过不同的激波串的分布和边界层分离情况，通过调节进气道和前体锥，在热力学上给同一个燃烧室划分两个……”

常浩南一边介绍一边在纸上画出了一副示意图，但到一半的时候，笔锋却又突然停滞：

“不对，得划分出三个工作状态。”

“首先是纯亚燃模态，这种情况下隔离段流场中燃烧区前激波串占主导，激波串出口为亚声速条件，边界层完全分离，扩压器处在正常工作状态，具有两个几何喉道，通过扩压器斜激波提供的正激波系提供压力。”

“然后是过渡模态，燃烧区前激波串向燃烧室入口移动、激波串出口为超声速、边界层分离减弱，但本质上仍然处在亚燃冲压的工作循环当中。”

说到这里，他话锋一转，指了指旁边对于X51A流道结构的测试结论：

“目前来看，美国人对于冲压发动机热力循环的理解大概率还停留在表面上，为了提高工作效率选择了相对高的启动速度，但又没高到足够无视过渡段，反而导致燃烧室内的音速墙更难跨越，最后被迫长时间停留在亚燃模态，卡死在了这个环节上。”

“而我们开发双模态冲压发动机的目的是减小火箭助推段的压力，提高飞行工况的灵活性，所以思路应该是尽可能早地诱发并渡过这个阶段，最好在马赫数5.0以下，否则随着燃气离解效应越来越明显，化学能将难以转化成有效功，很可能重蹈他们的覆辙……”

“……”

除了常浩南本人以外，姜宗霖和陈宏二人算是对高温气体动力学研究最为深入的，也是最先反应过来的。

“只要跨过这个阶段，进气道激波就能贯穿整个隔离段燃烧室，让燃烧室内的流体达到超音速，彻底进入超燃冲压模态……”

“是这样。”

常浩南点头：

“不过还有些其它细节要解决……比如削弱几何双喉道结构对超然冲压模态的压力分布影响，还有如何从扩压器斜激波过渡到飞行器前体斜激波，这些才是我们当前阶段应该首先关注的问题，同时也不会耽误助推-滑翔构型的研发进度。”

“马赫数5.0以下，也能进入到超燃冲压工作状态？”

很快有人提出顾虑。

“嗯……以马赫数5.0作为高超音速的门槛属于人为界定，实际这个数字和很多变量都有关系，只要组织特征马赫数大于1，并保证工作循环中加热起始位置的压力小于给定的激波串出口压力，就可以确保超然冲压模态的正常工作。”

常浩南解释道：

“当然这需要在设计之前就计算出隔离段出口面积达到极限反压条件下的燃烧室热力工作过程和对应的性能、需用扩张比及特征马赫数和释热分布规律，还有……”

“……”

“总之，都是需要大量风洞测试才能完成的工作。”

他轻轻敲了敲桌面，进入总结：

“任重而道远呐，同志们……”

……

简单布置了一下后续的测试工作之后，常浩南很快整理好了对X51A的测试和分析结果，接着便迅速乘车赶往了空军司令部。

“怎么这么多？”

现在距离长征9号返航也才过去差不多一个月时间，郑良群刚才接到电话的时候，还以为常浩南只是口头跟他说一些初步判断，甚至连今天的日程都没专门去改。

结果打开档案袋之后才发现里面装着厚厚一沓的结论报告，不由得有些傻眼：

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