Фиксированное аэродинамическое устройство передней кромки крыла

Введение

Фиксированное аэродинамическое устройство крыла

Наплыв передней кромки – это фиксированное аэродинамическое устройство крыла, используемое на самолетах с фиксированным крылом для улучшения характеристик сваливания и вращения. Наплывы могут быть как заводской конструкции, так и устанавливаться как дополнительная модификация после продажи. Наплыв передней кромки – это модификация передней кромки крыла, обычно представляющая собой слегка опущенное наружное удлинение передней кромки. В большинстве случаев модификация наружной передней кромки начинается примерно на 50–70% размаха крыла и простирается по внешней передней кромке. Основная цель – обеспечить более плавное и постепенное начало сваливания, без тенденции к срыву в штопор, особенно в тех случаях, когда оригинальное крыло имеет резкое/асимметричное поведение при сваливании. Это достигается с помощью пассивного, неподвижного, недорогого устройства, оказывающего минимальное влияние на летные характеристики. Дополнительным преимуществом является снижение скорости сваливания, что позволяет использовать более низкие скорости захода на посадку и сократить дистанцию пробега при посадке. В зависимости от расположения наплыва, они также могут улучшить управление элеронами на малых скоростях.

Терминология

Рукава передней кромки назывались концепцией "обвисания" или "обвисшая передняя кромка" (DLE), либо модифицированной внешней передней кромкой в технических отчетах, посвященных устойчивости к сваливанию/вращению. В этих и других отчетах NASA, касающихся того же объекта, выражение "рукав передней кромки" не использовалось. Другие авторы используют просто "каф" или "манжета крыла".

История

НАСА проводила программу исследований сваливания и штопора в общей авиации в 1970-х и 1980-х годах, используя модельные и полномасштабные эксперименты, с целью найти эффективные способы улучшения характеристик сваливания и штопора самолетов общей авиации. Влияние центральной выемки в средней части размаха крыла на максимальную подъемную силу было продемонстрировано в 1976 году. После испытаний различных модификаций передней кромки на моделях и полноразмерных самолетах НАСА в конечном итоге выбрало полупролетную опущенную переднюю кромку (DLE), которая была впервые испытана на American Aviation AA 1 Yankee (1978). В отчете НАСА за 1979 год объясняется, что при больших углах атаки разрыв на наплыве генерирует вихрь, который действует как экран, предотвращая распространение отрывного потока к концу крыла. Кривая подъемной силы имеет более сглаженный пик, а угол сваливания сдвигается на больший угол. Для достижения больших углов атаки необходимо опустить внешнюю часть профиля крыла, некоторые эксперименты исследовали "чрезмерно" опущенные передние кромки. Физическая причина эффекта наплыва не была четко объяснена. Некоторые более ранние отчеты давали схожие результаты. В отчете NACA 1932 года об эффекте щелевых предкрылков различной длины говорилось: "Это указывает на то, что щелевая часть на каждом конце крыла в некоторой степени функционирует как отдельное крыло". Получение более высоких коэффициентов подъемной силы за счет удаления пограничного слоя хорошо известно для пропеллеров (центробежная сила, вызывающая смещение пограничного слоя наружу) или крыльев (всасывание пограничного слоя). Вихрь наплыва передней кромки и концевый вихрь крыла совместно способствуют удалению пограничного слоя с внешней части крыла, помогая этому виртуальному крылу с малым удлинением достичь большего угла сваливания. Важно отметить, что крыло, по-видимому, аэродинамически разделено на две части: внутреннюю, находящуюся в сваливании, и внешнюю, которая ведет себя как изолированное крыло с малым удлинением, способное достичь большого угла атаки. Резкий разрыв на наплыве является ключевым фактором; все попытки постепенного обтекания для подавления вихря и положительных эффектов модификации вновь привели к резкому сваливанию на конце крыла.

