关于大型运输机机翼翼载设计方法的探讨

潘伟

（陕西飞机工业有限责任公司设计研究院，陕西汉中 723000）

1.概述

现有的军民用运输类飞机中，对于机翼翼载的设计方法主要有3种：第一种是军用标准，如我国的《军用飞机结构强度规范》（GJB 67A-2008）、美国的《军用飞机强度和刚度规范》（MIL-A-008860A）以及苏联的53年规范等；第二种是国际民航的标准，如我国的CCAR-25、美国的FAR-25、欧洲的CS-25和英国的JAR-25等；第三种是欧洲的A400M运输机所使用的设计方法，根据装载或者所执行的任务性质来限制机动过载系数。

本文主要就上述3种设计方法进行对比分析，讨论其设计思路，然后以某飞机为例，分别按照3种不同的设计方法进行设计下的机翼载荷。比较运输机机翼的机动载荷和突风载荷，讨论突风情况对运输类飞机在方案论证阶段的机翼翼载设计的影响。通过算例的比较分析，得到一个适合该飞机的机翼翼载设计范围，并为其他军用运输类飞机的翼载设计提供一种思路。

2.3种机翼翼载设计方法

2.1 基于军标的机翼翼载设计方法

在GJB 67-1985中提到基本飞行设计重量（GBF）和飞机的最大机动过载系数（nzmax）是飞机强度设计和结构设计的重要参数，它基本确定了一架飞机的强度水平。而飞机的机翼所承受的最大气动载荷约为GBF•nzmax的102%～105%，在扣除对应的惯性载荷，即为机翼所需承受的净载荷。

对于运输机，在国家军用标准中分类为轻型运输机和重型运输机，并在GJB 67.2A-2008中的“3.2.1.2.2 对称机动飞行参数”规定“飞机的对称机动飞行参数应根据战术技术要求确定。当战术技术要求不明确时，可参照表1和表2对称机动飞行参数的规定”（其中表1针对陆基飞机，表2针对舰载飞机）。

表1 对称机动飞行参数（陆基飞机）

从表1中可知，对于重量小的飞机，在基本飞行设计重量下的最大机动过载系数要求也更大，这主要是由于对于大展弦比的运输机而言，突风载荷往往是严重载荷情况，而且飞机越轻飞行速度越低，突风载荷与机动载荷之间的差距也会越大。运输机的最大突风过载系数往往大于最大机动过载系数。对于轻型运输机，最大机动过载系数若取值过小，可能会导致在机体结构设计时，能够经受住突风载荷，却限制了飞机的机动性能。若取值过大，则有可能是飞机背负不必要的结构重量，影响飞机的性能。

在GJB 67A-2008中，对基本飞行设计重量的定义如：应是以最大载荷系数和最小载荷系数作机动飞行所允许的飞机最大飞行重量，规定如下：

（1）对于歼击机、强击机，应根据空机重量、乘员、滑油、氧气重量、按战术技术要求携带的基本武器重量以及按战术技术要求确定的机内燃油重量之和确定。（2）对于其他类飞机，应根据带基本任务有效负荷和燃油负载起飞，燃油量从发动机起动时计算的飞机重量确定，或者根据战术技术要求确定。

从中可知，对于运输机的基本飞行重量应是从基本任务有效负荷和燃油负载的重量起飞，并扣除一部分燃油后的重量，但并未明确基本任务有效负荷和燃油负载的重量对应的是哪一个重量和扣除多少燃油。

在GJB 67-1985中对基本飞行设计重量的定义与GJB 67A-2008中相同，但在解释条文中给出了MIL-A-008860A的规定，是以机内满油加基本外挂武器的全机重量作为飞机的基本飞行设计重量。但实际上，在查找美国有关飞机的设计参数后发现，美国各飞机设计公司的有些飞机是按照50%机内燃油加上基本外挂武器重量来设计的；同时考虑到飞机通常在训练飞行和战斗时方作最大设计过载的机动飞行，且此时飞机不挂副油箱和炸弹或早已投掉，再则为了爬升到一定的作战高度或飞行到作战区域，机内燃油会有一定的消耗。因此我国的规范制定者们认为MIL-A-008860A的规定偏于保守，不够合理，故在《飞机强度规范》（试用本）中给出了基本飞行设计重量的2种确定方法：（1）飞机的正常起飞重量与基本飞行设计重量之比为1.1左右；（2）在正常起飞重量中扣除30%～40%燃油后的飞机重量。

经查，在国内相关规范中，并未对飞机的正常起飞重量进行定义，但在苏联的53年规范中对运输类飞机的正常起飞重量的定义为：飞机为完成战术技术要求规定的基本任务所需装载状态下的起飞重量，不扣除试车、暖机、滑行所消耗的燃料。并且在战术技术要求未规定时，推荐最大起飞重量与正常起飞重量的比值取1.1。同时对基本飞行设计重量的规定为以正常起飞重量起飞，开始进入作战（巡航）高度和速度时的飞机重量。

