كفة الحافة الأمامية

كفة الحافة الأمامية (leading-edge cuff) عبارة عن جهاز ذو جناح ديناميكي ثابت يستخدم في الطائرات ذات الأجنحة الثابتة لتحسين خصائص انهيار الارتفاع والدوران. قد تكون الكفف إما من تصميم المصنع أو تعديل إضافي بعد البيع.^[1]

كفة متدلية متدلية مثبتة على طائرة غرومان الأمريكية إيه إيه-1 يانكي كجزء من تجربة ناسا

كفة الحافة الأمامية هو تعديل أمامي للجناح، وعادة ما يكون امتدادًا لحافة خارجية متدلية قليلاً. في معظم حالات التعديل الخارجي للحافة الأمامية، تبدأ الكفة المجنحة بنصف امتداد حوالي 50-70٪ وتمتد على الحافة الأمامية الخارجية للجناح.^[2]

الهدف الرئيسي هو إنتاج بداية توقف أكثر تدريجيًا ولطفًا، دون أي ميل لانحراف الدوران، لا سيما عندما يكون للجناح الأصلي سلوك توقف حاد / غير متماثل^[1]^[3] بجهاز سلبي غير متحرك ومنخفض التكلفة سيكون لها تأثير ضئيل على الأداء. هناك فائدة أخرى تتمثل في خفض سرعة المماطلة، مع سرعات اقتراب أقل ومسافات هبوط أقصر. يمكنهم أيضًا، اعتمادًا على موقع الكفة، تحسين التحكم في الجنيح عند السرعة المنخفضة.

المصطلح

كانت تسمى الأصفاد الأمامية مفهوم التدلى أو الحافة الأمامية المتدلية (DLE)، أو الحافة الأمامية المعدلة الخارجية في التقارير الفنية حول مقاومة التوقف / الدوران.^[4] في هذه التقارير وغيرها من تقارير وكالة ناسا حول نفس الكائن،^[5] لم يتم استخدام تعبير «الكفة الأمامية».

تاريخ

قادت وكالة ناسا برنامجًا بحثيًا عامًا في مجال الطيران خلال سبعينيات وثمانينيات القرن الماضي، باستخدام نماذج وتجارب واسعة النطاق، بحثًا عن وسيلة فعالة لتحسين خصائص التوقف / الدوران لطائرات الطيران العامة.^[6]

تم توضيح تأثير الشق المركزي في منتصف المسافة على أقصى رفع للجناح في عام 1976.^[7] بعد اختبار التعديلات الأمامية المختلفة على الطرز والطائرات كاملة الحجم، اختارت ناسا في النهاية الحافة الأمامية المتدلية شبه الممتدة (DLE) التي تم اختبارها أولاً على أمريكان أفياشون إيه إيه-1 يانكي (1978).

يوضح تقرير ناسا عام 1979^[8] أنه عند الزوايا العالية للهجوم، يولد انقطاع الكفة دوامة تعمل كسياج، مما يمنع التدفق المنفصل من التقدم إلى الخارج. منحدر الرفع قمة مستوية وتتأخر زاوية المماطلة إلى زاوية أعلى. للوصول إلى زوايا عالية للهجوم، يجب تدلي الجنيح الخارجي، وبعض التجارب تبحث في الحواف الأمامية المتدلية «المبالغ فيها». لم يتم شرح السبب المادي لتأثير الكفة بشكل واضح.^[9]

أعطت بعض التقارير القديمة بعض النتائج المماثلة. قال تقرير (NACA) لعام 1932^[10] حول تأثير الفتحات المتقدمة ذات الأطوال المختلفة، «هذا مؤشر على أن الجزء المشقوق على كل طرف من أطراف الجناح يعمل إلى حد ما كجناح منفصل».

الحصول على معاملات رفع أعلى نتيجة إزالة الطبقة الحدودية معروف جيدًا في المراوح (قوة الطرد المركزي التي تسبب إزاحة خارجية للطبقة الحدودية)،^[11] أو الأجنحة (شفط الطبقة الحدودية). تعمل الدوامة الداخلية للحافة الأمامية ودوامة طرف الجناح على حد سواء على إزالة الطبقة الحدودية للقسم الخارجي للجناح، مما يساعد هذا الجناح الافتراضي ذي النسبة المنخفضة على تحقيق زاوية توقف أعلى.^[12]

نقطة مهمة هي أن الجناح يبدو أنه منقسم ديناميكيًا إلى جزأين، الجزء الداخلي المتوقف والجزء الخارجي الذي يتصرف كجناح معزول منخفض النسبة، قادر على الوصول إلى زاوية هجوم عالية. يعتبر الانقطاع الحاد في الكفة عاملاً رئيسياً؛ كل المحاولات عن طريق الانسيابية التدريجية لقمع الدوامة والتأثيرات الإيجابية للتعديل أعادت تقديم كشك طرف مفاجئ.^[13]

