C-130战术运输机的气动布局设计特点

2017-11-02周林叶林峰王伟

航空科学技术 2017年12期

周林，叶林峰，王伟

航空工业第一飞机设计研究院，陕西西安 710089

C-130“大力神”（Hercules）运输机是美国洛克西德-马丁公司设计生产的一款中型涡桨战术运输机，是美国战术空运力量的绝对主力。生产至今已有半个多世纪，目前已发展了60多种型别、产量超过2300架，总计70多个国家和地区在使用这款飞机，它是迄今为止最成功、最具特色、最受欢迎的中型运输机。它的设计应用了先进的设计理念及大量先进技术，引领了中型军用运输机的发展方向。因此，有必要对该型飞机的气动布局进行研究，旨在为国内中型运输机的研制提供参考。

1 总体布局

C-130飞机采用大展弦比、平直无后掠角、悬臂式上单翼，机翼翼吊4台涡轮螺旋桨发动机，后掠式垂直尾翼（简单垂尾）、正常式水平尾翼（简称平尾），机身前端为雷达舱、其后为驾驶舱、货舱、机身尾部布置大型货舱门，前三点式起落架、提升式主起落架在机身两侧，向上收藏在起落架鼓包内[1]，三面布局图如图1所示（单位为in，1in=25.4mm）。

C-130设计上最大的特点是其设计力求满足战术空运的实际要求，因此非常适合执行各种空运任务。

图1 C-130飞机布局图Fig.1 C-130 aircraft layout

2 气动布局设计特点

2.1 机翼

采用悬臂式上单翼结构是C-130的一大特点，它引领了后续运输机上单翼布局的潮流，在此之前的大多数运输机（如著名的C-47飞机）大都采用下单翼布局。与下单翼相比较，上单翼布局具有如下的优点：（1）发动机/螺旋桨距地面的距离增大，适合于在前线野战机场、未铺砌道面上使用；（2）机翼离地面高，不与地面车辆相干扰，便于货物装卸；（3）上单翼布局气动干扰阻力较小，升阻比较大。

C-130飞机机翼按远程巡航飞行状态并结合短距起降要求进行设计。巡航状态的设计涉及到机翼展弦比、后掠角、梢根比等平面参数，同时要开展翼剖面的配置和结构之间的综合权衡。

2.1.1 平面参数

机翼展弦比的增大有利于降低诱导阻力、提高升阻比，但结构重量（质量）也随之增大[2]。图2给出了不同飞行马赫数（Ma）时飞机起飞重量随展弦比的变化曲线。从图中可以看到，在各种巡航马赫数情况下展弦比在8～11的范围内都比较平坦，趋势显示，较大的展弦比更适合于较低的速度，最小重量出现在展弦比10左右。C-130的巡航速度较低，展弦比取10。

图2 起飞重量随机翼展弦比变化曲线Fig.2 Takeoff weight variation curve with aspect ratio

机翼后掠的作用主要在于延缓压缩性效应，允许较高的巡航马赫数；缺点是后掠翼造成翼尖载荷增大和结构展长加长，这将引起结构重量的增加，而且后掠角引起的横向流动使边界层在翼尖堆积加厚，容易在翼尖处先发生分离并导致失速[3]。图3给出了起飞重量与机翼后掠角的关系曲线，高飞行马赫数时用较大后掠角有利，巡航速度低则用小后掠或平直机翼，C-130飞机的巡航马赫数为0.5，直机翼是比较好的选择。

图3 起飞重量随后掠角变化曲线Fig.3 Takeoff weight variation curve with sweep angle

梢根比是机翼平面形状的又一重要参数，通常由以下条件来决定：

（1）机翼翼弦的分布应使展向升力/环量分布趋近椭圆分布，以降低诱导阻力，从而避免额外的几何或气动扭转。

（2）机翼翼弦的分布应使剖面升力系数与剖面特性相兼容，避免可能导致抖振、阻力激增或流动分离的过高剖面升力系数。

（3）应注意梢弦不应太短，因为热效应会引起剖面升力降低并提前分离失速。

（4）梢根比越小，机翼结构重量越轻；在同等条件下梢根比小，可增大油箱容积。

C-130飞机通过综合权衡最终梢根比定为0.46。

2.1.2 翼型配置

C-130机翼翼根翼型采用NACA 64A318，翼尖翼型采用NACA 64A412，翼根相对厚度为18%，翼尖相对厚度为12%，最大相对厚度位于40%弦长处，相对弯度分别为3%和4%。这种NACA6系翼型具有层流流动特征，可明显减小摩擦阻力。图4给出了C-130飞机所用的翼型形状和上表面典型的压力分布形态，其前缘有较大范围的顺压梯度。

