問(wèn)：很多網(wǎng)友指出，運(yùn)-20的氣動(dòng)外形和機(jī)翼與伊爾-76很像，能否分析一下兩者機(jī)翼的設(shè)計(jì)特點(diǎn)，以及它們之間有什么區(qū)別？

答（傅前哨）：通過(guò)照片觀察，運(yùn)-20與伊爾-76的外觀差異還是比較大的。第一，伊爾-76采用多乘員駕駛體制，在機(jī)頭處布置有領(lǐng)航艙，其前方和下部分別安裝了氣象雷達(dá)、地形測(cè)繪雷達(dá)等設(shè)備，外形顯得不夠光順。運(yùn)-20安裝有先進(jìn)的航電系統(tǒng)和導(dǎo)航定位系統(tǒng)，機(jī)組人員相對(duì)較少，且不設(shè)領(lǐng)航艙，其機(jī)頭干凈、簡(jiǎn)潔，阻力也較小。第二，運(yùn)-20選擇的T形尾翼的構(gòu)形不同于伊爾-76，比伊爾-76的垂直尾翼要細(xì)高一些，看上去更接近美國(guó)C-17、西歐A400M運(yùn)輸機(jī)。第三，運(yùn)-20的方向舵分為上下兩段，左右升降舵分為內(nèi)外兩段，而伊爾-76的方向舵和升降舵都是整體的一塊。第四，伊爾-76的垂尾裝有頂錐，平尾安定面和升降舵均位于垂尾安定面的上方，而運(yùn)-20的垂直尾翼上沒(méi)有頂錐，其水平尾翼安定面和升降舵的位置較為靠后。第五，運(yùn)-20的機(jī)身比伊爾-76要粗，可載運(yùn)更寬、更高的貨物。第六，運(yùn)-20的主起落架以及起落架艙的設(shè)計(jì)與伊爾-76完全不同。

當(dāng)然，運(yùn)-20與伊爾-76之間也有相似之處。從平面形狀看，運(yùn)-20的機(jī)翼與伊爾-76就比較像（與C-17不一樣）。比如說(shuō)，它們都選擇了位于機(jī)身之上的大展弦比、中等后掠角主翼，機(jī)翼的前緣后掠角恒定（1/4弦線后掠角大約在24-26度左右），機(jī)翼后緣采用兩種后掠方式——中外翼段的后緣后掠角要大一些，而內(nèi)翼段的后掠角明顯減小。這樣設(shè)計(jì)的好處是，既能保證機(jī)翼根部有較寬的弦長(zhǎng)和面積，以改善其承力狀況，提高內(nèi)翼段和中央翼的結(jié)構(gòu)強(qiáng)度，又能保證機(jī)翼有較大的展弦比，以改善全機(jī)的升阻特性，提高巡航飛行時(shí)的經(jīng)濟(jì)性。另外，運(yùn)-20與伊爾-76的主翼前緣均設(shè)有全展向的多段前緣縫翼，并在內(nèi)翼段和中翼段的后緣安裝了兩套后退式三開(kāi)縫襟翼，機(jī)翼外側(cè)的后緣則布置副翼。它們的襟翼系統(tǒng)增升效果良好，有助于縮短起降滑跑距離。

不過(guò)，盡管二者的模樣很像，但若仔細(xì)分析一下，便不難發(fā)現(xiàn)，它們?cè)诩?xì)節(jié)上仍存在許多不同的地方。運(yùn)-20內(nèi)翼段的后緣后掠角比伊爾-76略大一些，中外翼段的后掠角又稍小一點(diǎn)。如果它們的翼展長(zhǎng)度相當(dāng)?shù)脑?huà)，那么，運(yùn)-20的機(jī)翼面積和飛行中的總升力就會(huì)大一些，這對(duì)提高運(yùn)輸機(jī)的承載能力、改善起降性能都是有好處的。

再有，伊爾-76在左右機(jī)翼的上表面各設(shè)有8塊用于增阻和控制姿態(tài)的擾流板（總共16片），C-17在每側(cè)機(jī)翼上分別安裝了4段面積較大的擾流片（總共8塊）。而從運(yùn)-20著陸過(guò)程的錄像看，該機(jī)每副機(jī)翼似乎只配備了2個(gè)大型的擾流板（接地前和滑跑時(shí)相繼打開(kāi)）。

運(yùn)20與新型的伊爾-76MD-90A（伊爾-476）在機(jī)翼上的另一個(gè)差別是襟翼作動(dòng)筒的數(shù)量不同。伊爾-76MD-90A每側(cè)機(jī)翼的襟翼作動(dòng)筒和整流罩為7套（內(nèi)襟翼4個(gè)、外襟翼3個(gè)）。而運(yùn)20單側(cè)的襟翼作動(dòng)機(jī)構(gòu)只有6套（每副襟翼各3個(gè)）。少一套作動(dòng)機(jī)構(gòu)和整流裝置，有助于簡(jiǎn)化飛機(jī)的液壓/電氣系統(tǒng)、減輕內(nèi)部結(jié)構(gòu)重量、減小機(jī)翼的外形阻力。

