Photo: Internet
問：很多網友指出，運-20的氣動外形和機翼與伊爾-76很像，能否分析一下兩者機翼的設計特點，以及它們之間有什麼區別？
答（傅前哨）：通過照片觀察，運-20與伊爾-76的外觀差異還是比較大的。第一，伊爾-76採用多乘員駕駛體制，在機頭處佈置有領航艙，其前方和下 部分別安裝了氣象雷達、地形測繪雷達等設備，外形顯得不夠光順。運-20安裝有先進的航電系統和導航定位系統，機組人員相對較少，且不設領航艙，其機頭幹 淨、簡潔，阻力也較小。第二，運-20選擇的T形尾翼的構形不同于伊爾-76，比伊爾-76的垂直尾翼要細高一些，看上去更接近美國C-17、西歐 A400M運輸機。第三，運-20的方向舵分為上下兩段，左右升降舵分為內外兩段，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於垂尾安定面的上方，而運-20的垂直尾翼上沒有頂錐，其水準尾翼安定面和升降舵的位置較為靠後。第五，運-20的機身 比伊爾-76要粗，可載運更寬、更高的貨物。第六，運-20的主起落架以及起落架艙的設計與伊爾-76完全不同。
當然，運-20與伊爾-76之間也有相似之處。從平面形狀看，運-20的機翼與伊爾-76就比較像（與C-17不一樣）。比如說，它們都選擇了位於機 身之上的大展弦比、中等後掠角主翼，機翼的前緣後掠角恒定（1/4弦線後掠角大約在24-26度左右），機翼後緣採用兩種後掠方式——中外翼段的後緣後掠 角要大一些，而內翼段的後掠角明顯減小。這樣設計的好處是，既能保證機翼根部有較寬的弦長和麵積，以改善其承力狀況，提高內翼段和中央翼的結構強度，又能 保證機翼有較大的展弦比，以改善全機的升阻特性，提高巡航飛行時的經濟性。另外，運-20與伊爾-76的主翼前緣均設有全展向的多段前緣縫翼，並在內翼段 和中翼段的後緣安裝了兩套後退式三開縫襟翼，機翼外側的後緣則佈置副翼。它們的襟翼系統增升效果良好，有助於縮短起降滑跑距離。
不過，儘管二者的模樣很像，但若仔細分析一下，便不難發現，它們在細節上仍存在許多不同的地方。運-20內翼段的後緣後掠角比伊爾-76略大一些，中 外翼段的後掠角又稍小一點。如果它們的翼展長度相當的話，那麼，運-20的機翼面積和飛行中的總升力就會大一些，這對提高運輸機的承載能力、改善起降性能 都是有好處的。
再有，伊爾-76在左右機翼的上表面各設有8塊用於增阻和控制姿態的擾流板（總共16片），C-17在每側機翼上分別安裝了4段面積較大的擾流片（總共8塊）。而從運-20著陸過程的錄影看，該機每副機翼似乎只配備了2個大型的擾流板（接地前和滑跑時相繼打開）。
運20與新型的伊爾-76MD-90A（伊爾-476）在機翼上的另一個差別是襟翼作動筒的數量不同。伊爾-76MD-90A每側機翼的襟翼作動筒和整流 罩為7套（內襟翼4個、外襟翼3個）。而運20單側的襟翼作動機構只有6套（每副襟翼各3個）。少一套作動機構和整流裝置，有助於簡化飛機的液壓/電氣系 統、減輕內部結構重量、減小機翼的外形阻力。
問：有媒體報導說，運-20採用了先進的“超臨界翼型”，能簡單解釋一下這種機翼的特點嗎？
答：翼型，也稱翼剖面，對飛機的升阻特性影響很大。目前飛機上常用的機翼翼型主要有凹凸、平凸、雙凸、對稱等基本形狀，超臨界翼型屬於雙凸翼型中的一種。
飛機是靠氣流流經機翼，在其上下表面間形成速度差（從而導致壓力差）來產生升力的。當飛機處於中小迎角狀態時，在相同的時間裡氣流繞過機翼上表面所走 的路程比流經下翼面的距離長，由此造成機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。於是，便在上下翼面 之間產生了壓力差。
在飛機的運動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，相對於來流速度，翼面上的局部流速 明顯加快。當飛機的速度進入M數0.85～0.9的高亞音速區域，翼面流場的速度將率先達到音速（M數1）。 此時的飛行M數被稱為“臨界馬赫數”。若 飛機繼續增速，機翼表面便會出現局部激波，從而引發激波阻力，導致全機阻力係數陡升。為了保證良好的經濟性，一般的客機、運輸機的飛行速度不宜超過臨界M 數（臨界馬赫數）。
