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标题: 运20与世界大运对比 [打印本页]

作者: Pipilu 时间: 2014-11-27 01:15
标题: 运20与世界大运对比
本帖最后由 Pipilu 于 2014-11-27 01:15 编辑

运20与世界大运对比

资料图：国产最新型大型运输机运-20资料图：国产最新型大型运输机运-20
　　

问：很多网友指出，运-20的气动外形和机翼与伊尔-76很像，能否分析一下两者机翼的设计特点，以及它们之间有什么区别？

　　答(傅前哨)：通过照片观察，运-20与伊尔-76的外观差异还是比较大的。第一，伊尔-76采用多乘员驾驶体制，在机头处布置有领航舱，其前方和下部分别安装了气象雷达、地形测绘雷达等设备，外形显得不够光顺。运-20安装有先进的航电系统和导航定位系统，机组人员相对较少，且不设领航舱，其机头干净、简洁，阻力也较小。第二，运-20选择的T形尾翼的构形不同于伊尔-76，比伊尔-76的垂直尾翼要细高一些，看上去更接近美国C-17、西欧A400M运输机。第三，运-20的方向舵分为上下两段，左右升降舵分为内外两段，而伊尔-76的方向舵和升降舵都是整体的一块。第四，伊尔-76的垂尾装有顶锥，平尾安定面和升降舵均位于垂尾安定面的上方，而运-20的垂直尾翼上没有顶锥，其水平尾翼安定面和升降舵的位置较为靠后。第五，运-20的机身比伊尔-76要粗，可载运更宽、更高的货物。第六，运-20的主起落架以及起落架舱的设计与伊尔-76完全不同。

　　当然，运-20与伊尔-76之间也有相似之处。从平面形状看，运-20的机翼与伊尔-76就比较像(与C-17不一样)。比如说，它们都选择了位于机身之上的大展弦比、中等后掠角主翼，机翼的前缘后掠角恒定(1/4弦线后掠角大约在24-26度左右)，机翼后缘采用两种后掠方式——中外翼段的后缘后掠角要大一些，而内翼段的后掠角明显减小。这样设计的好处是，既能保证机翼根部有较宽的弦长和面积，以改善其承力状况，提高内翼段和中央翼的结构强度，又能保证机翼有较大的展弦比，以改善全机的升阻特性，提高巡航飞行时的经济性。另外，运-20与伊尔-76的主翼前缘均设有全展向的多段前缘缝翼，并在内翼段和中翼段的后缘安装了两套后退式三开缝襟翼，机翼外侧的后缘则布置副翼。它们的襟翼系统增升效果良好，有助于缩短起降滑跑距离。

　　不过，尽管二者的模样很像，但若仔细分析一下，便不难发现，它们在细节上仍存在许多不同的地方。运-20内翼段的后缘后掠角比伊尔-76略大一些，中外翼段的后掠角又稍小一点。如果它们的翼展长度相当的话，那么，运-20的机翼面积和飞行中的总升力就会大一些，这对提高运输机的承载能力、改善起降性能都是有好处的。

　　再有，伊尔-76在左右机翼的上表面各设有8块用于增阻和控制姿态的扰流板(总共16片)，C-17在每侧机翼上分别安装了4段面积较大的扰流片(总共8块)。而从运-20着陆过程的录像看，该机每副机翼似乎配备了6个大型的扰流板(接地前和滑跑时相继打开)。

　　运-20与新型的伊尔-76MD-90A(伊尔-476)在机翼上的另一个差别是襟翼作动筒的数量不同。伊尔-76MD-90A每侧机翼的襟翼作动筒和整流罩为7套(内襟翼4个、外襟翼3个)。而运-20单侧的襟翼作动机构只有6套(每副襟翼各3个)。少一套作动机构和整流装置，有助于简化飞机的液压/电气系统、减轻内部结构重量、减小机翼的外形阻力。

