Из Википедии, бесплатной энциклопедии
  (Перенаправлено с передней кромки манжеты )
Перейти к навигации Перейти к поиску
Обвисшая передняя кромка манжеты, установленная на American Aviation AA-1 Yankee в рамках эксперимента НАСА.

Передняя кромка манжета является фиксированным аэродинамическим крылом устройства , используемое на неподвижном крыло самолета , чтобы улучшить стойло и спиновые характеристики. Манжеты могут быть либо заводскими, либо дополнительными модификациями. [1]

Манжета передней кромки является модификацией передней кромки крыла, обычно слегка опущенной наружной передней кромкой . В большинстве случаев модификации внешней передней кромки крыла манжета крыла начинается примерно на 50–70% полувыведения и охватывает внешнюю переднюю кромку крыла. [2]

Основная цель состоит в том, чтобы добиться более постепенного и мягкого начала сваливания без какой-либо тенденции к отклонению от вращения, особенно если исходное крыло имеет резкое / асимметричное поведение сваливания [1] [3] с пассивным, неподвижным, недорогим устройством. это окажет минимальное влияние на производительность. Еще одним преимуществом является снижение скорости сваливания при более низких скоростях захода на посадку и более коротких посадочных дистанциях. Они также могут, в зависимости от расположения манжеты, улучшить управление элеронами на низкой скорости.

Терминология [ править ]

В технических отчетах о сопротивлении срыву / вращению передние манжеты назывались концепцией провисания, или опущенной передней кромкой ( DLE ), или модифицированной внешней передней кромкой . [4] В этих отчетах и ​​других отчетах НАСА по тому же объекту [5] выражение «передняя кромка манжеты» не использовалось.

Другие авторы используют просто «манжету» или «манжету крыла». [6]

История [ править ]

НАСА руководило программой исследований сваливания / вращения в авиации общего назначения в 1970-х и 1980-х годах, используя модели и полномасштабные эксперименты, ища эффективные средства для улучшения характеристик сваливания / вращения самолетов авиации общего назначения. [7]

Влияние центральной выемки в середине размаха на максимальную подъемную силу крыла было продемонстрировано в 1976 году. [8] После испытаний различных модификаций передней кромки на моделях и полноразмерных самолетах НАСА в конечном итоге выбрало полуразмахную загнутую переднюю кромку ( DLE), который впервые был испытан на американском авиашоу AA-1 Yankee (1978).

В отчете НАСА 1979 г. [9] объясняется, что при больших углах атаки неоднородность манжеты создает вихрь, который действует как заграждение, не позволяя отделенному потоку продвигаться за борт. Наклон подъемника имеет более пологую вершину, а угол сваливания сдвинут до более высокого угла. Чтобы достичь больших углов атаки, необходимо наклонить внешний профиль крыла. В некоторых экспериментах исследуются «преувеличенные» наклонные передние кромки. Физическая причина эффекта манжеты четко не объяснена. [10]

Некоторые гораздо более старые отчеты дали похожие результаты. В отчете NACA 1932 года [11] о влиянии пазов различной длины на передней кромке говорилось, что «это показатель того, что прорези на каждом конце крыла в некоторой степени работают как отдельное крыло».

Получение более высоких коэффициентов подъемной силы в результате удаления пограничного слоя хорошо известно на гребных винтах (центробежная сила, вызывающая смещение пограничного слоя наружу) [12] или крыльях (всасывание пограничного слоя). Внутренний вихрь на передней кромке манжеты и вихрь на конце крыла действуют как для удаления пограничного слоя внешней части крыла, помогая этому виртуальному крылу с низким удлинением достичь большего угла сваливания. [13]

Важным моментом является то, что крыло, по-видимому, аэродинамически разделено на две части: внутреннюю остановленную часть и внешнюю часть, которая ведет себя как изолированное крыло с низким удлинением, способное достигать большого угла атаки. Резкий разрыв манжеты - ключевой фактор; все попытки постепенного обтекания для подавления вихря и положительные эффекты модификации вновь привели к резкому срыву наконечника. [14]

Результаты сваливания / вращения [ править ]

Согласно отчету НАСА о сваливании / вращении, «базовые самолеты: AA-1 (Yankee), C-23 (Sundowner), PA-28 (Arrow), C-172 (Skyhawk) участвовали во вращениях в 59-98 процентах случаев. преднамеренные попытки входа в штопор, в то время как модифицированный самолет входил во вращение только в 5% попыток и требовал длительных, усиленных управляющих воздействий или чрезмерных нагрузок, чтобы способствовать входу в штопор ». [15]

Соотношение сторон крыла и эффекты расположения [ править ]