如果想在維持較高升阻比的前提下，進一步向上擴展有利飛行速度區間，就必須設法提高機翼的臨界M數。減小翼型厚度、增大機翼前緣後掠角等，均是有效的措施。但無論是薄翼型還是後掠翼都存在著升力係數低、結構強度差等問題。
超臨界翼型的設想是NASA（美國國家航空航天局）的著名科學家理查·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 對平坦，氣流的加速過程趨緩，從而可推遲局部激波產生的時機（將臨界M數提升至0.95左右），即使產生了激波，其強度也比較弱。這種特殊的厚翼型不但能 提高飛機的最大經濟速度，還具有機翼內部容積大、結構重量輕等優點。
不過，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）。要想改善它的氣動特性，必須想辦法降低翼 型下表面的相對流速。為此，研究人員對其進行了局部修形，讓下翼面在接近後緣處的地方向內凹入，使後緣變薄，且向下彎曲（形狀有點像蝌蚪）。這樣調整之 後，可明顯減小下表面的氣流速度，從而增大翼型後端區域的上下壓差（稱為後部載入）。如此一來，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數比較高，採用此類翼型的機翼便可以將後掠角設計得小一點。在翼展相同的情況下，這有助於進一步減輕機翼的結構重量，提高其巡航升阻比，改善亞音速和高亞音速飛行時的經濟效益。
超臨界翼型不是一種，而是一族，以適應不同飛機的使用要求。各航空大國都對這種特殊的翼剖面進行過系統研究，且設計細節和獲得的翼型參數是相互保密 的。我國經過多年的探索，在超臨界翼型的研究方面已取得了一大批成果，已有多款國產飛機選擇了此類翼型。我國20世紀70年代初研製運-10客機時，就成 功地運用了超臨界翼型技術，從而使運-10的許多飛行性能勝過了波音707。由此類推，如果運-20也採用新開發的超臨界翼型，那麼在氣動性能上，該機應 明顯超越伊爾-76，與同樣選擇超臨界翼型的C-17基本相當。
問：為什麼C-17的機翼作動筒較少，機翼也更簡潔？
答：運-20機翼下表面的襟翼作動機構及其整流罩雖比伊爾-76MD-90A少一套，但比C-17多兩個。這是三者間的差異之一。其二，運-20所配 備的滑退式三開縫襟翼的複雜程度顯然要高於C-17採用的吹氣式襟翼。第三，運-20的襟翼偏轉角度也明顯大幹C-17。
三開縫襟翼是一種氣動效率非常高的增升裝置。它由多塊附著在機翼後緣的可動翼片組成，平時收攏在機翼後緣處與機翼合為一體，只有在飛機處於起飛、著陸 階段或某些需要低速飛行的情況下，它們才轉為滑退、偏轉狀態。使用時，三開縫襟翼沿下翼面安裝的滑軌後退，同時下偏。這種襟翼放下、伸展後，不但可以改變 機翼的剖面形狀，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翼片擴展機翼的面積，增升效果非常顯著。
如果三開縫襟翼完全推展開來，便會在其翼面上形成三條橫向的縫隙，通過這些縫隙把一部分壓力較高的氣流從機翼/襟翼的下表面引導至襟翼的上表面，將可 大大增加上表面的流速，並利用氣流的附壁效應（科安達效應），改善襟翼背風區的流場，使紊亂的分離流重新變為附體流（緊貼在翼面上）。從吹風試驗和試飛的 結果看，這種先進襟翼系統的總體增升效果要比普通的簡單式襟翼、開裂式襟翼、單開縫襟翼更好，可使全機的升力係數提高1.5倍左右（未扣除配平損失）。許 多現代化的民航客機都採用了類似的襟翼增升裝置。
當然，由於三開縫襟翼有多個相互獨立的活動翼面，滑退、偏轉機構較為複雜，展開後的襟翼面積和下彎角度很大，用於增升時它們所負擔的舉力和力矩自然也 就比較高，因此需要一套複雜的由控制系統、作動裝置、承力結構、導向滑軌、感測器等組成的機構來運轉。翼型很薄的輕小型飛機難以應用這項技術，只有機翼相 對較厚的大中型飛機才適合安裝三開縫襟翼。
C-17的鈦合金外吹式襟翼也頗有特色。起飛和著陸時，利用發動機的噴流外吹在雙開縫襟翼上，可產生較強的動力增升效果，從而大大降低飛機的起降速 度，縮短滑跑距離（當然，運-20的襟翼也會受到發動機噴流的影響）。與滑退式的三開縫襟翼相比，這種固定式的雙開縫襟翼繞軸放下時的偏轉量較小，行程和 力臂較短，受力情況較好，因此可適當地減少動作筒的數量，每塊襟翼使用兩套作動裝置就夠了。
