学霸的军工科研系统 第1167节

　　“这种情况，不太可能是什么累积性问题，大概率是超燃冲压发动机的工作参数从一开始就不正常，积累到马赫数5.4-5.5之间的某个临界点之后，由于热力壅塞，或者激波串骤然增强之类的原因，导致工作循环被彻底打乱，最终诱发结构破坏。”

　　“所以，就从不同特征马赫数对应的气体加热量和进气道溢流阻力开始，如果真是这部分出的问题，应该很快就能发现异常……”

　　姜宗霖闻言站起身：

　　“那我马上就去准备！”

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　　应该说，常浩南的运气相当不错。

　　尽管已经初步分析出了最有可能的事故诱因，但定性分析和定量计算永远是难度完全不在一个水平线上的两件事情。

　　原本，他只准备亲自看看前面几天测试的全过程，算是对大洋彼岸美国同行的设计水平有个初步认识，然后就把主要精力放在滑翔型乘波体的细节设计上。

　　结果仅仅是第一天的几次启动，就吹出了一组令人侧目的数据……

　　“你们确定……进入燃烧室的气流能超过音速？”

　　常浩南看着眼前的工作循环曲线图，将信将疑地向身旁两个人问道。

　　这个问题实在过于基础，以至于风洞控制室内的空气都因此而沉寂了一瞬间。

　　“当然……”

　　姜宗霖点点头：

　　“单一个进气道压缩面没办法做完整的风洞测试，所以我们接上了一个标准的吻切锥前体和一个标准的等面积-扩张型串联燃烧室，从理论上可以满足超燃冲压发动机启动的最低条件一直模拟到略高于解体发生时的5.5马赫……”

　　他一边描述，一边从电脑上调出了整理好的风洞运行日志：

　　“可以看出在解体临界点对应的速度附近，热力壅塞消失，隔离段内激波串强度减小，燃烧区前激波串向燃烧室入口移动，燃烧室内的气流肯定已经达到超音速了。”

　　确实，从运行记录上似乎看不出什么问题。

　　“但这些现象只能说明激波串出口处达到了超音速，由于边界层未能完全附着的影响，燃烧室内的情况则不一定……”

　　“……”

　　常浩南自言自语地分析起来，脸上的表情先是变得疑惑，接着很快又转为明悟，指着报告上的工作循环说道：

　　“你们看，在临界点上，燃烧室内的工作循环是0-3-4*-9*，经过进气道压缩的气流首先在等面积段内加热到壅塞，然后在扩张管道内维持Ma=1的加热，直至燃料热量完全释放，壅塞消失，确实符合超音速模态的特征。”

　　“但越过临界点来到5.5马赫之后，燃烧室内的工作循环反而变成了0-3-3'-9'-9*，而且从3'到9'这个过程还是一个极限情况，实际扩压程度不可能达到理想值，也就是在等面积段内加热到壅塞时，燃料热量还没来得及完全释放……”

　　实际早在他说到前半句结尾的时候，另外二人就也已经发现不对劲的地方了。

　　“这是个典型的亚音速扩压过程？”

　　刑牧春惊呼出声。

　　常浩南也对这个结论颇为意外，所以没有急着下结论，而是回过头去又检查了一遍。

　　最终确定，刚才的分析过程并没有什么问题。

　　“所以，在速度逐渐逼近到5.5马赫的过程中，X51A的超燃冲压发动机反而异常回到了亚燃冲压的工作状态，使得循环出现异常，热力壅塞重新出现并最终导致某处结构出现问题，最终解体……”

　　他初步推测出了整个过程。

　　这当然还算不上是追根溯源的事故“原因”，但也已经非常接近了。

　　“如果是这样，倒是能解释为什么在超燃冲压发动机正常启动的前提下，飞行器却被一个5.5马赫的速度墙给限制了那么长时间。”

　　刑牧春的语气逐渐变得迷惑：

　　“可是好奇怪……怎么会这样？”

　　“这就不是靠一段进气道外形能推测出来的事情了……”

　　常浩南把报告轻轻丢在桌子上：

　　“有可能是超燃冲压发动机在设计过程中取了巧，想要通过过渡模态获得尽可能高的隔离段压比，结果因为某个小错误导致循环稳定性不够，最终脱离了超燃冲压状态，也有可能是发动机启动速度没达到预设值，导致循环起点就出了问题，还有可能……”

　　在说出第三种可能之前，他的声音却戛然而止。

　　“还有可能……什么？”

　　姜宗霖有些好奇地看了过来。

　　“这不重要。”

　　常浩南重新把那份报告扯到面前，并从旁边随手拿来一支笔，在那张循环参数曲线图上画了几个箭头：

　　“我突然想到，如果我们把这个过程反过来，就是在低速段让发动机处于亚音速循环模态，高速段则进入超音速循环模态，是不是就能让冲压发动机同时具备亚燃和超燃两种特性？”

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。”