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第1330章 双模态冲压发动机

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“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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