胖卡，你的逆火弱爆了——飞翔的女武神（勉强完工了）

MacArthur · 发表于 2013-1-15 03:26:07

虽说冇片片冇真相，这样光片片也不是个办法啊。。。

李根 · 发表于 2013-1-15 03:05:57

逆贼胖卡速速进来受死！！！

维京老海盗 · 发表于 2013-1-15 02:55:51

本帖最后由维京老海盗于 2013-1-16 20:36 编辑

关于XB-70的传说，12楼的cyberpig兄给出的链接已经说了许多，我主要说说XB-70设计上的一些罕见的地方，其他的就不再复述了。
40多年前，杰出的空气动力学家Dietrich Kchüemann（译为：D·屈西曼）在《飞机空气动力设计》中，把飞机分为四系：古典系、后掠系、细长系、乘波系。这一分类从前所未有的宏观角度，涵盖了从那以后100年内飞机发展的范畴，尤其后三系描述了超音速飞机。
和其它交通工具相比，飞机的关键优势之一在于速度（另一个是高度）。自从莱特兄弟飞上天空以来，人类总是期望飞得更高更快。然而物体以接近音速飞行时，空气的性质发生了变化。飞机飞行时，对前方空气产生压缩，形成的压力波以音速传播（声音本身就是一种压力波）。在 0.8 倍音速（0.8马赫）以下的亚音速飞行时，压力波跑在飞机前面，把前方空气推开。但以音速飞行时，前方的压力波“躲闪不及”，叠在一起，阻力急剧增加，阻力往往比亚音速时增加数倍，飞机就像一头撞到一堵墙上一样，这就是“音障”（sound barrier）一词的来源。
古典系对此采用的对策是增加发动机的功率。对于传统的螺旋桨飞机来说，增大功率不能避免桨尖失速，这会导致发动机推进效率的急剧下降，因此喷气式发动机闪亮登场。
   仅依靠新型的动力还远远不够。为了避免机翼前缘出现激波，工程师设计了后掠翼。如此一来，气流在流经机翼前缘时，真正有效的速度（垂直于后掠的前缘），经过三角分解，已经低于音速了。这就可以避免至少减弱机翼前缘的激波。相对于后掠翼而言，三角翼的展弦比更小，超音速阻力更低，所以也成为一种常用的超音速机翼几何形状。
   喷气发动机和后掠前缘机翼/薄机翼使超音速飞行成为了现实。然而随即而来的新问题让工程师们始料未及。在研制F-102截击机时，具有强大动力和时髦三角翼的原型机始终无法突破音障。
   1955年，NASA物理学家 Richard Whitcombe（惠特柯姆）发现，由于机翼的存在，使得机翼附近飞机的横截面陡然增加。“得让空气有个去处，不然空气会向后推机翼”，解决的办法是把机身做成可乐瓶状的蜂腰，让飞行器沿前进轴线的截面积应该均匀改变（或者说截面积沿前进轴线的二阶导数或曲率应该恒定），这就是著名的跨音速面积率，也是超音速飞机“蜂腰”的来源。
通往超音速之途的最后一个主要障碍被扫除了。在此后十年内，出现了第一次超音速飞机的大发展。这次发展的主要理论是基于对“后掠系”的研究。这个系的飞机沿用了古典系飞机的基本观念：提供容积的空间、升力、推力和控制手段是各自分开的，基本上是相互独立的。这就是凯利原则。其实际要求与库塔-茹科夫斯基流形以及古典翼型理论的假设完全一致，经典的核心便在此，也正因如此，后掠系飞机的真正优势是在高亚音速和跨音速范围，并不是理想的超音速构形。第三代超音速轰炸机采用变后掠翼（以B-1、Tu-22M、Tu-160为代表），这些轰炸机以亚音速巡航，仅在突防时以超音速飞行。虽然兼顾了航程和突防性能，但是却不具备快速抵达战区的能力。它们采用“后掠系”的构型是符合它们的设计要求的。