نتائج المماطلة/ الدوران

وفقًا لتقرير ناسا المماطلة/ دوران، «دخلت الطائرات الأساسية: إيه إيه-1 (يانكي)، C-23 (Sundowner)، PA-28 (Arrow)، C-172 (Skyhawk) تدور في 59 إلى 98 بالمائة من محاولات متعمدة لدخول الدوران، في حين أن الطائرة المعدلة دخلت في دورات في 5 في المائة فقط من المحاولات وتطلبت مدخلات تحكم مطولة ومشددة أو عمليات تحميل خارج الحدود لتعزيز دخول الدوران».^[14]

نسبة الجناح وتأثيرات الموقع

تم الحصول على أنجح النتائج التجريبية لوكالة ناسا على جناح نسبة عرض إلى ارتفاع منخفضة جدًا تبلغ 6: 1 (غرومان الأمريكية إيه إيه-1)، مع وضع (DLE) في 57 ٪ من نصف المدى. نظرًا لأن الدوامات (الكفة الداخلية وطرف الجناح) فعالة بطول امتداد محدود (حوالي 1.5 مرة من الوتر المحلي)، فإن (DLE) وحده غير قادر على الحفاظ على ما يكفي من الرفع الخارجي للحفاظ على التحكم في الانقلاب في حالة ارتفاع نسبة الجناح.^[15] تتميز الأجنحة ذات نسبة العرض إلى الارتفاع التي تزيد عن 8 أو 9 بأجهزة أخرى لإكمال تأثير الكفة، ^[16] على سبيل المثال شرائط المماطلة (كما هو مستخدم في سيروس إس آر22 وسيسنا 400) و «فتحات Rao» (كما هو مستخدم في كويستير فينتشر)، مولدات دوامة أو تدلي مجزأ (كما هو مستخدم في طائرة سيسنا 210 المعدلة من وكالة ناسا). في حالة جناح سيسنا 210 ذو نسبة العرض إلى الارتفاع العالية (AR =11:1)، لم يكن التخميد بالتخميد عند انهيار الارتفاع بنفس الكفاءة.^[17]

كانت حالة الجناح العالي التكوين مختلفة. أظهر الاختبار الشامل لطائرة سيسنا 172 المعدلة أن الكفة الخارجية الخارجية وحدها لم تكن كافية لمنع دوران الدوران، حيث كانت الطائرة تفتقر إلى ثبات الاتجاه عند زوايا الهجوم العالية. مع إضافة زعنفة بطنية، دخلت الطائرة في دوامة محكومة بدلاً من الدوران.^[18]

سحب عقوبة

اعتمادًا على طول وشكل الكفة، يمكن أن تمارس الكفة الأمامية عقوبة ديناميكية هوائية لسرعة المماطلة / الدوران التي تم الحصول عليها، مما يؤدي إلى فقدان بعض سرعة الرحلة الجوية، على الرغم من أنها صغيرة جدًا في بعض الأحيان «لا يمكن اكتشافها باستخدام أدوات الإنتاج».^[19] في حالة أفضل تعديل لجناح يانكي إيه إيه-1، فإن فقدان سرعة الرحلة بلغ 2 ميل في الساعة أو 2٪ ولم يكن هناك فقدان للسرعة أثناء التسلق.^[20] لم يكن التأثير على سرعة الرحلة لـ بايبر بيه إيه-28 آر إكس (ذيل T المعدل) قابلاً للقياس.^[21] بالنسبة إلى (كويستير فينتشر)، «في اختبارات الأداء التي يتم التحكم فيها بعناية، تبين أن العقوبة في أداء الرحلة البحرية غير محسوسة (1 kt)».^[22]

التطبيقات

كان أول استخدام للأصفاد الخارجية، بخلاف طائرات الأبحاث التابعة لوكالة ناسا، في روتان فاريزي في عام 1978. تم اختبارها في نفق الرياح في عام 1982، وبعد ذلك (1984) تم استبدالها بفورتيلون.^[23]

تم تعديل الطائرات التالية لإجراء تجارب مع إضافة صفعة خارجية متطورة نتيجة لبرنامج ناسا لأبحاث المماطلة / الدوران:

غرومان الأمريكية AA-1 X (1978)^[24]
بيتشكرافت C-23X (1980)
بايبر PA28 RX معدّل (T-tail) (1981)^[25]
سيسنا 172 X (1983)،^[26]
فيريلايت صن بيرد، دافع عالي الجناح (1986)^[27]
كويستير فينتشر ^[28]
سيسنا 210 (1987)، نسبة عرض إلى ارتفاع الجناح،^[29]
سميث ترينر (1992)^[30]

تم استخدام الأصفاد المتطورة في الطائرات الخفيفة عالية الأداء في القرن العشرين مثل سيروس إس آر20 وكولومبيا 350، وكلاهما حصل على شهادة إدارة الطيران الفيدرالية (FAA) مع الجهاز.^[31]^[32]

يستفيد العديد من موردي مجموعات STOL بعد البيع من الأصفاد المتطورة، في بعض الحالات بالاقتران مع الأجهزة الديناميكية الهوائية الأخرى مثل أسوار الجناح والجنيحات المتدلية.^[33]

