什么叫翼弦平面下反角

什麼是飞机~

轰-6轰炸机，原型为苏联的著名中型喷气轰炸机图-16。该机采用两台图曼采夫涡轮喷气发动机，翼型后掠，是苏联长期使用的一种优秀轰炸机。1959年我国西安飞机制造公司开始仿制这一轰炸机，后一度终止，64年3月恢复研制。第一架原型机于66年10月完成，用于静力试验。1968年12月24日，毛主席生日前夕，采用国产涡喷-8发动机的轰-6首飞成功，69年批量投产。



此处插一句话，我军在引进图-16时候也引进了其改型图-124型运输机。我军共有两架图-124，最初作为仿制对象引进，但后来作为军用专机使用，执行一些低级别的人员运输任务。80年代后期退出现役。

轰-6采用悬臂式中单翼，双梁盒式结构。焦点线后掠角35°，翼弦平面下反角3°，安装角1°。整个机翼由中央翼、左右中外翼和左右外翼组成。机翼后缘全展长上装有内、外襟翼和副翼。襟翼为后退开缝式，最大偏转角35°，副翼上装有内气动轴向补偿和调整片。全金属半硬壳机身结构，蜂腰流线形机身。机头有玻璃镶嵌的领航员及轰炸手座舱，驾驶舱下机腹部的凸起内装导航雷达。驾驶舱内两名飞行员均有独立的操纵系统，操纵系统分硬式操纵和混合式操纵。每位机组成员均有弹射座椅，应急情况下，两名飞行员向上弹射，其余人员向下弹射。但是应指出由于该套弹射救生系统不够完善，救生几率很低，特别是向下弹射的机组乘员基本上没有生还的希望。机上配有两个充气救生艇。

起落架由前、主起落架和尾橇组成。前起落架装有油液氮气缓冲支柱，双轮，有前轮转弯机构。主起落架也各有一个装有油液氮气的缓冲支柱，支柱头部各铰接有一个小车架，小车架上装有前后并列的4个机轮。在机身尾部还装有着陆阻力伞。仿制时还有一些小改进，如图-16的垂直尾翼翼尖为木质结构，对材质要求苛刻，结构复杂，工艺方法落后，生产效率低。结果在试制时从大量的木材中勉强做出了一件。最后决定用玻璃钢代替木材，经一年多时间设计制出了玻璃钢翼尖，强度、电性能均满足设计要求。又如，轰-6天窗骨架零件由GC-4高强度钢制成，是一项结构复杂、协调关系多、成形难度大的关键零件，追踪采用热成形工艺方法解决。

发动机舱位于机身两侧。发动机采用西安航空发动机公司仿制的涡喷-8发动机，单台海平面推力7650千克，最大推力9310千克，瞬间推力10300千克。由于国内工业技术的限制，涡喷-8发动机比原型的图曼采夫发动机推力小3000多千克，但经过在气动外形上的努力，轰-6的速度比图-16基型还略有提高。涡喷-8的原型为苏联РД-3М发动机，8级轴流式，不可调节收敛型尾喷口，从压气机第5级和第7级后引出热空气对进口导叶、整流支板和整流罩进行加温；从第8级后引出热空气对机翼前缘加温。1967年1月8日，完成了300小时国家交付长期试车，1967年3月29日航定委批准交付部队使用，称Ⅰ批发动机。在Ⅰ批结构的基础上，又研制了800小时结构的涡喷8发动机，1972年7月到1975年10月，分别进行了四次工艺长期试车考核。1973年底在Ⅰ批结构的发动机上混装了可靠性较高的800小时结构涡轮转子，首翻期寿命为400小时，称为Ⅱ批发动机。经一年多的混装使用，1975年开始，全部生产800小时结构的整机，称为Ⅲ批发动机。为了稳妥起见，初期Ⅲ批发动机的首翻期寿命暂定为500小时。79年根据外场使用情况，将首翻期寿命延为600小时；83年根据F23042机台架交付延寿试车的情况和外场使用实际情况，决定1982年以后生产的Ⅲ批发动机首翻期寿命为800小时。涡喷-8初期有可靠性、维修性方面的多个问题，如高温起动和高原起动困难，压气机第1级转子叶片叶尖排气边掉块，火焰筒筒体冷却孔裂纹多，涡轮第2级导向器叶片固定螺钉断裂频繁等。当时轰-6险些停飞，经努力使发动机的可靠性和维修性提高到合理的水平。

机上燃油系统分为主系统和启动燃油系统。主系统又分左右两分系统，分别向两个发动机供油。燃油箱加注惰性气体，可抑制燃油爆炸，并设有紧急空中放油装置。机上设有主液压系统和刹车液压系统。主系统负责起落架收放、前轮转向，以及起落架舱、弹舱门的开启关闭。通信系统包括通信电台、短波指挥台、超短波指挥台、机内通话器和应急救生电台。机上还安装了空调及除冰系统。

前后气密舱的空调用来自发动机压气机的压缩空气进行增压和加温。为防止机翼前缘、发动机进气道前缘结冰，利用由发动机引出的热空气进行加温。垂尾和平尾前缘及飞行员、领航员前面的玻璃，采用电阻丝加热装置进行加温。电源系统由发动机带动的直流发电机、电池及变流器组成。