問：C-17、A400M的機翼有翼梢小翼，可以省油，中國商飛的C-919也採用此設計，為什麼運-20沒採用？
答：“翼梢小翼”的最初發明者也是理查，惠特科姆博士，但最早應用這項技術的卻是歐洲國家。為此，惠特科姆還曾與多個歐洲航空公司和飛機製造企業打 官司。結果，持有該項專利技術的惠特科姆卻輸了。為什麼？因為人家受其專利思想的啟發，在“惠特科姆小翼”技術的基礎上進行了大量的研究和改良試驗，裝在 歐洲飛機上的翼尖小翼的構形與“惠特科姆小翼”已有很大的區別，因此，不好說別人是抄襲。
目前，歐洲空中客車公司研製的幾乎所有的大中型民用飛機，如A300、A310、A318、A219、A320、A321、A330、A340等，均 採用了不同類型的翼梢小翼，並取得了良好的經濟效益。美國的波音、洛克希德·馬丁等公司應用該項技術的時間相對較晚，波音757、767、777、MD- 90、MD-95/波音717等方案在設計時均未考慮安裝這種裝置。波音747-400大型客機是波音公司產品中最早採用翼梢小翼的改進型飛機，設計人員 為其增設了一個1.83米高的小翼。老款的波音737-100/200/300等型別未配翼梢小翼，較新的改進型如波音737-500/600/700也 沒裝，直到最新的生產型波音737-800才採用了翼梢小翼方案。作為波音公司的軍用拳頭產品，C-17倒是在設計初期就採用這種新型設計，選擇了 NASA為其開發的高2.9米的小翼。
翼梢小翼的作用正如網友所言，可以省油。那麼，它又是如何達成節能減排指標的？從原理上講，這種氣動裝置是通過阻擋和分散翼尖渦的方式，削弱這一有害 能量的影響，從而給機翼增升減阻，最終實現降低油耗、加大航程和航時之目的。前面提到，飛機主要靠氣流在機翼上表面與下翼面間產生速度差、壓力差來產生升 力。在機翼翼尖的區域，由於下翼面的壓力高於上表面，底部氣流有向上翻卷、進行壓力交換的趨勢，並最終形成翼尖渦。這股渦流會給飛機帶來不利的幹擾——使 翼尖的升力減小，阻力增加（稱為翼尖誘導阻力或升致阻力），從而導致全機升阻比降低。為此，發動機必須付出更多的能量才能維持飛機的飛行，巡航經濟性也隨 之變差。
怎樣才能減少翼尖渦的有害影響呢？措施之一是加大機翼翼展，儘量縮小翼尖渦對機翼的幹擾範圍。但增大翼展又會引發結構強度、剛度、重量等一系列問題。 辦法之二是對翼尖進行修形，如採用橢圓翼尖、低阻翼尖等方案，但這些措施的效果有限。對策之三便是安裝翼尖端板、翼尖帆片、翼梢小翼等氣動裝置。它們一般 垂直、傾斜或水準佈設在翼尖處，用以阻擋和分散翼尖渦，以降低其對機翼的不利影響。
試驗資料表明，“全封閉”式翼尖端板的氣動效益不如翼梢小翼好，因為它在減少誘導阻力的同時，本身也會產生一定的磨擦阻力和幹擾阻力，對改善全機升阻 特性的貢獻不大（除非把它當做“翼稍立尾”使用）。而裝在翼尖較為靠後位置上的翼梢小翼可使全機的升阻比提高1%-15%。當然，加裝翼梢小翼後也會帶來 一些新問題：一是小翼本身有一定的重量，二是它們產生的氣動力將對翼根形成不小的彎矩。因此，機翼的強度、剛度等需要加強，結構重量也將增大。
翼梢小翼的降阻增升幅度視使用物件而異，存在著較大的差別。同類構形的翼梢小翼裝在不同的機翼上，會產生不一樣的效果。反之，特定的機翼配置不同的翼 梢小翼也會得到不一樣的結局。總體而言，翼稍弦長相對較短的大展弦比機翼從翼梢小翼身上獲取的好處相對較少（升阻比約提高1%～5%）：而翼稍相對較長的 小展弦比機翼獲得的收益比例則往往較大（升阻比可提高7%-15%）。
不過，看問題不能僅盯著局部，還要觀察整體。採用大展弦比機翼的運輸機、旅客機安裝翼梢小翼後獲利雖然只有百分之一二，但因其耗油量的絕對值很大，在 經濟上得到的好處還是相當可觀的。輕型的米格-21MF戰鬥機以亞音速巡航飛行時，每千米約耗油2升，而大型的波音747-200B四發客機，飛行一千米 平均耗油19.1升。若以每架波音747-200B平均每天飛行10000千米（每年飛300天）計，加裝了翼梢小翼的波音747機隊一年能省多少油？
