飞机气动设计分析报告
飞机气动性能分析与改进
飞机气动性能分析与改进飞机气动性能是指飞机在飞行过程中所受到的空气力的表现，包括升力、阻力、推力等关键参数。
合理的气动性能设计对于飞机的安全性和性能提升至关重要。
本文将对飞机气动性能的分析和改进进行探讨。
一、气动性能分析在飞机气动性能分析中，需要考虑的因素包括飞机的外形设计、气动流场及相关气动力学参数等。
通过对这些因素的分析，可以评估飞机的气动性能现状，并找出可以改进的空间。
1. 飞机外形设计飞机外形设计直接影响到气动性能。
合理的外形设计可以减小阻力，提高升力效果。
例如，优化机翼横断面的选择，采用较高的展弦比和薄翼型，可以降低阻力；通过减小机身横截面积，可以减小气动阻力；此外，合理设计尾翼和操纵面的布局，也能优化飞机的气动性能。
2. 气动流场模拟气动流场模拟是一项重要的工具，可以帮助分析飞机在空气中的行为。
通过数值模拟等方法，可以模拟飞机在不同飞行状态下的气动特性，如升阻比、最大升力系数等。
通过模拟结果，可以发现流场中的问题，并寻找相应的改进方案。
3. 气动力学参数分析气动力学参数是评估飞机气动性能的关键指标。
常用的气动力学参数包括升力系数、阻力系数、升阻比等。
通过对这些参数的分析，可以评估飞机的升力产生能力和阻力大小，为改进提供依据。
二、气动性能改进在气动性能改进中，可以通过多种方式对飞机进行优化设计，以提高飞行性能。
1. 优化机翼设计机翼是飞机升力的重要来源。
通过优化机翼的几何形状和结构，可以减小阻力，提高升力效果。
例如，采用翼展和椭圆度逐渐减小的翼型，可以降低阻力和湍流损失；设计高效的襟翼和副翼，可以增大升力梯度，提高机动性能。
2. 减小气动阻力气动阻力是限制飞机速度和航程的重要因素。
通过减小飞机表面的湍流、摩擦阻力和压力阻力，可以降低总阻力。
例如，采用光滑的机身设计、涂层改进和减少突出部位等手段，可以减小湍流损失和压力阻力；此外，通过优化进气口和减小发动机阻力，也能进一步降低气动阻力。
3. 提高升力产生能力提高飞机的升力产生能力可以增加飞机的起飞重量和爬升性能。
航空飞行器的气动设计与优化
航空飞行器的气动设计与优化近年来，随着科技的快速发展，人们对于航空飞行器的需求也越发强烈。
从飞机到火箭，从无人机到飞船，航空器越来越普遍地应用在社会各个方面。
气动力学作为航空学科的重要分支，主要研究空气流动的规律及其对物体的作用。
航空飞行器的气动设计与优化是航空学科中不可或缺的一部分，是航空器性能提升的关键之一。
一、气动设计的基本原理气动设计是针对某一航空器类型的，通过制定合适的原则和方法，使航空器在运动中达到最优的状态。
气动力学是气动设计中的基础，包括流体力学、热力学、动力学等领域。
气动设计的主要目标是减小阻力，提高推力，从而使航空器能够更加高效地飞行。
在达到气动设计的前提下，还应考虑工程方面的可行性。
例如，升力有时比降低阻力更重要。
在设计过程中，应注意选择合适的材料、结构和推进系统，以满足不同飞行环境的要求。
二、气动设计的具体方案在具体的气动设计中，需要考虑以下几个方面：1.翼型设计翼型是航空飞行器的重要组成部分，也是气动设计中不可或缺的一部分。
翼型设计应考虑翼型的升阻比、气动稳定性、控制性等因素。
同时，翼型的质量和强度也是设计者需要重点关注的问题。
2.机身设计机身是航空器的主体，具有最显著的外观特征。
在气动设计中，需要考虑机身的截面形状、卵形系数、翼型等因素，以达到最佳的阻力和升力。
机身表面应尽量光滑，以减少气阻对飞行器的影响。
3.机翼设计机翼是航空器的升力部分，其设计直接决定了航空器的升力和稳定性。
在机翼设计中，需要考虑机翼的几何形状、弯度和弓度等因素。
此外，机翼表面需要光滑，以加强气流的穿过能力，使得升力更加稳定。
4.推进系统设计推进系统是航空器的动力来源，是完成航空运动的关键。
推进系统的设计需要考虑燃料效率、推进能力和稳定性等因素，以确保航空器获得足够的动力和稳定的飞行。
