钱学林从桌上拿起一份资料，是他自己带来的，封面上没有标题，只有一串编号。直接开口。
“你在论文里提到涡轮-冲压组合发动机的结构设计，说涡轮发动机负责低速段，冲压发动机负责高速段，中间有一个模态转换的过程。我理解这个思路，但我有个问题，模态转换点，你放在多少马赫数？基准是什么？”
时珈一对这篇论文的记忆很深刻的，只是华国目前没有办法突破而已。
她说道：“我是在0-3.5的范围内做关键参数的。”
“涡轮发动在马赫数2.5以上推力会急剧衰减，而冲压发动机在马赫数2.0之后效率才开始上升。所以，我把模态转换点定在Ma2.0到2.5的过渡区。”
“在这个区间内，我让两个通道同时工作。可以有效避开涡轮发动机在2.5以上的热负荷极限，又填补了冲压发动机在1.5以下的启动空白。虽然这会让结构变得极其复杂，但它换来的是从0到3.5马赫数包线内，绝对没有推力中断！”
什么是推力中断，就是飞机在空中停车。
在涡轮-冲压组合发动机的切换瞬间，如果发生推力中断，后果是灾难性的。
因为冲压发动机在低速下无法独立维持飞行，而涡轮发动机又已经退出。
如果在这个交接点发生推力中断，飞机会瞬间失去所有升力来源，直接导致飞行器失控解体。
时珈一的话音落下，办公室里安静了片刻。
钱学林没有立刻接话，他翻阅着手中的资料，陷入沉思。
“你既然把模态转换点定在2.0到2.5之间，那你有没有算过，在这个过渡区里，两个通道同时工作时，进气道怎么设计？激波锥怎么调？”
他的意思就是，当涡轮和冲压两个引擎同时吸气换挡的时候，进气口怎么设计？或者说里面那个用来调节风量的激波锥怎么动比较合适。
这篇论文里，并没有写到这么详细，因为她当时写的只是一篇理论论文。
并且，她还把进气道的技术障碍标记出来了，至于后续研究，那是苏国官方的事。
但是钱先生既然问了这个问题，时珈一自然不吝啬自己的个人想法。
“进气道方案我的论文中并没有写，但是，我预想的是最好采用可调激波锥设计，通过轴向移动锥体来改变激波系的位置和强度，从而匹配不同马赫数下的流量需求。”
“在2.0马赫以下，激波锥处于收缩位
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