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，使外段机翼的流动相对独立。类似的设计在-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
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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。图中上为图-22M2型，注意其进气道与下图-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：
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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联飞机共有的状况，这应当属于联设计师的当时设计能力及设计重点向的问题。
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，二者极增加了RCS。不过当时联人设计图-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，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，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向舵舵效。
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飞机气动设计分析实施报告