三、气动优化的方法气动优化是指通过改变航空器的形状、减小气流的摩擦和阻力等方法，以提高航空器的性能。
气动优化的方法可以分为仿生优化、材料优化、流场优化和结构优化等几个方面。
航空器气动性能研究与分析
航空器气动性能研究与分析随着航空技术的不断发展和应用，航空器的气动性能研究与分析变得越来越重要。
气动性能是指飞机在不同飞行状态下受到的空气流动影响的特性。
了解航空器的气动性能可以帮助飞行员和工程师优化飞行性能、提高飞行安全性和经济性。
首先，航空器的气动性能研究与分析涉及到飞机的阻力和升力。
阻力是空气对飞机运动的阻碍，包括气动阻力、重力和滑行阻力等。
而升力则是空气对飞机向上运动的支撑力，它与飞机的翼型、攻角、气动力系数等相关。
研究和分析这些气动特性可以帮助确定飞机在不同飞行阶段的性能，如起飞性能、巡航性能和着陆性能等。
其次，航空器的气动性能研究与分析还包括飞行稳定性和操纵性。
飞行稳定性是指飞机在各个飞行阶段保持平衡和稳定的能力。
操纵性则是指飞机对飞行员操纵指令的响应能力。
研究飞行稳定性和操纵性可以帮助飞机设计师改进飞行控制系统，提高飞机的操纵性和飞行稳定性，从而提高飞行的安全性和可靠性。
航空器的气动性能研究与分析还包括飞机的空气动力学特性。
空气动力学是研究空气对物体作用的科学，通过分析空气动力学特性可以优化飞机的设计和性能。
例如，针对航空器的机翼形状、气动外形和机体结构等因素进行分析，可以减小飞机的阻力，提高飞行速度和燃油效率。
除了理论研究，航空器的气动性能研究与分析还包括实验和模拟仿真。
实验方法可以通过风洞试验等手段，模拟和测量飞机在不同飞行状态下的气动性能，从而验证理论和模拟结果的准确性。
而模拟仿真方法则是利用计算机软件对飞机的气动性能进行模拟和分析。
这些实验和模拟结果可以帮助飞机设计师和工程师更好地了解和改进飞机的气动性能。
最后，航空器的气动性能研究与分析与航空工程、航空材料和飞行器设计等领域紧密相关。
通过对飞机气动性能进行深入分析和研究，可以为航空器设计提供科学依据和技术支持，推动航空技术的发展和飞机性能的提升。
综上所述，航空器的气动性能研究与分析对于优化飞机性能、提高飞行安全性和经济性具有重要意义。
航空器气动特性分析与优化设计
航空器气动特性分析与优化设计航空器的气动特性对于飞行性能和空气动力学稳定性至关重要。
在设计航空器时，必须对其气动特性进行全面的分析和优化，以确保飞行性能、效率和安全性。
本文将探讨航空器气动特性的分析方法和优化设计的一些关键考虑因素。
第一部分：气动特性分析在进行航空器气动特性分析时，需要考虑以下几个关键因素：1. 翼型设计：翼型是航空器气动特性的关键因素之一。
合适的翼型设计可以最大程度地降低气动阻力、提高升力系数和空气动力学稳定性。
分析翼型的气动性能，并根据设计要求进行优化。
2. 迎角效应：迎角是航空器相对于气流方向的角度。
迎角会对升力和阻力系数产生显著影响。
通过分析不同迎角下的气动特性，可以确定最佳的迎角范围和设计要求。
3. 叶片布局：叶片布局对于旋翼飞行器的气动特性具有重要影响。
通过分析不同布局下的气动特性，可以确定最佳的叶片布局方案。
4. 气动力系数：气动力系数是用于描述航空器气动特性的数值参数。
通过实验和计算方法，可以得出升力系数、阻力系数和侧向力系数等重要参数，从而进一步优化设计。
5. 气动布局：航空器的气动布局对于整体气动特性也起着重要作用。
通过优化布局，可以减小湍流和阻力，提高航空器的飞行性能。
第二部分：优化设计在分析了航空器的气动特性之后，可以进行优化设计以改进气动性能。
以下是一些关键考虑因素：1. 最小阻力设计：通过调整翼型、迎角和布局等因素，减小航空器的阻力是优化设计的一个重要目标。
通过优化设计，可以降低能耗、提高速度和飞行效率。
2. 提高升力系数：通过改变翼型和迎角等因素，可以增加航空器的升力系数。
