1月5日，NASA德莱顿飞行研究中心利用一架F—15B试验机完成了凹槽式中心体进气道试验（CCIE）项目的初步飞行测试，为分析和评估一种新颖的进气道概念提供了必要的数据。
　　CCIE项目的研究目的在于解决超声速进气道在不同飞行条件下使用时出现质量流量不断变化的需求问题，为今后研制一种性能更好、结构更简单和重量更轻的超声速进气道积累技术。
　　近年来，NASA一直在积极从事先进超声速运输机的关键技术研究工作，目前已经在降低声爆方面取得了突破性进展。但是，研究人员也发现，超声速运输机还面临着推进系统的复杂性问题，目前的设计方案仍然无一例外地延续了传统的混压式进气道，依然存在着“不起动”的风险，而这对于民用运输机来说是完全不可接受的，必须寻找到切实有效的解决措施。
　　长期以来，像SFI—71侦察机等屈指可数的高马赫数飞行器都采用了混压式进气道，为了稳定波系，解决好内压缩的起动问题，必须专门设计一套控制系统，大大增加了进气道的复杂性，也相应增加了结构重量。
　　针对混压式进气道存在的先天不足，德莱顿飞行研究中心另辟蹊径，尝试通过改变中心体的几何尺寸来调节喉道面积，希望寻找到一条更加简便的技术途径，由此催生了CCIE项目。
　　在计算机流体力学仿真结果的基础上，CCIE项目的主要目标是通过飞行试验分别获得新型进气道和标准进气道的各种特性数据，然后进行比较和分析，为评估新型进气道技术提供依据。为此，研究人员制造了两个可以互换的中心体，其中一个中心体的外轮廓为常规流线型，另一个中心体的后段表面则加工出几个纵向凹槽，或者称之为狭槽。
　　CCIE试验件由轴对称中心体、外罩管和节流喷管组成，从外部构型看就像是一个缩小尺寸的轴流式超声速进气道，以一定仰角固定在F—15B试验机腹部的推进系统飞行试验夹具上。在试验件内部，纺锤形的中心体与外罩管构成了混压式进气道，其后部采用3个支撑与外罩管固定。
　　就试验件来看，光滑式中心体有一个较小的喉道面积，需要更高的内压缩才能满足发动机质量流量的要求，但相应存在着较高的“不起动”风险。而凹槽式中心体的优点是，可以增加进入发动机的空气流量，具有较低的内压缩，明显缓解起动问题，从而在较宽的马赫数范围内改善进气道的性能。
　　目前研究认为，采用组合循环发动机的飞行器如果应用这种创新的进气道技术，预计可以提高推进系统的效率，显著改善在低超声速阶段的性能。
　　然而，初步分析也表明，中心体上分布的纵向凹槽会对内部气流产生两个次要影响：总压畸变和旋流。一般情况下，总压畸变被认为是有害的，因为它与增大总压损失密切相关，但是对于组合循环发动机内的冲压式燃烧室来说，旋流则可以充分增加空气与燃料的混合程度，提高了燃烧室工作效率。
　　2011年8月，德莱顿飞行研究中心开始了初步飞行试验。在首轮试飞中，凹槽式中心体进气道先后安装了3种不同尺寸的喷口，用于改变质量流量率。随后，光滑中心体也采用同样的3个喷口进行测试，获得了质量流量、内部表面压力分布和气流畸变等关键数据，作为研究凹槽式中心体进气道的基准性能数据。目前，德莱顿飞行研究中心推进系统分部的工程师们正在根据试飞获得的数据，进行相关飞行试验数据的分析工作。
　　如果飞行试验获得的数据证明了凹槽式中心体进气道设计的有效性，这种创新技术无疑将有助于解决当前超声速进气道设计中面临的关键问题，特别是为研制马赫数2.5以上的超声速飞行器提供了一种结构简单、工作高效的选择方案。
　　未来，这项技术可能应用于航空航天工程的设计中，在设计新一代超声速飞机时就不必采用类似“协和”客机的二元进气道及其高度复杂的控制系统，而是采用相对简单的凹槽式中心体进气道，从而有效简化推进系统的复杂性，相应减轻结构和系统的重量。
　　此外，这项技术在军事方面的潜在用途还包括新一代超声速巡航导弹的推进系统。
　　根据研究计划，下一阶段将采用一种具有活动转换段的凹槽式中心体，可以根据不同工作条件打开和关闭，及时调整喉道面积，以改变进入发动机的空气流量。从调节技术方面来看，这个阶段的研制工作还需要解决部件密封、结构重量和可靠性等诸多问题，绝非一蹴而就。无论结果如何，NASA已经在超音速飞行领域迈出了新的一步。