飞机气动设计分析报告.docx

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飞机气动设计分析报告

飞机气动设计分析

——由图-22M和B-1B浅析现代超音速轰炸机设计

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一、超音速轰炸机简介

众所周知，轰炸机是用于从空中对地面或水上目标进行轰炸的飞机，具有载弹量大，飞行距离远的特点。

飞机开始投入战争后不久，便出现了专门用于对地面实施轰炸的轰炸机。

一二次世界大战期间，轰炸机得到迅速发展和广泛使用，以美国B-17、B-29为代表的全金属四发重型轰炸机的出现是轰炸机发展到新水平的标志，这时的轰炸机载弹量可达8至9吨，航程在5000公里上下。

战后，航空进入喷气时代，轰炸机也不例外，在现代喷气式轰炸机问世以来的50多年里，轰炸机的发展已经经历了三个明显的阶段（如图1所示）：

图1喷气式轰炸机发展的三个阶段

第一阶段是上世纪60、70年代出现的亚音速喷气式轰炸机，以苏联图-16（我国轰六的原型）、英国的三V轰炸机（“胜利”、“火神”、“勇士”）、美国B-47和B-52等为代表。

这一时期，飞机设计上的主要特点是以喷气动力取代螺旋桨动力，首先解决的是有无问题，在飞机的外形和结构设计上与之前的螺旋桨动力轰炸机并无较大区别。

这类轰炸机由于飞行速度较慢，雷达散射截面积较大，在完整的现代防空体系面前不堪一击，突防能力较弱，但到目前为止仍有很大一部分的亚音速轰炸机在各国空军服役。

第二阶段是上世纪70、80年代出现的超音速轰炸机。

超音速轰炸机往往采用了变后掠翼设计，解决了超音速轰炸机研制初期如B-58轰炸机遇到的速度与航程间的矛盾，这一阶段的代表是美国B-1B和苏联图-160、图-22M等。

超音速战略轰炸机的出现使得战略轰炸机的突防能力大大增强，打击能力也相应提高。

第三阶段是上世纪末出现的隐身轰炸机，使轰炸机的战场生存能力和威慑力得到更大的提高。

目前，隐身战略轰炸机只有美国的B-2一种。

可见，超音速轰炸机的出现是为了弥补亚音速轰炸机飞行速度较慢且无隐身能力的缺点，从而实现超音速突防，快速抵达攻击范围或目标上空实施打击。

对于典型的战术轰炸任务，超音速轰炸机往往首先在正常飞行高度以亚音速巡航，到达突防区域时以略高于1的马赫数（1.1-1.5）进行低空或超低空飞行，利用地形或如B-1B本身所具有的一定的隐身能力规避雷达跟踪，依靠高速和防空系统反应时间突防，飞抵目标上空时减速至亚音速投弹。

因此，超音速轰炸机需要兼具较好的亚音速巡航能力以及超音速飞行性能，同时还应具有一定的低速机动能力。

这使得超音速轰炸机出现初期遇到了瓶颈，美国的B-58轰炸机（图2所示）具有超音速飞行的能力但由于其气动设计并未兼顾巡航性能，航程大大折扣，往往需要在机身下挂载副油箱解决问题，使其有效载荷减少，最终只能作为单枚核弹的载机而不能执行常规轰炸任务。

在可变后掠翼出现之后，航程和速度之间的矛盾就有了很好的解决方法，轰炸机可以在亚音速巡航时用较小的后掠角，较大的展弦比获得较大的升阻比增大航程，在超音速突防时用较大的后掠角减小波阻。

不约而同地，几乎所有的超音速轰炸机都采用了可变后掠翼的气动布局。

图2B-58轰炸机

下面，本文将对图-22M和B-1B两种超音速轰炸机的气动设计进行分析，探求二者气动设计上的异同。

二、图-22M的气动设计分析

2.1.机型简介

图-22M“逆火”轰炸机是苏联图波列夫设计局在图-22“眼罩”基础上进行了极大的改进设计出的超音速变后掠翼中型战略轰炸机，图3中的是最新型的图-22M3。

图-22M和图-22的改进之处主要是采用了可变后掠翼，改用楔形状二元进气口以及更换了发动机，改变了发动机的安装位置。

图-22M既可以进行战略核轰炸，又可以进行战术轰炸，设计目的之一便是携带大威力反舰导弹，远距离快速奔袭，攻击美国航空母舰编队。

目前图-22M3是俄罗斯战略轰炸及反舰艇作战核心组成部分之一，我国也曾有意向引进该型飞机。

图3图-22（左）和图-22M（右）

以下是图-22M的详细参数。

机长42.46米；翼展（后掠角20°）34.30米，（后掠角65°）23.30米；机高11.08米；机翼面积165平方米；最大起飞总重124000千克；燃油重量53560千克；正常武器载荷12000千克；最大载荷24000千克；最大平飞速度（高空）M2.17，（海平面）M0.9；实用升限18000米；实用作战半径2200公里；实用航程7000公里；起飞滑跑距离1920米；着陆滑跑距离1250～1450米，机组成员4人。

