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。
航空器设计中的气动设计与优化
航空器设计中的气动设计与优化在现代空中运输行业中，航空器的设计和生产是必须考虑的重点之一。
在这个领域里，气动设计和优化显然是其中一个不可或缺的领域，既涉及到航空器的形状、尺寸和材料等方面，还涉及到关键的气动力学性能，例如空气流动、飞行速度、耗油量和噪音等。
在这篇文章中，我们将会讨论一些气动设计和优化的基本概念以及航空器设计中的一些常见实践。
我们将从以下三个方面进行探讨：a) 气动体和气动力学的基础知识；b) 航空器的气动设计流程；c) 航空器气动设计中的优化。
气动体和气动力学的基础知识气动体是指传输流体（例如气体）在通过一个物体时所遇到的阻力。
这个物体可以是飞机、汽车、桥梁或其他积体。
气动力学（也称为空气动力学或气体动力学）是研究气体流动在固体物体上引起的作用的学科。
气动体和气动力学之间的关系可以用气体的基本原理来解释。
在没有阻力的情况下，气体是可以自由流动的。
但是，当气体穿过一个物体时，就会出现阻力作用。
这种阻力取决于气体的密度和速度以及物体的形状、尺寸和表面材质等因素。
在气动设计的过程中，设计师需要准确了解气体的物理特性，包括气体密度、温度、压力和速度等因素，以及气体与物体表面的相互作用。
根据这些特性和作用，设计师可以最大限度地减少物体与气体之间的阻力，从而提高航空器的性能和效率。
航空器的气动设计流程在航空器气动设计的流程中，设计师需要考虑一系列重要的因素，包括机身、翼身、引擎和机翼等。
以下是航空器气动设计的一般流程：1）机身气动设计：机身气动设计基于对飞机的气动力学性能的分析。
这些性能包括机身的阻力、飞行速度和灵敏度，以及设计、制造和测试过程中涉及到的气动要求和限制。
2）翼身气动设计：翼身气动设计是航空器设计中最重要的方面之一，它涉及到机翼外形设计、翼型、控制面和马赫数等方面的的细节。
在翼身气动设计中，设计师既需要考虑机身和机翼之间的相互影响，也需要考虑控制面的位置和尺寸等因素。
3）引擎设计：引擎是航空器气动设计中的一个重要组成部分。
飞行器设计中的气动性能分析
飞行器设计中的气动性能分析第一章：引言飞行器设计中的气动性能分析是航空航天工程中的重要环节。
在飞行器设计过程中，了解和评估气动性能是确保飞行器运行安全性和性能优化的关键。
本文将从流体力学的角度分析飞行器的气动性能，并介绍一些常用的分析方法和工具。
第二章：气动性能分析的基本概念2.1 飞行器的气动性能2.2 气动力学相关理论2.3 气动性能参数第三章：气动性能的分析方法3.1 理论分析方法3.1.1 基于定常流的理论分析3.1.2 基于非定常流的理论分析3.2 数值模拟方法3.2.1 CFD方法3.2.2 VLM方法3.3 实验方法3.3.1 风洞试验3.3.2 飞行试验3.4 气动性能建模与验证第四章：气动性能分析的应用4.1 飞行器的稳定性和操纵性评估4.2 飞行器的阻力和升力分布分析4.3 飞行器的气动外形优化4.4 飞行器的空气动力学特性分析第五章：气动性能分析工具与软件5.1 MATLAB工具箱5.2 ANSYS Fluent5.3 XFOIL5.4 SolidWorks Flow Simulation5.5 OpenVSP第六章：气动性能分析的挑战与趋势6.1 多学科耦合分析6.2 大规模数据处理与可视化6.3 智能化设计和优化6.4 气动性能分析的快速建模和验证第七章：结论通过对飞行器设计中的气动性能分析的研究，我们可以更好地了解和评估飞行器的性能，提高其运行安全性和效率。
随着技术和工具的不断发展，气动性能分析在飞行器设计中的应用也将变得更加广泛和深入。
我们期待未来能有更多的创新和突破，为飞行器设计带来更大的进步和发展。
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。
飞机气动设计分析报告
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。
航空器的气动设计与性能评估
航空器的气动设计与性能评估在现代航空领域，航空器的气动设计与性能评估是至关重要的环节。
它们直接关系到航空器的飞行效率、安全性、稳定性以及经济性等诸多方面。
气动设计是航空器研发的基础。
从飞机的外形轮廓到机翼的形状和尺寸，从发动机进气口的设计到尾翼的布局，每一个细节都经过精心考量，以实现最佳的气动性能。
以飞机机翼为例，其形状和翼型的选择对升力和阻力有着显著影响。
常见的翼型有对称翼型和非对称翼型，前者在正反飞行时性能相同，常用于特技飞机；后者则在正常飞行时能产生更大的升力，广泛应用于民航客机和运输机。
在气动设计中，还要考虑到航空器的飞行速度范围。
对于高速飞行的战斗机，需要减小阻力以提高速度，因此其外形通常更加流线型，减少空气的分离和涡流产生。
而对于低速飞行的直升机，其旋翼的设计则要着重考虑产生足够的升力和控制能力。
除了整体外形和主要部件的设计，一些细微的结构也能对气动性能产生重要影响。
比如飞机表面的粗糙度，微小的凸起或凹陷都会增加空气阻力。
因此，在制造过程中要保证表面的光滑度，甚至采用特殊的涂层来降低摩擦阻力。