由前所述，在跨音速时，由于压缩性效应，激波阻力（简称波阻）成为了飞机阻力的主要部分。然而速度继续增加至 1.2 倍音速以上时，飞机跑到压力波前面去了，飞机的机头形成锥形激波，空气压力沿激波前锋急剧升高。激波前锋之后的压力急剧下降，到机尾压力达到负压，在机尾后压力急剧恢复到常压，整个压力分布呈骤升-缓降-骤升的 N 形，所以常被称为 N 形波。由于 N 形波前锋的拖带和后缘的推动，超音速飞行的飞机所在的 N 形波中间部分的气流反而是亚音速的。激波在跨音速的时候，几乎是垂直于飞机前进方向的平面；随速度增加，激波呈越来越尖锐的锥形，速度增加，锥形的“后掠角”也增加，可以想象成穿越波阻的锥体变得越来越尖锐，所以超音速飞行的阻力随速度的增加反而逐渐下降（动压不变时）。
　　这样就带来了一个好处：即便超音速飞行的阻力是亚音速时的两倍，而且发动机在单位时间内的耗油率也是亚音速时的两倍，只要飞行速度是亚音速的四倍，仍然可以获得相同的航程。也就是说，超音速飞行虽然一定表明最大留空时间变短，但并不意味着航程会变短。在这里，速度是关键的要素。只要处理好了一定物理的关系，超音速轰炸机或者超音速运输机将在满足航程要求的同时，可以把花在路上的时间成倍缩短。这也就是“协和”客机项目的初衷之一。
为了获得尽可能小的超音速阻力，飞机的体积应该尽量沿飞行方向分布，也就是说应该尽可能增大长细比。然而如此一来，飞机的机翼就会变得越来越小，后掠角越来越大，按照古典系和后掠系的理论，这样的飞机无疑是灾难性的。
一方面，过小的机翼在低速时难以支撑硕大细长的机身。对理想的超音速外形而言，要么起飞降落的性能差得让人难以接受，要么起飞质量和载油率小得可怜，以致有效载重和航程小到严重影响实用性的程度。
另一方面，过大的后掠角很容易诱使气流从机翼前缘分离，按照经典理论，气流分离几乎等于飞机失速和失控的先兆，必须竭力避免。自从飞机发明60年以来，设计师一直遵循这这条准则。
然而，空气动力学大师们解决这两大问题的答案却是：那就让气流分离吧。
对于大后掠角的S形机翼而言，在起飞降落时，由于迎角较大，气流从前缘分离。经典理论到这一步都没错。不过这一次的新意和核心是：气流分离之后可以形成稳定的大尺度旋涡系。
旋涡附着在机翼上表面，由于高能量的旋转横向流动加速了机翼上表面的气流，根据伯努利原理（流速快，压强小），从而进一步降低了机翼上表面的压强，也就是说提高了升力。而且由于后掠角比较大，形成的旋涡稳定而持续，由于旋涡注入了新的能量，涡附近的附面层反而不容易从机翼表面分离。这样，就可以使大后掠角的小翼展机翼在低速时也能产生足够的升力，并且不会造成飞机的失速。
由此，诞生了一个全新的系：细长系飞机。这是飞机自发明以来首次在飞行原理方面的革命。
良好的超音速外形，毫不逊色的低速升力特性，表明了细长系飞机更适合进行远程的超音速飞行。正是有了这一理论突破，“协和”号客机才得以诞生。由此也不难理解SR-71古怪的边条翼了。
“协和”号客机仅仅是英法超音速客机计划的第一步，从技术的角度而言，细长系的飞机完全可以覆盖从短途高亚音速客运到越洋超音速飞行的市场。然而政治和经济等多方面的因素却导致这仅有的第一步也于40年后又退了回去。不得不让人为之叹息。
不过就更广泛地来看，细长系的飞机并未因此销声匿迹。当今世界上的大多数第三代战斗机都采用了边条翼以兼顾超音速性能和低速升力特性。从这个意义上来说，它们都属于细长系的飞机，而非后掠系。
在D·屈西曼的时代，旋涡都是不可控的，设计师只能被动地去适应它。然而现在的流动控制技术已经有了许多解决方案。其中，涡襟翼是典型的代表。
细长系飞机虽然是不错的超音速外形系，但是有一些问题却是不可忽视的。
尽管到超音速以后，随着速度的增加，阻力系数一直在下降，但是升力系数下降得更快。其结果是，升阻比随着马赫数的增加而下降。也就是说，即便是细长系的飞机，在高超音速时，也会面临升力不足的困境，影响巡航效率。
此外，由于细长系的飞机质量尽量沿飞行方向分布，长细比很大。这不仅仅严重影响结构强度、面临气动加热的侵蚀，还大大限制了机内空间。对于客机而言意味着客舱低矮狭小，对于轰炸机和战斗机来说问题更加严重。因为无论是超音速巡航还是隐身，都要求武器内置。但庞大的武器舱即便对于后掠系的飞机而言已经是一个巨大的负担，旋涡系飞机的内部空间就显得更加拮据。
为了解决这两大问题，空气动力先驱们又出马了……

