| 词条 | B-70战略轰炸机 |
| 释义 | B-70战略轰炸机 § B-70 原是北美航空公司(后并入洛克韦尔国际公司)为美空军研制的超音速战略轰炸机。后因战略思想的变化，未投产，2架原型机作为超音速研究机使用。B-70最初设计指标是：最大速度M3，最大航程12,230公里，可携带多种核武器和常规武器，以M3的速度飞往目标，以同样速度返航。 § 介绍 1954年10月美国空军提出要求研制一种B-52战略轰炸机的后继机。1955年定名为“WS110A武器系统计划”，由北美航空公司和波音公司进行设计竞争。1957年12月选定北美航空公司作为主承包商，决定采用高效能化学燃料及压缩升力气动布局方案。同时与通用电气公司签订了发展J-93-GE-5涡轮喷气发动机的合同，计划于1962年1月开始试飞这种发动机。1959年“WS110A武器系统”定名为B-70，并取消采用化学燃料的计划，改成使用6台J93-GE-3涡轮喷气发动机。六十年代初由于美国战略思想发生变化，认为将来的导弹能力使发展B-70这样的武器系统既不必要也不经济。遂于1962年取消了B-70发展计划，但决定继续制造XB-70原型机作为气动力研究机。 1964年9月21日第一架XB-70A首次试飞，1965年10月14日在第十七次飞行中达到设计巡航速度M3，高度21,500米。第二架XB-70A于1965年7月17日首次试飞。该机作了一些修改：机翼有5°上反角，用钎焊密封整体油箱，增加了载油量，采用自动的空气感应操纵系统，还增加了一些仪表。1966年1月3日也在第十七次飞行中达到M3。6月8日在飞行中与一架F-104相撞而坠毁。此后，第一架原型机继续试飞，于1969年1月中旬完成最后一次飞行，在2月间飞到俄亥俄州莱特-帕特逊空军基地，被送进该地的美国空军博物馆。XB-70每架价值5亿美元。四年间两架共飞行125次(第二架46次)，飞行时间共249小时22分，其中106小时48分为超音速飞行，51小时34分为M数2以上的飞行。试飞的项目大部分是关于超音速运输机的。在研制XB-70过程中，曾用14座风洞进行了14,000小时的风洞试验，其中性能、稳定性和操纵性试验占45%，空气引射系统试验占35%，振动和颤振试验占20%。 设计特点 气动布局 为了适应M数3的飞行速度，XB-70在总体气动布局上有一些独特之处。在很尖的机头两侧装有鸭式前翼。主翼为小展弦比三角翼。机身细长，翼下有发动机进气道和发动机舱。装有双垂尾，起落架为前三点式。 XB-70A的鸭式全动前翼的后部为可下垂20°的襟翼，主翼后缘的左右两侧各有6块升降副翼，用于俯仰和横滚操纵。鸭式前翼则用于纵向配平调整。鸭式前翼偏转时(0°～+6°)，在飞机重心和升力重心之前产生一个正升力。这样，在实现纵向配平时几乎不产生配平阻力，从而获得较好的总升阻比。起飞着陆时升降副翼可作为襟翼使用。 鸭式布局的缺点是大攻角时的俯仰稳定性差，侧风对垂直尾翼的影响大，前翼的洗流对发动机进气道产生干扰等。XB-70A经过14,000小时的风洞试验，最后设计能保证大攻角时的稳定性。 XB-70A气动设计的另一特点，是成功地利用了1956～57年间提出的“压缩升力”理论。飞机的巨大楔形进气道和发动机舱位于机翼之下。在以M3的速度巡航时，主激波之后的正值静压力作用于很大的机翼下表面，而上表面却没有相应的压力与之平衡，从而形成附加升力，其值约为总升力的30%。