资料图：俄罗斯伊尔-76运输机资料图：俄罗斯伊尔-76运输机
　　

问：有媒体报道说，运-20采用了先进的“超临界翼型”，能简单解释一下这种机翼的特点吗？

　　答：翼型，也称翼剖面，对飞机的升阻特性影响很大。目前飞机上常用的机翼翼型主要有凹凸、平凸、双凸、对称等基本形状，超临界翼型属于双凸翼型中的一种。

　　飞机是靠气流流经机翼，在其上下表面间形成速度差(从而导致压力差)来产生升力的。当飞机处于中小迎角状态时，在相同的时间里气流绕过机翼上表面所走的路程比流经下翼面的距离长，由此造成机翼上表面的气流速度比下翼面的快。而流速与静压是成反比的，流速高，压力小；流速低，压力大。于是，便在上下翼面之间产生了压力差。

　　在飞机的运动速度和迎角相同的情况下，翼型越厚，上表面凸起越多，上下翼面间的压差就越大，升力也就越高。向前飞行时，相对于来流速度，翼面上的局部流速明显加快。当飞机的速度进入M数0.85～0.9的高亚音速区域，翼面流场的速度将率先达到音速(M数1)。

　　此时的飞行M数被称为“临界马赫数”。若飞机继续增速，机翼表面便会出现局部激波，从而引发激波阻力，导致全机阻力系数陡升。为了保证良好的经济性，一般的客机、运输机的飞行速度不宜超过临界M数(临界马赫数)。

　　如果想在维持较高升阻比的前提下，进一步向上扩展有利飞行速度区间，就必须设法提高机翼的临界M数。减小翼型厚度、增大机翼前缘后掠角等，均是有效的措施。但无论是薄翼型还是后掠翼都存在着升力系数低、结构强度差等问题。

　　超临界翼型的设想是NASA(美国国家航空航天局)的著名科学家理查德·惠特科姆博士于1967年提出的。这种翼型厚度较大，前缘圆滑，上翼面中部相对平坦，气流的加速过程趋缓，从而可推迟局部激波产生的时机(将临界M数提升至0.95左右)，即使产生了激波，其强度也比较弱。这种特殊的厚翼型不但能提高飞机的最大经济速度，还具有机翼内部容积大、结构重量轻等优点。

　　不过，翼型上表面平坦，气流增速较慢，也有不利之处，上下翼面间的速度差和压力差比较小(意味着升力偏低)。要想改善它的气动特性，必须想办法降低翼型下表面的相对流速。为此，研究人员对其进行了局部修形，让下翼面在接近后缘处的地方向内凹入，使后缘变薄，且向下弯曲(形状有点像蝌蚪)。这样调整之后，可明显减小下表面的气流速度，从而增大翼型后端区域的上下压差(称为后部加载)。如此一来，超临界翼型的升阻特性就比较理想了。

资料图：运-20机翼上的6片扰流板资料图：运-20机翼上的6片扰流板
　　一般而言，超临界翼型的临界M数比较高，采用此类翼型的机翼便可以将后掠角设计得小一点。在翼展相同的情况下，这有助于进一步减轻机翼的结构重量，提高其巡航升阻比，改善亚音速和高亚音速飞行时的经济效益。

　　超临界翼型不是一种，而是一族，以适应不同飞机的使用要求。各航空大国都对这种特殊的翼剖面进行过系统研究，且设计细节和获得的翼型参数是相互保密的。我国经过多年的探索，在超临界翼型的研究方面已取得了一大批成果，已有多款国产飞机选择了此类翼型。我国20世纪70年代初研制运-10客机时，就成功地运用了超临界翼型技术，从而使运-10的许多飞行性能胜过了波音707。由此类推，如果运-20也采用新开发的超临界翼型，那么在气动性能上，该机应明显超越伊尔-76，与同样选择超临界翼型的C-17基本相当。

　　