新研製的大型飛機裝不裝翼梢小翼要根據具體情況而定，採用什麼樣的翼梢小翼，也需進行綜合權衡。翼梢小翼的種類、款式，花樣繁多，如英國人發明的翼尖帆 片，中國人發明的翼尖渦輪、翼尖鴨式小翼，美國人發明的惠特科姆小翼、整體彎曲上翹小翼等。它們的實際使用效果、適配機型均不一樣，吹風試驗和理論計算時 必須進行反復的對比和驗證。這無形中會加大前期階段的設計、試驗工作量和開發費用，並影響研製進度。因此，運-20暫不採用翼梢小翼是有其道理的，這為下 一步的改進、改型留下了空間。首先解決大型運輸機的有無問題，然後再不斷優化（例如修改氣動外形、換裝動力裝置等）。
那麼，同為中國大飛機專案的C-919客機方案為何又一次性地選用翼梢小翼呢？我認為這個選擇也是正確的。客機研發部門優先考慮的也許是“取證”問 題，因為民用客機在試飛成功之後還需要花費大量的資金、用較長的時間進行適航取證工作。只有在取得型號合格證、適航證之後，新型客機才允許投入國內、國際 航線使用。若已經拿到了適航證，設計部門又對飛機的氣動外形小改了一把（比如加裝翼梢小翼），那麼，就需要重新進行試飛取證，這在經濟上、研製週期上都是 很不合算的。其次，民用客機更重視耗油率、航程、航時等經濟性指標，運營成本低的飛機有利於產品推廣。因此，不如畢其功於一役，首飛時便安上此類氣動裝 置。也許，這就是運-20和C-919在翼梢小翼問題上採取不同策略的原因。
問：美國的C-17、日本的C-2運輸機為什麼有尾鰭，而運-20沒有？
答：位於後機身下方的這些固定安裝的垂直翼面或倒v字形外張式翼片一般被稱為腹鰭。許多作戰飛機均設置有單腹鰭、雙腹鰭或三雙腹鰭。腹鰭的主要功能是 用於提高飛機在低速大迎角飛行和超音速飛行時的方向安定性。許多運輸機（如C-17、C-1、C-2、安-24、安-32、“新舟”60等）也安裝了類似 腹鰭的氣動裝置。
為了方便裝卸貨物，運輸機的艙門和機身的離地高度往往都比較低，但機身過於低矮也會帶來問題：起降時有可能因操縱不當而擦碰機尾腹部。防止擦尾的技術 措施之一，是將後機身下方設計成向上彎折的形狀。這種處理方式的流線型不夠理想，在某些飛行迎角狀態下，在機尾下方很容易形成一個“死水區”。前方來的氣 流進入這一區域後便會發生分離的現象，產生紊亂的渦流，從而造成飛機的“底阻”增大，安定性變差。
為瞭解決這一矛盾，在某些運輸機的後機身下緣增設了腹鰭，以改善局部區域的流場。此類裝置一般都選擇垂直或外張式雙腹鰭方案，且腹鰭的安裝方式不是順 氣流方向，而是沿著機尾收形的角度配置，即它們之間不是平行的，而是帶有一定的夾角。有的運輸機方案安裝的兩片腹鰭甚至在尾尖處相交。其目的是將後機身腹 部的紊亂氣流理順、引走，從而改善機體下方的流場，降低飛機的底阻。
位於機尾的雙腹鰭沒有沿機體軸順氣流安裝，而是與前方來流形成一定的夾角，這樣設置會不會產生額外的迎風阻力呢？一般來講不會。因為它們處於背風區，面對的不是飛機前方的高速來流，而是後機身腹部的速度較低的渦流。只要把這些亂流梳導、清理掉就OK了。
運-20原型機沒有安裝腹鰭，說明該機後機身的氣動外形設計得比較流暢、光順，氣流的分離情況不嚴重。當然，最終還要看試飛的結果。若飛行測試的資料與風洞吹風的資料相一致，就維持原設計。如果遇到問題，再加裝腹鰭也來得及。
問：從正面看，運-20上單機翼中部，完全在機身外，比較突兀，C-17比較自然，當然這會佔用機身內空間，如何權衡？
答：為了方便人員上下飛機和裝卸貨物，軍用運輸機往往選擇上單翼後尾式氣動佈局和較短的起落架（有些運輸機的起落架還配備有升降機構），以降低機身與 地面問的距離。而為了容納較大尺寸的物品，大部分軍用運輸機的機身採用寬體結構，其橫截面多呈圓形、蛋形、雙圓形或矩形。
那麼，同為採用上單翼的大型運輸機，為何C-17“環球霸王”的機翼基本上穿過機身上部，而運-20、伊爾-76的主翼卻“架”在機背上呢？這主要與貨艙的設計尺寸、機體的製造工藝等因素有關。
C-17的機身直徑比較粗，其貨艙尺寸與C-5A很接近，機內空間相當大。C-5A戰略運輸機共設有4個艙室：駕駛艙、前上貨艙、後上貨艙、下貨艙。 前上貨艙長11.99米：後上貨艙長18.20米；下貨艙是主貨艙，其寬度為5.79米，高4.11米，容積985立方米。C-17貨艙的最大寬度 5.49米，最大高度4.50米，容積將近600立方米，可以裝載一輛60噸重的M1A1型主戰坦克或3架AH-64型武裝直升機。該機的貨艙高度甚至超 過了比它個頭還大的C-5A，採用“插入式”的上單翼佈局對空運重型裝備不會產生什麼影響。
