周林，葉林峰，王偉

航空工業(yè)第一飛機(jī)設(shè)計(jì)研究院，陜西 西安 710089

C-130“大力神”（Hercules） 運(yùn)輸機(jī)是美國(guó)洛克西德-馬丁公司設(shè)計(jì)生產(chǎn)的一款中型渦槳戰(zhàn)術(shù)運(yùn)輸機(jī)，是美國(guó)戰(zhàn)術(shù)空運(yùn)力量的絕對(duì)主力。生產(chǎn)至今已有半個(gè)多世紀(jì)，目前已發(fā)展了60多種型別、產(chǎn)量超過(guò)2300架，總計(jì)70多個(gè)國(guó)家和地區(qū)在使用這款飛機(jī)，它是迄今為止最成功、最具特色、最受歡迎的中型運(yùn)輸機(jī)。它的設(shè)計(jì)應(yīng)用了先進(jìn)的設(shè)計(jì)理念及大量先進(jìn)技術(shù)，引領(lǐng)了中型軍用運(yùn)輸機(jī)的發(fā)展方向。因此，有必要對(duì)該型飛機(jī)的氣動(dòng)布局進(jìn)行研究，旨在為國(guó)內(nèi)中型運(yùn)輸機(jī)的研制提供參考。

1 總體布局

C-130飛機(jī)采用大展弦比、平直無(wú)后掠角、懸臂式上單翼，機(jī)翼翼吊4臺(tái)渦輪螺旋槳發(fā)動(dòng)機(jī)，后掠式垂直尾翼（簡(jiǎn)單垂尾）、正常式水平尾翼（簡(jiǎn)稱平尾），機(jī)身前端為雷達(dá)艙、其后為駕駛艙、貨艙、機(jī)身尾部布置大型貨艙門，前三點(diǎn)式起落架、提升式主起落架在機(jī)身兩側(cè)，向上收藏在起落架鼓包內(nèi)[1]，三面布局圖如圖1所示（單位為in，1in=25.4mm）。

C-130設(shè)計(jì)上最大的特點(diǎn)是其設(shè)計(jì)力求滿足戰(zhàn)術(shù)空運(yùn)的實(shí)際要求，因此非常適合執(zhí)行各種空運(yùn)任務(wù)。

圖1 C-130飛機(jī)布局圖Fig.1 C-130 aircraft layout

2 氣動(dòng)布局設(shè)計(jì)特點(diǎn)

2.1 機(jī)翼

采用懸臂式上單翼結(jié)構(gòu)是C-130的一大特點(diǎn)，它引領(lǐng)了后續(xù)運(yùn)輸機(jī)上單翼布局的潮流，在此之前的大多數(shù)運(yùn)輸機(jī)（如著名的C-47飛機(jī)）大都采用下單翼布局。與下單翼相比較，上單翼布局具有如下的優(yōu)點(diǎn)：（1）發(fā)動(dòng)機(jī)/螺旋槳距地面的距離增大，適合于在前線野戰(zhàn)機(jī)場(chǎng)、未鋪砌道面上使用；（2）機(jī)翼離地面高，不與地面車輛相干擾，便于貨物裝卸；（3）上單翼布局氣動(dòng)干擾阻力較小，升阻比較大。

C-130飛機(jī)機(jī)翼按遠(yuǎn)程巡航飛行狀態(tài)并結(jié)合短距起降要求進(jìn)行設(shè)計(jì)。巡航狀態(tài)的設(shè)計(jì)涉及到機(jī)翼展弦比、后掠角、梢根比等平面參數(shù)，同時(shí)要開(kāi)展翼剖面的配置和結(jié)構(gòu)之間的綜合權(quán)衡。

2.1.1 平面參數(shù)