提高升力系数可以帮助航空器在起飞、爬升和滑行等阶段提供更大的升力，提高安全性和飞行性能。
3. 稳定性改进：优化设计还可以通过改善航空器的空气动力学稳定性。
通过调整翼面积、重心位置和机翼末端形状等因素，可以改善航空器的操纵性和稳定性。
4. 减小风阻：在航空器设计中，减小风阻是非常重要的优化目标。
气动布局解析实验报告(3篇)
第1篇一、实验目的1. 了解和掌握不同气动布局的基本原理和特点。
2. 分析不同气动布局对飞行器性能的影响。
3. 通过实验验证理论知识的正确性。
二、实验器材1. 气动模型（如飞机模型、导弹模型等）2. 风洞实验装置3. 数据采集与分析软件4. 测量工具（如风速计、压力计等）三、实验原理气动布局是指飞行器各个部件的相对位置布置，它直接影响飞行器的空气动力学性能。
不同的气动布局具有不同的升力、阻力、稳定性、机动性等特性。
四、实验内容1. 常规气动布局实验（1）实验步骤：将气动模型置于风洞中，调整角度和速度，记录升力、阻力等数据。
（2）数据分析：分析常规气动布局在不同攻角和速度下的升力、阻力特性。
2. 鸭式气动布局实验（1）实验步骤：将鸭式气动布局模型置于风洞中，调整角度和速度，记录升力、阻力等数据。
（2）数据分析：比较鸭式气动布局与常规气动布局在不同攻角和速度下的升力、阻力特性。
3. 飞翼布局实验（1）实验步骤：将飞翼布局模型置于风洞中，调整角度和速度，记录升力、阻力等数据。
（2）数据分析：分析飞翼布局在不同攻角和速度下的升力、阻力特性。
4. 三翼面布局实验（1）实验步骤：将三翼面布局模型置于风洞中，调整角度和速度，记录升力、阻力等数据。
（2）数据分析：比较三翼面布局与常规气动布局在不同攻角和速度下的升力、阻力特性。
五、实验结果与分析1. 常规气动布局常规气动布局具有较好的稳定性和机动性，但升力系数相对较低。
在低速和低攻角下，升力系数较高；在高速和高攻角下，升力系数较低。
2. 鸭式气动布局鸭式气动布局具有较好的机动性和升力系数，但稳定性较差。
在低速和低攻角下，升力系数较高；在高速和高攻角下，升力系数较低。
3. 飞翼布局飞翼布局具有较好的升力系数和隐身性能，但机动性和稳定性较差。
在低速和低攻角下，升力系数较高；在高速和高攻角下，升力系数较低。
4. 三翼面布局三翼面布局具有较好的升力系数、稳定性和机动性。
分析航空领域的气动性能设计
分析航空领域的气动性能设计一、引言航空领域是一个高度技术化、复杂的行业，涉及到多个学科领域，如气动力学、结构力学、材料科学、电子技术等。
其中气动力学是航空领域中的重要学科，它关注的是空气与航空器的相互作用，涉及到航空器的气动性能设计、飞行稳定性和控制等问题。
本文将主要讨论航空领域的气动性能设计相关问题。
二、气动力学基础气动力学是研究空气与物体相互作用的科学，是应用流体力学的基础。
在航空领域中，气动力学主要涉及到以下三个方面：1. 空气动力学。
空气动力学主要研究航空器飞行时受到的空气阻力、升力和侧向力等问题。
空气与航空器的相互作用导致空气产生力，而这些力对航空器的飞行有着重要的影响。
2. 飞行力学。
飞行力学主要研究航空器在飞行过程中的力学问题，如飞行姿态、飞行稳定性和控制等。
其中，飞行稳定性是一项十分重要的研究内容，其涉及到航空器飞行时的平稳性和稳定性等问题。
3. 弹道学。
弹道学主要研究物体在空气中自由飞行的运动规律，其涉及到物体飞行的轨迹和时间等问题。
在航空领域中，弹道学主要应用于导弹和太空飞行器的设计和运行等方面。
三、气动性能设计的内容和要求气动性能设计是航空领域中重要的设计内容之一。
气动性能设计主要涉及到飞行器在飞行时所受到的空气阻力、升力、侧向力等问题，其目的是为了使设计的飞行器能够在飞行过程中稳定、平稳地飞行，并获得较好的经济性能、安全性和操纵性等。
气动性能设计的内容主要包括以下几个方面：1. 气动外形设计。
气动外形设计是针对所要设计的飞行器的外形大小、形状等进行的设计。