與最大起飛重量265.35噸，最大載重量76.66噸的C-17相比，載重40噸級的伊爾-76的貨艙長、寬、高明顯要小一號（分別為24.5米、 3.45米、3.4米，容積只有235立方米）。為了保證機內有足夠的空間和高度裝載大型貨物，將機翼佈置在機身上面，是比較合理的。運-20的機身直徑 雖然比伊爾-76大一些，但也沒有C-17那麼粗，因此，也選擇了同樣的機翼安裝方式。
將中央翼完全放在機身外，的確顯得比較突兀，那麼，會不會因此而生成額外的阻力呢？只要整流蒙皮的設計、製造比較好，阻力係數的增值並不大。而且，凸起的整流包還有可能產生一定的升力貢獻，並提供額外的機內空間。
問：運-20的縱列式主起落架與伊爾-76、C-17相比各有什麼特點？
答：為了保證滿載時能在機場安全起降，大型的軍用運輸機一般都採用多支柱、多輪式起落架，並配備中、低壓輪胎。主起落架和機輪往往都設置在機身兩側凸 出的保形艙內。鼓出來的這兩個大包會產生一定的阻力，為何不像前起落架那樣，飛機升空後將主起落架直接收入機身呢？在進行方案設計時，主要出於兩個考慮。
一是大型運輸機的主起落架及機輪的數量比較多，將多套主起落架和小車式機輪收起後放入機身，會佔據較大的內部空間。
二是由於這些起落架均安裝在機身上，而機體再粗，也無法保證有足夠的主輪距。對飛機來說，若主輪距太小（左右起落架相互之間的距離比較近），在起降和地面轉彎時便有可能發生側翻的事故。
那麼，如何增大運輸機的主輪距呢？目前可供選擇的措施大致有下述幾個。
一是把左右起落架佈置在機翼或發動機艙的下方，以保證主輪距滿足使用要求。不過，對於上單翼飛機而言，這麼設計會導致主起落架過長、過重。因此，該方法只適用於輕小型運輸機（如安-32、運-7等），對大型運輸機來說基本上不可行。
二是將主起落架支柱設計成外張的八字形，以適當拉開左右機輪的間隔。但該方案的受力情況不是太好，重量會有所增加。
三是在機身下部增設一對短翼，將兩個主起落架和機輪安裝在短翼外側。其優點是：短翼可產生一定的升力，且阻力也不大。缺點是：這種辦法只能安裝一對主起落架，難以佈置多支柱起落架，因此，只適合輕小型飛機使用。
四是把多支柱主起落架前後串列安裝在位於機身外的起落架艙內。這樣做的優點是：既可滿足增大主輪距的要求，又不必佔據機身內的空間。其不足之處是：機 身中部突出的大鼓包會增加全機的飛行阻力，因此，需在整流修形上多下些工夫。目前，幾乎所有的大型運輸機都選擇了第四種設計方案。
運-20運輸機採用液壓可收放式前三點起落架。升空之後，配裝並列雙輪的前起落架收入駕駛艙下方的機體內。該機機身左右分設三組雙輪式主起落架，起飛 後，它們分別收入機身兩側的整流罩內。該機在起降裝置方面與伊爾-76、C-17A的最大差異是主起落架/機輪系統的設計不一樣。伊爾-76採用的是雙支 柱8輪式主起落架，每個緩衝支柱的左右各裝一對雙輪；C-17A則選擇雙支柱6輪式主起落架，每個起落架配三個機輪。
從停放和地面滑行的照片中不難看出，伊爾-76和C-17A的主起落架有一部分機輪位於整流罩之外或處在艙門的邊緣，飛機離地升空後，它們不能直接向 前、向後、向上或向內側收入起落架艙裡，其緩衝支柱必須先帶著機輪旋轉一定的角度後，才能將其整體納入艙內。顯然，它們的起落架和機輪的運動控制機構比較 複雜。相比之下，運-20飛機主起落架的收放過程就簡單多了，而簡單便意味著省錢、重量輕、故障率低。安-70、安-124、C-5、XC-2、 A400M等多數大中型運輸機機型均選擇了此類簡單、可靠的起降裝置方案。
問：運-20的機身上、發動機艙上的類似電離輻射的標誌是什麼？
答：大多數讀者和觀眾是從各媒體播出和刊發的殲-15艦載機首次成功地在“遼寧”號航母上攔阻著艦、滑躍起飛的新聞錄影及照片中，第一次目睹到該圖案 的。這些非常顯眼的標誌，給人們留下了深刻的印象。在運-20原型機上，人們又看到了類似的圖形標識，只不過它們被畫在了飛機的不同部位上。殲-15將此 款圓形標誌依次噴塗于機頭雷達罩、駕駛艙後下方、發動機進氣道、翼尖導彈發射架、腹鰭和立尾的外側（導發架上的圖案為長方形）。運-20則將它們分別印在 了前機身、主起落架艙、外側發動機艙、後機身、垂直尾翼的表面。