NASA led a general aviation stall/spin research program during the 1970s and 1980s, using model and full scale experiments, seeking an effective means to improve stall/spin characteristics of general aviation airplanes. The effect of a central notch at mid span on the wing maximum lift was demonstrated in 1976. Following the testing of different leading edge modifications on models and full sized aircraft NASA eventually selected the semi span drooped leading edge (DLE) that was tested first on an American Aviation AA 1 Yankee (1978). A 1979 NASA report explains that at high angles of attack the cuff discontinuity generates a vortex that acts as a fence, preventing the separated flow from progressing outboard. The lift slope has a flatter top and the stall angle is delayed to a higher angle. To reach high angles of attack, the outboard airfoil has to be drooped, some experiments investigating "exaggerated" drooped leading edges. The physical reason for the cuff effect was not clearly explained. Some much older reports gave some similar results. A 1932 NACA report about the effect of leading edge slots of various lengths said, "this is an indication that the slotted portion on each tip of the wing operates to some extent as a separate wing". Getting higher lift coefficients as a result of boundary layer removal is well known on propellers (centrifugal force causing an outward displacement of the boundary layer), or wings (boundary layer suction). The leading edge cuff inboard vortex and wing tip vortex act both to remove the boundary layer of the wing's outer section, helping this low aspect ratio virtual wing to achieve a higher stall angle. An important point is that the wing seems to be aerodynamically split in two parts, the inner stalled part and the outer part that behaves as an isolated low aspect ratio wing, able to reach a high angle of attack. The sharp discontinuity of the cuff is a key factor; all attempts by gradual fairing to suppress the vortex and the positive effects of the modification reintroduced an abrupt tip stall.

Результаты задержки/спин

Согласно отчету NASA о сваливании/вращении, "базовые самолеты: AA 1 (Янки), C 23 (Сандаунер), PA 28 (Стрела), C 172 (Скайхок) входили в штопор в 59–98% преднамеренных попыток ввода в штопор, в то время как модифицированные самолеты входили в штопор лишь в 5% попыток и требовали продолжительных, резких отклонений органов управления или нагрузок, превышающих допустимые, для инициирования штопора".

Отношение крыла к углам и эффекты расположения

Наиболее успешные экспериментальные результаты NASA были получены на крыле с относительно низким удлинением 6:1 (Grumman Yankee AA 1), при этом DLE (нагнетатель предкрылкового обтекания) располагался на 57% полуразмаха. Поскольку вихри (внутренний наплыв и концевой вихреобразователь) эффективны на ограниченной длине размаха (примерно в 1,5 раза больше местной хорды), одного DLE недостаточно для сохранения достаточной внешней подъемной силы, чтобы обеспечить контроль крена при высоком удлинении крыла. Крылья с удлинением более 8 или 9 оснащаются другими устройствами для усиления эффекта наплыва, например, лентами для предотвращения сваливания (как на Cirrus SR22 и Cessna 400), щелями Рао (как на Questair Venture), вихрегенераторами или сегментированным отклонением носка (как на модифицированном NASA Cessna 210). В случае крыла Cessna 210 с высоким удлинением (AR = 11:1), демпфирование крена при сваливании было менее эффективным. Ситуация с крылом высокого расположения отличалась. Полномасштабные испытания модифицированного Cessna 172 показали, что только наплыв передней кромки недостаточно для предотвращения срыва в штопор, поскольку самолету не хватает путевой устойчивости на больших углах атаки. С добавлением киля на брюшке, самолет перешел в управляемую спираль вместо штопора.

Наказание за перетаскивание

В зависимости от длины и формы наплыва, наплыв передней кромки может создавать аэродинамическое сопротивление, нивелирующее выигрыш в скорости, обеспечивающей устойчивость к сваливанию/вращению, что приводит к некоторой потере крейсерской скорости, хотя иногда эта потеря слишком мала, чтобы быть зафиксирована штатными приборами. В случае оптимальной модификации крыла AA 1 Yankee потеря крейсерской скорости составила 2 мили в час или 2%, при этом потеря скорости набора высоты не наблюдалась. Влияние на крейсерскую скорость самолета Piper PA 28 RX (с модифицированным Т-образным хвостовым оперением) оказалось не измеримым. Для Questair Venture, "в ходе тщательно контролируемых летных испытаний снижение крейсерских характеристик оказалось незначительным (1 узел)".