问：为什么C-17的机翼作动筒较少，机翼也更简洁？

　　答：运-20机翼下表面的襟翼作动机构及其整流罩虽比伊尔-76MD-90A少一套，但比C-17多两个。这是三者间的差异之一。其二，运-20所配备的滑退式三开缝襟翼的复杂程度显然要高于C-17采用的吹气式襟翼。第三，运-20的襟翼偏转角度也明显大干C-17。

　　三开缝襟翼是一种气动效率非常高的增升装置。它由多块附着在机翼后缘的可动翼片组成，平时收拢在机翼后缘处与机翼合为一体，只有在飞机处于起飞、着陆阶段或某些需要低速飞行的情况下，它们才转为滑退、偏转状态。使用时，三开缝襟翼沿下翼面安装的滑轨后退，同时下偏。这种襟翼放下、伸展后，不但可以改变机翼的剖面形状，加大翼型弯度，提高上下翼面间的速度差和压力差，还能利用依次滑退的活动翼片扩展机翼的面积，增升效果非常显著。

　　如果三开缝襟翼完全推展开来，便会在其翼面上形成三条横向的缝隙，通过这些缝隙把一部分压力较高的气流从机翼/襟翼的下表面引导至襟翼的上表面，将可大大增加上表面的流速，并利用气流的附壁效应(科安达效应)，改善襟翼背风区的流场，使紊乱的分离流重新变为附体流(紧贴在翼面上)。从吹风试验和试飞的结果看，这种先进襟翼系统的总体增升效果要比普通的简单式襟翼、开裂式襟翼、单开缝襟翼更好，可使全机的升力系数提高1.5倍左右(未扣除配平损失)。许多现代化的民航客机都采用了类似的襟翼增升装置。

　　当然，由于三开缝襟翼有多个相互独立的活动翼面，滑退、偏转机构较为复杂，展开后的襟翼面积和下弯角度很大，用于增升时它们所负担的举力和力矩自然也就比较高，因此需要一套复杂的由控制系统、作动装置、承力结构、导向滑轨、传感器等组成的机构来运转。翼型很薄的轻小型飞机难以应用这项技术，只有机翼相对较厚的大中型飞机才适合安装三开缝襟翼。

资料图：资料图：运-20与世界主要运输机尺寸对比示意图资料图：资料图：运-20与世界主要运输机尺寸对比示意图
　　C-17的钛合金外吹式襟翼也颇有特色。起飞和着陆时，利用发动机的喷流外吹在双开缝襟翼上，可产生较强的动力增升效果，从而大大降低飞机的起降速度，缩短滑跑距离(当然，运-20的襟翼也会受到发动机喷流的影响)。与滑退式的三开缝襟翼相比，这种固定式的双开缝襟翼绕轴放下时的偏转量较小，行程和力臂较短，受力情况较好，因此可适当地减少动作筒的数量，每块襟翼使用两套作动装置就够了。

　　

问：C-17、A400M的机翼有翼梢小翼，可以省油，中国商飞的C-919也采用此设计，为什么运-20没采用？

　　答：“翼梢小翼”的最初发明者也是理查德·惠特科姆博士，但最早应用这项技术的却是欧洲国家。为此，惠特科姆还曾与多个欧洲航空公司和飞机制造企业打官司。结果，持有该项专利技术的惠特科姆却输了。为什么？因为人家受其专利思想的启发，在“惠特科姆小翼”技术的基础上进行了大量的研究和改良试验，装在欧洲飞机上的翼尖小翼的构形与“惠特科姆小翼”已有很大的区别，因此，不好说别人是抄袭。

　　目前，欧洲空中客车公司研制的几乎所有的大中型民用飞机，如A300、A310、A318、A219、A320、A321、A330、A340等，均采用了不同类型的翼梢小翼，并取得了良好的经济效益。美国的波音、洛克希德·马丁等公司应用该项技术的时间相对较晚，波音757、767、777、MD-90、MD-95/波音717等方案在设计时均未考虑安装这种装置。波音747-400大型客机是波音公司产品中最早采用翼梢小翼的改进型飞机，设计人员为其增设了一个1.83米高的小翼。老款的波音737-100/200/300等型别未配翼梢小翼，较新的改进型如波音737-500/600/700也没装，直到最新的生产型波音737-800才采用了翼梢小翼方案。作为波音公司的军用拳头产品，C-17倒是在设计初期就采用这种新型设计，选择了NASA为其开发的高2.9米的小翼。

