Un manguito de borde de ataque es un dispositivo de ala aerodinámica fija que se emplea en aviones de ala fija para mejorar las características de pérdida y giro . Los puños pueden ser de diseño de fábrica o una modificación adicional del mercado secundario. [1]
Un manguito de borde de ataque es una modificación del borde de ataque del ala, generalmente una extensión del borde de ataque exterior ligeramente inclinada . En la mayoría de los casos de modificación del borde de ataque externo, el manguito del ala comienza alrededor del 50-70% de la mitad de la luz y se extiende por el borde de ataque externo del ala. [2]
El objetivo principal es producir un inicio de pérdida más gradual y suave, sin ninguna tendencia a la salida de giro, particularmente cuando el ala original tiene un comportamiento de pérdida agudo / asimétrico [1] [3] con un dispositivo pasivo, inmóvil y de bajo costo eso tendría un impacto mínimo en el rendimiento. Un beneficio adicional es reducir la velocidad de pérdida, con velocidades de aproximación más bajas y distancias de aterrizaje más cortas. También pueden, dependiendo de la ubicación del manguito, mejorar el control de los alerones a baja velocidad.
Terminología
Los puños del borde de ataque se denominaron concepto de caída o borde de ataque inclinado ( DLE ), o borde de ataque externo modificado en los informes técnicos sobre resistencia a pérdida / giro. [4] En estos informes y otros informes de la NASA sobre el mismo objeto, [5] no se utilizó la expresión "brazalete de vanguardia".
Otros autores usan simplemente "manguito" o "manguito de ala". [6]
Historia
La NASA dirigió un programa de investigación de pérdida / giro de la aviación general durante las décadas de 1970 y 1980, utilizando modelos y experimentos a gran escala, buscando un medio eficaz para mejorar las características de pérdida / giro de los aviones de aviación general. [7]
El efecto de una muesca central en la mitad del tramo en la sustentación máxima del ala se demostró en 1976. [8] Tras las pruebas de diferentes modificaciones del borde de ataque en modelos y aviones de tamaño completo, la NASA finalmente seleccionó el borde de ataque inclinado de semi tramo ( DLE) que se probó primero en un American Aviation AA-1 Yankee (1978).
Un informe de la NASA de 1979 [9] explica que en ángulos de ataque altos, la discontinuidad del manguito genera un vórtice que actúa como una valla, evitando que el flujo separado avance hacia afuera. La pendiente del ascensor tiene una parte superior más plana y el ángulo de pérdida se retrasa a un ángulo más alto. Para alcanzar altos ángulos de ataque, el perfil aerodinámico exterior tiene que estar inclinado, algunos experimentos investigan bordes de ataque inclinados "exagerados". La razón física del efecto del manguito no se explicó claramente. [10]
Algunos informes mucho más antiguos arrojaron resultados similares. Un informe de la NACA de 1932 [11] sobre el efecto de las ranuras del borde de ataque de varias longitudes decía, "esto es una indicación de que la porción ranurada en cada punta del ala funciona hasta cierto punto como un ala separada".
Obtener coeficientes de sustentación más altos como resultado de la eliminación de la capa límite es bien conocido en hélices (fuerza centrífuga que causa un desplazamiento hacia afuera de la capa límite), [12] o alas (succión de la capa límite). El vórtice interno del manguito del borde de ataque y el vórtice de la punta del ala actúan para eliminar la capa límite de la sección exterior del ala, lo que ayuda a este ala virtual de baja relación de aspecto a lograr un ángulo de pérdida más alto. [13]
Un punto importante es que el ala parece estar dividida aerodinámicamente en dos partes, la parte interna en pérdida y la parte externa que se comporta como un ala aislada de baja relación de aspecto, capaz de alcanzar un alto ángulo de ataque. La marcada discontinuidad del brazalete es un factor clave; todos los intentos de un carenado gradual para suprimir el vórtice y los efectos positivos de la modificación reintrodujeron una caída abrupta de la punta. [14]
Resultados de parada / giro
