B2轟炸機是如何隱身的？

從正上方看 B-2 就像一個大尺寸的飛去來器。

B-2 的平面圖輪廓由 12根互相平行的直線組成，機翼前緣與機翼后緣和另一側的翼尖平行。飛機的中間部位隆起以容納座艙、彈艙和電子設備。中央機身兩側的隆起是發動機艙，鋸齒狀進氣口布置在飛翼背部，每個發動機艙內安裝兩臺無加力渦扇發動機。翼尖并不是平行于氣流方向，而是進行了切尖以平行于另側機翼前緣，除了翼尖外，整個外翼段沒有錐度，都為等弦長機翼。機身尾部后緣為 W 形鋸齒狀，邊緣也與兩側機翼前緣平行。B-2 的機翼前緣后掠角 33 度，為高亞音速進行了優化，由于飛翼的機翼前緣在機身之前，為了使氣動中心靠近重心，也需要將機翼后掠。B-2 中央機身的深度需要足以容納座艙和彈艙，但長度卻要盡量縮短以避免在高亞音速時產生過多的阻力。中央機身外側機翼的弦長由發動機艙以及隱身進氣口和尾噴口來決定。B-2 在高亞音速飛行時，厚厚的超臨界翼型將機翼上表面的氣流速度加速至超音速。

B-2A 剖視圖

B-2A 的大部分表面都被一層特殊的彈性材料覆蓋，使表面保持均勻的電導率以減少來自接頭或接縫處的雷達波反射。而在設計中不能依靠外形進行隱身的部位（如進氣口）就要涂上雷達吸波材料（RAM）了，其組成成分至今仍是高度機密。RAM 是可多層噴涂的涂料，內含可將雷達波能量轉換成熱能的成分。全機涂上厚度適當的涂層后，特定波長的雷達波在照射到涂層后，涂層兩面反射的雷達波會發生干涉，從而相互抵消。類似的概念就是光學鏡頭的鍍膜，可以消除不必要的光線。

正在噴涂吸波材料的 B-2A

除了尾噴口后的區域外，B-2 整個飛翼后緣布置有 9塊大型的操縱翼面。最后方的“海貍尾”是一整塊可動控制面，用于在低空飛行時抵消因垂直陣風引起的顛簸。最外側是一對被稱為“減速板-方向舵”的開裂式翼面。剩下 6 副翼面是用于俯仰和滾轉操縱的舵面，最外側一對在低速時也兼做副翼。B-2 原本在后機身下方設計了一對開裂式襟翼，但是風洞試驗顯示該機根本不需要襟翼，于是第一架試飛原型機上的襟翼被鉚死。但生產型 B-2 上還是留下了襟翼的痕跡，該機的翼面積足夠大，起降時完全不需要襟翼。

B-2 尾部的“海貍尾”可用于俯仰操縱。注意進氣道上方打開的輔助進氣門

“海貍尾”細節照片

B-2A 機腹后緣遺留的襟翼痕跡

B-2 沒有垂尾，與傳統飛機不同。該機呈偏航中性，也就是說當 B-2 向左或向右轉彎時，不會產生回中的氣動力。B-2 由機翼外段后緣的諾斯羅普專利減速板-方向舵負責偏航控制，減速板-方向舵可向上下兩側開裂，同時開裂作為減速板，不對稱開裂時作為方向舵使用。由于飛翼表面的附面層的存在，減速板-方向舵至少要開裂 5 度以上才能起到作用。所以在正常飛行中，兩側的減速板-方向舵都處于 5 度的張開位置，當需要進行控制時就立即可以起作用，這也是為什么我們看到的 B-2 飛行照片中減速板-方向舵都是張開的原因。但是張開的減速板-方向舵會影響飛機的隱身效果（特別是后向），所以 B-2 在抵達戰區時，減速板-方向舵會完全閉合。據說在 B-2 處于完全隱身模式時，依靠發動機推力差進行偏航控制。

在正常飛行時，B-2 兩側的減速板-方向舵都處于 5 度的張開位置

B-2 是先天靜不穩定設計，依靠四余度線傳系統實現穩定飛行。GE 研制了該機的飛行控制計算機單元。B-2 的機翼后緣安裝了 8 個動作器遠程終端，通過四余度數字式數據總線接收 GE 飛行控制計算機的指令。遠程終端將數字指令翻譯成模擬信號，使動作器控制翼面偏轉到相應角度，遠程終端還負責控制所有必要的反饋回路。在 B-2 風擋前的機翼前緣安裝有 6 組大氣數據傳感器，向線傳系統提供大氣數據，該系統根據氣壓數值來確定飛機的迎角和側滑量。