　　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。

资料图：翼梢小翼能降低翼尖涡强度，降低阻力资料图：翼梢小翼能降低翼尖涡强度，降低阻力
　　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)。

　　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。

　　

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。

资料图：运-20的后机身比较圆润，无需腹鳍资料图：运-20的后机身比较圆润，无需腹鳍
　　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。

　　

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。

资料图：把机翼背在背上可以保证货舱的连贯性资料图：把机翼背在背上可以保证货舱的连贯性
　　

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。

　　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。

资料图：伊尔-76的主起落架旋转90度收入机身资料图：伊尔-76的主起落架旋转90度收入机身
　　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。

　　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。

　　

问：伊尔-76和运-20的飞行速度都在800千米/小时以上，在此速度下，舱门还能向外推开吗？另外，下翻式的带梯舱门在飞行时是否也能启闭？

　　答：首先，在高亚音速状态下，由于气流的力量太大，舱门基本上是推不开的。而且人员和物资也不可能在800千米/小时的速度下离机。我们以弹射救生为例来说明这一问题。一般而言，当飞行速度超过400千米/小时后，受气流压力的影响，飞行员已很难依靠自己的力量爬出座舱了，必须借助外力离机。而当飞行速度达到800千米，小时以上时，如果不采取保护措施，弹射跳伞的飞行员便会面临受伤或死亡的威胁。显然，运输机实施空投、空降时的飞行速度最好控制在400千米/小时左右。

　　在较低的飞行速度条件下，左右转动式舱门比较容易推开，用于观察、空投和跳伞，而自带梯子的下翻式舱门很难做到。因为侧开式舱门的铰链轴是垂直于飞行方向的，在前方来流吹袭下，顶风受力的主要为门面，舱门各处负担的气动力比较平衡，它会均匀地将一部分力传给铰链及两个合页。若承力太大，舱门有向关闭的方向转动的趋势，对结构不会造成什么损害。而外形复杂的带梯舱门放下后，所受的气动力很难预测，有可能会发生抖震等情况。舱门的重力以及气动力、震动力等将全部传给顺气流方向安装的合页与铰链，前后两个合页及插在里面的转轴所承受的力和力矩是不一样的，拉扭力过大，且不均衡，机件就容易损坏。显然，除非遇到特殊情况，这种舱门是不宜在空中打开的。

　　简而言之，如果只在地面停放时使用，自带梯子的下翻式舱门的长处多一些，而若想在空中飞行时也能安全启闭，那么，侧开式舱门的适应性更好。

　　问：作为试验机，运-20表面似乎没有空速管，机头雷达罩上方的突起是不是压力感知器，能替代空速管吗？

　　答：对驾驶员来说，飞机的速度、高度、升降速度等参数是影响飞行安全、作战效能的关键信息，因此获取准确、连续的速度、高度读数非常重要。那么，怎样才能使飞行员知道座机当前的速度呢？在固定翼飞机上一般都是依靠空速管来进行相关数据测量的。

资料图：运-20的前机身铰链舱门资料图：运-20的前机身铰链舱门
空速管也叫皮托管、总压管、总一静压管。它是感受气流的总压(也称全压)和静压，并将测得的压力数据传送给大气数据计算机、飞行仪表的装置。这种航空装置主要是用来测量飞行速度的，同时还兼具其它多种功能。

　　总压由两部分组成：静压与动压。知道了总压和静压，就能得出动压的数据。而动压又和飞机与空气相对运动的速度有关，气流的相对速度越大，动压就越大。有了动压便可算出空速，或直接将测量值转换为某些飞行仪表的读数。