Según un informe de pérdida / giro de la NASA, "Los aviones básicos: AA-1 (Yankee), C-23 (Sundowner), PA-28 (Arrow), C-172 (Skyhawk) entraron en giros en 59 a 98 por ciento de los intentos de entrada de giro intencionales, mientras que la aeronave modificada entró en giro en sólo el 5 por ciento de los intentos y requirió entradas de control prolongadas y agravadas o cargas fuera del límite para promover la entrada de giro ". [15]
Relación de aspecto del ala y efectos de ubicación
Los resultados experimentales de la NASA más exitosos se obtuvieron en un ala con una relación de aspecto bastante baja de 6: 1 (Grumman Yankee AA-1), con un DLE colocado en el 57% del semi-lapso. Como los vórtices (manguito interior y punta del ala) son eficientes en una longitud de envergadura limitada (aproximadamente 1,5 veces la cuerda local), un DLE por sí solo no puede conservar suficiente sustentación exterior para mantener el control de balanceo en caso de ala con una relación de aspecto alta. [16] Las alas con una relación de aspecto de más de 8 o 9 incluyen otros dispositivos para completar el efecto de brazalete, [17] por ejemplo, tiras de pérdida (como se usa en el Cirrus SR22 y Cessna 400 ), "ranuras Rao" (como se usa en el Questair Venture ), generadores de vórtice o caída segmentada (como se usa en un Cessna 210 modificado por la NASA ). En el caso del ala Cessna 210 de alta relación de aspecto (AR = 11: 1), la amortiguación del balanceo en la pérdida no fue tan eficiente. [18]
El caso del ala de configuración de ala alta fue diferente. Las pruebas a gran escala de un Cessna 172 modificado mostraron que el manguito del borde de ataque externo por sí solo no era suficiente para evitar una salida de giro, ya que la aeronave carecía de estabilidad direccional en ángulos de ataque altos. Con una aleta ventral agregada, la aeronave entró en una espiral controlada en lugar de girar. [19]
Penalización por arrastre
Dependiendo de la longitud y la forma del manguito, el manguito del borde de ataque puede ejercer una penalización aerodinámica para la velocidad de resistencia de pérdida / giro obtenida, lo que resulta en cierta pérdida de velocidad de crucero, aunque a veces demasiado pequeña "para ser detectada con instrumentos de producción". [20] En el caso de la mejor modificación del ala del AA-1 Yankee, la pérdida de velocidad de crucero ascendió a 2 mph o 2% y no hubo pérdida de velocidad en el ascenso. [21] El impacto en la velocidad de crucero del Piper PA-28 RX (T-tail modificado) no fue medible. [22] Para Questair Venture, "en pruebas de rendimiento cuidadosamente controladas, se encontró que la penalización en el rendimiento de crucero era imperceptible (1 kt)". [23]
Aplicaciones
El primer uso de manguitos fuera de borda, además de en los aviones de investigación de la NASA, fue en el Rutan VariEze en 1978. Fueron probados en túnel de viento en 1982, y luego (1984) reemplazados por vortilones . [24]
Las siguientes aeronaves fueron modificadas para experimentos con la adición de un manguito de borde de ataque externo como resultado del programa de investigación de pérdida / giro de la NASA:
- Grumman American AA-1 X (1978) [25]
- Beechcraft C-23X (1980)
- Piper PA28 RX modificado (cola en T) (1981) [26]
- Cessna 172 X (1983), [27]
- Verilite Sunbird , empujadora de alas altas (1986) [28]
- Questair Venture [29]
- Cessna 210 (1987), relación de aspecto de ala alta, [30]
- Smith Trainer (1992) [31]
Puños de vanguardia se utilizan en la década de 1900 aviones ligeros de alto rendimiento como el Cirrus SR20 y Columbia 350 , que ambos ganaron FAA - certificación con el dispositivo. [32] [33]
Varios proveedores de equipos STOL en el mercado secundario utilizan puños de vanguardia, en algunos casos junto con otros dispositivos aerodinámicos tales como vallas de ala y alerones caídos. [34]
Ver también
- Solapa abatible en el borde de ataque
- Listón de vanguardia
- Strake (aeronáutica)
Referencias
- ^ a b Crane, Dale: Diccionario de términos aeronáuticos, tercera edición , página 144. Aviation Supplies & Academics, 1997. ISBN 1-56027-287-2
- ^ Ubicación referida a medio vano: 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 - según SAE TP 2000-01-1691, página 14
- ^ Cox, Jack (noviembre de 1988). "Questair Venture, segunda parte" . Consultado el 8 de agosto de 2009 .
- ^ Resistente , DiCarlo Spin Resistance Development for Small Airplanes - A Retrospective , SAE TP 2000-01-1691 o "Nasa Stall Spin Paper de 1970, o [1] .
