飛機(jī)氣動(dòng)設(shè)計(jì)分析報(bào)告-預(yù)覽頁
【正文】 圖4 圖22M3轟炸機(jī)三視圖圖22M采用可變后掠翼正常式布局，下單翼，機(jī)翼內(nèi)段固定為翼套，外段可變后掠，翼套下設(shè)有掛架兩側(cè)各一，可外掛兩枚大型反艦導(dǎo)彈。前起落架為雙輪。、30176。后掠角模式主要用于飛機(jī)起飛和降落；30176。另外，如圖5所示，其機(jī)翼轉(zhuǎn)軸較靠外，位于最小后掠角時(shí)的33%翼展處，內(nèi)翼段翼套面積較大，后掠角為60176。由于圖22M為超音速飛機(jī)，機(jī)翼相對厚度較小，因此僅有布置單縫襟翼的空間，無法容納布置雙縫襟翼需要的收放機(jī)構(gòu)。機(jī)翼很薄，外翼壁板撓性很大，在空中小后掠角時(shí)有明顯的形變，在圖6中也可以看到。進(jìn)氣道為楔形二元進(jìn)氣道，位于機(jī)身兩側(cè)，進(jìn)氣道之后的機(jī)身截面為較為規(guī)則的圓角矩形，在翼根前緣位置處上方有三排輔助進(jìn)氣門，中段機(jī)身沒有超音速飛機(jī)上常見的蜂腰形狀。在超音速飛行時(shí)，空氣通過楔形進(jìn)氣道尖銳斜面產(chǎn)生的激波進(jìn)行預(yù)壓縮后，超音速來流的一部分動(dòng)能轉(zhuǎn)變?yōu)閴毫Γ箍諝鉁p速，提高進(jìn)氣效率。其二，圖22M的機(jī)翼與機(jī)身之間毫無過渡（如圖10所示），在亞音速時(shí)應(yīng)當(dāng)會(huì)產(chǎn)生較大的干擾阻力。 從圖10中也可看出，圖22M采用倒T型尾翼，平尾位于后機(jī)身下方，為了提高超音速飛行時(shí)的操縱性，平尾為全動(dòng)，但由于該機(jī)大部分時(shí)間仍在亞音速范圍飛行，兼顧配平能力，平尾翼型為一負(fù)彎度翼型。它通過當(dāng)時(shí)在圖波列夫設(shè)計(jì)局里算是首次的采用可變后掠翼布局實(shí)現(xiàn)了設(shè)計(jì)目標(biāo)。1969年開始正式開發(fā)，原型機(jī)試飛于1974年12月23日。；；翼展(全展開)，(全后掠)；；空重87090千克；最大起飛重量216365千克；載彈量（內(nèi)部）34019千克，（外部）26762千克；最大燃油量88450千克；最大平飛速度（高空），（海平面）；；作戰(zhàn)半徑5543千米；航程12000千米；機(jī)組成員4人。十字尾翼位于光滑尾椎上方?？勺兒舐咏堑耐庖矶巫兓秶鸀?15176。、55176。用于上升及巡航，55176。轉(zhuǎn)為55176。與圖22M相比，B1B的機(jī)翼設(shè)計(jì)要復(fù)雜得多，每側(cè)機(jī)翼后緣都有6組獨(dú)立的富勒襟翼，如圖13所示。B1B的機(jī)翼與F14類似，沒有副翼，擾流板配合差動(dòng)平尾一起控制飛機(jī)的滾轉(zhuǎn)，每側(cè)機(jī)翼最內(nèi)側(cè)的兩片擾流板間通過機(jī)械連接，可作為減速板使用，外側(cè)兩片擾流板在飛行中可由線傳飛控系統(tǒng)自動(dòng)控制。在機(jī)翼與機(jī)身的交接處，機(jī)身的側(cè)面與機(jī)翼表面構(gòu)成直角或接近于直角，這樣的組合，由于浸潤面積大，阻力也較大。翼身融合體的優(yōu)點(diǎn)是結(jié)構(gòu)重量輕、內(nèi)部容積大、氣動(dòng)阻力小、機(jī)身能產(chǎn)生額外升力，可使飛機(jī)的飛行性能有較大改善。圖14 B1B的機(jī)身各截面截面圖 另外，B1B在機(jī)頭座艙前方兩側(cè)下方各有一片導(dǎo)向翼面（如圖15所示），這兩片翼面是結(jié)構(gòu)模態(tài)控制系統(tǒng)的一部分，用于抵消在低空飛行時(shí)湍流引起的振蕩，B1B的前機(jī)身較為細(xì)長，容易形成非對稱渦造成振蕩力和力矩。方向舵分為三片，兩片位于平尾上部，一片位于平尾下部（如圖16所示），位于平尾下部的方向舵主要用于提高低空飛行品質(zhì)。20176。另外，B1B得益于優(yōu)秀的飛控計(jì)算機(jī)和機(jī)頭導(dǎo)向小翼之類的特殊操縱面，還具備較好的低空性能，使其在低空利用地形飛行時(shí)更易操控。對于超音速轟炸機(jī)在機(jī)身設(shè)計(jì)上應(yīng)盡量采用類似于B1B的翼身融合體設(shè)計(jì)，翼身融合體給氣動(dòng)和隱身上帶來的優(yōu)勢是巨大的。13
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