“可是常院士……”
一番闲谈之后，姜宗霖率先切回正题：
“喷气式发动机的变循环毕竟只是需要一条额外的涵道，还算是在工程设计可以接受的范围之内……这双模态冲压发动机是燃烧室设计，包括压缩-隔离段和内喷管都要发生变化，总不能在里面安装两个燃烧室吧？”
冲压发动机最大的优势之一就是结构简单，没有太多活动部件，对于极限飞行状况的耐受力较好。
如果为了兼容性多塞一个燃烧室，那莫不如直接在飞行器上独立安装两台发动机了。
常浩南脸上露出了一个稍显戏谑的笑容：
“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……”
“
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