气动外形设计的好坏直接影响到飞行器在飞行过程中所受到的空气力和飞行稳定性等。
2. 气动布局设计。
气动布局设计是针对飞行器的机翼、机身、尾翼等部件在一定的布局形式下的结构设计。
气动布局设计的好坏直接影响到飞行器的气动力学性能和散热性能等。
3. 气动特性计算和模拟。
气动特性计算和模拟是指利用气动力学理论和计算机模拟技术等工具，对设计的飞行器的气动特性进行计算和模拟，以评估飞行器的飞行性能和稳定性。
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SYXXXXXXXXX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。
.页脚...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。
飞机气动设计方法研究
飞机气动设计方法研究飞机的气动设计在航空工程中至关重要，它涉及到飞机的空气动力学特性、气动外形设计、气流操纵和控制等方面。
本文将研究飞机气动设计的方法，并探讨其在飞机设计过程中的应用。
一、气动设计目标和要求在进行飞机气动设计时，我们首先需要确定气动设计的目标和要求。
一般来说，飞机气动设计的目标是使飞机在各个飞行阶段（起飞、巡航、下降和着陆）中具有稳定的飞行特性和优异的气动性能。
同时，我们还需要考虑到飞机外形设计的美观性、制造可行性和经济效益。
为达到以上目标和要求，我们需要进行详细的气动设计分析和计算。
下面将介绍一些常用的飞机气动设计方法，包括飞行器总体气动设计、气动外形设计以及气动控制设计。
二、飞行器总体气动设计飞行器总体气动设计是在确定飞机的总体布局和参数的基础上，对其进行气动外形设计的过程。
在进行飞行器总体气动设计时，我们需要考虑飞机的载重要求、飞行性能要求以及空气动力学特性要求。
在进行总体气动设计时，我们可以使用一些工程经验和经典气动数据进行初步的计算和估算。
然后，我们可以使用计算流体力学（CFD）方法进行更精确的气动分析和设计。
CFD方法可以对飞机外形进行数字化建模，并通过计算流体运动的数值模拟来分析飞机的气动性能。
最后，我们还可以使用风洞实验验证和优化气动设计方案。
三、气动外形设计气动外形设计是飞机气动设计中非常重要的一部分。
它涉及到飞机外形的变化、飞机表面的外形设计和流线型设计。
在进行气动外形设计时，我们需要考虑到飞机的气动特性、稳定性、控制性以及减阻等因素。
为了实现良好的气动外形设计，我们可以使用一些常用的设计方法和工具。
例如，我们可以通过几何参数优化方法来改善飞机外形，使得气动特性更加稳定和优异。
同时，我们还可以使用气动光顺设计方法来减小飞机表面的湍流阻力，提高飞机的速度和燃油效率。
四、气动控制设计飞机的气动控制设计是指通过操纵飞机的气动力和力矩来实现飞机的姿态控制和飞行深度控制。
- 1、下载文档前请自行甄别文档内容的完整性，平台不提供额外的编辑、内容补充、找答案等附加服务。
- 2、"仅部分预览"的文档,不可在线预览部分如存在完整性等问题,可反馈申请退款(可完整预览的文档不适用该条件!)。
- 3、如文档侵犯您的权益，请联系客服反馈,我们会尽快为您处理(人工客服工作时间：9:00-18:30)。
盛年不重来，一日难再晨。
及时宜自勉，岁月不待人。
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SYXXXXXXXXX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2 B-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11 B-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。