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：

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