C-130戰術運輸機的氣動布局設計特點

周林，葉林峰，王偉

航空工業第一飛機設計研究院，陜西 西安 710089

C-130“大力神”（Hercules） 運輸機是美國洛克西德-馬丁公司設計生產的一款中型渦槳戰術運輸機，是美國戰術空運力量的絕對主力。生產至今已有半個多世紀，目前已發展了60多種型別、產量超過2300架，總計70多個國家和地區在使用這款飛機，它是迄今為止最成功、最具特色、最受歡迎的中型運輸機。它的設計應用了先進的設計理念及大量先進技術，引領了中型軍用運輸機的發展方向。因此，有必要對該型飛機的氣動布局進行研究，旨在為國內中型運輸機的研制提供參考。

1 總體布局

C-130飛機采用大展弦比、平直無后掠角、懸臂式上單翼，機翼翼吊4臺渦輪螺旋槳發動機，后掠式垂直尾翼（簡單垂尾）、正常式水平尾翼（簡稱平尾），機身前端為雷達艙、其后為駕駛艙、貨艙、機身尾部布置大型貨艙門，前三點式起落架、提升式主起落架在機身兩側，向上收藏在起落架鼓包內[1]，三面布局圖如圖1所示（單位為in，1in=25.4mm）。

C-130設計上最大的特點是其設計力求滿足戰術空運的實際要求，因此非常適合執行各種空運任務。

圖1 C-130飛機布局圖Fig.1 C-130 aircraft layout

2 氣動布局設計特點

2.1 機翼

采用懸臂式上單翼結構是C-130的一大特點，它引領了后續運輸機上單翼布局的潮流，在此之前的大多數運輸機（如著名的C-47飛機）大都采用下單翼布局。與下單翼相比較，上單翼布局具有如下的優點：（1）發動機/螺旋槳距地面的距離增大，適合于在前線野戰機場、未鋪砌道面上使用；（2）機翼離地面高，不與地面車輛相干擾，便于貨物裝卸；（3）上單翼布局氣動干擾阻力較小，升阻比較大。

C-130飛機機翼按遠程巡航飛行狀態并結合短距起降要求進行設計。巡航狀態的設計涉及到機翼展弦比、后掠角、梢根比等平面參數，同時要開展翼剖面的配置和結構之間的綜合權衡。

2.1.1 平面參數

機翼展弦比的增大有利于降低誘導阻力、提高升阻比，但結構重量（質量）也隨之增大[2]。圖2給出了不同飛行馬赫數（Ma）時飛機起飛重量隨展弦比的變化曲線。從圖中可以看到，在各種巡航馬赫數情況下展弦比在8～11的范圍內都比較平坦，趨勢顯示，較大的展弦比更適合于較低的速度，最小重量出現在展弦比10左右。C-130的巡航速度較低，展弦比取10。

圖2 起飛重量隨機翼展弦比變化曲線Fig.2 Takeoff weight variation curve with aspect ratio

機翼后掠的作用主要在于延緩壓縮性效應，允許較高的巡航馬赫數；缺點是后掠翼造成翼尖載荷增大和結構展長加長，這將引起結構重量的增加，而且后掠角引起的橫向流動使邊界層在翼尖堆積加厚，容易在翼尖處先發生分離并導致失速[3]。圖3給出了起飛重量與機翼后掠角的關系曲線，高飛行馬赫數時用較大后掠角有利，巡航速度低則用小后掠或平直機翼，C-130飛機的巡航馬赫數為0.5，直機翼是比較好的選擇。

圖3 起飛重量隨后掠角變化曲線Fig.3 Takeoff weight variation curve with sweep angle

梢根比是機翼平面形狀的又一重要參數，通常由以下條件來決定：

（1） 機翼翼弦的分布應使展向升力/環量分布趨近橢圓分布，以降低誘導阻力，從而避免額外的幾何或氣動扭轉。

（2） 機翼翼弦的分布應使剖面升力系數與剖面特性相兼容，避免可能導致抖振、阻力激增或流動分離的過高剖面升力系數。

（3） 應注意梢弦不應太短，因為熱效應會引起剖面升力降低并提前分離失速。

（4） 梢根比越小，機翼結構重量越輕；在同等條件下梢根比小，可增大油箱容積。

C-130飛機通過綜合權衡最終梢根比定為0.46。

2.1.2 翼型配置

C-130機翼翼根翼型采用NACA 64A318，翼尖翼型采用NACA 64A412，翼根相對厚度為18%，翼尖相對厚度為12%，最大相對厚度位于40%弦長處，相對彎度分別為3%和4%。這種NACA6系翼型具有層流流動特征，可明顯減小摩擦阻力。圖4給出了C-130飛機所用的翼型形狀和上表面典型的壓力分布形態，其前緣有較大范圍的順壓梯度。

圖4 C-130飛機NACA6系翼型Fig.4 C-130 aircraft NACA6 series airfoil

2.1.3 增升裝置

高升力裝置的設計是高升力要求與低阻力之間的匹配。C-130飛機機翼設計出色地解決了巡航與短距起降之間的矛盾，采用單縫富勒襟翼從而避免使用復雜的高升力裝置。發動機失效起飛時，較小的阻力可以保持安全爬升率，特別是C-130飛機要求在很短的未鋪砌跑道上起降使用，為此要求襟翼起飛偏角較小，為獲得更高升力，需要伸長弦長以增大機翼面積。C-130采用富勒襟翼通過增加弦長從而增大機翼面積，襟翼起飛構型如圖5所示。C-130飛機在無動力情況下升力系數為2.2，在有動力情況下升力系數可以達到3.4。

