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剪水鹱的博客

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超音速远轰的困局  

2018-05-13 12:36:52|  分类: 空军 |  标签: |举报 |字号 订阅

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超音速远轰的困局 - puffinus - 剪水鹱的博客

无论是采用大展弦比后掠翼常规布局的 B-52 (展弦比 8.56)。

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还是中等展弦比飞翼布局的 B-2 (展弦比 5.78),高亚音速巡航升阻比均超过 20,优于波音 777,空客 380 等大型现代化民航客机。

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相比之下,XB-70 超音速轰炸机的最佳巡航升阻比只有 8.7 (马赫 2.8),马赫 2 时的升阻比约为 6.0。由于为超音速性能优化,该机以马赫 0.76 速度飞行时,升阻比仅 7.5。


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Tu-160 的设计逻辑是亚音速巡航,超音速突防。高亚音速巡航升阻比超过 18,马赫 2 冲刺时的超音速升阻比略高于 6。


对于在平流层长距离巡航的喷气式飞机而言,其航程为:

航程 = [速度 x 巡航升阻比 x ln(起飞重量/着陆重量)]/(g x 发动机耗油率)

其中 g 为常量,如果假设起飞重量/着陆重量恒定 (实际上超音速轰炸机结构重量更大,起飞重量/着陆重量比值将小于同级别亚音速轰炸机),则航程取决于 (速度 x 巡航升阻比)/耗油率。

单就速度 x 巡航升阻比而言,超音速轰炸机的表现不错。B-52 与 B-2 的亚音速巡航马赫数 x 升阻比大约在 17 左右,XB-70 以马赫 2.8 速度飞行时的马赫数 x 升阻比则超过 24。问题在于发动机耗油率。翼吊发动机的常规布局亚音速轰炸机理论上可以使用高涵道比涡扇,发动机燃效趋近每小时 0.3 千克/千克推力。飞翼隐轰受到横截面尺度,进气质量等因素限制不宜安装高涵道比涡扇,但配备中等涵道比非加力涡扇实现每小时 0.6 千克/千克推力以内的燃效不难办到。适用于马赫 1.6 级超巡的小涵道比涡扇,每小时千克的干推力油耗则很难低于 0.8 千克。

这样飞翼隐轰的巡航效率 [(速度 x 巡航升阻比)/发动机耗油率] 可达 30,马赫 1.6 级超巡轰炸机的巡航效率则只有 18 (假定超音速巡航升阻比达到 9.0)。燃油系数相同时,后者的航程将比前者下降 40%。为高速性能优化的超巡轰炸机亚音速升阻比不会太好,亚音速飞行时的航程极有可能低于超音速航程。相比之下,使用现代化发动机的常规布局亚音速远轰,巡航效率能够达到惊人的 50,B-52 因此仍有大把剩余价值可供压榨。

变后掠翼超音速轰炸机能够实现与飞翼隐轰相近的亚音速巡航效率,但隐形性能先天不足,同时又不具备隐形战斗机的机动性,突防能力远不及亚音速飞翼隐轰,长距离巡航速度则只与亚音速飞翼隐轰相当,变后掠结构还带来了额外的重量与成本。所谓的隐形版 Tu-22M 因此完全没有存在的意义。

注:发动机油耗为海平面静推力状态数值,巡航状态油耗数值更高,因此实际巡航效率要明显低于波纹中简单计算得出的数值
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