傅前哨解读运-20运输机

万磁王

　　翼梢小翼的作用正如网友所言，可以省油。那么，它又是如何达成节能减排指标的？从原理上讲，这种气动装置是通过阻挡和分散翼尖涡的方式，削弱这一有害能量的影响，从而给机翼增升减阻，最终实现降低油耗、加大航程和航时之目的。前面提到，飞机主要靠气流在机翼上表面与下翼面间产生速度差、压力差来产生升力。在机翼翼尖的区域，由于下翼面的压力高于上表面，底部气流有向上翻卷、进行压力交换的趋势，并最终形成翼尖涡。这股涡流会给飞机带来不利的干扰——使翼尖的升力减小，阻力增加（称为翼尖诱导阻力或升致阻力），从而导致全机升阻比降低。为此，发动机必须付出更多的能量才能维持飞机的飞行，巡航经济性也随之变差。
　　怎样才能减少翼尖涡的有害影响呢？措施之一是加大机翼翼展，尽量缩小翼尖涡对机翼的干扰范围。但增大翼展又会引发结构强度、刚度、重量等一系列问题。办法之二是对翼尖进行修形，如采用椭圆翼尖、低阻翼尖等方案，但这些措施的效果有限。对策之三便是安装翼尖端板、翼尖帆片、翼梢小翼等气动装置。它们一般垂直、倾斜或水平布设在翼尖处，用以阻挡和分散翼尖涡，以降低其对机翼的不利影响。
　　试验数据表明，“全封闭”式翼尖端板的气动效益不如翼梢小翼好，因为它在减少诱导阻力的同时，本身也会产生一定的磨擦阻力和干扰阻力，对改善全机升阻特性的贡献不大（除非把它当做“翼稍立尾”使用）。而装在翼尖较为靠后位置上的翼梢小翼可使全机的升阻比提高1%-15%。当然，加装翼梢小翼后也会带来一些新问题：一是小翼本身有一定的重量，二是它们产生的气动力将对翼根形成不小的弯矩。因此，机翼的强度、刚度等需要加强，结构重量也将增大。

C-17的翼梢小翼设计

万磁王

　　翼梢小翼的降阻增升幅度视使用对象而异，存在着较大的差别。同类构形的翼梢小翼装在不同的机翼上，会产生不一样的效果。反之，特定的机翼配置不同的翼梢小翼也会得到不一样的结局。总体而言，翼稍弦长相对较短的大展弦比机翼从翼梢小翼身上获取的好处相对较少（升阻比约提高1%～5%）：而翼稍相对较长的小展弦比机翼获得的收益比例则往往较大（升阻比可提高7%-15%）。
　　不过，看问题不能仅盯着局部，还要观察整体。采用大展弦比机翼的运输机、旅客机安装翼梢小翼后获利虽然只有百分之一二，但因其耗油量的绝对值很大，在经济上得到的好处还是相当可观的。轻型的米格-21MF战斗机以亚音速巡航飞行时，每千米约耗油2升，而大型的波音747-200B四发客机，飞行一千米平均耗油19.1升。若以每架波音747-200B平均每天飞行10000千米（每年飞300天）计，加装了翼梢小翼的波音747机队一年能省多少油？
　　新研制的大型飞机装不装翼梢小翼要根据具体情况而定，采用什么样的翼梢小翼，也需进行综合权衡。翼梢小翼的种类、款式，花样繁多，如英国人发明的翼尖帆片，中国人发明的翼尖涡轮、翼尖鸭式小翼，美国人发明的惠特科姆小翼、整体弯曲上翘小翼等。它们的实际使用效果、适配机型均不一样，吹风试验和理论计算时必须进行反复的对比和验证。这无形中会加大前期阶段的设计、试验工作量和开发费用，并影响研制进度。因此，运-20暂不采用翼梢小翼是有其道理的，这为下一步的改进、改型留下了空间。首先解决大型运输机的有无问题，然后再不断优化（例如修改气动外形、换装动力装置等）。

运-20加装翼梢小翼也很容易

万磁王

　　那么，同为中国大飞机项目的C-919客机方案为何又一次性地选用翼梢小翼呢？我认为这个选择也是正确的。客机研发部门优先考虑的也许是“取证”问题，因为民用客机在试飞成功之后还需要花费大量的资金、用较长的时间进行适航取证工作。只有在取得型号合格证、适航证之后，新型客机才允许投入国内、国际航线使用。若已经拿到了适航证，设计部门又对飞机的气动外形小改了一把（比如加装翼梢小翼），那么，就需要重新进行试飞取证，这在经济上、研制周期上都是很不合算的。其次，民用客机更重视耗油率、航程、航时等经济性指标，运营成本低的飞机有利于产品推广。因此，不如毕其功于一役，首飞时便安上此类气动装置。也许，这就是运-20和C-919在翼梢小翼问题上采取不同策略的原因。