圖5 襟翼起飛構型Fig.5 Flap take-off configuration

著陸時，較大的襟翼偏角產生較大的阻力是可以接受的，可以用比起飛時高的升力系數。大的阻力值，在有動力和無動力狀態之間下滑坡度有很大的變化范圍。例如C-130飛機在下滑階段提供特定的動力以滿足給定的下滑軌跡要求。C-130飛機的襟翼著陸構型如圖6所示，在無動力情況下升力系數為2.5，在有動力情況下升力系數可以達到3.5。

圖6 襟翼著陸構型Fig.6 Flap landing configuration

2.2 機身

C-130飛機機身采用鋁合金半硬殼式結構，駕駛艙和貨艙為增壓艙，駕駛艙后方有供機組人員休息的艙間；機身尾部布置大型貨艙門，貨艙門采用了上下兩片，能在空中開閉。在空中艙門放下時是貨物空投平臺或作為跳傘門，在地面時艙門放下成為裝卸坡道，如圖7所示。

圖7 C-130飛機后貨艙門Fig.7 C-130 aircraft aft cargo door

C-130飛機完全是力求滿足戰術空運的實際要求開展設計的，具有足夠大的裝載容積，貨艙長12.19m，高2.74m，最大寬度3.1m，最小寬度3.04m，滿足當時美國絕大部分裝備的裝載要求。C-130飛機一次可以連續投下24個集裝箱，也可以一次空投一個完整的榴彈炮班組（包含三只貨盤上的裝備及8名傘兵）；貨艙內可裝載92名士兵或64名傘兵，或74名擔架傷員和兩名醫護人員，或5個463L貨盤（2.24m×2.67m），也可以裝載加油車、155mm榴彈炮及其牽引車。

2.3 尾翼

C-130飛機尾翼采用后掠翼式垂尾，固定式低平尾，置于機身尾部。

C-130飛機低平尾尾翼布局與其他軍用運輸機的T形尾翼布局相比，傳力路線更直接、結構更簡單，操作系統干擾比較少。對于渦輪螺旋槳飛機，平尾處于螺旋槳滑流之中有利于提高平尾效率，不利之處在于平尾距機翼近力臂短，要保持相同的平尾尾容量需要較大的平尾面積。

2.4 動力裝置

對于戰術型運輸機，采用渦輪螺旋槳發動機相對于渦輪風扇發動機具有非常突出的特點，主要包括螺旋槳發動機耗油率低、重量輕、單機成本低經濟性好；另外，從增升的效果來看，螺旋槳滑流對飛機最大升力系數的增大量非常明顯，對于以遠程運輸為主要任務、特別強調短距起降和小速度性能的戰術運輸機來說，選擇渦輪螺旋槳發動機為動力裝置是非常合適的。

C-130飛機之所以選擇4臺渦輪螺旋槳發動機，正是基于上述螺旋槳發動機的優越性，并考慮提高飛行安全性、特別是單發故障飛行安全性而做出的決定。

2.5 起落架

C-130飛機起落架為液壓收放前三點式，前起落架為并列雙輪式，主起落架為單串列雙輪式。起落架的布置如圖8所示。

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

C-130飛機的主起落架設計很有特色。首先，機身式主起落架布置與上單翼氣動布局相協調，其好處是貨艙地板離地高度低便于貨物裝卸，主起落架相對安裝在機翼上要短得多，重量輕、穩度好。但是，機身式主起落架布置存在主輪距較小、地面滑跑穩定性較差。其次，C-130飛機的主起落架采用提升式收放形式，起落架收起時處在機身兩側突出的流線型起落架艙內，不占用機身貨艙的空間，方便了貨艙的設計，同時使得機身的結構能夠保持連續完整，結構強度好。不利之處是起落架收起后機輪置于機身腹部的起落架艙內，起落架艙鼓包比較大，相應增加了飛行阻力。最后，主起落架采用串列式布置而沒有采用并列式，一方面：可以使起落架鼓包橫截面減小，盡可能地減少氣動阻力；另一方面，盡可能地將主輪距增大，可以提高飛機的側翻角，C-130飛機的側翻角達到61°。

3 結束語

C-130飛機的設計具有以下幾個特點：

（1）上單翼布局。上單翼不僅可以避開地面上的作業車輛、便于貨物裝卸，同時可以提高飛機氣動效率。

（2）大展弦比機翼。機翼展弦比選在8～11之間，大大降低飛機誘導阻力，提高飛機氣動性能。

（3）提升式起落架。提升式起落架設計可以有效降低貨艙地板高度，提高貨物裝卸效率。

（4）機身兩側起落架鼓包。將起落架布置在機身兩側，可以增加機身貨艙空間利用率，相比安裝在機身下部具有較強的抗側翻能力。

C-130飛機作為一款優秀的戰術運輸平臺，引領了軍用運輸機的潮流，它的上單翼、翼吊4臺螺旋槳發動機，以及機身兩側布置起落架設計思路被各國飛機設計單位廣為采用，也為國內中型戰術運輸機的設計提供借鑒。