下图是图-22M3轰炸机的三视图。

图4图-22M3轰炸机三视图

2.2.气动设计分析

2.2.1.整体布局

图-22M采用可变后掠翼正常式布局，下单翼，机翼内段固定为翼套，外段可变后掠，翼套下设有挂架两侧各一，可外挂两枚大型反舰导弹。

双发两侧进气，进气口为楔形二元进气口，两台发动机并列装于后机身。

水平尾翼为倒T型，位于后机身下方，单垂尾，垂尾前缘中段有明显弯折。

起落架可收放前三点式，主起落架为多轮小车式，每侧主起落架有串置排列的三对机轮，其中有一对与后两对的间距要大一些，主起落架向内收入机腹内。

前起落架为双轮。

2.2.2.机翼

图-22M机翼为悬臂式下单翼，最大的特点便是可变后掠，外翼段后掠角可变，在20°到65°之间有4个角度可供手动选择，分别为20°、30°、50°和65°。

其中，20°后掠角模式主要用于飞机起飞和降落；30°后掠角模式用于爬升和亚音速远距离巡航飞行；50°后掠角模式用于超低空突防时使用；而60°后掠角模式则是在超音速巡航时使用。

另外，如图5所示，其机翼转轴较靠外，位于最小后掠角时的33%翼展处，内翼段翼套面积较大，后掠角为60°，这种设计虽然减少了机翼掠动时压力中心的位移，但可动段面积较小，却削弱了可变后掠翼的优点。

翼套不得不兼顾机翼大后掠角和小后掠角构形之间的外形变化，这样不仅减小了机翼展开时能达到的展弦比，增加了诱导阻力，而且还限制了最大实际后掠角，恶化了低空高速区域的性能。

图5图-22M的可变后掠机翼

图-22M机翼可动段的前缘有全翼展前缘缝翼，后缘外段有较小的副翼，内段设有分为三段的单缝富勒襟翼。

由于图-22M为超音速飞机，机翼相对厚度较小，因此仅有布置单缝襟翼的空间，无法容纳布置双缝襟翼需要的收放机构。

靠外侧两段襟翼前面有一组扰流片，一对面积很大的富勒单缝襟翼装于翼套后缘，偏转角可达60°，翼套前缘光滑并无前缘缝翼。

这样设计的大面积增升装置能最大程度地提高图-22M的起降性能，图6所示的是图-22M增升装置所在位置。

机翼很薄，外翼壁板挠性很大，在空中小后掠角时有明显的形变，在图6中也可以看到。

图6图-22M的增升装置

另外，如图7所示，在机翼翼套末端，可动段转轴附近前缘设有一个上下表面均有的小翼刀，用于阻断内侧较大后掠角造成的展向流动向可动段流动在可动段后掠角较小时造成不良影响，使内外段机翼的流动相对独立。

类似的设计在苏-22攻击机上也可以找到。

图7翼套末端的翼刀（白框处）

2.2.3.机身

图-22M的机身为普通半硬壳结构，进气道前的机身截面为圆形，机头有一个大的椭圆形介电材质雷达罩。

进气道为楔形二元进气道，位于机身两侧，进气道之后的机身截面为较为规则的圆角矩形，在翼根前缘位置处上方有三排辅助进气门，中段机身没有超音速飞机上常见的蜂腰形状。

两台发动机并列装于后机身。

图-22M不同型号的进气道在设计上有所区别，如下图所示。

图中上方为图-22M2型，注意其进气道与下方图-22M3型的区别，前者为类似于我国歼8II上的矩形进气道，后者为类似于F-15上的楔形进气道，最终图-22M3选择了楔形进气道说明对于该机飞行条件下楔形进气道对提高进气效率更有利。

