“不对，得划分三个工作状态。”

“首先是纯亚燃模态，这况隔离段场中燃烧区前激波串占主导，激波串为亚声速条件，边界层完全分离，扩压在正常工作状态，有两个几何，通过扩压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移动、激波串为超声速、边界层分离减弱，但本质上仍然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结构的测试结论：

“目前来看，国人对于冲压发动机力循环的理解大概率还停留在表面上，为了提工作效率选择了相对的启动速度，但又没到足够无视过渡段，反而导致燃烧室的音速墙更难跨越，最后被迫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，提飞行工况的灵活，所以思路应该是尽可能早地诱发并渡过这个阶段，最好在赫数50以，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温气动力学研究最为的，也是最先反应过来的。

“只要跨过这个阶段，气激波就能贯穿整个隔离段/燃烧室，让燃烧室的达到超音速，彻底超燃冲压模态……”

“是这样。”

常浩南：

“不过还有些其它细节要解决……比如削弱几何双结构对超然冲压模态的压力分布影响，还有如何从扩压斜激波过渡到飞行前斜激波，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-翔构型的研发度。”

“赫数50以，也能到超燃冲压工作状态？”

很快有人提顾虑。

“嗯……以赫数50作为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，只要组织特征赫数大于1，并保证工作循环中加起始位置的压力小于给定的激波串压力，就可以确保超然冲压模态的正常工作。”

常浩南解释：

“当然这需要在设计之前就计算隔离段面积达到极限反压条件的燃烧室力工作过程和对应的能、需用扩张比及特征赫数和释分布规律，还有……”

“……”

“总之，都是需要大量风测试才能完成的工作。”

他轻轻敲了敲桌面，总结：

“任重而远呐，同志们……”

……

简单布置了一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。

“怎么这么多？”

现在距离征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：

“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”两个字的理解现了问题。

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

常浩南面不改地回答。

郑良群坐直，来

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