先画图。她要建立两种发动机组合在一起的理论模型。
时珈一在纸上画了一个简化的系统框图。
先画一个进气道，空气从这里进来。
然后画一个分流器，像个岔路口，把空气分成两路。
一路走涡轮通道。里面有压气机、燃烧室、涡轮。
另一路走冲压通道，只有一个燃烧室。
两路空气在尾喷管汇合，一起喷出去，产生推力。
这就是涡轮--冲压组合发动机的基本思路，低速时用涡轮带着跑，高速时切换成冲压接着跑，互相补短板。
画完图，她开始定义关键参数。
首先是马赫数范围。
时珈一写下一个区间：0到3.5。0是静止不动，1是音速，3.5就是三倍半音速。
涡轮发动机从0起步，到2.5左右开始乏力。
冲压发动机1.5以上才开始发力，3.5正是它的好时候。
两者搭配，刚好覆盖从起飞到超音速的全过程。
然后是几个核心指标。燃油消耗率，也就是跑同样的距离烧多少油。
推力，劲大不大。比冲，指单位燃料能撑多久。
还有压气机的增压比、涡轮前的最高温度、冲压燃烧室入口的速度要求……这些参数决定了发动机的性能上限。
定义完参数，她开始写公式。
全是热力学和气体动力学的基本方程，教科书上都有。
推力公式，推力等于单位时间内喷出去的气体和吸进来的气体之间的动量差，再加上出口和外界的气压差。这是所有喷气发动机的基础。
涡轮通道的热力循环效率，这是著名的布雷顿循环，简单来说就是“压-烧-胀”三步走。
冲压通道的热力循环效率，这是瑞利循环，只有“烧-胀”两步。
两者的效率取决于压比、温比这些因素。
最重要的部分是模态转换点。
飞行器从低速到高速，什么时候切换模式？
这需要满足一个条件，涡轮通道出口的气流参数，刚好等于冲压通道入口需要的气流参数。
早了不行，晚了也不行。
这个匹配条件，是组合发动机的核心难题。
时珈一把公式一个个写下来，边写边想。
她其实不需要给出具体数值，因为这篇论文只做定性分析，只用公式说明这东西理论上可行。
至于具体怎么造，能不能顺着这个方向走下去，那不是她的问题。
她写了一会儿，揉了
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