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“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、激波串出口为声、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度，但又没高到足够无视过渡段，反而导致燃烧室内的音墙更难跨越，最后被迫长时间停留在亚燃模态，卡死在了这个环节上。”
“而我们开双模态冲压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并渡过这个阶段，最好在马赫数5.o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音，彻底进入燃冲压模态……”
“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先关注的问题，同时也不会耽误助推-滑翔构型的研进度。”
“马赫数5.o以下，也能进入到燃冲压工作状态？”
很快有人提出顾虑。
“嗯……以马赫数5.o作为高音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。”
他轻轻敲了敲桌面，进入总结：
“任重而道远呐，同志们……”
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