图4 C-130飞机NACA6系翼型Fig.4 C-130 aircraft NACA6 series airfoil

2.1.3 增升装置

高升力装置的设计是高升力要求与低阻力之间的匹配。C-130飞机机翼设计出色地解决了巡航与短距起降之间的矛盾，采用单缝富勒襟翼从而避免使用复杂的高升力装置。发动机失效起飞时，较小的阻力可以保持安全爬升率，特别是C-130飞机要求在很短的未铺砌跑道上起降使用，为此要求襟翼起飞偏角较小，为获得更高升力，需要伸长弦长以增大机翼面积。C-130采用富勒襟翼通过增加弦长从而增大机翼面积，襟翼起飞构型如图5所示。C-130飞机在无动力情况下升力系数为2.2，在有动力情况下升力系数可以达到3.4。

图5 襟翼起飞构型Fig.5 Flap take-off configuration

着陆时，较大的襟翼偏角产生较大的阻力是可以接受的，可以用比起飞时高的升力系数。大的阻力值，在有动力和无动力状态之间下滑坡度有很大的变化范围。例如C-130飞机在下滑阶段提供特定的动力以满足给定的下滑轨迹要求。C-130飞机的襟翼着陆构型如图6所示，在无动力情况下升力系数为2.5，在有动力情况下升力系数可以达到3.5。

图6 襟翼着陆构型Fig.6 Flap landing configuration

2.2 机身

C-130飞机机身采用铝合金半硬壳式结构，驾驶舱和货舱为增压舱，驾驶舱后方有供机组人员休息的舱间；机身尾部布置大型货舱门，货舱门采用了上下两片，能在空中开闭。在空中舱门放下时是货物空投平台或作为跳伞门，在地面时舱门放下成为装卸坡道，如图7所示。

图7 C-130飞机后货舱门Fig.7 C-130 aircraft aft cargo door

C-130飞机完全是力求满足战术空运的实际要求开展设计的，具有足够大的装载容积，货舱长12.19m，高2.74m，最大宽度3.1m，最小宽度3.04m，满足当时美国绝大部分装备的装载要求。C-130飞机一次可以连续投下24个集装箱，也可以一次空投一个完整的榴弹炮班组（包含三只货盘上的装备及8名伞兵）；货舱内可装载92名士兵或64名伞兵，或74名担架伤员和两名医护人员，或5个463L货盘（2.24m×2.67m），也可以装载加油车、155mm榴弹炮及其牵引车。

2.3 尾翼

C-130飞机尾翼采用后掠翼式垂尾，固定式低平尾，置于机身尾部。

C-130飞机低平尾尾翼布局与其他军用运输机的T形尾翼布局相比，传力路线更直接、结构更简单，操作系统干扰比较少。对于涡轮螺旋桨飞机，平尾处于螺旋桨滑流之中有利于提高平尾效率，不利之处在于平尾距机翼近力臂短，要保持相同的平尾尾容量需要较大的平尾面积。

2.4 动力装置

对于战术型运输机，采用涡轮螺旋桨发动机相对于涡轮风扇发动机具有非常突出的特点，主要包括螺旋桨发动机耗油率低、重量轻、单机成本低经济性好；另外，从增升的效果来看，螺旋桨滑流对飞机最大升力系数的增大量非常明显，对于以远程运输为主要任务、特别强调短距起降和小速度性能的战术运输机来说，选择涡轮螺旋桨发动机为动力装置是非常合适的。

C-130飞机之所以选择4台涡轮螺旋桨发动机，正是基于上述螺旋桨发动机的优越性，并考虑提高飞行安全性、特别是单发故障飞行安全性而做出的决定。

2.5 起落架

C-130飞机起落架为液压收放前三点式，前起落架为并列双轮式，主起落架为单串列双轮式。起落架的布置如图8所示。

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

C-130飞机的主起落架设计很有特色。首先，机身式主起落架布置与上单翼气动布局相协调，其好处是货舱地板离地高度低便于货物装卸，主起落架相对安装在机翼上要短得多，重量轻、稳度好。但是，机身式主起落架布置存在主轮距较小、地面滑跑稳定性较差。其次，C-130飞机的主起落架采用提升式收放形式，起落架收起时处在机身两侧突出的流线型起落架舱内，不占用机身货舱的空间，方便了货舱的设计，同时使得机身的结构能够保持连续完整，结构强度好。不利之处是起落架收起后机轮置于机身腹部的起落架舱内，起落架舱鼓包比较大，相应增加了飞行阻力。最后，主起落架采用串列式布置而没有采用并列式，一方面：可以使起落架鼓包横截面减小，尽可能地减少气动阻力；另一方面，尽可能地将主轮距增大，可以提高飞机的侧翻角，C-130飞机的侧翻角达到61°。