“原本這確實是個幾乎沒辦法解決的問題……不過多虧了美國人這次的失敗，給了我不少靈感。”
他說快速把剛才的報告翻到其中一頁，然後又從旁邊的印表機裡扯過幾張白紙。
其餘幾人見狀，也迅速圍攏過來。
“從物理上給發動機設計兩個燃燒室肯定得不償失，但我們可以透過不同的激波串的分佈和邊界層分離情況，透過調節進氣道和前體錐，在熱力學上給同一個燃燒室劃分兩個……”
常浩南一邊介紹一邊在紙上畫出了一副示意圖，但到一半的時候，筆鋒卻又突然停滯：
“不對，得劃分出三個工作狀態。”
“首先是純亞燃模態，這種情況下隔離段流場中燃燒區前激波串佔主導，激波串出口為亞聲速條件，邊界層完全分離，擴壓器處在正常工作狀態，具有兩個幾何喉道，透過擴壓器斜激波提供的正激波系提供壓力。”
“然後是過渡模態，燃燒區前激波串向燃燒室入口移動、激波串出口為超聲速、邊界層分離減弱，但本質上仍然處在亞燃衝壓的工作迴圈當中。”
說到這裡，他話鋒一轉，指了指旁邊對於X51A流道結構的測試結論：
“目前來看，美國人對於衝壓發動機熱力迴圈的理解大機率還停留在表面上，為了提高工作效率選擇了相對高的啟動速度，但又沒高到足夠無視過渡段，反而導致燃燒室內的音速牆更難跨越，最後被迫長時間停留在亞燃模態，卡死在了這個環節上。”
“而我們開發雙模態衝壓發動機的目的是減小火箭助推段的壓力，提高飛行工況的靈活性，所以思路應該是儘可能早地誘發並渡過這個階段，最好在馬赫數5.0以下，否則隨著燃氣離解效應越來越明顯，化學能將難以轉化成有效功，很可能重蹈他們的覆轍……”
“……”
除了常浩南本人以外，姜宗霖和陳宏二人算是對高溫氣體動力學研究最為深入的，也是最先反應過來的。
“只要跨過這個階段，進氣道激波就能貫穿整個隔離段/燃燒室，讓燃燒室內的流體達到超音速，徹底進入超燃衝壓模態……”
“是這樣。”
常浩南點頭：
“不過還有些其它細節要解決……比如削弱幾何雙喉道結構對超然衝壓模態的壓力分佈影響，還有如何從擴壓器斜激波過渡到飛行器前體斜激波，這些才是我們當前階段應該首先關注的問題，同時也不會耽誤助推滑翔構型的研發進度。”
“馬赫數5.0以下，也能進入到超燃衝壓工作狀態？”
很快有人提出顧慮。
“嗯……以馬赫數5.0作為高超音速的門檻屬於人為界定，實際這個數字和很多變數都有關係，只要組織特徵馬赫數大於1，並保證工作迴圈中加熱起始位置的壓力小於給定的激波串出口壓力，就可以確保超然衝壓模態的正常工作。”
常浩南解釋道：
“當然這需要在設計之前就計算出隔離段出口面積達到極限反壓條件下的燃燒室熱力工作過程和對應的效能、需用擴張比及特徵馬赫數和釋熱分佈規律，還有……”
“……”
“總之，都是需要大量風洞測試才能完成的工作。”
他輕輕敲了敲桌面，進入總結：
“任重而道遠吶，同志們……”
……
簡單佈置了一下後續的測試工作之後，常浩南很快整理好了對X51A的測試和分析結果，接著便迅速乘車趕往了空軍司令部。
“怎麼這麼多？”
現在距離長征9號返航也才過去差不多一個月時間，鄭良群剛才接到電話的時候，還以為常浩南只是口頭跟他說一些初步判斷，甚至連今天的日程都沒專門去改。
結果開啟檔案袋之後才發現裡面裝著厚厚一沓的結論報告，不由得有些傻眼：