性能评估是检验气动设计效果的关键步骤。
通过风洞试验、数值模拟和实际飞行测试等手段，对航空器的各项性能指标进行评估和分析。
风洞试验是一种经典且可靠的性能评估方法。
将按比例缩小的航空器模型放入风洞中，模拟不同的气流速度和方向，测量模型所受到的升力、阻力、力矩等参数。
这种试验能够直观地反映航空器在特定气流条件下的气动特性，但也存在一定的局限性，比如模型比例缩小可能导致某些细节的失真，以及无法完全模拟真实飞行中的复杂环境。
数值模拟则是借助计算机软件对航空器周围的气流进行数学建模和计算。
它可以快速地进行大量的模拟分析，并且能够方便地调整设计参数，观察其对气动性能的影响。
但数值模拟的准确性取决于所采用的数学模型和计算方法，有时可能与实际情况存在一定偏差。
实际飞行测试是最接近真实使用情况的性能评估手段。
在试飞过程中，可以获取航空器在各种飞行状态下的真实数据，包括速度、高度、姿态、油耗等。
正常式气动布局固定翼飞机的制作研究报告
第XX届XX市青少年科技创新大赛青少年科技实践活动研究报告活动名称：正常式气动布局固定翼飞机的制作活动申报团体：XXXXXX所在单位（全称）：XXXXX辅导教师：正常式气动布局固定翼飞机的制作摘要：本设计在给定的2.4G遥控动力模组条件下，基于正常式气动布局，设计并制作了简易固定翼飞机模型。
在此基础上，通过改变机翼两侧的配重，成功解决了飞机在飞行过程中左右摇摆，飞行航线不固定的难题，实现了固定翼飞机的可控直线飞行。
为了展现更好的动力学特性，设计者也在机翼与空气的主要作用面（水平尾翼和垂直尾翼）做了优化处理，通过加装热缩膜，对比了蒙膜前和蒙膜后飞机的动力学表现，最终采用了蒙膜式机翼以最大程度优化所设计固定翼飞机在航行中的动力学性能。
此外，在最初设计参数的基础上，通过若干次现场试验，不断优化了所设计飞机的具体外形参数，飞行试验取得圆满成功。
关键字：正常式气动布局、热缩膜、参数优化、动力学性能一、研究背景基于正常式气动布局，用给定的2.4G遥控动力模组，设计飞机气动外形，制作并可以成功试飞。
二、活动目的基于正常式气动布局，用给定的2.4G遥控动力模组，设计飞机气动外形，制作并可以成功试飞。
三、研究方法查阅资料法、调查研究法、分析法、比较研究法四、活动实施过程和内容（一）、正常式气动布局固定翼飞机基本原理1.固定翼的主要组成部件及功用固定翼的主要组成部件及功用到目前为止，除了少数特殊形式的飞机外，大多数固定翼都由机翼、机身、尾翼、起落装置和动力装置五个主要部分组成：机翼——机翼的主要功用是产生升力，以支持飞机在空中飞行，同时也起到一定的平衡作用。
在机翼上一般安装有副翼和襟翼，操纵副翼可使飞机滚转，放下襟翼可使升力增大。
机翼上还可安装发动机、起落架和油箱等。
不同用途的飞机其机翼形状、大小也各有不同。
机身——机身的主要功用是装载武器、货物和各种设备，将飞机的其他部件如：机翼、尾翼及发动机等连接成一个整体。
尾翼——尾翼包括水平尾翼和垂直尾翼。
航空器气动设计优化研究
航空器气动设计优化研究在现代航空领域，航空器的气动设计优化是一项至关重要的工作。
它直接关系到航空器的性能、安全性、经济性以及环保性等多个方面。
随着航空技术的不断发展和进步，对于航空器气动设计的要求也越来越高，优化工作变得更加复杂和具有挑战性。
航空器的气动性能主要包括升力、阻力、稳定性和操纵性等。
升力是使航空器能够在空中飞行的关键力量，而阻力则会消耗能量，影响航空器的飞行速度和航程。
稳定性和操纵性则关系到航空器在飞行过程中的安全性和可控性。
因此，优化航空器的气动设计，就是要在这些性能之间找到最佳的平衡。
在进行气动设计优化之前，首先需要对航空器的飞行任务和使用要求有清晰的了解。
例如，一架商用客机需要具备长航程、低油耗和高载客量的特点，而一架战斗机则更注重机动性和高速性能。
不同的飞行任务和使用要求会导致不同的气动设计重点。
传统的航空器气动设计方法主要依赖于经验和试验。
设计师们通过长期的实践积累，形成了一些经验公式和设计准则。
同时，风洞试验也是必不可少的手段，通过在风洞中模拟航空器的飞行环境，测量各种气动参数，从而评估设计方案的优劣。
然而，这种方法存在着周期长、成本高、试验条件有限等缺点。
随着计算机技术的飞速发展，数值模拟方法在航空器气动设计中得到了广泛的应用。
数值模拟方法基于流体力学的基本原理，通过建立数学模型和求解方程组，来预测航空器周围的流场分布和气动性能。
与风洞试验相比，数值模拟具有成本低、周期短、可以模拟复杂工况等优点。
但是，数值模拟也存在着精度不够高、计算量大等问题，需要与试验方法相结合，相互验证和补充。
在气动设计优化过程中，设计变量的选择是一个关键问题。
设计变量可以包括航空器的外形参数，如机翼的形状、机身的长度和直径、尾翼的布局等；也可以包括表面的粗糙度、边界层的控制参数等。
合理选择设计变量，可以有效地提高优化效率和效果。
优化算法的选择也是至关重要的。
常见的优化算法有梯度下降法、遗传算法、模拟退火算法等。
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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。