压缩升力并不产生相应的附加阻力，而且由于飞机可以用较小的攻角巡航，从而进一步减小阻力。“压缩升力”理论的应用，使起飞重量从原来预计的350吨降为240吨。 XB-70A的翼尖部分可以下折以适应不同的飞行状态。低空超音速飞行时下折25°；高空M3巡航时下折65°。翼尖下折可以增大方向稳定性，使升力中心前移，以减小巡航配平阻力。 XB-70A采用了可转动的风挡整流罩。低空飞行时，机头前部很长的一块壁板可以绕其前铰接点折向下方，露出前风挡，形成良好的视界；速度大时，壁板上升，并使风挡与机头保持良好的流线形。 XB-70A采用电动控制激波位置的可调节进气道。矩形截面进气道长约24.5米，被飞机对称面分为对称的两半，每侧进气道向三台发动机供气。进气道进气楔的前半部分是固定的，稍后是三个铰接点和一个滑轨，使三块可动内侧壁板改变喉道截面。每块壁板由两个液压作动筒操纵。进气道后段上方的机翼上表面设有主分气门和调节分气门，用来控制喉部激波的位置。 结构特点 机体结构重68吨，为总重的28%。主要结构材料是沉淀硬化不锈钢PH-15-7Mo，占69%，钛合金占9%，还采用了少量镍钴合金Rene-41和高强度钢H-11，铝合金仅占1%，大量采用了PH-15-7Mo钎焊蜂窝壁板作为机身中、后段、机翼整体油箱部分和垂尾的蒙皮。最大壁板面积达3.05米×4.56米。此外，还采用一些PH-15-7Mo的挤压件。 XB-70A的非油箱结构部分，大量采用了钛合金。机身前段全部是用钛合金制造的普通蒙皮长桁结构。 鸭式前翼、垂尾和升降副翼也都采用了钛合金结构。发动机舱采用了René-41镍钴合金。 机翼 悬臂式三角形下单翼，翼极有轻微翘曲。展弦比1.751，翼根处弦长35.89米，翼尖处0.67米。第一架全翼展有下反角，并略有扭转。第二架有5°上反角，前缘后掠角65°34′。整个机翼面上都是不锈钢蜂窝夹芯结构壁板钎焊在一起。蜂窝结构的前缘直接连接在前梁上。翼梁腹板是正弦波形。后缘有12片升降副翼，翼尖处的两片升降副翼在翼尖下折时不使用。升降副翼的结构与机翼的相似，每个由两个液压作动筒驱动。翼尖下折由液压操纵，低空超音速飞行下折25°，高空M3巡航飞行下折65°，以改善稳定性和机动性。还有三轴增稳系统。 前翼 鸭式前翼很薄。可调节配平。有后缘襟翼。可放下升降副翼，也起襟翼作用，使这种飞机能从现有的美国空军重型轰炸机的机场起飞和着陆。前翼扭力盒是用钛合金的波纹形梁和蒙皮制成。前缘是不锈钢蜂窝夹芯结构，襟翼用钛制成。前翼和襟翼由液压作动筒操纵。每个都有两条独立的液压系统。展弦比1.997，后掠角31°42′。 机身 半硬壳式结构，基本上为圆形截面。顶部在座舱区是平的。机翼以前的机身主要是钛合金制成，往后是不锈钢蜂窝夹芯结构。乘员四人：正副驾驶员、轰炸领航员和防卫系统操作员。登机门设在飞行舱壁板后边的右侧。 垂尾 结构与机翼相似。装有液压作动筒操纵的方向舵，前缘后掠角很大，达51°46′。 起落架 主起落架为四轮小车式，主要构件由H-11锻件制成。前起落架为双轮式，并有转向操纵装置。主起落架装有直径为1米的耐高温轮胎。起落架共重5,448公斤，仅占飞机总重的2.2%。主起落架装有盘式刹车装置和自动防滑系统。此外，在机尾还装有三个直径为8.53米的着陆减速伞。 动力装置 6台YJ93-GE-3加力式涡轮喷气发动机，其加力燃烧室可以长期连续工作，加力状态单台地面静推力为14,000公斤。YJ-93-GE-3发动机用JP-6碳氢燃料。