機(jī)翼展弦比的增大有利于降低誘導(dǎo)阻力、提高升阻比，但結(jié)構(gòu)重量（質(zhì)量）也隨之增大[2]。圖2給出了不同飛行馬赫數(shù)（Ma）時(shí)飛機(jī)起飛重量隨展弦比的變化曲線。從圖中可以看到，在各種巡航馬赫數(shù)情況下展弦比在8～11的范圍內(nèi)都比較平坦，趨勢(shì)顯示，較大的展弦比更適合于較低的速度，最小重量出現(xiàn)在展弦比10左右。C-130的巡航速度較低，展弦比取10。

圖2 起飛重量隨機(jī)翼展弦比變化曲線Fig.2 Takeoff weight variation curve with aspect ratio

機(jī)翼后掠的作用主要在于延緩壓縮性效應(yīng)，允許較高的巡航馬赫數(shù)；缺點(diǎn)是后掠翼造成翼尖載荷增大和結(jié)構(gòu)展長(zhǎng)加長(zhǎng)，這將引起結(jié)構(gòu)重量的增加，而且后掠角引起的橫向流動(dòng)使邊界層在翼尖堆積加厚，容易在翼尖處先發(fā)生分離并導(dǎo)致失速[3]。圖3給出了起飛重量與機(jī)翼后掠角的關(guān)系曲線，高飛行馬赫數(shù)時(shí)用較大后掠角有利，巡航速度低則用小后掠或平直機(jī)翼，C-130飛機(jī)的巡航馬赫數(shù)為0.5，直機(jī)翼是比較好的選擇。

圖3 起飛重量隨后掠角變化曲線Fig.3 Takeoff weight variation curve with sweep angle

梢根比是機(jī)翼平面形狀的又一重要參數(shù)，通常由以下條件來(lái)決定：

（1） 機(jī)翼翼弦的分布應(yīng)使展向升力/環(huán)量分布趨近橢圓分布，以降低誘導(dǎo)阻力，從而避免額外的幾何或氣動(dòng)扭轉(zhuǎn)。

（2） 機(jī)翼翼弦的分布應(yīng)使剖面升力系數(shù)與剖面特性相兼容，避免可能導(dǎo)致抖振、阻力激增或流動(dòng)分離的過(guò)高剖面升力系數(shù)。

（3） 應(yīng)注意梢弦不應(yīng)太短，因?yàn)闊嵝?yīng)會(huì)引起剖面升力降低并提前分離失速。

（4） 梢根比越小，機(jī)翼結(jié)構(gòu)重量越輕；在同等條件下梢根比小，可增大油箱容積。

C-130飛機(jī)通過(guò)綜合權(quán)衡最終梢根比定為0.46。

2.1.2 翼型配置

C-130機(jī)翼翼根翼型采用NACA 64A318，翼尖翼型采用NACA 64A412，翼根相對(duì)厚度為18%，翼尖相對(duì)厚度為12%，最大相對(duì)厚度位于40%弦長(zhǎng)處，相對(duì)彎度分別為3%和4%。這種NACA6系翼型具有層流流動(dòng)特征，可明顯減小摩擦阻力。圖4給出了C-130飛機(jī)所用的翼型形狀和上表面典型的壓力分布形態(tài)，其前緣有較大范圍的順壓梯度。

圖4 C-130飛機(jī)NACA6系翼型Fig.4 C-130 aircraft NACA6 series airfoil

2.1.3 增升裝置

高升力裝置的設(shè)計(jì)是高升力要求與低阻力之間的匹配。C-130飛機(jī)機(jī)翼設(shè)計(jì)出色地解決了巡航與短距起降之間的矛盾，采用單縫富勒襟翼從而避免使用復(fù)雜的高升力裝置。發(fā)動(dòng)機(jī)失效起飛時(shí)，較小的阻力可以保持安全爬升率，特別是C-130飛機(jī)要求在很短的未鋪砌跑道上起降使用，為此要求襟翼起飛偏角較小，為獲得更高升力，需要伸長(zhǎng)弦長(zhǎng)以增大機(jī)翼面積。C-130采用富勒襟翼通過(guò)增加弦長(zhǎng)從而增大機(jī)翼面積，襟翼起飛構(gòu)型如圖5所示。C-130飛機(jī)在無(wú)動(dòng)力情況下升力系數(shù)為2.2，在有動(dòng)力情況下升力系數(shù)可以達(dá)到3.4。

