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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。
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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
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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。
图12是B-1B轰炸机的三视图。
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图12 B-1B轰炸机三视图
3.2.气动设计分析 3.2.1.整体布局
B-1B的气动布局十分先进，采用翼身融合体布局，使大边条后掠下单翼与细长的机身作为一个整体来设计与制造，无以往飞机那样明显的分界线，这样可以减少空气阻力和机身雷达反射横截面积，增加升力及内部容积，可多装燃油增程。同时采用与图-22相同的可变后掠翼布局，装备四台发动机的发动机短舱位于翼套下方。十字尾翼位于光滑尾椎上方。起落架可收放前三点式，主起落架为四轮小车式，主起落架向内收入机腹内。前起落架为双轮，向前收起。 3.2.2.机翼
与图-22M相比，B-1B的可变后掠翼段比例要大一些，这就更能发挥可变后掠翼的优势。可变后掠角的外翼段变化范围为 15°到67.5°，可在15°、25°、55°和67.5°四种后掠角中手动选择，其中，15°用于起飞，25°用于上升及巡航，55°或67°用于低空突防高速冲刺。这四种后掠角以外的机翼位置不允许用于连续机动飞行，因此当飞行员要把机翼后掠角从25°转为55°时，中间必须不停顿并遵守严格的机动限制，作战使用上很不利，这一点与图-22M也是类似的。B-1B的机翼为双翼梁结构，使用传统铝合金制造，机翼结构内部密封作为油箱。机翼后缘根部被切掉以避免最大后掠时与翼
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套之间的干涉，而在图-160 上，这部分在机翼最大后掠时向上翻折 90 度作为垂直安定面使用。
与图-22M相比，B-1B的机翼设计要复杂得多，每侧机翼后缘都有6组独立的富勒襟翼，如图13所示。尽管每个襟翼都有单独的液压机构，但相互之间都有机械连接以一同动作。机翼前缘有全展长缝翼，分为7段。机翼上表面就在外侧4片襟翼前方有一组4片扰流板，每片扰流板的长度都与后面的襟翼相同，弦长也近似。B-1B的机翼与F-14类似，没有副翼，扰流板配合差动平尾一起控制飞机的滚转，每侧机翼最内侧的两片扰流板间通过机械连接，可作为减速板使用，外侧两片扰流板在飞行中可由线传飞控系统自动控制。在降落滑跑时所有扰流板可抬起以降低机翼升力。
图13 B-1B 后缘复杂的6组富勒襟翼与4组扰流板系统
3.2.3.机身
B-1B机身的最大特点便是光滑的翼身融合体构形。一般的飞机如前面提到的图-22M是明显得由机翼与机身两个部件接合而成的。在机翼与机身的交接处，机身的侧面与机翼表面构成直角或接近于直角，这样的组合，由于浸润面积大，阻力也较大。为了减少翼身组合体的阻力，很多飞机在机翼与机身的交接处增装了整流带，使二者间圆滑过渡。在气动设计上，整流带一般是不承受载荷的，但在飞行时，它很难不受气动力的影响，因此，往往会发生变形等结构问题。随着时间的发展，研究人员根据翼身整流带的优缺点，提出了翼身融合体的概念，即把飞行器的机翼和机身合成一体来设计制造，二者之间没有明显的界限。翼身融合体的优点是结构重量轻、内部容积大、气动阻力小、机身能产生额外升力，可使飞机的飞行性能有较大改善。从隐身上考虑，由于消除了机翼与机身交接处的二面角，翼身融合体也有助于减小飞机的雷达散射截面积，改善隐身性能，B-1B的雷达散射截面积仅为1平方米。
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