在超音速飞行时，空气通过楔形进气道尖锐斜面产生的激波进行预压缩后，超音速来流的一部分动能转变为压力，使空气减速，提高进气效率。

图8图-22M2与图-22M3的对比，注意进气道的区别

下图所示为图-22M轰炸机各典型站位的机身截面，右侧为机头，左侧为机尾。

图9图-22M轰炸机各典型站位的机身截面

本文认为图-22M的机身在气动设计上有一定的缺陷：

其一，作为超音速飞机其机身设计并不符合跨声速面积率，截面积变化不光滑，在跨声速时应当会遇到较强的波阻。

但这是同时期出现的苏联飞机共有的状况，这应当属于苏联设计师的当时设计能力及设计重点方向的问题。

其二，图-22M的机翼与机身之间毫无过渡（如图10所示），在亚音速时应当会产生较大的干扰阻力。

图10图-22M的机翼与机身之间毫无过渡

另外，就隐身方面考虑，图-22M的机身也是非常不利的。

几乎全部的侧向垂直面与机翼和尾翼翼面形成面积很大的二面角，巨大的矩形进气道产生很强的腔体散射，二者极大地增加了RCS。

不过当时苏联人设计图-22时根本没有考虑飞机的隐身能力，仅仅强调超音速飞行能力。

2.2.4.尾翼

从图10中也可看出，图-22M采用倒T型尾翼，平尾位于后机身下方，为了提高超音速飞行时的操纵性，平尾为全动，但由于该机大部分时间仍在亚音速范围飞行，兼顾配平能力，平尾翼型为一负弯度翼型。

另外，图-22M的垂尾面积较大，方向舵位于垂尾顶端。

垂尾前缘中段有明显弯折，垂尾根部向前延伸至机身中段，弯折处可以在侧滑角较大时产生脱体涡增强方向舵舵效。

2.3.机型总结

图-22M轰炸机是苏联纯粹为设计出一型有威慑力的超音速轰炸机而设计的轰炸机，首先解决的也是有与无的问题。

它通过当时在图波列夫设计局里算是首次的采用可变后掠翼布局实现了设计目标。

除此之外该机在气动方面并无明显优势或特色，它巨大的雷达散射截面积也使得它在现代战争中越来越难以生存。

但苏联人通过图-22M积累的经验成功研制了更具有威慑力也在各方面更为成功的图-160轰炸机，这也是图-22M存在的意义所在。

三、B-1B的气动设计分析

3.1.机型简介

B-1B轰炸机（图11）是美国洛克韦尔国际公司研制于70年代的可变后掠翼超音速战略轰炸机，它的设计源于60年代后期美国“先进有人驾驶战略飞机计划”（AMSA）。

1969年开始正式开发，原型机试飞于1974年12月23日。

1986年6月开始装备美国空军。

美国军方一直认为B－1B是目前世界上威力最强大的战略轰炸机，因为在各国现役的战略轰炸机中，B－1B在巡航速度、航程、有效载荷和爬升性能等各种技术指标都有较大的优势。

图11B-1B轰炸机

以下是B-1B轰炸机的详细参数。

机长44.81米；机高10.36米；翼展（全展开）41.67米，（全后掠）23.84米；机翼面积181.20平方米；空重87090千克；最大起飞重量216365千克；载弹量（内部）34019千克，（外部）26762千克；最大燃油量88450千克；最大平飞速度（高空）1.25马赫，（海平面）0.95马赫；巡航速度0.7马赫；作战半径5543千米；航程12000千米；机组成员4人。

图12是B-1B轰炸机的三视图。

图12B-1B轰炸机三视图

3.2.气动设计分析

3.2.1.整体布局

B-1B的气动布局十分先进，采用翼身融合体布局，使大边条后掠下单翼与细长的机身作为一个整体来设计与制造，无以往飞机那样明显的分界线，这样可以减少空气阻力和机身雷达反射横截面积，增加升力及内部容积，可多装燃油增程。

同时采用与图-22相同的可变后掠翼布局，装备四台发动机的发动机短舱位于翼套下方。

十字尾翼位于光滑尾椎上方。

起落架可收放前三点式，主起落架为四轮小车式，主起落架向内收入机腹内。

前起落架为双轮，向前收起。

3.2.2.机翼

与图-22M相比，B-1B的可变后掠翼段比例要大一些，这就更能发挥可变后掠翼的优势。

可变后掠角的外翼段变化范围为15°到67.5°，可在15°、25°、55°和67.5°四种后掠角中手动选择，其中，15°用于起飞，25°用于上升及巡航，55°或67°用于低空突防高速冲刺。

这四种后掠角以外的机翼位置不允许用于连续机动飞行，因此当飞行员要把机翼后掠角从25°转为55°时，中间必须不停顿并遵守严格的机动限制，作战使用上很不利，这一点与图-22M也是类似的。

B-1B的机翼为双翼梁结构，使用传统铝合金制造，机翼结构内部密封作为油箱。

机翼后缘根部被切掉以避免最大后掠时与翼套之间的干涉，而在图-160上，这部分在机翼最大后掠时向上翻折90度作为垂直安定面使用。

与图-22M相比，B-1B的机翼设计要复杂得多，每侧机翼后缘都有6组独立的富勒襟翼，如图13所示。

尽管每个襟翼都有单独的液压机构，但相互之间都有机械连接以一同动作。

机翼前缘有全展长缝翼，分为7段。

机翼上表面就在外侧4片襟翼前方有一组4片扰流板，每片扰流板的长度都与后面的襟翼相同，弦长也近似。

B-1B的机翼与F-14类似，没有副翼，扰流板配合差动平尾一起控制飞机的滚转，每侧机翼最内侧的两片扰流板间通过机械连接，可作为减速板使用，外侧两片扰流板在飞行中可由线传飞控系统自动控制。