B-2A 機頭上方的三組大氣數據傳感器（每組 4 個），下方還有三組

B-2A 機頭上方的三組大氣數據傳感器（白色圓圈內，每組 4 個），傳感器旁邊是AN/APQ-181 雷達天線罩

B-2A 中央機身兩側的發動機艙內安裝了 4 臺 GE F118-GE-110 非加力渦扇發動機，每臺額定靜推力 8,618 千克。F118 是在 F101-X 的基礎上研制，后者是 B-1 轟炸機 F101 發動機的戰斗機型號。與 F101 相比，F101-X 有較小的低壓外涵機匣，將旁通比從 2：1 降到 0.87：1。低旁通比的發動機只需較小的進氣和排氣系統，所以被 B-2 選中。

F118-GE-110 非加力渦扇發動機

發動機進氣口遠離機翼前緣，以避免被來自下方的雷達波照射到。由于肥厚的飛翼結構，B-2 可以把發動機深深地埋在飛翼內，飛翼的上表面的扁平的進氣口和彎曲的進氣道可以保證機載雷達無法從上方直接照射到發動機的正面，從下方就更不可能了。這樣 B-2 可以采用較簡單的進氣口，只需要在唇部作尖齒修形就沒有問題了。但是翼上進氣口存在另一個問題，氣流要流經飛翼的上表面一段距離才能進入進氣口，加劇了邊界附面層的問題，所以亞音速的 B-2 的進氣口也采用了常規的分離板吸除槽口，和進氣口唇部一樣，也做了尖齒狀的隱身修形。

B-2A 進氣口細節照片，可以看到鋸齒狀唇口與附面層吸除槽口

初期風洞測試顯示在高度彎曲的進氣道內出現了一定量的氣流分離，導致低速時推力的損失。為了解決此問題在進氣道上方兩側加裝了四個菱形發動機輔助進氣門。

從這個角度看，B-2 的排氣管也是 S 形的

B-2 進氣口邊界層分離板分理出附面層氣流再被混合進尾噴口以降低排氣溫度，減少紅外輻射。通過分離板的氣流還被擴壓并導向被集中稱之為二次氣流系統的各種內部氣流管路。這包括機體上安裝的附件傳動裝置及發動機艙的通風，環境控制系統換熱器的沖壓冷卻氣流和旁路回路的氣流。在低速及地面工作時，通過位于進氣道外罩頂部和每臺發動機進口正前方的四個菱形發動機輔助進氣門來增大供給發動機的空氣流量。輔助進氣門打開下的運轉，降低了主進氣道的質量流量比以及相應的尖唇口的轉彎損失。到發動機的總壓恢復提高，而進氣道的壓力畸變水平則降低，所以改善了低 M 數飛行狀態，特別是起飛時的性能。

B-2 的發動機與進/排氣管系統，可以看到為了降低排氣溫度，用進氣口的附面層吸除槽口引入了大量冷空氣

發動機尾噴口系統在設計上也是一項重大挑戰。B-2A 的尾噴口需要將紅外信號特征降到最低，使敵紅外探測系統難以發現飛機。一些戰斗機的遠程紅外搜索與跟蹤系統和紅外制導導彈的引導頭可探測到發動機排放的熱氣和水蒸汽的熱輻射，B-2 在降低紅外特征上才需了相當多的措施。其中之一是盡可能快速有效地降低排氣溫度。B-2飛機的發動機尾噴管位于翼后緣三個鋸齒狀突出部分之間的切口處，而且離后緣有一段距離，被機翼下表面遮蔽，從而降低了發動機噴口的熱量，減少了被敵方紅外探測裝置發現的機會。發動機噴管則深置于機翼之內，呈蜂巢狀，使雷達波能進不能出。此外，發動機構件內還裝有氣流混合器，它能將流經機翼表面的冷空氣導入發動機中，持續降低發動機室外層的溫度。噴管呈寬扁狀，使人在飛機的后方無法看到噴口。特別是由于采用了噴管溫度調節技術，噴管部分的紅外暴露信號大為減少。另外由于噴流和流經機翼上表面的氣流之間相互作用，可在尾噴口兩側邊緣形成渦流，進一步降低了排氣溫度。

B-2 在高亞音速飛行時，機翼上表面的氣流已經達到了超音速

四輪小車式主起落架安裝在發動機艙兩側，向前收入機翼內，巨大的鋸齒邊緣起落架艙門在起降時可起到垂直安定面的作用。雙輪前起落架向后收入機鼻下方。

B-2 粗壯的前起落架

外翼段內部的大多數空間被油箱占據，發動機艙之間的機身下方并列布置了兩個大型彈艙，每個彈艙可掛載波音研制的先進旋轉式掛架，可掛載 8 枚 908 千克級彈藥，也可安裝兩個炸彈掛架組件以掛載常規彈藥。

波音制造的后中央機身，包含有兩個大型彈艙

波音研制的先進旋轉式掛架

B-2 可掛載的武器

B-2 的隱身涂層修復過程，涂料具有毒性。日常 B-2 的涂層維護工作相當繁瑣