第1458章 良性循环

第1458章 良性循环 (第1/2页)

相比于已经近乎乱套的X51A项目，在东风17顺利完成试射和受阅任务之后，华夏方面的高超音速武器研发则已经进入了一个全新的阶段。
　　
　　针对滑翔式高超的研制工作告一段落，而后续改进完全可以交由航天科工方面的技术团队单独完成。
　　
　　摆在常浩南研发团队面前的，就只剩下了位于整条科技树上最顶端的那一项——
　　
　　吸气式高超音速飞行器。
　　
　　而且，不同于火箭助推、只能在特定狭窄速域内飞行的X51A。
　　
　　华夏方面的野心，更大……
　　
　　怀柔科学城，JF14风洞的控制室内，刑牧春正对着电脑屏幕，向常浩南汇报近期的工作进展。
　　
　　“常总，你不在的这段时间，我们跟航天科工集团的几个项目团队合作，从他们那边弄来了不少亚燃冲压动力导弹的工作参数。”
　　
　　刑牧春控制鼠标指针游移许久，终于从布满电脑桌面的几十个PDF文件中找到了自己需要的那份：
　　
　　“结合我们之前测试的风洞数据，还有对X51A飞行测试参数的回溯分析，基本可以确定整个系统的设计薄弱点位于进气道和燃烧室之间的匹配情况，尤其是在亚燃模态和超燃模态的切换过程中。”
　　
　　常浩南盯着屏幕上的工作循环曲线看了一会儿，然后不等对方说完便抢先判断道：
　　
　　“激波系统的参数……尤其是位置不好界定？”
　　
　　刑牧春刚准备出口的话就这么被噎了回去。
　　
　　尽管已经跟常浩南合作了几年时间，但似乎每一次，对方都能给他带来全新的惊奇体验。
　　
　　过了几秒钟后，才有些生涩地点头：
　　
　　“有很多表象，不过归根结底确实如此……”
　　
　　他把屏幕最右侧的滚动条使劲往下拖动，来到文件的中间部分：
　　
　　“在双模态转换过程中，进气道入口处的马赫数越低、进气道的总压恢复系数越高，所需的燃烧诱导激波串增压比就越低，从而可以获得更高的性能，或者换一种说法，可以降低进气道的设计难度，但另一方面，过低的进气速度不利于超燃冲压模态的正常启动，很可能像当年的X51A那样，长时间停留在过渡模态而无法进入真正的超燃冲压工作循环……”
　　
　　尽管X51A的两次测试均以失败告终，但它却给华夏方面的超燃冲压技术带来了不少启发。
　　
　　尤其是长征9号核潜艇全程监视的第一次测试，几乎算得上是工程界失败教训的百科全书。
　　
　　停顿片刻之后，刑牧春坐回到身后的椅子上，并指了指另一边的姜宗霖：
　　
　　“老姜之前提出过一种新的思路，以降低一部分比冲为代价，同时扩展亚燃冲压段的工作区间上限和超燃冲压段的工作区间下限。”
　　
　　说着又用笔指向屏幕上代表过渡模态的那一段曲线：
　　
　　“在低飞行马赫数时，可以采用更大的燃烧室配合较小压缩比的进气道，而在向高马赫数飞行的过程中，可以让燃烧室扩张比需持续减小，配合进气道的压缩比提升，在减少燃料当量比的同时，调节燃烧室尺寸来保持最佳模态工况，从而降低模态转换过程的持续时间。”
　　
　　姜宗霖虽然也算是工程出身，只不过因为大半辈子都在研究超高速风洞，所以对于高超音速飞行动力学的认识却主要以理论层面为主。
　　
　　单就图上列出的数据而言，他的提议倒是非常合理，但执行起来难度非常大。
　　
　　“运行范围越宽，需调节的尺寸范围越大，调节机构的可实现性也越差。”
　　
　　常浩南摇了摇头。
　　
　　“再考虑到燃料供应系统、燃烧室主动冷却系统和超高速飞行条件下来自外部气流的冲击……以目前的材料性能，几何可调燃烧室的实现难度极大，就算勉强做到，也会因为工作条件趋于极限，加上过度复杂的结构导致可靠性受到影响。”
　　
　　自打开始研究计算材料学之后，他对于材料，尤其金属材料的极限性能已经有了非常深刻的认识。
　　
　　不过，刑牧春显然还是对这个思路不死心：
　　
　　“能不能退而求其次，考虑在热载荷较低的低马赫数范围使低温部件结构可调节，而让高温部件的结构固定，单纯通过增大物理尺寸的方式完成释热分配和热力喉道调节？反正我们的推力本身是过剩的，就算重量增加一些也不会影响到最大速度……”
　　
　　

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