　　总一静压管由两个同心的圆管组成：内圆管为总压管，外套管为静压管。两者合为一体直指飞行的方向。总压管的前端正中央处，开有一个顺气流(法线方向)的通心孔——总压孔。而静压管的顶部是封闭的，但在其后部气流不易受干扰的侧面部位上开有许多圆形的、垂直于来流的小孔洞——静压孔。

　　飞行时，迎面气流经总压孔进入总压室后受阻减速，并最终将速度降至零。流速为零的这个点，学名叫做“驻点”(也称“停滞点”或“零速点”)。在该点，气流的全部动能都转化为“势能”(又称“位能”或“压力能”)，驻点处的压力，即为总压。接着，总压室将测量出的总压经导管传递给相关的飞行仪表或传感器、计算机。与此同时，由静压孔感受到的当地大气静压，则经静压室的导管输送出去。带缩涨膜盒的气压式仪表以及计算机、传感器根据获得的总压和静压，就可以计算、指示出空速来，并为飞行员提供驾驶飞机所需要的飞行高度、升降速度等信息。

　　由于速度、高度等数据对执行任务、保证安全非常重要，而测压用的空速管对流场的品质要求又很严格(受到扰动会产生误差)，因此，一般都将它们设置在机头、机翼中外翼段前缘或垂直尾翼顶端等远离干扰、气流比较“干净”的地方。

　　为了确保飞行安全，有的飞机还在机身侧面安装有一两套备份空速管或独立的应急总压管、应急静压孔。当空速管发生故障时，由它们为飞行仪表提供相应的气流压力数据。有些飞机的空速管上还装有风向标(也称气流方向传感器或流向角感应器)。它们与精密电位计(或解析器)连接在一起，用于测量相对于纵轴的气流方向的电信号，以得出迎角、侧滑角等参数。

　　在许多战斗机、攻击机、轰炸机身上，空速管所处的位置都非常显眼。然而，除了试飞的原型机外，现代大型运输机一般在机头处都看不到这类细长、醒目的空速管。那它们的空速管都装在哪里呢？伊尔-76、C-17、安-70等机型是将4套互为备份的L型空速管分置于前机身或驾驶舱两侧。日本C-2运输机的原型机——XC-2首飞时在其驾驶舱的正前方竖起了一块垂直于机身轴线的矩形板子，空速管架在其上端。估计这是一个临时性的措施，主要用于对比和校正性测量，生产型飞机会取消。

　　从目前发表的照片看，运-20的确在机体的各部位都找不到空速管。那么，这种新型运输机到底配没配空速管？如果没有，那它选择的是什么样的空速测量装置？读者首先会想到，依靠GPS、“北斗”卫星导航系统就可以测速，许多汽车上都带有此类简便的信息工具。而且实践证明，GPS给出的数值有可能比车载速度表还准确。

资料图：在空投伞兵时，伊尔-76相同位置的舱门可以这样打开资料图：在空投伞兵时，伊尔-76相同位置的舱门可以这样打开
　　这个想法无疑是对的。目前，许多有人驾驶的和无人驾驶的航空器都采用GPS导航定位系统，作为测量飞行速度的关键设备。但问题是，GPS提供的只是“地速”而非“空速”。

　　飞机驾驶员需要了解的飞行速度有几类：一是空速，即航空器相对于空气运动的真实速度(也称真空速)；二是指示空速，即根据海平面标准大气条件下动压与空速的关系算得的标准空速；三是地速，即航空器水平飞行时与地面的相对速度(平飞时从地面一点到另一点的实际速度)；四是升降速度，即航空器沿铅垂线的上升、下降速度；五是飞行马赫数，即航空器在某一高度层飞行时的空速与当地音速之比(也称飞行M数)。

