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Puño de vanguardia

Un manguito de borde de ataque caído instalado en un Yankee AA-1 de American Aviation como parte de un experimento de la NASA

Un manguito de borde de ataque es un dispositivo aerodinámico fijo que se emplea en las aeronaves de ala fija para mejorar las características de pérdida y barrena . Los manguitos pueden ser diseñados en fábrica o ser una modificación adicional del mercado de accesorios. [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 exterior, el manguito del ala comienza aproximadamente en el 50-70 % de la mitad de la envergadura y abarca el borde de ataque exterior del ala. [2]

El objetivo principal es producir un inicio de pérdida más gradual y suave, sin ninguna tendencia a salirse en barrena, particularmente cuando el ala original tiene un comportamiento de pérdida abrupto/asimétrico [1] [3] con un dispositivo pasivo, inmóvil y de bajo costo que 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 de borde de ataque se denominaban concepto de caída o borde de ataque caído ( DLE ), o borde de ataque exterior modificado en los informes técnicos sobre resistencia al estancamiento/giro. [4] En estos informes y otros informes de la NASA sobre el mismo objeto, [5] no se utilizó la expresión "puño de borde de ataque".

Otros autores utilizan simplemente "puño" o "puño de ala". [6]

Historia

Durante los años 1970 y 1980, la NASA dirigió un programa de investigación sobre pérdida y giro en la aviación general, utilizando modelos y experimentos a escala real, en busca de un medio eficaz para mejorar las características de pérdida y giro de los aviones de aviación general. [7]

El efecto de una muesca central a mitad de envergadura sobre la sustentación máxima del ala se demostró en 1976. [8] Después de probar diferentes modificaciones del borde de ataque en modelos y aviones de tamaño real, la NASA finalmente seleccionó el borde de ataque caído de semienvergadura (DLE) que se probó por primera vez 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, impidiendo que el flujo separado avance hacia el exterior. La pendiente de sustentación tiene una parte superior más plana y el ángulo de pérdida se retrasa hasta un ángulo mayor. Para alcanzar ángulos de ataque altos, el perfil aerodinámico exterior debe estar inclinado; algunos experimentos investigan bordes de ataque inclinados "exageradamente". 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 de borde de ataque de distintas longitudes decía: "esto es una indicación de que la porción ranurada en cada punta del ala funciona en cierta medida como un ala separada".

Es bien sabido que la eliminación de la capa límite produce coeficientes de sustentación más elevados en hélices (la fuerza centrífuga provoca un desplazamiento hacia afuera de la capa límite) [12] o en alas (succión de la capa límite). El vórtice interior 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 que esta ala virtual de baja relación de aspecto logre un ángulo de pérdida más alto [13] .

Un punto importante es que el ala parece estar dividida aerodinámicamente en dos partes, la parte interna que entra 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 manguito es un factor clave; todos los intentos mediante carenado gradual para suprimir el vórtice y los efectos positivos de la modificación reintrodujeron una pérdida abrupta en la punta. [14]

Resultados de pérdida de sustentación/giro

Según un informe de la NASA sobre pérdida de sustentación y barrena, "los aviones básicos AA-1 (Yankee), C-23 (Sundowner), PA-28 (Arrow), C-172 (Skyhawk) entraron en barrena en el 59 a 98 por ciento de los intentos intencionales de entrada en barrena, mientras que los aviones modificados entraron en barrena solo en el 5 por ciento de los intentos y requirieron entradas de control prolongadas y agravadas o cargas fuera de límite para promover la entrada en barrena". [15]

Relación de aspecto del ala y efectos de ubicación

Los resultados experimentales más exitosos de la NASA se obtuvieron en un ala con una relación de aspecto bastante baja de 6:1 (Grumman Yankee AA-1), con un DLE colocado al 57% de la semi-envergadura. Como los vórtices (puño interior y punta del ala) son eficientes en una longitud de envergadura limitada (alrededor de 1,5 veces la cuerda local), un DLE por sí solo no puede preservar suficiente sustentación exterior para mantener el control del alabeo en caso de un ala con una relación de aspecto alta. [16] Las alas con una relación de aspecto de más de 8 o 9 cuentan con otros dispositivos para completar el efecto del puño, [17] por ejemplo, bandas de pérdida (como las utilizadas en el Cirrus SR22 y el Cessna 400 ), "ranuras Rao" (como las utilizadas en el Questair Venture ), generadores de vórtices o caída segmentada (como las utilizadas 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 alabeo en pérdida no fue tan eficiente. [18]

El caso de la configuración de ala alta fue diferente. Las pruebas a escala real de un Cessna 172 modificado mostraron que el borde de ataque externo por sí solo no era suficiente para evitar una salida en barrena, ya que el avión carecía de estabilidad direccional en ángulos de ataque altos. Con una aleta ventral añadida, el avión entró en una espiral controlada en lugar de una barrena. [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 a la 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 ascenso. [21] El impacto en la velocidad de crucero del Piper PA-28 RX (cola en T modificada) no fue medible. [22] Para el 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 externos, además de en aviones de investigación de la NASA, fue en el Rutan VariEze en 1978. Se probaron en un túnel de viento en 1982 y más tarde (1984) se reemplazaron por vortilones . [24]

Los siguientes aviones fueron modificados 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:

Los puños de vanguardia se utilizan en aviones ligeros de alto rendimiento de la década de 1900, como el Cirrus SR20 y el Columbia 350 , que obtuvieron la certificación de la FAA con el dispositivo. [32] [33]