Наиболее успешные экспериментальные результаты НАСА были получены на крыле с довольно низким удлинением 6: 1 (Grumman Yankee AA-1) с DLE, расположенным на 57% от полупролетного размаха. Поскольку вихри (внутренняя манжета и законцовка крыла) эффективны при ограниченной длине размаха (примерно в 1,5 раза превышающей локальную хорду), один только DLE не может сохранить достаточную внешнюю подъемную силу, чтобы сохранить контроль крена в случае крыла с большим удлинением. [16] Крылья с соотношением сторон более 8 или 9 оснащены другими устройствами для завершения эффекта манжеты, [17] например, полосами для остановки (которые используются на Cirrus SR22 и Cessna 400 ), «слоты Rao» (используемые на Questair Venture ), генераторы вихрей или сегментированное падение (как используется на модифицированном НАСАCessna 210 ). В случае крыла Cessna 210 с большим удлинением (AR = 11: 1) гашение крена при сваливании было не таким эффективным. [18]

Корпус с высокорасположенным крылом был иной. Полномасштабные испытания модифицированной Cessna 172 показали, что одной внешней манжеты передней кромки недостаточно, чтобы предотвратить вылет из-за штопора, самолету не хватало курсовой устойчивости при больших углах атаки. С добавленным подфюзеляжным стабилизатором самолет вошел в управляемую спираль вместо вращения. [19]

Штраф за перетаскивание [ править ]

В зависимости от длины и формы манжеты, передняя кромка манжеты может оказывать аэродинамическое воздействие на полученную скорость сопротивления сваливанию / вращению, что приводит к некоторой потере крейсерской скорости полета, хотя иногда она слишком мала, «чтобы ее можно было обнаружить производственными приборами». [20] В случае с лучшей модификацией крыла AA-1 Yankee потеря крейсерской скорости составила 2 мили в час или 2%, потери скорости при наборе высоты не было. [21] Воздействие на крейсерскую скорость Piper PA-28 RX (модифицированный T-образный хвост) не было измерено. [22] Для Questair Venture: «В ходе тщательно контролируемых эксплуатационных испытаний было обнаружено, что ухудшение крейсерских характеристик незаметно (1 узел)». [23]

Приложения [ править ]

Впервые внешние манжеты, за исключением исследовательских самолетов НАСА, использовались на Rutan VariEze в 1978 году. Они были испытаны в аэродинамической трубе в 1982 году, а позже (1984) заменены на вортилоны . [24]

Следующие самолеты были модифицированы для экспериментов с добавлением внешней манжеты передней кромки в результате программы исследований НАСА по срыву / вращению:

  • Grumman American AA-1 X (1978) [25]
  • Beechcraft C-23X (1980)
  • Piper PA28 RX, модифицированный (Т-образный хвост) (1981) [26]
  • Cessna 172 X (1983), [27]
  • Verilite Sunbird , толкач с высоким крылом (1986) [28]
  • Questair Venture [29]
  • Cessna 210 (1987), высокое удлинение крыла, [30]
  • Смит тренер (1992) [31]

Передовые манжеты используются на 1900 - х года высокопроизводительных легких самолетов , как на Cirrus SR20 и Columbia 350 , который , как накопленный FAA - сертификации с устройством. [32] [33]

Некоторые вторичные поставщики комплектов КВП используют передние манжеты, в некоторых случаях в сочетании с такими другими аэродинамическими устройствами, как ограждения крыльев и опускающиеся элероны. [34]

См. Также [ править ]

  • Передний откидной клапан
  • Передняя планка
  • Стрейк (воздухоплавание)

Ссылки [ править ]