圖5 襟翼起飛構(gòu)型Fig.5 Flap take-off configuration

著陸時(shí)，較大的襟翼偏角產(chǎn)生較大的阻力是可以接受的，可以用比起飛時(shí)高的升力系數(shù)。大的阻力值，在有動(dòng)力和無(wú)動(dòng)力狀態(tài)之間下滑坡度有很大的變化范圍。例如C-130飛機(jī)在下滑階段提供特定的動(dòng)力以滿足給定的下滑軌跡要求。C-130飛機(jī)的襟翼著陸構(gòu)型如圖6所示，在無(wú)動(dòng)力情況下升力系數(shù)為2.5，在有動(dòng)力情況下升力系數(shù)可以達(dá)到3.5。

圖6 襟翼著陸構(gòu)型Fig.6 Flap landing configuration

2.2 機(jī)身

C-130飛機(jī)機(jī)身采用鋁合金半硬殼式結(jié)構(gòu)，駕駛艙和貨艙為增壓艙，駕駛艙后方有供機(jī)組人員休息的艙間；機(jī)身尾部布置大型貨艙門，貨艙門采用了上下兩片，能在空中開(kāi)閉。在空中艙門放下時(shí)是貨物空投平臺(tái)或作為跳傘門，在地面時(shí)艙門放下成為裝卸坡道，如圖7所示。

圖7 C-130飛機(jī)后貨艙門Fig.7 C-130 aircraft aft cargo door

C-130飛機(jī)完全是力求滿足戰(zhàn)術(shù)空運(yùn)的實(shí)際要求開(kāi)展設(shè)計(jì)的，具有足夠大的裝載容積，貨艙長(zhǎng)12.19m，高2.74m，最大寬度3.1m，最小寬度3.04m，滿足當(dāng)時(shí)美國(guó)絕大部分裝備的裝載要求。C-130飛機(jī)一次可以連續(xù)投下24個(gè)集裝箱，也可以一次空投一個(gè)完整的榴彈炮班組（包含三只貨盤上的裝備及8名傘兵）；貨艙內(nèi)可裝載92名士兵或64名傘兵，或74名擔(dān)架傷員和兩名醫(yī)護(hù)人員，或5個(gè)463L貨盤（2.24m×2.67m），也可以裝載加油車、155mm榴彈炮及其牽引車。

2.3 尾翼

C-130飛機(jī)尾翼采用后掠翼式垂尾，固定式低平尾，置于機(jī)身尾部。

C-130飛機(jī)低平尾尾翼布局與其他軍用運(yùn)輸機(jī)的T形尾翼布局相比，傳力路線更直接、結(jié)構(gòu)更簡(jiǎn)單，操作系統(tǒng)干擾比較少。對(duì)于渦輪螺旋槳飛機(jī)，平尾處于螺旋槳滑流之中有利于提高平尾效率，不利之處在于平尾距機(jī)翼近力臂短，要保持相同的平尾尾容量需要較大的平尾面積。

2.4 動(dòng)力裝置

對(duì)于戰(zhàn)術(shù)型運(yùn)輸機(jī)，采用渦輪螺旋槳發(fā)動(dòng)機(jī)相對(duì)于渦輪風(fēng)扇發(fā)動(dòng)機(jī)具有非常突出的特點(diǎn)，主要包括螺旋槳發(fā)動(dòng)機(jī)耗油率低、重量輕、單機(jī)成本低經(jīng)濟(jì)性好；另外，從增升的效果來(lái)看，螺旋槳滑流對(duì)飛機(jī)最大升力系數(shù)的增大量非常明顯，對(duì)于以遠(yuǎn)程運(yùn)輸為主要任務(wù)、特別強(qiáng)調(diào)短距起降和小速度性能的戰(zhàn)術(shù)運(yùn)輸機(jī)來(lái)說(shuō)，選擇渦輪螺旋槳發(fā)動(dòng)機(jī)為動(dòng)力裝置是非常合適的。