Varios proveedores de kits STOL para el mercado de accesorios utilizan puños de borde de ataque, en algunos casos junto con otros dispositivos aerodinámicos como vallas de ala y alerones colgantes. [34]

Véase también

Referencias

  1. ^ ab Crane, Dale: Diccionario de términos aeronáuticos, tercera edición , página 144. Aviation Supplies & Academics, 1997. ISBN  1-56027-287-2
  2. ^ Ubicación referida a la mitad del tramo: 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
  3. ^ Cox, Jack (noviembre de 1988). "Questair Venture, Part Two" (La aventura de Questair, segunda parte) . Consultado el 8 de agosto de 2009 .
  4. ^ Stough, DiCarlo Desarrollo de resistencia al giro para aviones pequeños: una retrospectiva , SAE TP 2000-01-1691 o "Documento de la NASA sobre pérdida de giro de la década de 1970, o [1].
  5. ^ Nasa TP 2011 (Yankee AA-1), Nasa TP 2772 (Cessna 210)
  6. ^ Burt Rutan, Canard Pusher n°19 (1979), "El manguito del ala mejora la pérdida de sustentación del VariEze" o el diseño más reciente del manguito del ala para el Cessna CJ1 [2]
  7. ^ H. Paul Stough III y Daniel J. DiCarlo, Desarrollo de resistencia al giro para aviones pequeños: una retrospectiva , serie SAE TP 2000-01-1691
  8. ^ Kroeger, RA; y Feistel, T, Reducción de las tendencias de entrada en pérdida mediante el diseño aerodinámico del ala , artículo SAE 760481
  9. ^ NASA TP 1589, Investigación en túnel de viento de un avión de aviación general a escala real equipado con un ala avanzada de flujo laminar natural
  10. ^ NASA TP 1589: "No está claro el mecanismo por el cual la sustentación del panel exterior se mantiene con características de pérdida/giro tan mejoradas".
  11. ^ 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 diversas cantidades de erosión y distintas longitudes de ranura en el borde de ataque. [3]
  12. ^ Hoerner, Elevación dinámica de fluidos , 12-24
  13. ^ Zimmerman, NACA TN 539, 1935, "Características aerodinámicas de varios perfiles aerodinámicos de baja relación de aspecto". "La conservación del flujo no turbulento en ángulos de ataque muy elevados... se debe aparentemente a la acción de los vórtices de punta al eliminar la capa límite que termina acumulándose cerca del borde de salida de la superficie superior del perfil aerodinámico".
  14. ^ Adición de un carenado... para eliminar la discontinuidad reintrodujo la pérdida abrupta de la punta (SAE TP 2000-01-1691)
  15. ^ Resumen de los resultados de los intentos de giro de cuatro aviones de investigación de la NASA. , [4]
  16. ^ Barnaby Wainfan, KitPlanes julio de 1998, Túnel de viento, El tema del mes son los atascos de tráfico con foils: "Se ha descubierto que la configuración de manguito de caída simple descrita en el TP 1589 de la NASA no es suficiente para evitar giros en alas de alta relación".
  17. ^ Murri, Jordan, Nasa TP 2772, Investigación en túnel de viento de un avión de aviación general a escala real equipado con un ala avanzada de flujo laminar natural (Cessna 210), Modificaciones de vanguardia, pág. 9, "Los datos para la configuración de caída exterior muestran características de amortiguación de balanceo significativamente mejoradas en la pérdida; sin embargo, las características de amortiguación de balanceo inestables no se eliminan por completo con la caída exterior sola".
  18. ^ NASA TP 2722, "... un comportamiento inestable de pérdida y reincorporación que se produce en el interior de la superficie superior del ala a medida que progresa la pérdida del ala".
  19. ^ Investigaciones sobre modificaciones para mejorar la resistencia al giro de un avión ligero, monomotor y de ala alta , SAE Paper 891039 (1989)
  20. ^ H. Holmes, Programa de pérdida de sustentación y giro de la aviación general de la NASA , Sport Aviation, enero de 1989
  21. ^ Efectos de las modificaciones del borde de ataque del ala en un avión de aviación general de ala baja a escala real , Nasa TP 2011, Características de arrastre, pág. 13
  22. ^ Nasa TP 2691, Investigación de vuelo de los efectos de una modificación del borde de ataque del ala exterior en las características de pérdida/giro de un avión ligero de ala baja, monomotor y cola en T  : "dentro de la precisión de la medición, no se encontraron diferencias en la resistencia del avión para los coeficientes de sustentación típicos del vuelo de crucero".
  23. ^ "Resistencia al giro" (PDF) . whycirrus.com .
  24. ^ Rutan VariEze , NASA TP 2382 (1985) y NASA TP 2623 (1986)
  25. ^ NASA TP 1589, NASA TP 2011
  26. ^ NASA CT 3636, NASA TP 2691
  27. ^ Documento SAE 891039
  28. ^ AIAA 86-2596
  29. ^ Sport Aviation, noviembre de 1988. Meyer y Yip, informe AIAA 89-2237-CP.
  30. ^ NASA TP2772
  31. ^ DOT/FAA/CT-92/17, Simposio conjunto AIAA/FAA sobre GA
  32. ^ "Datos". grumman.net .
  33. ^ Cessna (2009). «Esta belleza es más que superficial». Archivado desde el original el 26 de julio de 2009. Consultado el 8 de agosto de 2009 .
  34. ^ Horton Inc (nd). «Descripción del kit STOL de Horton». Archivado desde el original el 21 de noviembre de 2008. Consultado el 8 de agosto de 2009 .{{cite web}}: Mantenimiento CS1: año ( enlace )

Enlaces externos