第1330章 双模态冲压发动机

对于常浩南的新设想，刑牧春等人倒是不觉得特别震惊。

只是单纯觉得这个概念有些陌生。

在整个高超音速武器项目当中，除去最开始用于技术验证和积累经验的双锥体验证弹以外，都是以技术难度相对较低的助推-滑翔式方案优先，而吸气式的进度则相对靠后。

目前还只是对飞行体所用的吻切锥乘波体进行理论研究和风洞测试，而动力系统则仍然还处于独立的开发阶段——

当然，只是相对于整个项目组来说独立。

毕竟说到底，还是会由航空动力集团承担具体研制任务，逃不出常院士的大手。

但直到眼下这个时间点，也确实还有发生变化的余地。

况且，尽管高超音速项目的其余几名主要负责人都是航天出身，但航空航天终究不分家。

不说别的，至少航空动力集团正在预研一种变循环第五代航空发动机这件事，多数人都有所耳闻。

所以，顺理成章地就把两件事情给关联了起来：

“冲压发动机……也要搞变循环？”

刑牧春搞火箭总体设计出身，对于吸气动力这条科技树难买难有些陌生，用了个不太准确的描述方式。

好在意思倒是差不太多。

“你的理解应该是没错，只不过冲压发动机没有气体循环和内外涵道这些概念，所以不应该叫变循环。”

常浩南笑着纠正道：

“当然，如果未来能把冲压发动机和传统的涡轮喷气式发动机再结合起来，那就另说……”

对于后面这半句话，大家不约而同地选择了暂时无视。

以这里绝大多数人的年龄来说，当前这个项目差不多就是他们的生涯之战，能在一线从头做到尾就算圆满。

再长远的事情，就算他们愿意参与，也大概率不是以当前这样的身份了。

“那应该怎么命名？”

刑牧春这会儿也认真起来。

常浩南没有马上给出回答，只是低头沉思了片刻。

他是在看见刚才验证得到的工作循环曲线之后灵光乍现，这会儿也还没个完整的想法。

“超燃冲压发动机和亚燃冲压发动机最明显的区别是在燃烧室的热力工作过程……所以大概可以叫做双模态冲压发动机，可以根据飞行状态不同在亚燃和超燃两个工作模态之间自由切换……”

众人不语，只是纷纷点头表示认可。

“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……”

“……”

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：

“我记着你之前好像说过，可能没办法获得特别丰富的结论？”

在某一个瞬间，他觉得自己好像对“丰富”两个字的理解出现了问题。

“主要是运气不错，对压缩隔离段的还原度非常高，而且也分析出了一些有用的结论……”

常浩南面不改色地回答道。

郑良群坐直身子，来了个肃然起敬.gif。

“你先等等……”

接着拿起电话，很快叫来了一名尉官：

“让陆副参谋长代我去参加一下今晚上的会，就说有这边紧急情况，一时间脱不开身。”

如此果断的抉择，让常浩南有点难绷：

“这……不太好吧。”

等那名年轻军官离开之后，他转头看了看门口，说道：

“报告反正就放在你这，又不会自己长腿跑了……”

郑良群摆摆手：

“一个跟地方单位接触的务虚会而已，唱主角的是政治部，其余部门就是单纯露个面，让副职去也是一样的……”

然后便把注意放回到了手里的报告上。

因为是写给领导看的，所以常浩南在保留了数据分析的同时，也没忘了在每个部分后面都用尽可能简练的语句写一个小节。

郑良群读起来自然也没什么障碍。

“也就是说……”

大约半小时后，他终于重新抬起头来：

“你认为，美国人目前的问题不仅仅是个别技术不成熟或者某个细节缺陷，而是在路线层面就出了问题？”

常浩南则已经轻车熟路地从郑良群办公室里找出茶叶，给自己泡了一杯：

“还要更根本一些。”

他放下手里的茶杯，回答道：

“按照目前的情况推测，我想不光是X51A，他们就算去搞滑翔式高超，都会遇到很大问题……”

郑良群的脸上瞬间露出惊喜，但很快收敛起了表情：

“有可能通过以飞代测解决么？”

“很难。”

常浩南摇摇头：

“以飞代测的前提是故障原因单一，而且能确定问题所在的位置，可如果只是单纯的模型选择错误，那么他们应该在地面测试阶段就能意识到，不至于让飞行器带着这么大问题上天，所以在工程管理阶段肯定也还有很大的漏洞……这样综合下来，估计连溯因分析都做不明白。”

“实际我现在甚至想不通，他们当年的X43A到底是怎么成功的……”