C-130飛機(jī)之所以選擇4臺(tái)渦輪螺旋槳發(fā)動(dòng)機(jī)，正是基于上述螺旋槳發(fā)動(dòng)機(jī)的優(yōu)越性，并考慮提高飛行安全性、特別是單發(fā)故障飛行安全性而做出的決定。

2.5 起落架

C-130飛機(jī)起落架為液壓收放前三點(diǎn)式，前起落架為并列雙輪式，主起落架為單串列雙輪式。起落架的布置如圖8所示。

圖8 C-130起落架布置Fig.8 C-130 landing gear layout

C-130飛機(jī)的主起落架設(shè)計(jì)很有特色。首先，機(jī)身式主起落架布置與上單翼氣動(dòng)布局相協(xié)調(diào)，其好處是貨艙地板離地高度低便于貨物裝卸，主起落架相對(duì)安裝在機(jī)翼上要短得多，重量輕、穩(wěn)度好。但是，機(jī)身式主起落架布置存在主輪距較小、地面滑跑穩(wěn)定性較差。其次，C-130飛機(jī)的主起落架采用提升式收放形式，起落架收起時(shí)處在機(jī)身兩側(cè)突出的流線型起落架艙內(nèi)，不占用機(jī)身貨艙的空間，方便了貨艙的設(shè)計(jì)，同時(shí)使得機(jī)身的結(jié)構(gòu)能夠保持連續(xù)完整，結(jié)構(gòu)強(qiáng)度好。不利之處是起落架收起后機(jī)輪置于機(jī)身腹部的起落架艙內(nèi)，起落架艙鼓包比較大，相應(yīng)增加了飛行阻力。最后，主起落架采用串列式布置而沒(méi)有采用并列式，一方面：可以使起落架鼓包橫截面減小，盡可能地減少氣動(dòng)阻力；另一方面，盡可能地將主輪距增大，可以提高飛機(jī)的側(cè)翻角，C-130飛機(jī)的側(cè)翻角達(dá)到61°。

3 結(jié)束語(yǔ)

C-130飛機(jī)的設(shè)計(jì)具有以下幾個(gè)特點(diǎn)：

（1）上單翼布局。上單翼不僅可以避開(kāi)地面上的作業(yè)車輛、便于貨物裝卸，同時(shí)可以提高飛機(jī)氣動(dòng)效率。

（2）大展弦比機(jī)翼。機(jī)翼展弦比選在8～11之間，大大降低飛機(jī)誘導(dǎo)阻力，提高飛機(jī)氣動(dòng)性能。

（3）提升式起落架。提升式起落架設(shè)計(jì)可以有效降低貨艙地板高度，提高貨物裝卸效率。

（4）機(jī)身兩側(cè)起落架鼓包。將起落架布置在機(jī)身兩側(cè)，可以增加機(jī)身貨艙空間利用率，相比安裝在機(jī)身下部具有較強(qiáng)的抗側(cè)翻能力。

C-130飛機(jī)作為一款優(yōu)秀的戰(zhàn)術(shù)運(yùn)輸平臺(tái)，引領(lǐng)了軍用運(yùn)輸機(jī)的潮流，它的上單翼、翼吊4臺(tái)螺旋槳發(fā)動(dòng)機(jī)，以及機(jī)身兩側(cè)布置起落架設(shè)計(jì)思路被各國(guó)飛機(jī)設(shè)計(jì)單位廣為采用，也為國(guó)內(nèi)中型戰(zhàn)術(shù)運(yùn)輸機(jī)的設(shè)計(jì)提供借鑒。