C-919采用了翼梢小翼

万磁王

　　问：美国的C-17、日本的C-2运输机为什么有尾鳍，而运-20没有？
　　答：位于后机身下方的这些固定安装的垂直翼面或倒v字形外张式翼片一般被称为腹鳍。许多作战飞机均设置有单腹鳍、双腹鳍或三双腹鳍。腹鳍的主要功能是用于提高飞机在低速大迎角飞行和超音速飞行时的方向安定性。许多运输机（如C-17、C-1、C-2、安-24、安-32、“新舟”60等）也安装了类似腹鳍的气动装置。

C-17和C-2的腹鳍

万磁王

　为了方便装卸货物，运输机的舱门和机身的离地高度往往都比较低，但机身过于低矮也会带来问题：起降时有可能因操纵不当而擦碰机尾腹部。防止擦尾的技术措施之一，是将后机身下方设计成向上弯折的形状。这种处理方式的流线型不够理想，在某些飞行迎角状态下，在机尾下方很容易形成一个“死水区”。前方来的气流进入这一区域后便会发生分离的现象，产生紊乱的涡流，从而造成飞机的“底阻”增大，安定性变差。
　　为了解决这一矛盾，在某些运输机的后机身下缘增设了腹鳍，以改善局部区域的流场。此类装置一般都选择垂直或外张式双腹鳍方案，且腹鳍的安装方式不是顺气流方向，而是沿着机尾收形的角度配置，即它们之间不是平行的，而是带有一定的夹角。有的运输机方案安装的两片腹鳍甚至在尾尖处相交。其目的是将后机身腹部的紊乱气流理顺、引走，从而改善机体下方的流场，降低飞机的底阻。
　　位于机尾的双腹鳍没有沿机体轴顺气流安装，而是与前方来流形成一定的夹角，这样设置会不会产生额外的迎风阻力呢？一般来讲不会。因为它们处于背风区，面对的不是飞机前方的高速来流，而是后机身腹部的速度较低的涡流。只要把这些乱流梳导、清理掉就OK了。
　　运-20原型机没有安装腹鳍，说明该机后机身的气动外形设计得比较流畅、光顺，气流的分离情况不严重。当然，最终还要看试飞的结果。若飞行测试的数据与风洞吹风的数据相一致，就维持原设计。如果遇到问题，再加装腹鳍也来得及。

运-20的后机身比较圆润，无需腹鳍（摄影：王中华）

万磁王

　　问：从正面看，运-20上单机翼中部，完全在机身外，比较突兀，C-17比较自然，当然这会占用机身内空间，如何权衡？
　　答：为了方便人员上下飞机和装卸货物，军用运输机往往选择上单翼后尾式气动布局和较短的起落架（有些运输机的起落架还配备有升降机构），以降低机身与地面问的距离。而为了容纳较大尺寸的物品，大部分军用运输机的机身采用宽体结构，其横截面多呈圆形、蛋形、双圆形或矩形。
　　那么，同为采用上单翼的大型运输机，为何C-17“环球霸王”的机翼基本上穿过机身上部，而运-20、伊尔-76的主翼却“架”在机背上呢？这主要与货舱的设计尺寸、机体的制造工艺等因素有关。
　　C-17的机身直径比较粗，其货舱尺寸与C-5A很接近，机内空间相当大。C-5A战略运输机共设有4个舱室：驾驶舱、前上货舱、后上货舱、下货舱。前上货舱长11.99米：后上货舱长18.20米；下货舱是主货舱，其宽度为5.79米，高4.11米，容积985立方米。C-17货舱的最大宽度5.49米，最大高度4.50米，容积将近600立方米，可以装载一辆60吨重的M1A1型主战坦克或3架AH-64型武装直升机。该机的货舱高度甚至超过了比它个头还大的C-5A，采用“插入式”的上单翼布局对空运重型装备不会产生什么影响。
　　与最大起飞重量265.35吨，最大载重量76.66吨的C-17相比，载重40吨级的伊尔-76的货舱长、宽、高明显要小一号（分别为24.5米、3.45米、3.4米，容积只有235立方米）。为了保证机内有足够的空间和高度装载大型货物，将机翼布置在机身上面，是比较合理的。运-20的机身直径虽然比伊尔-76大一些，但也没有C-17那么粗，因此，也选择了同样的机翼安装方式。
　　将中央翼完全放在机身外，的确显得比较突兀，那么，会不会因此而生成额外的阻力呢？只要整流蒙皮的设计、制造比较好，阻力系数的增值并不大。而且，凸起的整流包还有可能产生一定的升力贡献，并提供额外的机内空间。