如果仔細觀察，就會發現，該圓形標誌的周邊為一道黑圈和一道白圈，以及幾條不同角度、位置的白色短線，圈內對稱的四塊扇形面分別被填上了黑黃兩色。這 款很像“電離輻射”的圖案看上去相當醒目，但也透出些許神秘感。此類標識性的符號在已服役的軍用飛機上是看不到的。採用蒙皮材料原裝色（多為黃、綠、白等 色彩）的剛剛出廠、尚未交付用戶的新飛機，甚至許多用於試飛的原型機，一般也不噴塗黑黃相間的圓形標識。那麼，此類圖案又有何功能呢？
顯然，它們是試飛科研機構為了達成某種目的，而專門為處於評估、檢測、試飛、取證階段的一些新機型精心設計的。
過去，類似的標誌在飛機三面圖等藍圖中主要用來表示全機的重心位置，但在部分新開發成功的飛機上，該圖示代表的是某些用於測量和觀察用的基準點。畫上 這些明顯的標記後，可便於專用的光學設備對空中的飛機進行動態參數測量、資訊採集、航空拍照，或實施目視觀察和精確的跟蹤、定位。特別是在新機試飛時的伴 飛、編隊飛行（包括模擬空中加油）過程中，這些塗在機體不同部位上的顯眼標識，就成為了彼此間參照、觀測的重要基點。
有報導說，運-20首次滑跑起飛之前，有一架殲-15艦載機先行升空，在試飛時陪伴其左右。這兩架飛機都是塗有特殊的圓形標誌圖案的。伴飛過程的情況 千變萬化，用攝像機、照相機、紅外探測器等光學設備以及用目視的方法對試飛中的航空器進行空中觀察、資料採錄和攝影、攝像時，有時需要雙方保持同步，維持 統一的速度、高度；有時需要加大二者的速度差、高度差；有時又需要變換觀測的角度、姿態，調整相互位置。在兩個不同機種、機型（特別是試飛飛機）之間進行 這樣的編隊伴飛和協同配合，是有一定困難的，因為雙方的相關資料可能無法即時交聯和溝通，用目視觀察、光電儀器掃描的方式進行伴隨、跟蹤、測試和記錄，也 許是最簡便易行的方式。除此之外，在科研試飛中，這些色調明快的圖形標識還有其它的用途。
實踐證明，在機體上只標注一個參考基點是遠遠不夠的，飛機的姿態、角度改變後，很可能就看不到該圖示了（或被機翼、尾翼、發動機艙等遮擋住了），因此，需要在飛機的前後、左右、上下等各部位的表面有多個這樣的特殊印記。
問：運-20的前機艙門與伊爾-76相似，有合頁，為推拉開關門，上下飛機還需專門的梯子。為什麼不採用C-17、A400M、中國的“新舟”客機那樣的可收放、直接帶梯子的艙門設計？
答：帶梯子的艙門多用於機身離地高度較低的運輸機、公務機和通用飛機。其轉軸位於艙門的下緣，機門的內側附有一套固定式的或可伸張、合攏的梯子。艙門 開啟時是從上向下繞鉸鏈軸打開的，關閉的過程則相反。此類組合式機艙門的設計很巧妙，優點也很明顯：一舉兩得，使用方便。轉場時，飛機不必自帶登機梯，也 不需要機場為其準備相應的出入機艙的設施。缺點是：構造複雜、重量稍大、成本較高。不過，對於軍用運輸機來說，這根本算不上什麼問題。
前後滑動式推拉門在運輸機上並不常見（一些玻璃窗蓋、口蓋採用此法），而使用左右轉動式常規艙門的機型則比較多。其鉸鏈軸位於艙門的側緣，開鎖後，采 取推轉和拉轉的方式即可啟閉。旋轉式艙門的合頁有的位於門的內側，也有些裝於外側，這是有講究的。前者只能向裡開啟（開啟時需佔用一定的機內空間），後者 必須向外推才能打開。
帶梯子的艙門並非高科技產品，我國完全有能力設計、製造。關鍵在於做何抉擇。對於大型運輸機來說，隨機攜帶一個供乘員上下飛機的小梯子也占不了多少地方。而使用配備電動或機械偏轉裝置的下折式帶梯艙門，收放時反而會覺得操作過程複雜了點、麻煩了點。
另外，配置哪一種前、後艙登機門，在設計和使用性能上可能還有其它的一些考慮。與伊爾-76一樣，運-20採用的也是將鉸鏈軸合頁設在外部的左右開閉 式艙門（合頁還進行了整流），即該機的艙門選擇了向外打開的方式。為什麼要這樣設計？一些照片顯示，伊爾-76運輸機在空中飛行狀態，其機身側面的艙門是 可以逆氣流開啟的，以用於空投和傘降。顯然，運-20的艙門也具備此種能力。
問：伊爾-76和運-20的飛行速度都在800千米/小時以上，在此速度下，艙門還能向外推開嗎？另外，下翻式的帶梯艙門在飛行時是否也能啟閉？