  1. ^ a b Крейн, Дейл: Словарь авиационных терминов, третье издание , стр. 144. Авиационные материалы и академические науки, 1997. ISBN  1-56027-287-2
  2. ^ Расположение, относящееся к полупролету: Beech C23 0,54, Piper PA-28 0,55, Yankee AA-1 0,57, Cirrus SR20 0,61, Lancair 300 0,66, Questair Venture 0,70, Cessna 172 0,71 - согласно SAE TP 2000-01-1691, стр.14
  3. ↑ Кокс, Джек (ноябрь 1988 г.). «Questair Venture, часть вторая» . Проверено 8 августа 2009 .
  4. ^ Стаф, ДиКарло « Развитие сопротивления скручиванию для малых самолетов - ретроспектива» , SAE TP 2000-01-1691 или «Nasa Stall Spin Paper from 1970s, или [1] .
  5. ^ НАСА TP 2011 (Янки AA-1), НАСА TP 2772 (Cessna 210)
  6. ^ Берт Рутан, Canard Pusher n ° 19 (1979), «Манжета крыла улучшает стойло VariEze» или более свежий дизайн манжеты крыла для Cessna CJ1 [2]
  7. ^ Х. Пол Стаф III и Дэниел Дж. ДиКарло, Развитие сопротивления вращению для малых самолетов - ретроспектива , серия SAE TP 2000-01-1691
  8. ^ Крегер, РА; и Фейстел, Т., Снижение тенденций входа в сваливание за счет аэродинамического дизайна крыла , документ SAE 760481.
  9. ^ НАСА TP 1589, Исследование аэродинамической трубы полномасштабного самолета авиации общего назначения, оснащенного усовершенствованным крылом с естественным ламинарным потоком
  10. ^ НАСА TP 1589: «Механизм, с помощью которого подъемник внешней панели поддерживается до таких улучшенных характеристик сваливания / вращения, был неясен».
  11. ↑ NACA TN 423, Вейк, Фред Э. Исследование бокового управления при полете сваливания на легком моноплане с высокорасположенным крылом, испытанном с различной степенью размыва и различной длиной паза передней кромки. [3]
  12. ^ Hoerner, Гидродинамический лифт , 12-24
  13. ↑ Циммерман, NACA TN 539, 1935, «Аэродинамические характеристики нескольких профилей с малым удлинением». «Сохранение невозмущенного потока до очень больших углов атаки ... очевидно, связано с действием концевых вихрей при удалении пограничного слоя, который в конце концов накапливается около задней кромки верхней поверхности профиля».
  14. ^ Добавление обтекателя ... для устранения разрыва вновь введено резкое срывание наконечника (SAE TP 2000-01-1691)
  15. ↑ Сводка результатов попыток вращения четырех исследовательских самолетов НАСА. , [4]
  16. ^ Барнаби Вайнфан, KitPlanes, июль 1998 г., аэродинамическая труба, лихорадка в стойлах - тема месяца: «Было обнаружено, что конфигурация манжеты с одинарным провисанием, описанная в НАСА TP 1589, недостаточна для предотвращения вращения крыльев с большим коэффициентом вращения».
  17. ^ Мурри, Джордан, Nasa TP 2772, Исследование аэродинамической трубы полномасштабного самолета авиации общего назначения, оборудованного усовершенствованным крылом с естественным ламинарным потоком (Cessna 210), передовые модификации, стр.9, «Данные для подвесного двигателя. Конфигурация наклона демонстрирует значительно улучшенные характеристики демпфирования крена в стойле; однако нестабильные характеристики демпфирования крена не могут быть полностью устранены с помощью одного лишь подвеса двигателя ".
  18. ↑ NASA TP 2722, «... неустойчивое сваливание и повторное присоединение, возникающее на внутренней стороне верхней поверхности крыла по мере того, как крыло срывалось».
  19. ^ Исследования модификаций для улучшения сопротивления вращению однодвигательного легкого самолета с высокорасположенным крылом , SAE Paper 891039 (1989)
  20. ↑ Х. Холмс, Программа сваливания / вращения авиации общего назначения НАСА , Sport Aviation, январь 1989 г.
  21. ^ Влияние модификаций переднего края крыла на полномасштабный низкокрылый самолет авиации общего назначения , НАСА TP 2011, Характеристики лобового сопротивления, стр. 13
  22. ^ Nasa TP 2691, Полет Исследование эффектов подвесного Wing-Передовая модификация на Stall / Спин Характеристика Low-Wing, одномоторный, T-Tail Light Самолета  : « в пределах точности измерений, никакой разницы не было найдена в лобовом сопротивлении самолета для коэффициентов подъемной силы, типичных для крейсерского полета ».
  23. ^ "Сопротивление спину" (PDF) . почемуcirrus.com .
  24. ^ Рутан VariEze , НАСА TP 2382 (1985)др НАСА TP 2623 (1986)
  25. ^ НАСА TP 1589, НАСА TP 2011
  26. ^ НАСА CT 3636, НАСА TP 2691
  27. ^ Бумага SAE 891039
  28. ^ AIAA 86-2596
  29. ^ Спорт Авиация ноября 88. Meyerдр Yip, АИАА отчет 89-2237-CP.
  30. ^ НАСА TP 2772
  31. ^ DOT / FAA / CT-92/17, AIAA / FAA Совместный симпозиум по GA
  32. ^ «Данные» . grumman.net .
  33. Перейти ↑ Cessna (2009). «Эта красота не только на поверхности кожи» . Архивировано из оригинала на 2009-07-26 . Проверено 8 августа 2009 .
  34. ^ Horton Inc (nd). "Описание комплекта Horton STOL" . Архивировано из оригинала на 2008-11-21 . Проверено 8 августа 2009 .

Внешние ссылки [ править ]

  • Крыло вихревые устройства [5]