飛機氣動設(shè)計分析報告-預(yù)覽頁
【正文】 圖4 圖22M3轟炸機三視圖圖22M采用可變后掠翼正常式布局，下單翼，機翼內(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起飛和降落；30176。另外，如圖5所示，其機翼轉(zhuǎn)軸較靠外，位于最小后掠角時的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，機翼相對厚度較小，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構(gòu)。機翼很薄，外翼壁板撓性很大，在空中小后掠角時有明顯的形變，在圖6中也可以看到。進氣道為楔形二元進氣道，位于機身兩側(cè)，進氣道之后的機身截面為較為規(guī)則的圓角矩形，在翼根前緣位置處上方有三排輔助進氣門，中段機身沒有超音速飛機上常見的蜂腰形狀。在超音速飛行時，空氣通過楔形進氣道尖銳斜面產(chǎn)生的激波進行預(yù)壓縮后，超音速來流的一部分動能轉(zhuǎn)變?yōu)閴毫?，使空氣減速，提高進氣效率。其二，圖22M的機翼與機身之間毫無過渡（如圖10所示），在亞音速時應(yīng)當會產(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，平尾位于后機身下方，為了提高超音速飛行時的操縱性，平尾為全動，但由于該機大部分時間仍在亞音速范圍飛行，兼顧配平能力，平尾翼型為一負彎度翼型。它通過當時在圖波列夫設(shè)計局里算是首次的采用可變后掠翼布局實現(xiàn)了設(shè)計目標。1969年開始正式開發(fā)，原型機試飛于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；機組成員4人。十字尾翼位于光滑尾椎上方。可變后掠角的外翼段變化范圍為 15176。、55176。用于上升及巡航，55176。轉(zhuǎn)為55176。與圖22M相比，B1B的機翼設(shè)計要復(fù)雜得多，每側(cè)機翼后緣都有6組獨立的富勒襟翼，如圖13所示。B1B的機翼與F14類似，沒有副翼，擾流板配合差動平尾一起控制飛機的滾轉(zhuǎn)，每側(cè)機翼最內(nèi)側(cè)的兩片擾流板間通過機械連接，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)自動控制。在機翼與機身的交接處，機身的側(cè)面與機翼表面構(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)點是結(jié)構(gòu)重量輕、內(nèi)部容積大、氣動阻力小、機身能產(chǎn)生額外升力，可使飛機的飛行性能有較大改善。圖14 B1B的機身各截面截面圖 另外，B1B在機頭座艙前方兩側(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湍流引起的振蕩，B1B的前機身較為細長，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)秀的飛控計算機和機頭導(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更易操控。對于超音速轟炸機在機身設(shè)計上應(yīng)盡量采用類似于B1B的翼身融合體設(shè)計，翼身融合體給氣動和隱身上帶來的優(yōu)勢是巨大的。13
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