葉龍海 朱亞男

摘 要 KFM翼型是一種新型翼型，與常規(guī)翼型相比，其在機翼表面上采用階梯形式，從而對機翼的氣動特性造成改變，本文采用Xflr5軟件對Clark Y翼型和KFM翼型進行氣動分析，KFM翼型在小迎角時的升力系數(shù)和升阻比均比Clark Y翼型的升力系數(shù)和升阻比大，通過翼型表面壓力分析，在機翼迎角較大時，在KFM翼型的階梯處會出現(xiàn)紊流，從而使飛機的升力系數(shù)和升阻比減小。

關(guān)鍵詞 KFM翼型；升力系數(shù)；升阻比

機翼是飛機升力的來源，人們通過不斷地改變機翼的形狀，從而使飛機的性能不斷提高。隨著時代和科技的發(fā)展，人們對飛機的飛行性能的要求不斷提高，從而出現(xiàn)了更多的機翼種類，如S形翼型，雙凸翼型等。一種優(yōu)越的機翼可以促使一個國家的航空領(lǐng)域更加強大，在軍事和商用上都會產(chǎn)生巨大的經(jīng)濟利益，在現(xiàn)實中能有效地使飛機的飛行性能更加穩(wěn)定，提升飛機的安全性和操作性[1]。

1 KFM翼型原理

KFM翼型在其弦長的50%～60%出現(xiàn)階梯，階梯高度為翼型厚度的9%～12%，如圖 1所示，當(dāng)氣流流過KFM翼型時，在階梯后形成旋轉(zhuǎn)的附著渦流，渦流與KFM翼型組成了一個傳統(tǒng)翼型的形狀，由于空氣與其之間的阻力非常小，從而減小了飛機機翼所受的阻力。

2 KFM翼型設(shè)計

為了便于對KFM翼型的研究，以Clark Y為原型機翼，在其上翼面制作階梯，通過對比兩個翼型的升力系數(shù)，升阻比等關(guān)鍵參數(shù)，從而得出KFM翼型的優(yōu)勢和不足。

KFM翼型家族眾多，本文只針對KFM-2和KFM-3翼型進行了理論驗證，選用弦長為336mm，厚度為30mm的Clark Y翼型為原始翼型，KFM-2翼型在Clark Y機翼弦長的50%處開始制作階梯，階梯高度為機翼厚度的9%。KFM-3的第一個階梯與KFM-2相同，KFM-3翼型的第二個階梯從KFM-2翼型的階梯與上翼面相交處開始制作，如圖3，圖4所示[2]。

3 KFM翼型模擬計算

3.1 KFM-2翼型和KFM-3翼型分析

本文通過KFM翼型與ClarkY翼型的升阻比和迎角的關(guān)系以及升力系數(shù)和迎角的關(guān)系等進行對比。由于對翼型的修改使機翼上翼面后緣出現(xiàn)了一個90°的階梯，而這種翼型在上表面非線性的外形變化導(dǎo)致了氣動特性的非線性變化，所以在進行軟件分析時進行階梯的趨近化模擬，即在階梯處用一條光滑的圓弧進行替代。

通過把翼型數(shù)據(jù)導(dǎo)入XFLR5翼型分析軟件中，并設(shè)置Re=10000，Ma=0，得到圖 4升力系數(shù)與迎角的關(guān)系圖 （藍(lán)色曲線為Clark Y翼型，紅色曲線為KFM-2翼型，青色曲線為KFM-3翼型），KFM-2翼型在迎角小于7°時有較好的升力系數(shù)，并且在迎角小于7°時升力系數(shù)比Clark Y較大，當(dāng)迎角大于7°時，升力系數(shù)與Clark Y翼型相比反而減小，通過數(shù)據(jù)看到，KFM-2的失速迎角與Clark-Y幾乎重合，通過分析Clark-Y翼型、KFM-2翼型和KFM-3翼型迎角為7°時翼型表面的氣流狀態(tài)，發(fā)現(xiàn)在KFM-2和KFM-3翼型上表面階梯處會出現(xiàn)回旋的渦流，并且階梯的增多，會造成回旋渦流的增多，渦流與KFM翼型組成了一個傳統(tǒng)翼型的形狀，由于空氣與其之間的阻力非常小，從而飛機機翼的升力系數(shù)增加。并且KFM-3翼型在迎角小于7°時，升力系數(shù)比KFM-2翼型的升力系數(shù)較大，但是增多并不明顯。當(dāng)迎角大于7°時，由于氣流分離點前提，不會在階梯上形成回旋的渦流，反而在階梯處發(fā)生紊流，從而使機翼的升力系數(shù)下降[3]。