答：首先，在高亞音速狀態下，由於氣流的力量太大，艙門基本上是推不開的。而且人員和物資也不可能在800千米/小時的速度下離機。我們以彈射救生為 例來說明這一問題。一般而言，當飛行速度超過400千米/小時後，受氣流壓力的影響，飛行員已很難依靠自己的力量爬出座艙了，必須借助外力離機。而當飛行 速度達到800千米，小時以上時，如果不採取保護措施，彈射跳傘的飛行員便會面臨受傷或死亡的威脅。顯然，運輸機實施空投、空降時的飛行速度最好控制在 400千米/小時左右。
在較低的飛行速度條件下，左右轉動式艙門比較容易推開，用於觀察、空投和跳傘，而自帶梯子的下翻式艙門很難做到。因為側開式艙門的鉸鏈軸是垂直於飛行 方向的，在前方來流吹襲下，頂風受力的主要為門面，艙門各處負擔的氣動力比較平衡，它會均勻地將一部分力傳給鉸鏈及兩個合頁。若承力太大，艙門有向關閉的 方向轉動的趨勢，對結構不會造成什麼損害。而外形複雜的帶梯艙門放下後，所受的氣動力很難預測，有可能會發生抖震等情況。艙門的重力以及氣動力、震動力等 將全部傳給順氣流方向安裝的合頁與鉸鏈，前後兩個合頁及插在裡面的轉軸所承受的力和力矩是不一樣的，拉扭力過大，且不均衡，機件就容易損壞。顯然，除非遇 到特殊情況，這種艙門是不宜在空中打開的。
簡而言之，如果只在地面停放時使用，自帶梯子的下翻式艙門的長處多一些，而若想在空中飛行時也能安全啟閉，那麼，側開式艙門的適應性更好。
問：作為試驗機，運-20表面似乎沒有空速管，機頭雷達罩上方的突起是不是壓力感知器，能替代空速管嗎？
答：對駕駛員來說，飛機的速度、高度、升降速度等參數是影響飛行安全、作戰效能的關鍵資訊，因此獲取準確、連續的速度、高度讀數非常重要。那麼，怎樣才能使飛行員知道座機當前的速度呢？在固定翼飛機上一般都是依靠空速管來進行相關資料測量的。
空速管也叫皮託管、總壓管、總一靜壓管。它是感受氣流的總壓（也稱全壓）和靜壓，並將測得的壓力資料傳送給大氣資料電腦、飛行儀錶的裝置。這種航空裝置主要是用來測量飛行速度的，同時還兼具其它多種功能。
總壓由兩部分組成：靜壓與動壓。知道了總壓和靜壓，就能得出動壓的數據。而動壓又和飛機與空氣相對運動的速度有關，氣流的相對速度越大，動壓就越大。有了動壓便可算出空速，或直接將測量值轉換為某些飛行儀錶的讀數。
總一靜壓管由兩個同心的圓管組成：內圓管為總壓管，外套管為靜壓管。兩者合為一體直指飛行的方向。總壓管的前端正中央處，開有一個順氣流（法線方向） 的通心孔——總壓孔。而靜壓管的頂部是封閉的，但在其後部氣流不易受幹擾的側面部位上開有許多圓形的、垂直於來流的小孔洞——靜壓孔。
飛行時，迎面氣流經總壓孔進入總壓室後受阻減速，並最終將速度降至零。流速為零的這個點，學名叫做“駐點”（也稱“停滯點”或“零速點”）。在該點， 氣流的全部動能都轉化為“勢能”（又稱“位能”或“壓力能”），駐點處的壓力，即為總壓。接著，總壓室將測量出的總壓經導管傳遞給相關的飛行儀錶或傳感 器、電腦。與此同時，由靜壓孔感受到的當地大氣靜壓，則經靜壓室的導管輸送出去。帶縮漲膜盒的氣壓式儀錶以及電腦、感測器根據獲得的總壓和靜壓，就可 以計算、指示出空速來，並為飛行員提供駕駛飛機所需要的飛行高度、升降速度等資訊。
由於速度、高度等資料對執行任務、保證安全非常重要，而測壓用的空速管對流場的品質要求又很嚴格（受到擾動會產生誤差），因此，一般都將它們設置在機頭、機翼中外翼段前緣或垂直尾翼頂端等遠離幹擾、氣流比較“乾淨”的地方。
為了確保飛行安全，有的飛機還在機身側面安裝有一兩套備份空速管或獨立的應急總壓管、應急靜壓孔。當空速管發生故障時，由它們為飛行儀錶提供相應的氣 流壓力資料。有些飛機的空速管上還裝有風向標（也稱氣流方向感測器或流向角感應器）。它們與精密電位計（或解析器）連接在一起，用於測量相對於縱軸的氣流 方向的電信號，以得出迎角、側滑角等參數。
在許多戰鬥機、攻擊機、轟炸機身上，空速管所處的位置都非常顯眼。然而，除了試飛的原型機外，現代大型運輸機一般在機頭處都看不到這類細長、醒目的空 速管。那它們的空速管都裝在哪裡呢？伊爾-76、C-17、安-70等機型是將4套互為備份的L型空速管分置於前機身或駕駛艙兩側。日本C-2運輸機的原 型機——XC-2首飛時在其駕駛艙的正前方豎起了一塊垂直於機身軸線的矩形板子，空速管架在其上端。估計這是一個臨時性的措施，主要用於對比和校正性測 量，生產型飛機會取消。