轰-6的主要作战武器为多种普通炸弹，下图为轰-6的炸弹舱。舱内正常载重量3000千克。

轰-6的火控系统主要由第二代自动领航轰炸系统组成，包括多普勒雷达、轰炸雷达、光学轰炸瞄准仪、计算机、航向姿态系统、自动领航仪、无线电罗盘、无线电高度表、自动驾驶仪和速度传感器组成。机上装有共7门23毫米自卫机炮，机头一门，机身上、下、尾部炮塔各两门，由射击瞄准雷达或光学瞄准具控制。其炸弹武器包括核弹和早期采用过的250-1、500-1型普通炸弹。之后250/500/1500/3000-2型高阻爆破炸弹等陆续装备轰-6使用。250/500/1500/3000-2系列炸弹是在苏联фAB-M54系列爆破炸弹基础上改进研制的，60年代中期服役，适于轰-6弹舱内挂，中高空投掷。另外强-5、歼-6、歼-7、歼-8等也可挂装使用。该系列炸弹有相同的结构和性能特点，只是外型尺寸、装药等略有差异。全弹由圆柱型弹体、双圆筒试尾翼装置、头部/尾部传爆管、双弹耳和相应装填系数的TNT装药等组成。弹体由弹头、弹尾、尾锥体、弹道环组成。弹头由铸钢铸成，弹道环焊在弹头外部，专门用来改善炸弹下落进入跨音速飞行时的稳定性。该系列的四型炸弹的技术指标如下：

250-2型： 全长1.5米，弹体直径0.325米，尾翼翼展0.41米，弹重236千克，装97千克TNT
500-2型： 全长1.5米，弹体直径0.45米，尾翼翼展0.57米，弹重473千克，装200千克TNT
1500-2型：全长2.77米，弹体直径0.63米，尾翼翼展0.79米，弹重1448千克，装658千克TNT
3000-2型：全长3.3米，弹体直径0.82米，尾翼翼展0.41米，弹重2840千克，装1350千克TNT
高阻航空炸弹外形启动阻力大，不适合高速作战飞机外挂，也不能用于低空、超低空轰炸。但其短而粗的外型，能充分利用轰-6炸弹舱的容积。且只需加装适当的减速装置及开伞控制和安全保护装置，即可构成适用于高速低空/超低空轰炸的减速炸弹，从而扩大高阻航空炸弹的使用范围。
更先进的250/500/1000-3型低阻爆破炸弹是中国自行研制的。适用于高速飞机外挂投掷，轰-6并未装备。

轰-6原型机研制成功后，西飞进一步研制了轰-6的第一个正式型号轰-6甲。在此之前，西安飞机制造厂于1963年接收了哈尔滨飞机制造厂1959年用苏联散件组装的一架轰-6，改装为核航弹运载试验机，代号21-511任务，1964年改装完毕，65年5月14日这架轰-6进行了我国第一次空投核试验。这架飞机上，改装增装了投放挂弹系统、加温保温系统、防护系统和临时性试验设备。到甲型正式投产装备，令解放军空军拥有了国产化的大型轰炸机，主要作为常规轰炸力量使用，并能使用我国研制的各种空投核武器。88年5月15日，轰-6甲才通过生产定型，同年10月15日军工产品定型委员会正式批准投产。轰-6甲执行了我国第一次氢弹试爆。

随后在甲型的基础上发展了轰-6乙型中程侦察机，1979年定型，装有航丁-42型红外相机。到1975年，轰-6丙型开始论证，1977年开始研制，1980年首飞，1983年5月完成鉴定，同年底交付空军。主要改动包括加装电子干扰、电子侦察、电子警戒及可投放金属丝或金属箔条，增强了轰-6的自卫能力。之后还发展了轰电-6Ⅰ/Ⅱ/Ⅲ电子干扰机、轰电侦—6Ⅰ/Ⅱ电子侦察机等。1987年Ⅰ型机由空军开始研制，1990年6月首飞，1992年定型。Ⅱ型机1993年开始研制，1996年定型。有意思的是电子型轰-6到底是怎么一回事，从未有过公开报道。1969年，又装备了少量轰-6靶机运载母机，用于携带靶-6型高空超音速无人驾驶靶机。该型号1969年3月开始研制，1970年首飞，1971年投入试用。主要改进为加装一对翼下挂架，用于挂载2架靶-6。

海军航空兵于67年轰-6还在研制时就提出了研制反舰改型轰-6丁(轰-6D)，因文革影响，1981年8月29日才首飞成功。经多次导弹试射后，84年12月24日轰-6丁通过技术鉴定，批准生产交付使用。85年通过鉴定。轰-6D主要作为反舰导弹载机，保留了原有作战能力。装备了C-601(下图)、C-801等多种反舰导弹。

轰-6D装备了245型雷达和自动领航火控装置，为此轰-6D取消了以往轰-6机头固定机炮，且雷达罩大于甲型的雷达罩。该雷达在9000米高度对RCS(雷达反射面积)为7500平方米的海上目标发现距离不小于150千米。其自动领航火控系统具有自动领导航、导弹自动攻击和半自动常规轰炸三大功能。需要说明的是早期的大型军舰的RCS远远大于这个数字，比如“克列斯塔II”级RCS高达1000000平方米；我国051的RCS为35840平方米。随着我国超音速反舰导弹的发展，轰-6还有较大潜力可挖。