把机翼背在背上可以保证货舱的连贯性

伊尔-76的货舱没有受到机翼大梁的影响

万磁王

　　问：运-20的纵列式主起落架与伊尔-76、C-17相比各有什么特点？
　　答：为了保证满载时能在机场安全起降，大型的军用运输机一般都采用多支柱、多轮式起落架，并配备中、低压轮胎。主起落架和机轮往往都设置在机身两侧凸出的保形舱内。鼓出来的这两个大包会产生一定的阻力，为何不像前起落架那样，飞机升空后将主起落架直接收入机身呢？在进行方案设计时，主要出于两个考虑。
　　一是大型运输机的主起落架及机轮的数量比较多，将多套主起落架和小车式机轮收起后放入机身，会占据较大的内部空间。
　　二是由于这些起落架均安装在机身上，而机体再粗，也无法保证有足够的主轮距。对飞机来说，若主轮距太小（左右起落架相互之间的距离比较近），在起降和地面转弯时便有可能发生侧翻的事故。
　　那么，如何增大运输机的主轮距呢？目前可供选择的措施大致有下述几个。
　　一是把左右起落架布置在机翼或发动机舱的下方，以保证主轮距满足使用要求。不过，对于上单翼飞机而言，这么设计会导致主起落架过长、过重。因此，该方法只适用于轻小型运输机（如安-32、运-7等），对大型运输机来说基本上不可行。
　　二是将主起落架支柱设计成外张的八字形，以适当拉开左右机轮的间隔。但该方案的受力情况不是太好，重量会有所增加。
　　三是在机身下部增设一对短翼，将两个主起落架和机轮安装在短翼外侧。其优点是：短翼可产生一定的升力，且阻力也不大。缺点是：这种办法只能安装一对主起落架，难以布置多支柱起落架，因此，只适合轻小型飞机使用。
　　四是把多支柱主起落架前后串列安装在位于机身外的起落架舱内。这样做的优点是：既可满足增大主轮距的要求，又不必占据机身内的空间。其不足之处是：机身中部突出的大鼓包会增加全机的飞行阻力，因此，需在整流修形上多下些工夫。目前，几乎所有的大型运输机都选择了第四种设计方案。
　　运-20运输机采用液压可收放式前三点起落架。升空之后，配装并列双轮的前起落架收入驾驶舱下方的机体内。该机机身左右分设三组双轮式主起落架，起飞后，它们分别收入机身两侧的整流罩内。该机在起降装置方面与伊尔-76、C-17A的最大差异是主起落架/机轮系统的设计不一样。伊尔-76采用的是双支柱8轮式主起落架，每个缓冲支柱的左右各装一对双轮；C-17A则选择双支柱6轮式主起落架，每个起落架配三个机轮。

运-20、伊尔-76、C-17的主起落架设计对比

万磁王

　　从停放和地面滑行的照片中不难看出，伊尔-76和C-17A的主起落架有一部分机轮位于整流罩之外或处在舱门的边缘，飞机离地升空后，它们不能直接向前、向后、向上或向内侧收入起落架舱里，其缓冲支柱必须先带着机轮旋转一定的角度后，才能将其整体纳入舱内。显然，它们的起落架和机轮的运动控制机构比较复杂。相比之下，运-20飞机主起落架的收放过程就简单多了，而简单便意味着省钱、重量轻、故障率低。安-70、安-124、C-5、XC-2、A400M等多数大中型运输机机型均选择了此类简单、可靠的起降装置方案。

伊尔-76的主起落架旋转90度收入机身

C-17的主起落架也要旋转一下才能收入

万磁王

　　问：运-20的前机舱门与伊尔-76相似，有合页，为推拉开关门，上下飞机还需专门的梯子。为什么不采用C-17、A400M、中国的“新舟”客机那样的可收放、直接带梯子的舱门设计？
　　答：带梯子的舱门多用于机身离地高度较低的运输机、公务机和通用飞机。其转轴位于舱门的下缘，机门的内侧附有一套固定式的或可伸张、合拢的梯子。舱门开启时是从上向下绕铰链轴打开的，关闭的过程则相反。此类组合式机舱门的设计很巧妙，优点也很明显：一举两得，使用方便。转场时，飞机不必自带登机梯，也不需要机场为其准备相应的出入机舱的设施。缺点是：构造复杂、重量稍大、成本较高。不过，对于军用运输机来说，这根本算不上什么问题。

运-20的前机身铰链舱门（摄影：王中华）

在空投伞兵时，伊尔-76相同位置的舱门可以这样打开

万磁王

　　前后滑动式推拉门在运输机上并不常见（一些玻璃窗盖、口盖采用此法），而使用左右转动式常规舱门的机型则比较多。其铰链轴位于舱门的侧缘，开锁后，采取推转和拉转的方式即可启闭。旋转式舱门的合页有的位于门的内侧，也有些装于外侧，这是有讲究的。前者只能向里开启（开启时需占用一定的机内空间），后者必须向外推才能打开。
　　带梯子的舱门并非高科技产品，我国完全有能力设计、制造。关键在于做何抉择。对于大型运输机来说，随机携带一个供乘员上下飞机的小梯子也占不了多少地方。而使用配备电动或机械偏转装置的下折式带梯舱门，收放时反而会觉得操作过程复杂了点、麻烦了点。
　　另外，配置哪一种前、后舱登机门，在设计和使用性能上可能还有其它的一些考虑。与伊尔-76一样，运-20采用的也是将铰链轴合页设在外部的左右开闭式舱门（合页还进行了整流），即该机的舱门选择了向外打开的方式。为什么要这样设计？一些照片显示，伊尔-76运输机在空中飞行状态，其机身侧面的舱门是可以逆气流开启的，以用于空投和伞降。显然，运-20的舱门也具备此种能力。

运-20后机身还有一个舱门，推测是滑动舱门（摄影：王中华）

A400M相同位置的舱门