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第1175章 正向爆轰驱动（第2页）

虽然上级从未对此表达过不满，但这对于在座的每一个人来说，都是实实在在的压力。

尤其他还端出了一个相当有说服力的例子。

不过，坐在另一边的姜宗霖却很快表达了反对：

“目前的爆轰压力受到驱动段结构和材料的限制，可以应用的安全始压力只有20~50atm，能够复现的飞行马赫数极限也不会超过15这个级别，还是不考虑总温的情况下。”

“如果按照飞行条件复现来计算，那么JF10只能给出1500-2000K的气流总温，这对于要求稍微高一些的研究来说都是远远不够的……在这种情况下，只解决实验时间和复现精度的问题，恐怕也很难对航天科工那边的具体项目产生帮助。”

姜宗霖在某种程度上算是于鸿儒院士的接班人，并且在JF10风洞的研发过程中实际负责了很多具体工作。

因此，即便在场的多数人都对陈宏的提议有所心动，他仍然直球提出了自己的方案：

“所以我倒是认为，应该把重点继续放在提高气流总温上面。”

“针对爆轰理论的研究表明，在同样的可燃气初始压力条件下，正向爆轰具有高于反向爆轰五倍的驱动能力，并且NASA的HYPULSE风洞已经证明了这一点，只不过美国人没能成功把泰勒稀疏波重构为被驱动段内要求的平稳入射激波，导致入射激波衰减严重，才没能在这个方向继续下去。”

说到这里，他从面前拿起了一张早就打印好的示意图，翻过面来展示给在场众人，整个人的气势也瞬间锐利起来：

“但我的课题组早在两年前，就已经提出了一种应用激波反射原理的正向爆轰驱动器，只要在正向爆轰驱动器的起爆端再附加一个激波反射腔，就能产生环状反射，生成适当强度的上行激波，弥补由于稀疏波引起的驱动气流的压力降低，从而从而改进驱动气流的平稳性。”

“从目前的工程计算判断，这一技术可以做到高达3。6的马赫数加速比，如果仍然不够，那么还可以在激波反射腔后面增加一个氢氧混合的辅助爆轰段，通过改变Taylor自相似解的零速度边界条件，进一步降低稀疏波的衰减。”

显然在姜宗霖看来，美国人的失败并不能说明什么，他早就已经找到了在这一领域超过美国人的方法——

实际上，由于长期卡在正向爆轰入射激波衰减这个问题上，NASA甚至已经开始尝试用数值计算取代一部分风洞试验。

在结束自己的表态之后，或许是为了回应陈宏刚才的例子，他也有些针锋相对地继续道：

“常院士确实擅长在长线研究的每个阶段都通过实打实的项目成果来打动上级领导，但也要注意到，他拿出来的几乎所有产品，都直接或间接地推动了我国航空产业的跨越式进步，而不是在旧有基础上的缝缝补补。”

“我们先不去纠结他到底是怎么做到的这一点，但很明显，如果我们的新型风洞只是把导弹的末端速度从三倍音速提高到四倍音速，那恐怕也很难得到和常院士一样的效果……”

这一番发言有理有据，关键是在提出问题的同时还附带了解决方案，所以很快就让场面出现了逆转的势头。

陈宏自然不可能就这么放弃：

“老姜你提出的激波反射方案在原理上确实可行，但无论是3。6的马赫数加速比，还是目前获得的计算参数，都是通过计算模拟的方式获得，但高超声速，包括氢氧爆轰过程本身的计算模型就不够成熟，就这么直接上大型项目……太激进了！”

“……”

逐渐地，争论进入了白热化的阶段。

不过，就在空气中已经开始弥漫火药味的时候，会议室外面却突然传来一阵敲门声。

一名工作人员快步走进，在于鸿儒院士旁边耳语了几句。

只见后者脸色微变，停顿了好一会之后才重新看向众人：

“你们刚才都在拿人家常浩南院士说事……”

他的语气中带着些许戏谑：

“现在常院士……马上就要来了。”