- ^ Nasa TP 2011 (Yankee AA-1), Nasa TP 2772 (Cessna 210)
- ^ Burt Rutan, Canard Pusher n ° 19 (1979), "Wing cuff mejora los puestos de VariEze" o un diseño más reciente de Wing Cuff para Cessna CJ1 [2]
- ^ H. Paul Stough III y Daniel J. DiCarlo, Desarrollo de resistencia al giro para aviones pequeños: una retrospectiva , serie SAE TP 2000-01-1691
- ^ Kroeger, RA; y Feistel, T, Reducción de las tendencias de entrada de pérdida-giro a través del diseño aerodinámico del ala , papel SAE 760481
- ^ NASA TP 1589, Investigación del túnel de viento de un avión de aviación general a gran escala equipado con un ala de flujo laminar natural avanzado
- ^ NASA TP 1589: "El mecanismo por el cual la elevación del panel exterior se mantiene a tales características mejoradas de pérdida / giro no ha sido claro".
- ^ NACA TN 423, Weick, Fred E. Investigación del control lateral cerca de la investigación del vuelo de pérdida con un monoplano ligero de ala alta probado con varias cantidades de lavado y varias longitudes de ranura del borde de ataque. [3]
- ^ Hoerner, elevación dinámica de fluidos , 12-24
- ^ Zimmerman, NACA TN 539, 1935, "Características aerodinámicas de varias superficies aerodinámicas de relación de aspecto baja". "La preservación del flujo sin perturbaciones a ángulos de ataque muy altos ... aparentemente se debe a la acción de los vórtices de la punta al eliminar la capa límite que termina por acumularse cerca del borde de salida de la superficie superior del perfil aerodinámico".
- ^ Adición de un carenado ... para eliminar la discontinuidad reintrodujo la pérdida de punta abrupta (SAE TP 2000-01-1691)
- ^ Resumen de los resultados de los intentos de giro de cuatro aviones de investigación de la NASA. , [4]
- ↑ Barnaby Wainfan, KitPlanes July 1998, Wind Tunnel, Foiling stalls es el tema del mes: "Se ha descubierto que la configuración de manguito de caída única descrita en NASA TP 1589 no es suficiente para evitar giros en alas de alta proporción".
- ^ Murri, Jordan, Nasa TP 2772, Investigación del túnel de viento de un avión de aviación general a gran escala equipado con un ala de flujo laminar natural avanzado (Cessna 210), Modificaciones de vanguardia, p.9, "Los datos del motor fuera de borda La configuración de caída muestra características de amortiguación de balanceo significativamente mejoradas en el puesto; sin embargo, las características de amortiguación de balanceo inestable no se eliminan por completo con la caída del motor fuera de borda solamente ".
- ^ NASA TP 2722, "... un comportamiento inestable de bloqueo y reinserción que se produce en el interior de la superficie superior del ala a medida que avanza el bloqueo del ala".
- ^ Investigaciones de modificaciones para mejorar la resistencia al giro de un avión ligero, de un solo motor, de ala alta , SAE Paper 891039 (1989)
- ^ H. Holmes, programa de parada / giro de aviación general de la NASA , Sport Aviation, enero de 1989
- ^ Efectos de las modificaciones del borde de ataque del ala en un avión de aviación general de ala baja a gran escala , Nasa TP 2011, Características de arrastre, p. 13
- ^ Nasa TP 2691, Investigación de vuelo de los efectos de una modificación del borde de ataque del ala externa en las características de pérdida / giro de un avión de ala baja, un solo motor, con luz trasera en T : "dentro de la precisión de medición, no se encontró ninguna diferencia en la resistencia del avión para los coeficientes de sustentación típicos de un vuelo de crucero ".
- ^ "Resistencia al giro" (PDF) . whycirrus.com .
- ^ Rutan VariEze , NASA TP 2382 (1985) y NASA TP 2623 (1986)
- ^ NASA TP 1589, Nasa TP 2011
- ^ NASA CT 3636, NASA TP 2691
- ^ Papel SAE 891039
- ^ AIAA 86-2596
- ^ Sport Aviation Nov. 88. Meyer et Yip, Informe AIAA 89-2237-CP.
- ^ NASA TP 2772
- ^ DOT / FAA / CT-92/17, Simposio conjunto AIAA / FAA sobre GA
- ^ "Datos" . grumman.net .
- ^ Cessna (2009). "Esta belleza es más profunda que la piel" . Archivado desde el original el 26 de julio de 2009 . Consultado el 8 de agosto de 2009 .
- ^ Horton Inc (sin fecha). "Descripción del kit Horton STOL" . Archivado desde el original el 21 de noviembre de 2008 . Consultado el 8 de agosto de 2009 .
enlaces externos
- Dispositivos Wing Vortex [5]