以安-12飞机为例，最大起飞重量为61t，则正常起飞重量为61/1.1≈55.5t，从试车开始，到完成爬升达到巡航高度的燃油消耗约为2.5t（参考运8C型飞机的起飞、爬升燃油消耗），55.5-2.5=53t，刚好符合安-12飞机给出基本飞行设计重量。同时，在GJB 67.2A-2008中“第3.1.1重量”规定：本部分规定的设计重量，应是飞机最小飞行重量和最大飞行重量间的所有能导致结构严重受载的重量。按照最大对称限制载荷系数定义的各种机动飞行情况，应采用下述规定：

（1）当重量小于或等于基本飞行设计重量时，对基本飞行设计重量下规定参数值的所有情况，均应保证结构的强度；（2）当重量大于基本飞行设计重量时，应在保持“nzG”乘积不变的条件下，检查飞机的强度，但载荷系数nz不应小于表1（陆基飞机）和表2（舰载飞机）中对最大飞行重量的规定值。

表2 A400M运输机不同任务时的特征重量/kg

按照此条款，在最大飞行重量时，飞机所允许的最大机动过载系数一般都比表1中规定的大，在载荷设计时，取两者中的大者。

2.2 基于民标的机翼翼载设计方法

在CCAR-25-R4中“第25.337条限制机动载荷系数”规定：

（1）除受到最大（静）升力系数的限制外，假定飞机经受对称机动并达到本条所规定的限制机动载荷系数。必须考虑相应于飞机拉起和定常转弯机动的合适的俯仰速度。

（2）对于直到VD的任一速度，正限制机动载荷系数“n”不得小于：

但是“n”不得小于2.5，不必大于3.8，此处W为设计最大起飞重量。

（3）对于负限制机动载荷系数，采用下列规定：在直到VC的各种速度下，不得小于-1.0；必须随速度从VC时的对应值线性变化到VD时的零值。

（4）如果飞机具有的设计特征使其在飞行中不可能超过本条规定的机动载荷系数，则可采用小于本条规定的值。

按照式（1）的规定，对于不同设计最大重量的运输机的最大机动过载系数取值如图1所示。

图1 不同最大起飞重量运输机的最大机动过载系数

从本条款可知，对于民用运输机，是要求从设计最小重量到设计最大重量，都需要按照最大机动过载系数（对于零油状态和放襟翼状态有单独条款的设计要求）来分析飞机的受载情况。同时从图1可知，飞机的设计最大重量越小，飞机的最大机动过载系数的取值要求就越大，同样是出自对突风载荷影响的考量。

2.3 A400M运输机的机翼翼载设计方法

2013年3月13日，A400M运输机获得了EASA颁发的全民用型号合格证，在同年8月获得了7个国家的军用型号合格证。但A400M运输机的最大机动过系数限制与军用标准和民航标准均不相同，不是按照总重量取限制，而是根据飞机的装载情况去限制飞机所允许的最大机动过载系数。

A400M运输机的最大机动过载限制方案为：（1）后勤任务，2.25；（2）战术任务，2.5，并同时规定了执行后勤任务和战术任务时的最大有效装载、最大起飞重量、最大着陆重量和最大零燃油重量，具体如表2所示。

根据可查到的A400M运输机的空机重量、机翼面积、最大巡航马赫数等参数，并估算了在海平面高度不同重量状态下的巡航速度，Cnα取5.7（1/rad）按照军标突风包线中突风过载算法（民标相同）和机动载荷分析方法，分别计算了不同状态下A400M运输机的气动载荷翼载和净载荷翼载，见表3。

表3 A400M运输机不同装载情况下的翼载估算值

而根据全机各部件的严重载荷情况分析，在飞行情况下机身的主要承受气密载荷、惯性载荷以及尾翼的传递载荷，其中机身承受的惯性载荷主要受机身装载情况和过载系数影响，同时考虑到A400M运输机机身设计成近似于方型横截面形状能在货舱空间利用率上获得最大化的益处，但是其也存在一个严重的问题——机身应力都集中在底部2侧的角上，这在结构强度设计上是个很大的难题。空客从2个方向上来解决这个问题，一方面进行结构优化和加强，另一方面通过使用场景（不同场景所允许的最大装载和最大过载系数限制不同）来降低大载荷出现的频次，从而使机身结构既满足了静强度要求，又具备了飞行30000h的寿命指标要求。

3.结语

在大型运输机的设计过程中，首要目标是保证飞机在所需应对的各种作战场景下能够完成作战任务，这就对飞机装载能力、航程、航时、机动能力提出了相应的技术战术指标。当在飞机的气动外形和最大起飞重量确定的情况下，飞机的空机重量直接影响着飞机的装载能力、航程和航时等性能。基本飞行设计重量和对应的机动过载限制决定着飞机的载荷水平。因此，需要根据需求导出合适的基本飞行设计重量，同时需要根据基本飞行设计重量设计进行合理的气动布局，如翼型参数、机翼面积和巡航速度范围等，尽可能的保证飞机的机动载荷水平和阵风载荷水平相当。