学霸的军工科研系统 第1184(2/2)
“而且吸气式高超的飞行速度和姿态全程都保持相对稳定，只有末端会转入俯冲，这个时候也不需要什么升力了……滑翔式虽然总体上是在减速，但等减到9马赫的时候也一样是在末端，都不会影响到实际战术效能……吧？”
说到最后，都明显能听出有点不自信了。
他说这段内容时的语气颇为沉痛，一副就像是项目已经搞不下去了的样子，让与会的几名军代表不由得面面相觑。
“各位，我们刚才准备气动模型花了一段时间，现在会议正式开始……”
尽管近几年来华夏的装备发展水平突飞猛进，但对于火力不足的担忧，还是早已刻入了这支军队的灵魂……
常浩南双手抬起，然后向下压了压，示意众人先冷静：
“不过，虽然正题数据符合预期且满足基本要求，但仍然可以看到，由于乘波体的原理是阻止下表面流体的横向流动，从而将高压区域限制在飞行器下方，相当于利用激波维持飞行，因此不同飞行条件，这里主要是指速度和攻角，对于外形极其敏感，优化区间极为狭窄。”
不过，他刚才说的问题也绝非空穴来风。
“所以，在过去一段时间，我顺便验证了一个新的猜想……”
今天坐在下面的所有人，包括军代表在内，都没有纯外行，所以在进行了简短的开场之后，他便直接展示出了几张密密麻麻的数据图：
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“得益于新型超高速风洞的投入使用，以及所有参与项目同志们的努力，我们比预期时间表提前两个月完成了对几类乘波体标准模型测试和数据收集工作，确定乘波体构型可以在大气层内以及临近空间中获得极高的高超声速升阻比……”
但确实无论如何都想不出有什么问题，更想不明白常浩南对这个结果不满在哪。
上面是一张乍看之下让人有些眼花缭乱的设计示意图。
“如果只是要满足作为高超音速武器的基本需求，那目前的研究阶段确实已经足够，但即便是吸气式高超，仍然有很大一部分射程来自升力滑行，而不能灵活调整飞行速度和飞行姿态，也就意味着无法大幅度调整预定射程，对于武器的战术灵活性有着很大的影响……”
虽然正如韩陈峰之前所猜测的那样，常浩南的未来目标是让飞机也实现高超音速飞行，一小时内跨越太平洋或大西洋，但这个想法确实有点过于长远，再加上目前这项研究毕竟还是以武器的名义进行，所以他还是选择在现有框架内获取更进一步的支持。
“当然，当然……”
只剩下现场设备散热时发出的风扇声。
确认自己的理解并没有错之后，其中一人才有些迟疑地开口道：
一番工作总结之后，常浩南稍作停顿，以确定听众们对于刚才的内容没有疑问。
也并非现场军代表们所关注的重点。
当然说是主持人，其实这类内部会议也不讲什么排场，所以也就是一句话做个引子：
也就在这个时候，常浩南恰到好处地给出了早已准备好的解决方案：
“但如果把迎角调整至-5°、速度降低到a=9，尽管变化幅度不大，但上面两项参数仍然骤降至1970和185，会严重影响到飞行轨迹和有效滑翔距离，当然反过来也一样，设计点在-5°和a=9下的乘波体，也难以适应0°、速度a=12的飞行条件……”
“……”
不过内行人还是能很快看出，这正是基于锥导理论设计出的一系列共基准椎乘波体。
当他说到“火力密度不足”的时候，下面的几名军代表纷纷露出了略显不安的神情。
空军代表对于这种玩法显然更加熟悉，率先反应过来：
“保持上表面不变，更换压缩面……”
果然，常浩南的准备相当充分。
跟在常浩南身后的刑牧春则径直坐到左侧首位，充当起了临时主持人的功能。
“尽管在理论上可以通过研制一系列不同型号的武器来应付不同关键目标所处的射程范围，但第二炮兵部队无论是经费数量还是编制规模都有限，如果分散装备太多类似但不同的型号，反而会导致针对特定目标的火力密度不足……”
再往后，为了证明这一理论的可行性，常浩南还展示了一个相对完整的设计计算方法。
接着便话锋一转，进入了今天的正题：
他这边话音刚落，台上的常浩南便一按翻页笔，切换到了第一页ppt。
不过，这就是只有核心技术人员才能看懂的部分了。
“另外，在这一过程中，我们也成功通过基于三维轴对称流场的锥导理论在一定范围内上拓展了乘波体在纵向和展向上的设计自由度，计算参数与实测结果之间的均方差小于0075，为下一步具体的高超声速飞行器研制工作奠定了基础……”
“……”
“可是常院士，这本来就是选择乘波体之前我们就知道的情况……”
他再次把ppt翻到下一页。
“在乘波体自由流上表面不变的情况下，可以只通过改变压缩面，也就是下表面的气动外形来满足不同来流马赫数的设计要求……当然这是基于锥导理论设计的结果，无法为超燃冲压发动机提供均匀压缩气流，但吸气式高超所用的吻切锥乘波体在原理上是相通的……”
“以经典的单级压缩的锥导乘波体为例，在迎角0°、速度a=12的设计点上，流量系数高达4083，无黏最大升阻比大于375，完全超越了我们对滑翔式高超音速导弹的性能需求。”