不眠核怪物——核动力飞机的发展路程.docx

不眠核怪物不眠核怪物————核动力飞机的发展路程核动力飞机的发展路程概概 况况大家都清楚，核能的优点：燃料体积小、能量密度大，为其他能源所不及使用核能作为推进动力，可以带来很多意想不到的好处例如，核动力的舰艇续航能力增强成百上千倍，可以航行十几年而不需要添加燃料如果飞机也采用核能作为动力，也可以长时间在天空飞行就是基于这样的考虑，飞机设计师们进行了这方面的探索世界上第一架原子动力试验飞机是美国的 NB-36H，它是由 B-36 远程战略轰炸机改装而来的1955 年 9 月 17 日，装有核反应堆的 NB-36H 进行了首次试飞，反应堆重 15900 千克原子动力飞机存在的主要问题是核反应堆重量巨大以及会产生对人体造成伤害的辐射因此，直到目前，原子动力还处于实验阶段设计方案设计方案这是 X-6 计划的早期方案这是 X-6 计划的早期方案侧视图（航空图）这是 X-6 计划的早期方案三视图（航空图）洛克西德公司的核动力轰炸机设计方案洛克西德公司的核动力轰炸机设计方案(航空图)洛克西德公司的核动力轰炸机设计方案(航空图)诺思罗普公司的方案一诺思罗普公司的方案一（航空图）诺思公司的方案二，就是 XB-70诺思公司的方案二，就是 XB-70（航空图）诺思公司的方案二，就是 XB-70（航空图）简简 史史美国空军 X-6 项目－－－按照美国空军和美国原子能委员会的最初设想，X-6 以 B-36 轰炸机为基础，安装一台通用电气 P-1 型核反应堆，其产生的热能将带动四台通用电气 J47 涡轮喷气发动机运转，从而为 X-6 提供飞行动力。

这是 X-6 计划的早期方案（航空图）B-36 的发动机（航空图）B—36H 原子反应堆试验机，由 H 型改装了一架，是原子能动力源飞机的试验型号，反应堆重 15900 千克，1955 年 9 月开始升空试验B—36H 原子反应堆试验机，由 H 型改装了一架，是原子能动力源飞机的试验型号，反应堆重 15900 千克，1955 年 9 月开始升空试验航空图）B—36H 原子反应堆试验机，由 H 型改装了一架，是原子能动力源飞机的试验型号，反应堆重 15900 千克，1955 年 9 月开始升空试验航空图） B—36H 原子反应堆试验机，由 H 型改装了一架，是原子能动力源飞机的试验型号，反应堆重 15900 千克，1955 年 9 月开始升空试验航空图）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XB-70 设计方案（航空图）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-70 的核动力方案，恐怖的进气口，够巨大吧！（航空图）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J-87 和其他动力组件（航空图）J-87 和其他动力组件（航空图）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。