轰-6D全机共27个油箱，采用分组式向发动机供油，在飞机的油箱舱和发动机短舱内，装有高灵敏度的感温报警灭火系统，驾驶员可手动操纵灭火。油箱内充入惰性气体。D型装备了具有分别以惯导、指挥仪、自动驾驶仪、多普勒雷达、航向姿态系统交联构成的三种自动导航功能的导航系统。这种全自动导航系统精度高，保证了飞机按照预定的航线保持航迹平飞，按给定的坡度操纵飞机自动转弯、转动、改变航向等。新增的全天候自主式惯性导航系统，可在全球范围内适用，并以较高精度输出飞机的即时位置、姿态，通过计算后发出驾驶指令操纵飞机。其航向姿态指引系统可以在飞行过程中，自动显示飞机的各种航向角、姿态角、偏流角、无线电台方位角和相对方位角，以及飞机在转弯时的角度、航道偏差等等。轰-6D装备了自检测甚/超高频电台，具有多频段多功能的优点，并可预选20个波道。在主波道通信同时，能预设救生频率进行信号接收联络，也可自动应急发射呼救信号。通信系统中配备的短波电台、救生电台（每个乘员配备）和机内通话器等设备，可以保证在飞行中飞机与飞机、飞机与地面之间中、近距离的指挥联络和远距离通信联络，机组能用机内通话器进行封闭式通话。D型气密舱增压和加温用的空气，由发动机压缩机供给的。仅有一台发动机工作时，也能保证供空气。如飞机座舱受损引起舱压降低，能手动调节气压。在低空飞行时座舱内自然通风，前后座舱均设有专门系统。为了防止结冰，在机翼、发动机、尾翼以及驾驶员座舱玻璃、领航员瞄准玻璃等部位均有电热或气热加温装置。该型号采用了WQJ－1型发动机起动机。目前轰-6D已经出口。


D型装备了弹舱投放/导弹外挂发射系统互联的联合火控系统，能自动搜索跟踪选择的攻击目标，测量、实时计算目标相对运动参数，以令指挥仪发出准确指令，实施对目标的自动攻击或轰炸任务。C-601反舰导弹飞行速度约M0.9，采用中段自控加末段雷达主动制导，射程约150千米，弹重2440千克，长7.36米，弹径0.76，翼展2.4，巡航高度50～100米，采用液体火箭发动机。

据称后期生产的轰-6甲（也可能是改进后的丙型）部分改造为轰-6F改进型，主要调整了主仪表板和辅助仪表板，增加了惯导设备的控制显示部件和状态选择部件。增加了惯性导航系统、GPS定位导航、导航信息处理机，换装领航仪和航向联系盒。从而组成了惯性导航、GPS导航和多普勒导航三种导航分系统，互相交联配合，可与轰炸瞄准系统交联，实施自动瞄准轰炸。该系统采用了卫星导航技术、卡尔曼滤波技术、多余度组合导航技术，导航功能强、精度高、工作可靠性好，可以实施远距离自动导航、机动瞄准和在复杂气象条件下实施低空激动突防。因此该改型具备了原距离、远海导航轰炸能力，解决了轰-6飞机难以遂行远海作战的问题。取消了不必要的背部和机头航炮，并采用了蓝灰色低可视性涂装。甚至有一架轰-6被用于提高隐身性的研究试验，进行了一定的改装。

为改善轰-6的航程、发动机寿命等性能，西飞于1970年提出了深入改进的轰-6I方案。这一方案非常大胆，采用四台英国“斯贝”512-5W涡扇发动机(FBC-1也采用了当时引进的“斯贝”涡扇发动机)代替原有的两台涡喷-8发动机。其中两台布置在原涡喷-8的位置，另外两台在机翼下吊挂。轰-6I航程从原型的5760千米猛增至8060千米，海平面爬升率从原型的18.6米/秒提高到29.7米/秒，效果显著。但由于大量改进现有的轰-6成本太高，而且“斯贝”发动机的数量和后勤维护很成问题，轰-6I方案被放弃。

轰-6还衍生了其他一些小改型，如无人靶机母机和轰电-6电子战改型。

另外根据种种资料可以肯定，轰-6是我国几种空地导弹的载机。由于我国对空地导弹保密很严格，这方面的资料非常匮乏。目前所知的可能是空地导弹的型号包括上游-2A(SY-2A)的改型。上游-2A是上游-2反舰导弹的改型，用涡喷发动机取代了上游-2的火箭发动机，射程增加到130千米以上，长度增加少许。上游-2A采用GPS＋惯导＋末段主动雷达制导。最容易识别的特征是其进气道装在弹体后上方，类似于美国AGM-86。据信上游2A的空地改型取消了火箭助推器，导引方式沿用上游-2A的模式，但末段有所不同。根据一些资料，该弹可能涂成黑色。另外外界传说的中国空地导弹还包括“红鸟”系列巡航导弹，载机同样是轰-6。

未经证实的说法是，携带两枚空地导弹的是轰-6H型。某型导弹中段采用惯性制导，末段采用电视制导头，将图象发回轰-6H，由武器控制员锁定目标。H型本身主要改动了导航设备。此外在C-801反舰导弹的基础上，发展出了据称编号为“空地8”的空地导弹，发射载机同样采用轰-6。
轰-6 086号是发动机试验高空平台，于1969年以图-16改装完毕。炸弹舱内加装一个可升降发动机平台，前端有一圆环作为进气调节。086号完成了我国大量发动机的试验工作。

轰-6轰炸机
轰-6轰炸机，原型为苏联的著名中型喷气轰炸机图-16。该机采用两台图曼采夫涡轮喷气发动机，翼型后掠，1948年开始研制，直到1990年还有少量在苏军中服役。该机的各个改型在苏军中担任了战术战略轰炸、侦察、反舰、巡逻监视等多种任务，形成了一个用途广泛的型号系列。该机主要的缺陷是研制时间早，载荷、速度等指标较差，在苏军中主要作为大型作战飞机（如图-95、图-142）的补充。我国引进并仿制了图-16，至今该机仍是我军战略轰炸力量的核心，并且在不断对其动力、航电及机载武器进行改进，同时在其基础上发展了多种特种平台，预计将至少服役至2020年左右。