机内共11个整体油箱，每侧机翼内各三个，机身内五个，总载油量为136吨。 液压系统 四套独立工作的液压系统，其中两套主系统，两套公用系统，分别向七条分系统供压：第一飞行操纵系统；第二飞行操纵系统；着陆装置系统；军械系统；座舱环境控制系统；推进系统和应急发电驱动、着陆伞和风挡整流罩系统。液压系统的工作压力为280大气压，工作温度范围为-54℃～+232℃，液压油为Oronite70液压油，共833～984升。全机共有85个线性作动筒，44个液压马达，50个机械活门和400个电磁液压活门。液压管路长达1,600米，包括3,000个钎焊接头和600个机械接头。 飞行操纵系统 各舵面的作动筒和翼尖折转液压马达均是双重的。翼尖下折时，翼尖两块升降副翼被锁住。采用一套阻力装置防止驾驶员将鸭式前翼和垂尾操纵过度。低速时方向舵舵效低，其操纵系统采用两种传动比：起落架放下时偏转角为±12°；收上时为±3°。机上装有自动增稳系统，分别对绕三轴的摆动进行阻尼。增稳系统的电子部分是双波道的。 座舱环境控制系统 两套平行工作的氟利昂制冷设备对驾驶舱和电子设备舱提供冷却和增压，使座舱温度保持为21℃～38℃，电子设备舱保持为44℃～77℃。 电气系统 一套115～200伏、400赫全交流馈电系统，由两台240/416伏60千伏安无刷旋转整流式主发电机供电。电气系统包括三根主汇流条：左、右和基本汇流条。基本汇流条按应急制联接，由一台液压马达驱动的120/208伏应急发电机供电。 XB-70“瓦尔基里”(Valkyrie) 洛克韦尔国际公司北美航空公司 技术数据 外形尺寸 翼展 32米 机长(包括加油探管) 59.74米 (不包括加油探管) 57.61米 机高 9.14米 主轮距 7.06米 前主轮距 14.08米 机翼面积 约585米2 鸭式前翼的襟翼面积 5.08米2 机翼后掠角(前缘) 65°34′ (1/4弦线) 58°48′ 翼型 0.30～0.70HEX(修形) 展弦比 1.75 翼根弦长 35.89米?机翼相对厚度 2～2.5% 翼尖可折部分翼展 6.33米 升降副翼翼展 6.23米 升降副翼弦长 2.96米 鸭式前翼翼展 8.78米 鸭式前翼翼面积 38.61米2 鸭式前翼展弦比 1.997 鸭式前翼翼根弦长 6.34米 鸭式前翼翼尖弦长 2.46米 鸭式前翼平均气动弦长 4.68米 鸭式前翼前缘后掠角 31°42′ 鸭式前翼1/4弦线后掠角 21°38′ 鸭式前翼后缘前掠角 14°55′ 鸭式前翼翼型 0.34～0.66HEX (修形) 鸭式翼相对厚度 根部 2.5% 尖部 2.52% 鸭式翼上的襟翼弦长 根部 2.18米 尖部 1.02米 垂尾面积 21.74米2 垂尾翼根弦长 7.03米 垂尾翼尖弦长 2.11米 垂尾平均气动弦长 5.01米 垂尾前缘后掠角 51°46′ 垂尾1/4弦线后掠角 45° 垂尾后缘后掠角 10°53′ 垂尾翼型 0.30～0.70HEX (修形) 垂尾相对厚度 翼根 3.75% 翼尖 2.5% 方向舵面积 17.76米2 方向舵翼展 4.57米 方向舵根弦长 2.79米 方向舵尖弦长 2.11米 机身最大厚度 2.72米 机身最大宽度 2.54米 重量数据 总重 约227吨 性能数据 最大速度 M3以上 实用升限 21,336米～22,860米 |
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