如圖5（藍(lán)色曲線為Clark Y翼型，紅色曲線為KFM-2翼型，青色曲線為KFM-3翼型）所示，KFM-2翼型的升阻比在迎角小于8°時比Clark Y翼型的大，當(dāng)迎角大于8迎時升阻比沒有Clark-Y翼型大，這是因為在迎角小于8°時，升力系數(shù)的增加大于阻力系數(shù)的增加，所以升阻比整體增加，但是當(dāng)迎角大于8°時，阻力的增加大于升力的增加，所以升阻比整體減小，但是在3°-8°之間KFM-2和KFM-3之間阻力系數(shù)會先增加然后減小，因此在3°-8°之間升阻比會先減小后增大[4]。

與Clark Y不同的是，在ClarkY升阻比下降附近KFM-2翼型升阻比小幅度下降，到達(dá)Clark Y的升阻比下降點后又小幅度上升，而后到達(dá)自己的飛機失穩(wěn)點，但是KFM-2翼型的失穩(wěn)點相對Clark Y飛機的失穩(wěn)點卻往后移動了，而兩個機翼之間的差距在于KFM-2存在階梯。說明階梯的存在會使升阻比的失穩(wěn)處發(fā)生波折，但是會相應(yīng)地使飛機的失穩(wěn)點靠后。

圖4所示，KFM-3的升力系數(shù)在小迎角時升力比Clark Y較大，但是在8°以后，升力系數(shù)較Clark Y較小，如圖5所示，升阻比在小迎角時同樣比Clark Y較大，并且在Clark Y附近升阻比波動較大，但是失速迎角靠后。

觀察圖4和圖5中KFM-2和KFM-3翼型的升力系數(shù)、升阻比與迎角的關(guān)系，發(fā)現(xiàn)KFM-2和KFM-3翼型的升力系數(shù)與迎角的關(guān)系曲線幾乎重合，但是升阻比與迎角關(guān)系的曲線卻不重合，并且當(dāng)迎角在3迎-8迎之間時，KFM-3出現(xiàn)的波動比KFM-2較大，升阻比與迎角關(guān)系曲線波動幅度較大。

3.2 KFM-2翼型和KFM-3翼型表面壓力分析

通過對KFM-2和KFM-3的升力系數(shù)與迎角曲線的觀察，發(fā)現(xiàn)KFM-2的升力較KFM-3較好，升阻比也比KFM-3多了一個波折區(qū)間，從而得到階梯的增多不但不能提高機翼的升力系數(shù)，反而使機翼的升力系數(shù)下降。在KFM-2和KFM-3翼型上表面階梯處的壓力較為集中，而KFM-3翼型表面的壓力更為集中，這說明階梯的增多會造成升力的過多損失，對升阻比的波折會更加明顯[5]。

4 結(jié)束語

（1）KFM-2在小迎角時升力系數(shù)比Clark Y較大，隨著迎角的增加，升力系數(shù)慢慢變得沒有Clark Y大。

（2）KFM-2的升力系數(shù)較KFM-3較好，升阻比也比KFM-3多了一個波折區(qū)間，這表明階梯的增多并不會增大升力系數(shù)和升阻比，反而會減小升力系數(shù)和升阻比。

（3）KFM-2翼型的升阻比在小迎角時比Clark Y翼型的大， KFM-2失速迎角較大。

參考文獻

[1] 張煒，蘇建民，張亞鋒.模型飛機的翼型與機翼[M].北京：航空工業(yè)出版社，2007：57.

[2] 陳康生.創(chuàng)新KFm翼型大不同[J].航空模型，2015，（10）：34-37.

[3]馮志壯，李斌.表面凹凸充氣機翼的氣動特性研究[J].航空工程進展，2014，5（1）：38-45.

[4] 呂強，葉正寅，李棟.充氣結(jié)構(gòu)機翼的設(shè)計和試驗研究[J].飛行力學(xué)，2007，25（4）：77-80，85.

[5] 賈青萍.充氣式機翼結(jié)構(gòu)設(shè)計及性能分析[D].北京：北京航空航天大學(xué)航空科學(xué)與工程學(xué)院，2006.

作者簡介

葉龍海（1988-）男，畢業(yè)院校：飛行學(xué)院安陽工學(xué)院，專業(yè)：機結(jié)構(gòu)強度、飛機結(jié)構(gòu)分析，講師；現(xiàn)就職單位：安陽工學(xué)院飛行學(xué)院；研究方向：飛機結(jié)構(gòu)強度、飛機結(jié)構(gòu)分析。