引进仿制
1957年，聂荣臻代表我国前往苏联谈判引进武器装备，其中就包括图-16。据称当时苏联专家曾表示这种飞机已经不能满足军用作战任务的需要，尤其是战场生存能力太低，但是当时苏联也没有特别好的替代机种。1958年10月12日，周恩来总理就提前试制图-16轰炸机问题打电话给苏联部长会议主席赫鲁晓夫。随即派张连奎、王西萍、陆纲等赴苏联进行具体谈判。到了1959年，再次跟苏联谈判进口米格-21或更新型飞机和导航设备时，我方提出图-16飞机性能落后，希望苏联能提供更新型轰炸机和空空导弹，最终因中苏交恶而没有下文。1959年我国西安飞机制造公司开始仿制这一轰炸机，后一度终止，64年3月恢复研制。由于选择建设工厂的厂址有重大地质问题，造成了仿制工作上的重大经济损失。轰-6是当时中国试制的吨位最大的飞机，全机零件多，结构复杂，技术难度及工作量大。在试制过程中，陆颂善组织技术力量，补齐了苏联未提供的强度计算等资料，编制了新工艺和关键技术资料，攻克了多项技术关键，应用了多项新技术。该机于1968年试制成功，结束了中国不能制造中型轰炸机的历史，填补了航空工业的空白。1959年，聂荣臻与空军和三机部谈话，提到图-16很落后，不能作为作战飞机使用，目前的试制可以当作练兵，将来空军不用，还可以交给民航使用。第一架轰-6原型机于66年10月完成，用于静力试验。1968年12月24日，毛主席生日前夕，采用国产涡喷-8发动机的轰-6首飞成功，69年批量投产。由于我国之后一直未能获得更好的替代机型，轰-6服役至今，并仍在继续改进生产之中。
此处插一句话，我军在引进图-16时候也引进了其改型图-124型运输机。我军共有两架图-124，最初作为仿制对象引进，但后来作为军用专机使用，执行一些低级别的人员运输任务。80年代后期退出现役。

结构特点
轰-6采用悬臂式中单翼，双梁盒式结构。焦点线后掠角35°，翼弦平面下反角3°，安装角1°。整个机翼由中央翼、左右中外翼和左右外翼组成。机翼后缘全展长上装有内、外襟翼和副翼。襟翼为后退开缝式，最大偏转角35°，副翼上装有内气动轴向补偿和调整片。全金属半硬壳机身结构，蜂腰流线形机身。机头有玻璃镶嵌的领航员及轰炸手座舱，驾驶舱下机腹部的凸起内装导航雷达。驾驶舱内两名飞行员均有独立的操纵系统，操纵系统分硬式操纵和混合式操纵。每位机组成员均有弹射座椅，弹射时一领（领航员）向下、二领向下、尾舱射击手向下、尾舱无线电通信员向下、副驾驶向上、机长向上。但是应指出由于该套弹射救生系统可靠性极其低下，救生几率几乎为零，特别是向下弹射的机组乘员根本没有生还的希望。因此通常机组会全力将发生事故的飞机飞回机场，或尝试迫降。机上配有两个充气救生艇。 起落架由前、主起落架和尾橇组成。前起落架装有油液氮气缓冲支柱，双轮，有前轮转弯机构。主起落架也各有一个装有油液氮气的缓冲支柱，支柱头部各铰接有一个小车架，小车架上装有前后并列的4个机轮。在机身尾部还装有着陆阻力伞。仿制时还有一些小改进，如图-16的垂直尾翼翼尖为木质结构，对材质要求苛刻，结构复杂，工艺方法落后，生产效率低。结果在试制时从大量的木材中勉强做出了一件。最后决定用玻璃钢代替木材，经一年多时间设计制出了玻璃钢翼尖，强度、电性能均满足设计要求。又如，轰-6天窗骨架零件由GC-4高强度钢制成，是一项结构复杂、协调关系多、成形难度大的关键零件，追踪采用热成形工艺方法解决。 发动机舱位于机身两侧。发动机采用西安航空发动机公司仿制的涡喷-8发动机，单台海平面推力7650千克，最大推力9310千克，瞬间推力10300千克。由于国内工业技术的限制，涡喷-8发动机比原型的图曼采夫发动机推力小3000多千克，但经过在气动外形上的努力，轰-6的速度比图-16基型还略有提高。涡喷-8的原型为苏联РД-3М发动机，最大推力93千牛(9500公斤)，相当于涡喷6的3倍，全重3.1吨，最大直径1.4米。为生产这种庞然大物，必须匹配几百台精密、专用、大型设备和大型试车台。它的涡轮盘毛坯要万吨水压机锻制，每台发动机，其原材料需高温合金15吨，有色金属9.5吨以上。当时世界上仅美英苏才有能力生产这种大推力发动机。 仿制РД—3М发动机的中国型号命名为涡喷-8，由西安航空发动机厂研制。涡喷-8的原材料、锻铸件毛坯、成品附件共1193项，在1960年时一半需要进口，即使发动机制造出来，批生产的命运依然操纵在外国手中。从1960年开始，西安厂同航空材料所、上海交大等单位协作试验，历时6年，终于将决大部分进口原材料和附件实现了国产化。1961年，涡喷-8试车成功。接下来又是相同的延寿工程。涡喷-8刚研制出来，第一次翻修寿命仅300小时。西安厂集中科研试验力量攻关，7年之后，延长到500小时。1979年大600小时。1983年，即出车成功22年之后，终于使大推力的涡喷-8延长到800小时，一台顶3台用了。从这个漫长的认识客观规律的征程中，中国设计、工艺、生产人员积累了大量宝贵经验，一批高水平发动机专家培养出来了。 技术上，该发动机为8级轴流式，不可调节收敛型尾喷口，从压气机第5级和第7级后引出热空气对进口导叶、整流支板和整流罩进行加温；从第8级后引出热空气对机翼前缘加温。1967年1月8日，完成了300小时国家交付长期试车，1967年3月29日航定委批准交付部队使用，称Ⅰ批发动机。在Ⅰ批结构的基础上，又研制了800小时结构的涡喷-8发动机，1972年7月到1975年10月，分别进行了四次工艺长期试车考核。1973年底在Ⅰ批结构的发动机上混装了可靠性较高的800小时结构涡轮转子，首翻期寿命为400小时，称为Ⅱ批发动机。经一年多的混装使用，1975年开始，全部生产800小时结构的整机，称为Ⅲ批发动机。为了稳妥起见，初期Ⅲ批发动机的首翻期寿命暂定为500小时。79年根据外场使用情况，将首翻期寿命延为600小时；83年根据F23042机台架交付延寿试车的情况和外场使用实际情况，决定1982年以后生产的Ⅲ批发动机首翻期寿命为800小时。涡喷-8初期有可靠性、维修性方面的多个问题，如高温起动和高原起动困难，压气机第1级转子叶片叶尖排气边掉块，火焰筒筒体冷却孔裂纹多，涡轮第2级导向器叶片固定螺钉断裂频繁等。当时轰-6险些停飞，经努力使发动机的可靠性和维修性提高到合理的水平。机上燃油系统分为主系统和启动燃油系统。主系统又分左右两分系统，分别向两个发动机供油。燃油箱加注惰性气体，可抑制燃油爆炸，并设有紧急空中放油装置。机上设有主液压系统和刹车液压系统。主系统负责起落架收放、前轮转向，以及起落架舱、弹舱门的开启关闭。通信系统包括通信电台、短波指挥台、超短波指挥台、机内通话器和应急救生电台。机上还安装了空调及除冰系统。 前后气密舱的空调用来自发动机压气机的压缩空气进行增压和加温。轰-6一直存在座舱温度过高的问题，夏季在地面停放时，座舱气温一般达50度以上，极端情况曾经达到70度。这种高温条件不仅加大了机组成员的负担，而且对大量精密的电子设备也有极为不利的影响。最终只能采用地面空调车的方式进行“治标”处理。 为防止机翼前缘、发动机进气道前缘结冰，利用由发动机引出的热空气进行加温。垂尾和平尾前缘及飞行员、领航员前面的玻璃，采用电阻丝加热装置进行加温。电源系统由发动机带动的直流发电机、电池及变流器组成。