問(wèn)：有媒體報(bào)道說(shuō)，運(yùn)-20采用了先進(jìn)的“超臨界翼型”，能簡(jiǎn)單解釋一下這種機(jī)翼的特點(diǎn)嗎？

答：翼型，也稱(chēng)翼剖面，對(duì)飛機(jī)的升阻特性影響很大。目前飛機(jī)上常用的機(jī)翼翼型主要有凹凸、平凸、雙凸、對(duì)稱(chēng)等基本形狀，超臨界翼型屬于雙凸翼型中的一種。

飛機(jī)是靠氣流流經(jīng)機(jī)翼，在其上下表面間形成速度差（從而導(dǎo)致壓力差）來(lái)產(chǎn)生升力的。當(dāng)飛機(jī)處于中小迎角狀態(tài)時(shí)，在相同的時(shí)間里氣流繞過(guò)機(jī)翼上表面所走的路程比流經(jīng)下翼面的距離長(zhǎng)，由此造成機(jī)翼上表面的氣流速度比下翼面的快。而流速與靜壓是成反比的，流速高，壓力小；流速低，壓力大。于是，便在上下翼面之間產(chǎn)生了壓力差。

在飛機(jī)的運(yùn)動(dòng)速度和迎角相同的情況下，翼型越厚，上表面凸起越多，上下翼面間的壓差就越大，升力也就越高。向前飛行時(shí)，相對(duì)于來(lái)流速度，翼面上的局部流速明顯加快。當(dāng)飛機(jī)的速度進(jìn)入M數(shù)0.85～0.9的高亞音速區(qū)域，翼面流場(chǎng)的速度將率先達(dá)到音速（M數(shù)1）。　　此時(shí)的飛行M數(shù)被稱(chēng)為“臨界馬赫數(shù)”。若飛機(jī)繼續(xù)增速，機(jī)翼表面便會(huì)出現(xiàn)局部激波，從而引發(fā)激波阻力，導(dǎo)致全機(jī)阻力系數(shù)陡升。為了保證良好的經(jīng)濟(jì)性，一般的客機(jī)、運(yùn)輸機(jī)的飛行速度不宜超過(guò)臨界M數(shù)（臨界馬赫數(shù)）。

如果想在維持較高升阻比的前提下，進(jìn)一步向上擴(kuò)展有利飛行速度區(qū)間，就必須設(shè)法提高機(jī)翼的臨界M數(shù)。減小翼型厚度、增大機(jī)翼前緣后掠角等，均是有效的措施。但無(wú)論是薄翼型還是后掠翼都存在著升力系數(shù)低、結(jié)構(gòu)強(qiáng)度差等問(wèn)題。

超臨界翼型的設(shè)想是NASA（美國(guó)國(guó)家航空航天局）的著名科學(xué)家理查德·惠特科姆博士于1967年提出的。這種翼型厚度較大，前緣圓滑，上翼面中部相對(duì)平坦，氣流的加速過(guò)程趨緩，從而可推遲局部激波產(chǎn)生的時(shí)機(jī)（將臨界M數(shù)提升至0.95左右），即使產(chǎn)生了激波，其強(qiáng)度也比較弱。這種特殊的厚翼型不但能提高飛機(jī)的最大經(jīng)濟(jì)速度，還具有機(jī)翼內(nèi)部容積大、結(jié)構(gòu)重量輕等優(yōu)點(diǎn)。

不過(guò)，翼型上表面平坦，氣流增速較慢，也有不利之處，上下翼面間的速度差和壓力差比較小（意味著升力偏低）。要想改善它的氣動(dòng)特性，必須想辦法降低翼型下表面的相對(duì)流速。為此，研究人員對(duì)其進(jìn)行了局部修形，讓下翼面在接近后緣處的地方向內(nèi)凹入，使后緣變薄，且向下彎曲（形狀有點(diǎn)像蝌蚪）。這樣調(diào)整之后，可明顯減小下表面的氣流速度，從而增大翼型后端區(qū)域的上下壓差（稱(chēng)為后部加載）。如此一來(lái)，超臨界翼型的升阻特性就比較理想了。

一般而言，超臨界翼型的臨界M數(shù)比較高，采用此類(lèi)翼型的機(jī)翼便可以將后掠角設(shè)計(jì)得小一點(diǎn)。在翼展相同的情況下，這有助于進(jìn)一步減輕機(jī)翼的結(jié)構(gòu)重量，提高其巡航升阻比，改善亞音速和高亞音速飛行時(shí)的經(jīng)濟(jì)效益。

