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第1201节（第1页）

“不对，得划分出三个工作状态。”

“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、激波串出口为声、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度，但又没高到足够无视过渡段，反而导致燃烧室内的音墙更难跨越，最后被迫长时间停留在亚燃模态，卡死在了这个环节上。”

“而我们开双模态冲压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并渡过这个阶段，最好在马赫数5.o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音，彻底进入燃冲压模态……”

“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先关注的问题，同时也不会耽误助推-滑翔构型的研进度。”

“马赫数5.o以下，也能进入到燃冲压工作状态？”

很快有人提出顾虑。

“嗯……以马赫数5.o作为高音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：

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