第1180章 末段精确制导
弹头这部分的总体设计，从一开始就是常浩南代表航空动力集团揽下的分工。
虽然这个任务既不航空，也不动力，但显然也没人会质疑他在空气动力学设计领域的能力。
更不用说还有实力强劲的航天科技一院从旁协助。
所以刚才这段时间，大家的关注重点基本都放在了动力、制导、控制和测试流程等其它部分。
直到五院的这一打岔，才把话题给拉回到弹头上面。
“发汗冷却……”
会议室内热烈的气氛稍稍沉寂下来，不少人重新低头开始思考——
常浩南提出的这个技术名词倒是并不新鲜。
冷却流体首先流过多孔壁面并进行强制对流换热带走热量，随后在壁面的表面形成一层致密的气膜以减小高温主流对壁面的传热。
这个过程如果采用液体冷却剂，那么会非常类似动物的排汗散热过程，发汗冷却也是由此而得名。
其特点在于同时包括主被动两部分换热原理，同时由于冷却流体渗出多孔壁面以后形成的表面气膜贴合效果极佳，哪怕仅考虑被动隔热效应，也要优于单纯的气膜冷却。
但作为代价，发汗冷却需要特殊的多孔材料作为载体，并且对微孔结构、导热率、加工工艺和耐热性都有极高的要求。
无论设计难度还是成本都居高不下。
“常院士……这是不是有些杀鸡用牛刀了？”
李荣卫用有些拿不准的语气询问道：
“发汗冷却一般都是用在火箭发动机尾喷口上的，用来承受3500k以上的燃气温度……咱们这个验证弹到末端也才不过67倍音速，就算是按照全程海平面高度计算，气动加热也不至于到这种程度吧？”
说完还特地转过头去看了一眼专精于此的六院代表。
突然被cue到的后者一开始还有点没反应过来，但旋即也跟着点了点头：
“这确实没错……从我们的经验来看，以目前的技术，发汗冷却的效率最高就已经可以做到10^9 w/m^2数量级……用在一个双锥体，而且速度连10个马赫都到不了的地方，确实有点大材小用。”
“而且，喷管部分的发汗冷却一般都是直接用液体燃料来做，这样气化之后的部分可以直接被烧掉，如果要在弹头部分实现这个过程的话，需要额外加一层多孔材料的防热层作为基体不说，还需要额外设计冷却剂流道，对双锥体的总体强度难免产生影响……”
从项目管理的角度出发，这种验证弹最大的风险其实并不在于加入多少单独的新技术。
毕竟就算真的出了问题，只要能找到具体原因，实在不行还可以进行状态回滚。
更要命的风险其实是整个系统因为某些原因而变得越来越复杂。
一旦出问题，就有可能导致按下葫芦浮起瓢。
如同一个屎山代码那样，把bug修好之后，整个程序反而没法正常运行了。
因此，刚才那几个小时的会议当中，唯一增大了系统复杂度的地方，就是把原计划的弹头配重改成一个末端加速发动机。
但这仍然是相对独立的部分，就算发动机启动失败，也不会对前面的推进系统产生影响。
而发汗冷却需要和动力系统高度耦合，本身风险就比较高，从性能上看似乎又没有如此高的放热需求。
所以他们两人的担忧也是有道理的。
但这和双锥体一样，从一开始就是常浩南确定下来的基本方案之一，显然不可能因为两句话就做出改变：
本站域名已经更换为 。请牢记。 “我理解你们的顾虑……所以我刚刚才说，未来真正投入使用的早期吸气式高超，应该还是会回到传统的被动冷却路线上。”他先是给出了一个相对积极的答复，不过紧跟着就话锋一转：
“但我们这毕竟是一发验证弹，不是用来发挥实际战术作用的，所以需要具备一定的前瞻性，考虑整个项目未来有可能出现的所有情况。”
“在未来，我们的高超声速武器有可能使用红外或可见光波段进行目标导引，而烧蚀防热设计最大的弊端就在于，烧蚀产物会在气体边界层内顺流而下，造成边界层污染，同时很有可能进入视觉传感器的窗口区域，造成寻的信息的丢失和衰减。”
“此外，在67马赫的速度下，因为电离层的厚度和强度都比较小，所以大概率无需考虑电磁屏蔽问题，但对于未来速度更快的飞行体，就需要主动利用离子流，对包裹在飞行体外侧的等离子体鞘套进行削弱和改性，才能让特定波段、特定相位和入射角度的雷达波透过屏蔽层，对目标进行雷达探测，而这和发汗冷却的要求是在某种程度上相通的……”
“……”
说到这里，常浩南突然起身，把只是用来放会议背景的ppt关掉，然后打开了一份新的文档。
上面是一系列令人眼缭乱的公式。
当然，即便在座各位都是专家，也不可能在毫无准备的情况下马上看懂这些内容。
但夹杂在公式之间的一系列图片，大家还是能够看懂的——