武器系统
轰-6的火控系统主要由第二代自动领航轰炸系统组成，包括多普勒雷达、轰炸雷达、光学轰炸瞄准仪、计算机、航向姿态系统、自动领航仪、无线电罗盘、无线电高度表、自动驾驶仪和速度传感器组成。1960年代，华北光学仪器厂研制出“六型”航空光学射击瞄准具，为机上自卫性的航空火力控制系统,与轰-5、轰-6、水轰-5等飞机配套，能对航炮进行遥控和自动跟踪目标。1967年，华北光学仪器厂完成“I型”航空光学轰炸瞄准具的研制。该瞄准具与国产“轰六”机配套，可供轰炸机从任何方向对固定目标或活动目标进行水平飞行轰炸瞄准；还可与轰炸雷达交连，在能见度不好的情况下使用。同年，该厂研制出“Ⅲ型”航空光学瞄准具，为第二代导航、轰炸系统配套的产品，具有适合低、中、高空的瞄准和轰炸兼顾的性能，解决了“Ⅰ型”瞄准具1000米以下不能轰炸的缺点。该瞄准具能与导航轰炸数字计算机交连，飞机在轰炸航路上做机动飞行，可避开敌人的防御火力;并能在高度200～l400米范围内和雷达轰炸瞄准具交连，实施夜间轰炸。其重大改进主要是把“Ⅰ型”的8大件改为只有头部、电子盒、高度组、交流机4大件，并用研制的功率大、体积小的步进机代替摩擦盘机构，提高了瞄准具的协调精度，减轻了重量。为在低空时能提前发现目标，产品中新增设了概略瞄准机构和快速导视机构。同时，对高度组进行了重新设计，使产品在能见度不好的情况下或在夜间能与雷达轰炸瞄准具交连，实施“交连”轰炸。“Ⅲ型”瞄准具采用“追赶法”瞄准，其操作简单，精度高，瞄准时间短。机上装有共7门23毫米自卫机炮，机头一门，机身上、下、尾部炮塔各两门，由射击瞄准雷达或光学瞄准具控制。机上PX-1型炮塔（PX估计为“炮塔系统”的缩写，又分上、下、尾部三种不同结构的炮塔，尾炮塔名称为WPT-1）使用无消焰器的23-2机炮；机头前向机炮为23-2H机炮，带长消焰器。PX-1炮塔由114厂研制，1973年未定型即开始装备使用，后于1984年针对各种问题经过改进后正式定型，至今约生产了近160套、近500座炮塔。1984年，原计划以PX-1为基础为轰-5研制的PX-2型炮塔，因轰-5早已停止生产，而轰-6的PX-1炮塔又与之相似，因此取消了研制计划。1981年，在轰-6机上加装第二代自动领航轰炸系统，深受部队欢迎。为了提高轰-6的自卫生存能力，1980年，完成了轰-6机加装自卫干扰设备的改装。其炸弹武器包括核弹和早期采用过的250-1、500-1型普通炸弹。之后250/500/1500/3000-2型高阻爆破炸弹等陆续装备轰-6使用。250/500/1500/3000-2系列炸弹是在苏联фAB-M54系列爆破炸弹基础上改进研制的，60年代中期服役，适于轰-6弹舱内挂，中高空投掷。另外强-5、歼-6、歼-7、歼-8等也可挂装使用。该系列炸弹有相同的结构和性能特点，只是外型尺寸、装药等略有差异。全弹由圆柱型弹体、双圆筒试尾翼装置、头部/尾部传爆管、双弹耳和相应装填系数的TNT装药等组成。弹体由弹头、弹尾、尾锥体、弹道环组成。弹头由铸钢铸成，弹道环焊在弹头外部，专门用来改善炸弹下落进入跨音速飞行时的稳定性。该系列的四型炸弹的技术指标如下：
250-2型： 全长1.5米，弹体直径0.325米，尾翼翼展0.41米，弹重236千克，装97千克TNT
500-2型： 全长1.5米，弹体直径0.45米，尾翼翼展0.57米，弹重473千克，装200千克TNT
1500-2型：全长2.77米，弹体直径0.63米，尾翼翼展0.79米，弹重1448千克，装658千克TNT
3000-2型：全长3.3米，弹体直径0.82米，尾翼翼展0.41米，弹重2840千克，装1350千克TNT
高阻航空炸弹外形启动阻力大，不适合高速作战飞机外挂，也不能用于低空、超低空轰炸。但其短而粗的外型，能充分利用轰-6炸弹舱的容积。且只需加装适当的减速装置及开伞控制和安全保护装置，即可构成适用于高速低空/超低空轰炸的减速炸弹，从而扩大高阻航空炸弹的使用范围。 更先进的250/500/1000-3型低阻爆破炸弹是中国自行研制的。适用于高速飞机外挂投掷，轰-6并未装备。

