【机设】高空高速的复兴——Rh-172 Chaetura II“尖尾雨燕”全天候截击机(1)设计历程(10)

发动机舱背部有一组三维內压超声速进气道，用于在高速下绕过机腹进气道独立为处于冲压模态运转的发动机提供冲压进气，除此之外还用于在较低速度下为处于加力燃烧室工况的发动机冲压段进行补氧，提高飞机的加速性。除此之外，中机身下部两侧也有一组三维侧压斜板超声速进气道用于相同的目的。采用两组进气道的理由是减少一侧进气道偶发不起动进气量不足导致超声速巡航中发动机喘震的可能性，后者是长期困扰A-12/SR-71项目并制约其超声速机动性的一大问题。也由于这个原因，一般Rh-172在起飞滑跑时不会直接在停机状态下推满加力——这会造成加力燃烧不充分，甚至喘震——而是推到军用推力后释放刹车，待飞机稍微加速（约30节）后再点燃加力，使经过冲压进气道的气流有足够的初速进入加力燃烧室并与燃料流掺混，提高燃烧效率。当然在需要迅速加速的时候也可以将喷水加力和加力燃烧室一同开启，用喷水加力增强的核心机尾流来带动加力燃烧室运作。
发动机舱最末端是发动机的二元尾喷管和反推力装置，向后收缩成楔形以尽可能减少后体阻力。事实上这并不是全机结构上的最后点，全机结构上的最后点是中机身的尾锥段。由于超声速巡航时后体阻力占到全机压差阻力的相当一部分，因此尽可能让机尾的外形符合气动和面积律以减少后体阻力成为设计上的一大重点。考虑到超声速巡航时需要使用推力矢量来提供配平能力，矢量推力对于尾喷管是不可缺少的性能，但常规的情况下，这种二元矢量喷管只能使用折流板式矢量，而此类喷管不仅在作动时推力损失大，重量也很大，且会显著增加发动机舱包络尺寸。在这种情况下Rh-172最终选用的是已经趋向成熟的射流式矢量推力装置，同时为了提高在高空稀薄空气下的推进效率，采用了在航空发动机上非常少见的线型气塞喷管。Rh-172的矢量喷管作动角度偏小只有 /-10°，但因为依托流体引射而非机械作动，响应速度和控制精度更高。
除此之外，两片可前后滑动与翻折的折流板布置于喷口上下，协助控制喷口截面和气流流向，并在反推装置开启时协助将气流向前方偏折。一般情况下，控制使用的是从发动机或进气道提取的引气，但当发动机以最大推力运行时，为了减少对发动机的功率提取，可以手动断开引气控制机构，此时会使用机内存贮的高压气体。尾喷管中心体因飞行中长时间受喷流炙烤，需要有良好耐高温性能和可靠冷却，为碳合成瓦片和碳化硅材料制成的防热结构，并通过燃料流进行再生冷却。
线性气塞喷管就是这个东西
机翼
包含翼型剖视图的侧视解析图Rh-172的机翼为悬臂式上单翼结构，由于超声速巡航和机动的需要，机翼总体上说是小展弦比、相对厚度极薄的三角翼，但在去除舵面后的平面形状更近似于箭型翼。机翼前缘并没有设计边条，而是在大攻角下利用翼型过渡时的前缘延伸段形成锯齿来加强三角翼的前缘涡流。机翼前缘后掠角为62.6°，由于极为强调高速性能，展弦比仅有1.8。由于是纯三角翼，因此梢根比为0，这是包括翼尖可折叠小翼的数据，若不包括小翼，则梢根比为0.41。含机身浸没面积在内的总翼面积为122.96平方米，不含机身的翼面积则为61.6平方米。