超臨界翼型不是一種，而是一族，以適應(yīng)不同飛機(jī)的使用要求。各航空大國(guó)都對(duì)這種特殊的翼剖面進(jìn)行過(guò)系統(tǒng)研究，且設(shè)計(jì)細(xì)節(jié)和獲得的翼型參數(shù)是相互保密的。我國(guó)經(jīng)過(guò)多年的探索，在超臨界翼型的研究方面已取得了一大批成果，已有多款國(guó)產(chǎn)飛機(jī)選擇了此類(lèi)翼型。我國(guó)20世紀(jì)70年代初研制運(yùn)-10客機(jī)時(shí)，就成功地運(yùn)用了超臨界翼型技術(shù)，從而使運(yùn)-10的許多飛行性能勝過(guò)了波音707。由此類(lèi)推，如果運(yùn)-20也采用新開(kāi)發(fā)的超臨界翼型，那么在氣動(dòng)性能上，該機(jī)應(yīng)明顯超越伊爾-76，與同樣選擇超臨界翼型的C-17基本相當(dāng)。

問(wèn)：為什么C-17的機(jī)翼作動(dòng)筒較少，機(jī)翼也更簡(jiǎn)潔？

答：運(yùn)-20機(jī)翼下表面的襟翼作動(dòng)機(jī)構(gòu)及其整流罩雖比伊爾-76MD-90A少一套，但比C-17多兩個(gè)。這是三者間的差異之一。其二，運(yùn)-20所配備的滑退式三開(kāi)縫襟翼的復(fù)雜程度顯然要高于C-17采用的吹氣式襟翼。第三，運(yùn)-20的襟翼偏轉(zhuǎn)角度也明顯大干C-17。

三開(kāi)縫襟翼是一種氣動(dòng)效率非常高的增升裝置。它由多塊附著在機(jī)翼后緣的可動(dòng)翼片組成，平時(shí)收攏在機(jī)翼后緣處與機(jī)翼合為一體，只有在飛機(jī)處于起飛、著陸階段或某些需要低速飛行的情況下，它們才轉(zhuǎn)為滑退、偏轉(zhuǎn)狀態(tài)。使用時(shí)，三開(kāi)縫襟翼沿下翼面安裝的滑軌后退，同時(shí)下偏。這種襟翼放下、伸展后，不但可以改變機(jī)翼的剖面形狀，加大翼型彎度，提高上下翼面間的速度差和壓力差，還能利用依次滑退的活動(dòng)翼片擴(kuò)展機(jī)翼的面積，增升效果非常顯著。

如果三開(kāi)縫襟翼完全推展開(kāi)來(lái)，便會(huì)在其翼面上形成三條橫向的縫隙，通過(guò)這些縫隙把一部分壓力較高的氣流從機(jī)翼/襟翼的下表面引導(dǎo)至襟翼的上表面，將可大大增加上表面的流速，并利用氣流的附壁效應(yīng)（科安達(dá)效應(yīng)），改善襟翼背風(fēng)區(qū)的流場(chǎng)，使紊亂的分離流重新變?yōu)楦襟w流（緊貼在翼面上）。從吹風(fēng)試驗(yàn)和試飛的結(jié)果看，這種先進(jìn)襟翼系統(tǒng)的總體增升效果要比普通的簡(jiǎn)單式襟翼、開(kāi)裂式襟翼、單開(kāi)縫襟翼更好，可使全機(jī)的升力系數(shù)提高1.5倍左右（未扣除配平損失）。許多現(xiàn)代化的民航客機(jī)都采用了類(lèi)似的襟翼增升裝置。

當(dāng)然，由于三開(kāi)縫襟翼有多個(gè)相互獨(dú)立的活動(dòng)翼面，滑退、偏轉(zhuǎn)機(jī)構(gòu)較為復(fù)雜，展開(kāi)后的襟翼面積和下彎角度很大，用于增升時(shí)它們所負(fù)擔(dān)的舉力和力矩自然也就比較高，因此需要一套復(fù)雜的由控制系統(tǒng)、作動(dòng)裝置、承力結(jié)構(gòu)、導(dǎo)向滑軌、傳感器等組成的機(jī)構(gòu)來(lái)運(yùn)轉(zhuǎn)。翼型很薄的輕小型飛機(jī)難以應(yīng)用這項(xiàng)技術(shù)，只有機(jī)翼相對(duì)較厚的大中型飛機(jī)才適合安裝三開(kāi)縫襟翼。

C-17的鈦合金外吹式襟翼也頗有特色。起飛和著陸時(shí)，利用發(fā)動(dòng)機(jī)的噴流外吹在雙開(kāi)縫襟翼上，可產(chǎn)生較強(qiáng)的動(dòng)力增升效果，從而大大降低飛機(jī)的起降速度，縮短滑跑距離（當(dāng)然，運(yùn)-20的襟翼也會(huì)受到發(fā)動(dòng)機(jī)噴流的影響）。與滑退式的三開(kāi)縫襟翼相比，這種固定式的雙開(kāi)縫襟翼繞軸放下時(shí)的偏轉(zhuǎn)量較小，行程和力臂較短，受力情況較好，因此可適當(dāng)?shù)販p少動(dòng)作筒的數(shù)量，每塊襟翼使用兩套作動(dòng)裝置就夠了。

轉(zhuǎn)載請(qǐng)注明：北緯40° » 空軍專(zhuān)家傅前哨權(quán)威解讀運(yùn)20