核弹载机
轰-6原型机研制成功后，西飞进一步研制了轰-6的第一个正式型号轰-6甲。在此之前，西安飞机制造厂于1963年接收了哈尔滨飞机制造厂1959年用苏联散件组装的一架轰-6（因此，实际上这是一架我国组装的图-16），改装为核航弹运载试验机，代号21-511任务，1964年改装完毕。1965年5月14日，中国轰炸航空兵某师李源一机组驾驶这架图-16(50671)飞机，首次空投原子弹爆炸成功，李源一机组为此立集体一等功，第一飞行员李源一和第一领航员于福海记个人一等功，其他4名同志记二等功。周总理、邓小平、陈毅、贺龙、聂荣臻等当时的党和国家领导人接见了副师长李源一和领航员于福海等人。这架飞机曾经在轰炸航空兵某师服役，退役后被送往空军航空某校做教学设备。 这架飞机上，改装增装了投放挂弹系统、加温保温系统、防护系统和临时性试验设备。到甲型正式投产装备，令解放军空军拥有了国产化的大型轰炸机，主要作为常规轰炸力量使用，并能使用我国研制的各种空投核武器。88年5月15日，轰-6甲才通过生产定型，同年10月15日军工产品定型委员会正式批准投产。轰-6甲执行了我国第一次氢弹试爆。下图为我国的几种核武器展品。

基本技术数据
机长：34.800米
翼展：34.189米
机翼面积：167.55平方米
机翼平均气动力弦长：5.021米
机高：9.850米
主轮距：9.775米
最大平飞速度：1014千米/小时
巡航速度：0.75马赫
正常起飞重量：72000千克
最大起飞重量：75800千克
最大着陆重量：55000千克
正常载弹量：3000千克
最大载弹量：9000千克
自卫武器：7门航炮
实用升限：13100米
最大航程：6000千米
起飞滑跑距离：1670米
着陆滑跑距离：1655米(不放减速伞) 1050米(放减速伞)


B2
B-2是美国诺斯罗普·格鲁门公司研制的战略突防隐身轰炸机，主要任务是利用其优异的隐身性能，从高空或低空突破敌方的防空系统，对战略目标实施核打击或常规轰炸。该机的研制始于1978年，是作为高空突防轰炸机研制的，1981年10月美国空军航空系统司令部将研制合同授予诺斯罗普公司，1983年修改了计划使其成为一种可进行低空突防的隐身轰炸机，首架原型机1988年11月出厂，1989年7月开始试飞，1993年形成初始作战能力。1995年完成了20000飞行小时的模拟耐久性试验。该机采用了翼身融合的无尾飞翼构形，从机头至翼尖为成锐角、但上下是拱弧形的固定前缘，前缘为直线，机翼后缘成双W形，有四对综合了副翼、升降舵以及襟翼功能的操纵面，与飞机本身的4余度电传操纵系统相配合完成飞行控制。飞机结构大量采用先进的复合材料以及蜂窝状雷达吸波结构（RAS）、锯齿状雷达散射结构，机体表面还涂有雷达吸波材料（RAM），S形进气道和V形尾喷管位于机体的上部，使其雷达和红外可探测性降到最低，其雷达反射截面积仅为B-52飞机的1/1000。美国空军原定采购133架B-2飞机，1991年被削减到76架，1982年至1991年，已有16架B-2的采购费用拨出，1991年10月美国会冻结了B-2的进一步采购计划，经空军的一再努力，国会批准购买20架B-2飞机，估计到1998年全部交付完毕。按现在的计划，B-2总计划费用为450亿美元，平均每架飞机计划费用为22.5亿美元。