在降落滑跑时所有扰流板可抬起以降低机翼升力。

图13B-1B后缘复杂的6组富勒襟翼与4组扰流板系统

3.2.3.机身

B-1B机身的最大特点便是光滑的翼身融合体构形。

一般的飞机如前面提到的图-22M是明显得由机翼与机身两个部件接合而成的。

在机翼与机身的交接处，机身的侧面与机翼表面构成直角或接近于直角，这样的组合，由于浸润面积大，阻力也较大。

为了减少翼身组合体的阻力，很多飞机在机翼与机身的交接处增装了整流带，使二者间圆滑过渡。

在气动设计上，整流带一般是不承受载荷的，但在飞行时，它很难不受气动力的影响，因此，往往会发生变形等结构问题。

随着时间的发展，研究人员根据翼身整流带的优缺点，提出了翼身融合体的概念，即把飞行器的机翼和机身合成一体来设计制造，二者之间没有明显的界限。

翼身融合体的优点是结构重量轻、内部容积大、气动阻力小、机身能产生额外升力，可使飞机的飞行性能有较大改善。

从隐身上考虑，由于消除了机翼与机身交接处的二面角，翼身融合体也有助于减小飞机的雷达散射截面积，改善隐身性能，B-1B的雷达散射截面积仅为1平方米。

另外B-1B的发动机吊挂于机翼下，并不像图-22M放置在机身内，因此B-1B机身内有相对更大的空间容纳弹舱，并使机身外形更加流线化。

下图所示是B-1B的机身各截面截面图，可以清楚地看到其翼身融合体构形。

图14B-1B的机身各截面截面图

另外，B-1B在机头座舱前方两侧下方各有一片导向翼面（如图15所示），这两片翼面是结构模态控制系统的一部分，用于抵消在低空飞行时湍流引起的振荡，B-1B的前机身较为细长，容易形成非对称涡造成振荡力和力矩。

B-1B可以通过重心附近的一系列加速度计和机鼻附近的横向和纵向加速度计向飞控系统提供数据，操纵导向翼面和方向舵实时偏转来抵消湍流的影响。

图15B-1B机头两侧的导向翼面

3.2.4.尾翼

B-1B尾翼采用十字形尾翼，平尾位置较高，目的是远离发动机射流。

垂尾是一个单独的盒式结构，通过固定在尾椎上。

方向舵分为三片，两片位于平尾上部，一片位于平尾下部（如图16所示），位于平尾下部的方向舵主要用于提高低空飞行品质。

平尾为全动平尾，也采用了铝合金盒式结构，直接安装在钢轴上，在实施俯仰及滚转控制时，左右两片平尾可独立运动。

在实施俯仰控制时，左右两片平尾最大可偏转10°；实施滚转控制时，最大可偏转±20°。

平尾和垂尾表面为复合材料，大梁由高强度钛合金制造。

图16B-1B的十字全动平尾及三片方向舵的位置

3.3.机型总结

B-1B的气动设计相当成功，其翼身融合体设计在提高升阻比，增大全机有效载荷的同时达到了减小雷达散射截面积的目的。

配合隐身涂料，B-1B的战场突袭能力相当高。

另外，B-1B得益于优秀的飞控计算机和机头导向小翼之类的特殊操纵面，还具备较好的低空性能，使其在低空利用地形飞行时更易操控。

B-1B的可变后掠机翼的可动段面积比例要高于图-22M，更充分地发挥了可变后掠翼的优势。

四、总结

本文分析了图-22M和B-1B两种超音速轰炸机的气动设计特点，对超音速轰炸机的气动设计可以得出以下结论：

1、目前而言对于超音速轰炸机最合适的气动布局是可变后掠翼布局。

可变后掠翼布局通过改变机翼的后掠角使轰炸机在小后掠角下完成起飞着陆以及低速巡航，具有较好的低速性能，而在大后掠角下进行超音速飞行和高速巡航，具有最佳的燃油效率，大大提高了超音速轰炸机的作战半径。

2、对于超音速轰炸机在机身设计上应尽量采用类似于B-1B的翼身融合体设计，翼身融合体给气动和隐身上带来的优势是巨大的。

事实上图-22M之后苏联独立研制的超音速战略轰炸机图-160正是改用了翼身融合体设计。

3、超音速轰炸机的平尾一般是全动平尾才能满足超音速飞行要求，图-160甚至将垂尾的上半段作为全动的方向舵来使用。

超音速轰炸机的高速突防能力仍是它目前最有威慑力的原因之一，优秀的气动设计能使这一威慑力发挥到极致，希望我国也能有自行研制的先进超音速轰炸机。