其实早在1959年，Nonweiler教授就已经提出了乘波的概念。在超音速时，激波是飞机产生升力和提供体积的副产物。既然升力和体积是飞机设计的关键目标，而激波又难以消除，何不用他们来做些有益的贡献？这就是乘波的基本思想，即：利用体积产生的激波来产生升力；与此同时，用激波面封闭机翼边缘。
由于激波面前后的气流是不连续的，所以后一种策略理论上能基本消除机翼上下表面的压力沟通，在提高升力的同时，最大限度地降低了升致阻力。
从一种更神奇的角度来看，由激波面封闭机翼边缘后，形成了一个虚拟的壁面，相当于沿展向延伸出一段虚拟的机翼，增大了机翼升力面积的同时，增大了机翼的虚拟展弦比。而这一切都不需要付出一点阻力代价。
正是由于乘波的这些特性，它在设计点的巡航效率可以提高25%~30%。这种改进相当于从涡喷发动机到涡扇发动机对航程的增益，结合乘波器更高的巡航速度，航程还可以大幅度提升。与此同时，由于乘波构形的升力有赖于体积产生的激波，所以并不需要像细长系那样让体积尽量沿飞行方向分布，也就是说，乘波构形可以做得相对短粗一些，结构效率和容积都能获得有效改善。
自从飞机发明以来，飞机设计的方法都是先设计出某种外形，再计算这种外形的气动性能。然而乘波构形的出现却颠覆了这种设计方法。在设计乘波飞机时，设计师将首先设计出飞机的外部流场，再反过来设计飞机的几何外形。
在20世纪里，空气动力学家研究了许多种乘波外形的生成方法。最基本的原则有两条：一.下表面压缩来流，而上表面基本不贡献升力；二.机翼的边缘由一定的曲面和已知的激波面相交形成。
最早的乘波构形（尖脊形）源于楔形激波。楔形激波构形的特点是可以使乘波体下表面流动均匀。但由于生成的乘波体锐角很多，因而在考虑黏性因素和气动加热后，处于不利地位。在XC-70被美国空军放弃之后，NASA利用XC-70在这方面做了很多的探索，这也是麦帅所谓“怎么也甩不掉那个‘X’字头”的来源。

“乘波体”就是XB-70设计的精髓，也是她与苏霍伊T-4，“协和”，Tu-144之类“细长系”的最大区别。
她的主翼后掠角约65.5度，两侧翼端采液压可变设计，可根据需要在25度到70度之间切换。第一架原型机的最大下折角度只到65度，第二架原型机才可以下折70度。光是这两块下折主翼的面积就已经非常接近康维尔公司设计的B-58轰炸机的全部翼面积。下折的主翼端除了在利用缩小的翼面积，控制空气动力中心在超音速飞行下位置的变化，增加超音速飞行时的稳定性之外，它们还可将飞机在超音速飞行时机身前段处所造成的冲击波包围在机身下方无法自两侧扩散消逝，等于是让整架飞机“骑”在自己产生的冲击波上，这个时候机翼下的空气被急剧压缩而产生的压力会大大超过机翼上面的压力，从而产生比低速飞行时更巨大的压力差以达到增加升力的作用，这种被称为“压缩升力”（compression lift）的概念可将超音速冲击波转化成飞机的升力，使得XB-70在超音速范围下有较高的升阻比。采用这种原理设计的高超音速飞行器又被称爲乘波飞行器（waverider，或又译为“驭波飞行器”），而XB-70则是世界上第一架载人乘波飞行器，当她以3马赫的巡航速度飞行时，约有35%的升力来自压缩升力，而非传统机翼上的升力。此设计将飞机重量从350吨减少到250吨。
也就是说，XB-70的机头实际上起了一个激波发生器的作用，然后整个机翼和发动机部分是非常原始的“乘波体”设计，细长尖锐的机头产生的激波的下部被高速飞行时下折的机翼包裹起来，提供压缩升力。受限于当时刚起步的不完善理论研究，XB-70在乘波体的设计上还显得非常保守（比如那个为在低速飞行时配平前机身的鸭翼对高速飞行会产生不利影响），对激波的利用上，还仅仅停留在利用压缩增升的作用上，但这已经和一堆的“细长系”飞机的设计思路发生了本质上的区别。

机翼尖端向下偏转70度，进入3马赫的乘波飞行模式

对XB-70来说，除了飞机外形和制造工艺的问题以外，恐怕最大的麻烦来自于发动机进气道的设计。这是前所未有的挑战：要适用于0—3马赫这样宽广的速度，绝对是一个巨大的挑战，因为跨音速前后空气的特性是完全不同的，而在XB-70的设计中，进气道吸入的还是经过压缩的激波。

女武神的进气道俯视图和侧视图，她是一种混合压力进气系统。最末端的3台发动机由于间距过大，前面还设置了两道斜板呈不同角度摆放，好让气流能刚好对准发动机的压气机一对一的送气，不让这“三兄弟”抢食吃。
每个进气道的喉部都有大量可活动的斜板，用来调整喉部的截面积。进气道后面还有6个放气门，放气门大概在发动机的前上方，并从垂直尾翼的前缘把过高的气流放出去。飞行时靠喉部的斜板和后面的放气门共同作用，来不断调整进气道喉部的宽度和扩压段的气压，来调整末激波的位置，好跟发动机的进气量匹配，使女武神在各个速度下都达到最优化。进气道附面层吸附系统在喉部，是多孔的网格结构，从机腹下泄放出去。
（关于这个问题，晨枫大哥写了很多关于进气道设计方面的文章，我就不多说了，因为我确实对这个不怎么懂。）光论进气道的设计，它比SR-71更复杂，因为SR-71的发动机可以改变工作模式来适应不同的速度，是很先进的设计思想，在XB-70的年代只能通过对进气道的修型来达到同样的目的，结构重量上就落了下乘。

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胖卡，你的逆火弱爆了——飞翔的女武神（勉强完工了）

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