动力装置 四台通用电气公司的F118-GE-110无加力式涡扇发动机，单台最大推力84.5千牛。成对地装在武器舱的外侧与机翼结构之间，氯氟硫酸被喷混在尾气中，以消除发动机的目视尾迹。

主要机载设备 休斯公司的AN/APQ-181低可截获性J波段攻击雷达（具有地形跟随和回避等21种使用模态），带GPS辅助功能的瞄准系统，TCN-250塔康系统，VIR-130A自动着陆系统，AN/APR-50雷达告警接收机以及ZSR-63防御辅助设备等。

武器 两个武器舱可装波音公司的旋转导弹发射架，总共可带16枚AGM-129先进巡航导弹或16枚B61/B83核炸弹、80枚227千克的Mk82炸弹、16枚联合直接攻击武器、16枚908千克的Mk84炸弹、36枚M117燃烧弹、36枚CBU-87/89/97/98集束炸弹等。

尺寸数据 翼展52.43米，机长21.03米，机高5.18米，机翼后掠角33° 。

重量及载荷 空重45360~49900千克，最大武器载荷18144千克，最大机内燃油量81650~90720千克，正常起飞重量152635千克，最大起飞重量170550千克。

性能数据 进场速度259千米/小时，实用升限15240千米，航程（空中加油一次）大于18520千米，作战航程（带8枚近距攻击导弹，8枚B83炸弹，武器重16919千克），（高-高-高）11667千米，（高-低-高）8149千米，作战航程（带8枚近距攻击导弹，8枚B61炸弹，武器重10886千克，起飞重量162386千克），（高-高-高）12223千米，（高-低-高）8334千米。


图-160是前苏联图波列夫设计局研制的一种变后掠翼超音速战略轰炸机，北大西洋公约组织称之为“海盗旗”（B1ackjack），1987年开始交付空军试用。图-160的研制是采用招标的方式进行的，参与招标的有图波列夫设计局、米亚西舍夫设计局和苏霍伊设计局。图波列夫设计局提出的方案是在图-144超音速旅客机的基础上发展的；米亚西舍夫设计局提出的设计称为M-18方案；苏霍伊设计局提出的方案是在T-4飞机基础上的改进设计。当时空军认为M-18设计方案是比较好的，但是考虑到图波列夫设计局具有大型轰炸机的设计经验和生产能力，所以最后决定还让图波列夫设计局在M-18方案的基础上研制图-160战略轰炸机，批量生产厂家为喀山飞机制造厂。原型机于1981年12月19日首飞，1987年5月开始进入部队服役，1988年形成初始作战能力。

图-160是一种多用途超音速战略轰炸机，不仅能以亚音速、低空突防进行攻击，而且可以在高空、超音速（M数大于1）的情况下作战。携带巡航导弹和近距攻击导弹时，能够对预先确定坐标的目标进行核打击，在今后装备了高精度常规精确制导炸弹后可以攻击机动目标或战术目标。



武器装备：图-160没有装备机炮，弹舱内可载自由落体武器、短距攻击导弹或巡航导弹等，两个12.80米长的武器舱，前舱的旋转发射架可带6枚Kh-55MS巡航导弹，后舱的两个旋转发射架可带24枚Kh-15P短距攻击导弹。

尺寸数据：机长54.10米，机高13.10米，翼展（后掠角65°）35.60米，（后掠角20°）55.70米，机翼面积（后掠角20°）360.00平方米。

重量数据：空重118,000千克，最大燃油量160,000千克，最大武器载荷40,000千克，正常起飞重量267,600千克，最大起飞重量275,000千克，最大着陆重量155,000千克。

性能数据：最大平飞速度（高度12,200米）M2.05，巡航速度（高度13,700）M0.9，海平面最大爬升率67米/秒，实用升限15,000米，起飞滑跑距离2200米，着陆滑跑距离（最大着陆重量）1600米，最大航程（无空中加油）12300千米，限制过载+2.0g

大哥他要的轰炸机，你给他说战斗机干嘛

这是空气动力学的一个术语:

机翼的主要功用是产生升力，以支持飞机在空中飞行；同时也起一定的稳定和操纵作用。是飞机必不可少的部件，在机翼上一般安装有飞机的主操作舵面：副翼，还有辅助操纵机构襟翼、缝翼等。另外，机翼上还可安装发动机、起落架等飞机设备，机翼的主要内部空间经密封后，作为存储燃油的油箱之用。

相关名词解释：
翼型：飞机机翼具有独特的剖面，其横断面（横向剖面）的形状称为翼型，称为翼型

前缘：翼型最前面的一点。

后缘：翼型最后面的一点。

翼弦：前缘与后缘的连线。

弦长：前后缘的距离称为弦长。如果机翼平面形状不是长方形，一般在参数计算时采用制造商指定位置的弦长或平均弦长

迎角(Angle of attack) ：机翼的前进方向(相当与气流的方向)和翼弦(与机身轴线不同)的夹角叫迎角，也称为攻角，它是确定机翼在气流中姿态的基准。

翼展：飞机机翼左右翼尖间的直线距离。

展弦比：机翼的翼展与弦长之比值。用以表现机翼相对的展张程度。

上（下）反角：机翼装在机身上的角度，即机翼与水平面所成的角度。从机头沿飞机纵轴向后看，两侧机翼翼尖向上翘的角度。同理，向下垂时的角度就叫下反角。
上（中、下）单翼：目前大型民航飞机都是单翼机，根据机翼安装在机身上的部位把飞机分为上（中、下）单翼飞机也有称作高、中、低单翼。
机翼安装在机身上部（背部）为上单翼；机翼安装在机身中部的为中单翼，机翼安装在机身下部（腹部）为下单翼。