　　我们知道，大气的物理参数(如密度、温度、压强等)是随高度的变化而变化的。动压、静压等也与大气密度或高度有关。在同样的相对流速情况下，若空气密度高，动压就大，密度低，动压便小，空速表内的波纹膜盒的缩涨率也随之改变。即空速一样时，空速表在不同高度层上的指示值是存在差异的：低空飞行时，空速表显示的刻度要比在高空时大。这种随高度而变化的空速被称为“表速”。常规的空速表盘上一般都有粗细两根指针，粗针指示的就是“表速”，细针指的则是经过修正的相当于海平面标准大气条件下的空速，这种不随高度的变化而变化的空速被称为“指示空速”或“实速”。

　　“地速”和“空速”这两种不同概念的速度对飞行都很重要。知道了地速，就能准确地掌握从某点飞往目的地所需的时间，计算出几点几分可以到达。而仅知道空速，可就无法准确预测了。那么，在飞行时是否了解地速就够了，空速无关紧要？情况并非如此。对于飞行员来说，只知地速，不知空速是绝对不行的。否则，将有可能出现下述情况：

　　——假设一架飞机的低空最大允许表度为1000千米/小时。如果该机在风速100千米/小时的情况下逆风飞行，测得地速为1000千米/小时，那么，它的实际空速可能已达到1100千米/小时，超出了临界值。低空的大气密度高，如果速压过大，对机体比较薄弱的部位(如进气口等)，就会造成损害，甚至引发事故。

　　——假设一架战斗机的最小机动速度为220千米/小时，最小平飞速度为200千米/小时。若该机在风速40千米/小时的情况下顺风飞行，测得地速为220千米/小时，那么，它的实际空速只有180千米/小时。在这种情况下是不能实施机动飞行的，甚至连维持平飞都做不到。此时，若操纵不当，飞机很容易进入失速、螺旋等危险状态。

　　空速的数据既然那么重要，运-20为何不配皮托管？是否还有其它的测量空速的方法呢？答案是肯定的。比如说前面提到的，装在飞机上的应急总压管和应急静压孔(其孔洞通常开在机身侧面的蒙皮上)。可以将该装置看作是一个像机身那么粗的全一静压管。除此之外，利用下述的办法和技术措施也能获得飞机的空速数据：在机体上设置振筒式压力传感器、热敏式压力传感器、数字式压力传感器、压敏电阻式传感器、应变片式传感器、桨叶式(风速计)传感器、精密压力变送器、嵌入式大气数据传感器等等。

　　目前，一些先进战机为了增强隐身性能，已取消了突出于机体外的金属制空速管，改而采用与飞机表面融合为一体的智能化数字压力传感器。如果运-20没有安装空速管，那么它一定配备了新型的高精度的空速测量装置。(作者署名：空军军事专家傅前哨本文转载空军之翼网站)

珠海航展的最新照片表明运-20采用了先进的分布式大气数据系统，机头除了多个L型空速管外，还有迎角传感器、侧滑角传感器、静压及总压传感等　　

作者: xlan1976 时间: 2014-11-27 15:46
百度了一下，这位傅前哨居然还算是俺的前辈呢，当然人家是修军机的，俺有点攀附的嫌疑。。

其它不多说了，傅前辈所说的可以算是绝佳的科普供大家学习参考。
一个是有关襟翼的问题，不知是不是记者的理解有误。机翼后面的整流罩里是多段式襟翼的作动机构和滑轨，没有作动筒。襟翼通常是通过丝杠和螺杆由翼身整流罩（如果是下单翼飞机就是轮舱）里的PDU驱动的，一般来说一边一个， PDU通常由液压马达或电马达驱动，正常用液压，备用用电。
还有就是空速管，在楼主的图里，运20的空速管非常明显啊，怎么记者会说运20没有空速管呢？

作者: 四处张望 时间: 2014-11-27 18:42

xlan1976 发表于 2014-11-27 15:46
百度了一下，这位傅前哨居然还算是俺的前辈呢，当然人家是修军机的，俺有点攀附的嫌疑。。
其它不多 ...

因为记者只认得直直长长的空速管

作者: 月下 时间: 2014-11-28 00:31
看着有点累

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