從目前發表的照片看，運-20的確在機體的各部位都找不到空速管。那麼，這種新型運輸機到底配沒配空速管？如果沒有，那它選擇的是什麼樣的空速測量裝 置？讀者首先會想到，依靠GPS、“北斗”衛星導航系統就可以測速，許多汽車上都帶有此類簡便的資訊工具。而且實踐證明，GPS給出的數值有可能比車載速 度表還準確。
這個想法無疑是對的。目前，許多有人駕駛的和無人駕駛的航空器都採用GPS導航定位系統，作為測量飛行速度的關鍵設備。但問題是，GPS提供的只是“地速”而非“空速”。
飛機駕駛員需要瞭解的飛行速度有幾類：一是空速，即航空器相對於空氣運動的真實速度（也稱真空速）；二是指示空速，即根據海平面標準大氣條件下動壓與 空速的關係算得的標準空速；三是地速，即航空器水準飛行時與地面的相對速度（平飛時從地面一點到另一點的實際速度）；四是升降速度，即航空器沿鉛垂線的上 升、下降速度；五是飛行馬赫數，即航空器在某一高度層飛行時的空速與當地音速之比（也稱飛行M數）。
我們知道，大氣的物理參數（如密度、溫度、壓強等）是隨高度的變化而變化的。動壓、靜壓等也與大氣密度或高度有關。在同樣的相對流速情況下，若空氣密 度高，動壓就大，密度低，動壓便小，空速表內的波紋膜盒的縮漲率也隨之改變。即空速一樣時，空速表在不同高度層上的指示值是存在差異的：低空飛行時，空速 表顯示的刻度要比在高空時大。這種隨高度而變化的空速被稱為“表速”。常規的空速錶盤上一般都有粗細兩根指標，粗針指示的就是“表速”，細針指的則是經過 修正的相當於海平面標準大氣條件下的空速，這種不隨高度的變化而變化的空速被稱為“指示空速”或“實速”。
“地速”和“空速”這兩種不同概念的速度對飛行都很重要。知道了地速，就能準確地掌握從某點飛往目的地所需的時間，計算出幾點幾分可以到達。而僅知道 空速，可就無法準確預測了。那麼，在飛行時是否瞭解地速就夠了，空速無關緊要？情況並非如此。對於飛行員來說，只知地速，不知空速是絕對不行的。否則，將 有可能出現下述情況：
——假設一架飛機的低空最大允許表度為1000千米/小時。如果該機在風速100千米/小時的情況下逆風飛行，測得地速為1000千米/小時，那麼， 它的實際空速可能已達到1100千米/小時，超出了臨界值。低空的大氣密度高，如果速壓過大，對機體比較薄弱的部位（如進氣口等），就會造成損害，甚至引 發事故。
——假設一架戰鬥機的最小機動速度為220千米/小時，最小平飛速度為200千米/小時。若該機在風速40千米/小時的情況下順風飛行，測得地速為 220千米/小時，那麼，它的實際空速只有180千米/小時。在這種情況下是不能實施機動飛行的，甚至連維持平飛都做不到。此時，若操縱不當，飛機很容易 進入失速、螺旋等危險狀態。
空速的資料既然那麼重要，運-20為何不配皮託管？是否還有其它的測量空速的方法呢？答案是肯定的。比如說前面提到的，裝在飛機上的應急總壓管和應急 靜壓孔（其孔洞通常開在機身側面的蒙皮上）。可以將該裝置看作是一個像機身那麼粗的全一靜壓管。除此之外，利用下述的辦法和技術措施也能獲得飛機的空速數 據：在機體上設置振筒式壓力感測器、熱敏式壓力感測器、數字式壓力感測器、壓敏電阻式感測器、應變片式感測器、槳葉式（風速計）感測器、精密壓力變送器、 嵌入式大氣資料感測器等等。
目前，一些先進戰機為了增強隱身性能，已取消了突出於機體外的金屬制空速管，改而採用與飛機表面融合為一體的智慧化數位壓力感測器。如果運-20沒有安裝空速管，那麼它一定配備了新型的高精度的空速測量裝置。
問：運-20機身呈現出黃色、綠色、白色等顏色，是不同材料？還是不同廠家製造？
答：運-20是全國大協作的產物，許多單位都參與了該型機的研發或承擔了零部件的製造工作。
從顏色的基調看，運-20的原型機主要由黃、綠、白三種基本色彩構成。根據色塊可以觀察出，它大致分為這麼幾部分，機頭與前機身、主翼與發動機吊艙、 中機身與主起落架艙、後機身、垂直尾翼與水準尾翼等幾個大型組合件。不同顏色的大部件肯定是由不同企業提供的，即使是相同的外表塗裝，也不一定由一家生 產。另外，有些特殊的顏色，表示採用了不同的材料。比如說，位於機頭的白色雷達罩，採用的就是特殊的透波性能比較好的複合材料。
留言列表