上单翼的飞机一般为运输机与水上飞机，由于高度问题，此时起落架等装置一般就不安装在机翼上，而改在机身上，使用上单翼的飞机一般采用下反角的安装。

中单翼因翼梁与机身难以协调，几乎只存在理论上；

下单翼的飞机是目前民航飞机常见的类型，由于离地面近，便于安装起落架，进行维护工作，使用下单翼的飞机一般采用上反角的安装。

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灯塔市17898009763： 什么叫翼弦平面下反角 - ？
彩可天晴： 这是空气动力学的一个术语: 机翼的主要功用是产生升力,以支持飞机在空中飞行;同时也起一定的稳定和操纵作用.是飞机必不可少的部件,在机翼上一般安装有飞机的主操作舵面:副翼,还有辅助操纵机构襟翼、缝翼等.另外,机翼上还可...

灯塔市17898009763： 机翼部分翼尖在什么位置 - ？
彩可天晴： 前缘:机翼的前部边缘.后缘:机翼的后部边缘.翼展:机翼两尖端的直线距离.弦长:机翼前缘到后缘的距离,通常沿平行于机身纵轴的方向测量.展弦比:翼展和标准平均弦长的比值.渐缩比:翼根弦长与翼尖弦长的比值.相对厚度:机翼翼型最大厚度与翼弦的比值.翼剖面:机翼横切面的形状.掠角:机翼设计中心线与机身垂直线的夹角.扭转:包括气动扭转和几何扭转.气动扭转是指翼剖面沿展向的渐变;几何扭转是指机翼横切面攻角沿展向的渐变.通过扭转来改善机翼的气动特性,避免翼尖先于机翼其他部分失速.反角:机翼平面与机身平面所夹的角度.机翼平面位于机身平面之上时称之为上反角,反之为下反角.

灯塔市17898009763： 怎么计算飞机机翼面积 - ？
彩可天晴： 机翼的主要功用是产生升力,以支持飞机在空中飞行;同时也起一定的稳定和操纵作用.是飞机必不可少的部件,在机翼上一般安装有飞机的主操作舵面:副翼,还有辅助操纵机构襟翼、缝翼等.另外,机翼上还可安装发动机、起落架等飞机设...

灯塔市17898009763： 上单翼飞机和下单翼飞机的区别在那里 - ？
彩可天晴： 上(下)反角:机翼装在机身上的角度,即机翼与水平面所成的角度.从机头沿飞机纵轴向后看,两侧机翼翼尖向上翘的角度.同理,向下垂时的角度就叫下反角.上单翼的飞机一般为运输机与水上飞机,由于高度问题,此时起落架等装置一般就不安装在机翼上,而改在机身上,使用上单翼的飞机一般采用下反角的安装.中单翼因翼梁与机身难以协调,几乎只存在理论上;下单翼的飞机是目前民航飞机常见的类型,由于离地面近,便于安装起落架,进行维护工作,使用下单翼的飞机一般采用上反角的安装.

灯塔市17898009763： 什么是翼弦? - ？
彩可天晴： 同上述所说,机翼延机身轴线方向的剖面叫做翼型.翼弦是指翼型前缘与后缘的连线. 通常,翼弦长度并不与飞机飞行性能发生关系.因为机翼翼型是可以放大的.所以,在总体设计中,是用展弦比来计算飞行性能.展弦比是机翼翼展和机翼平...

灯塔市17898009763： 请问客机的主起落架是在机翼下还是机腹下呢? - ？
彩可天晴： 不同飞机起落架的地方不一样,大多客机的在机翼根部下方.同时那三个根本不是引擎,那些盒子叫做Anti-shock body,中文好像叫“防激波体”,它们的作用主要是使机身横截面积前后变化更加平滑,以减小飞行中的阻力.现代喷气式客机普...

灯塔市17898009763： 机翼向下弯曲有什么效果吗? - ？
彩可天晴： 作用很多,是综合设计考虑的结果.首先,向下弯曲也是机翼下反角的一种,下反角会降低飞机横向稳定性,增加横向捷敏性和滚转能力.在飞机倾侧的时候,机翼相对气流有侧滑现象时,下方叫的机翼迎向侧滑方向的一侧机翼的迎风面积以...

灯塔市17898009763： 什么是机翼扭转角和上反角? - ？
彩可天晴： 1.扭转角:飞机机翼从里向外每一段的翼型的迎角是由里向外逐次减小的,主要是为了减少翼尖部的载荷. 2.上反角:凡低于音速的飞机其机翼安装一般都是从根部向外向上翘,这个上翘的角度就叫上反角.上反角的作用是飞机飞行时如果出现侧滑现象时,迎向侧滑方向的一侧机翼的迎风面积以及迎角就会比另一侧机翼要大很多,这就会使飞机产生反向侧滑的力量,即达到迅速修正侧滑的目的.所以飞机的上反角是为了使飞机具备自动修正飞行姿态异常的功能而设计的.包括机翼的后掠角也是为此目的而设计的.

灯塔市17898009763： 飞机的机翼为什么上翘? - ？
彩可天晴： 上反角(Dihedral angle) 上反角是指机翼基准面和水平面的夹角,当机翼有扭转时,则是指扭转轴和水平面的夹角.当上反角为负时,就变成了下反角(Cathedral angle).上反角横向稳定的作用,但对机翼的上反角的作用原理未必很理解...