انظر أيضًا

مراجع

^ ^ا ^ب Crane, Dale: Dictionary of Aeronautical Terms, third edition, page 144. Aviation Supplies & Academics, 1997. (ردمك 1-56027-287-2)
^ Location referred to half-span : 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 - according to SAE TP 2000-01-1691, page 14
^ Cox، Jack (نوفمبر 1988). "Questair Venture, Part Two". مؤرشف من الأصل في 2021-08-02. اطلع عليه بتاريخ 2009-08-08.
^ Stough, DiCarlo Spin Resistance Development for Small Airplanes - A Retrospective, SAE TP 2000-01-1691 or "Nasa Stall Spin Paper from 1970s, or .
^ Nasa TP 2011 (Yankee AA-1), Nasa TP 2772 (Cessna 210)
^ H. Paul Stough III and Daniel J. DiCarlo, Spin Resistance Development for Small Airplanes - A Retrospective, SAE TP series 2000-01-1691
^ Kroeger, R. A.; and Feistel, T, Reduction of stall-spin Entry Tendencies Through Wing Aerodynamic Design, SAE paper 760481
^ NASA TP 1589, Wind-Tunnel Investigation of a Full-Scale General Aviation Airplane Equipped With an Advanced Natural Laminar Flow Wing
^ NASA TP 1589 : "The mechanism by which the outer-panel lift is maintained to such improved stall/spin characteristics has been unclear".
^ NACA TN 423, Weick, Fred E. Investigation of lateral control near the stall flight investigation with a light high-wing monoplane tested with various amounts of washout and various lengths of leading-edge slot.
^ Hoerner, Fluid Dynamic lift, 12-24
^ Zimmerman, NACA TN 539, 1935, "Aerodynamic characteristics of several airfoils of low aspect ratio". "The preservation of unturbuled flow to very high angles of attack ... is apparently due to the action of the tip vortices in removing the boundary layer that ends to built up near the trailing edge of the upper surface of the airfoil".
^ Addition of a fairing ... to eliminate the discontinuity reintroduced abrupt tip stall (SAE TP 2000-01-1691)
^ Summary of results for spin attempts for four NASA research aircraft.,
^ Barnaby Wainfan, KitPlanes July 1998, Wind Tunnel, Foiling stalls is the month's topic : "It has been found that the single-droop cuff configuration described in NASA TP 1589 is not sufficient to prevent spins on high ratio wings."
^ Murri, Jordan, Nasa TP 2772, Wind-Tunnel Investigation of a Full-Scale General Aviation Airplane Equipped With an Advanced Natural Laminar Flow Wing (Cessna 210), Leading-Edge Modifications, p.9, "The data for the outboard-droop configuration show significantly enhanced roll damping characteristics at the stall; however, unstable roll damping characteristics are not completely eliminated with the outboard droop alone."
^ NASA TP 2722, "... an unsteady stalling and reattaching behavior occurring inboard on the wing upper surface as wing stall progressed."
^ Investigations of modifications to improve the spin resistance of a high-wing, single engine, light airplane, SAE Paper 891039 (1989)
^ H. Holmes, Nasa's general aviation stall/spin program, Sport Aviation, January 1989
^ Effects of Wing-Leading-Edge Modifications on a Full-Scale, Low-Wing General Aviation Airplane, Nasa TP 2011, Drag characteristics, p. 13
^ Nasa TP 2691, Flight Investigation of the Effects of an Outboard Wing-Leading-Edge Modification on Stall/Spin Characteristics of a Low-Wing, Single-Engine, T-Tail Light Airplane : "within the measurement accuracy, no difference was found in airplane drag for lift coefficients typical of cruising flight."
^ "Spin Resistance" (PDF). whycirrus.com. مؤرشف من الأصل (PDF) في 2022-04-12.
^ Rutan VariEze, NASA TP 2382 (1985) et NASA TP 2623 (1986)
^ NASA TP 1589, Nasa TP 2011
^ NASA CT 3636, NASA TP 2691
^ SAE paper 891039
^ AIAA 86-2596
^ Sport Aviation Nov. 88. Meyer et Yip, AIAA 89-2237-CP report.
^ NASA TP 2772
^ DOT/FAA/CT-92/17, AIAA/FAA Joint symposium on GA
^ "Data". grumman.net. مؤرشف من الأصل في 2021-07-24.
^ Cessna (2009). "This beauty is more than skin deep". مؤرشف من الأصل في 2009-07-26. اطلع عليه بتاريخ 2009-08-08.
^ Horton Inc (n.d.). "Description of the Horton STOL Kit". مؤرشف من الأصل في 2008-11-21. اطلع عليه بتاريخ 2009-08-08.

روابط خارجية

أجهزة Wing Vortex [1]

[Crane-1] ا ^ب Crane, Dale: Dictionary of Aeronautical Terms, third edition, page 144. Aviation Supplies & Academics, 1997. (ردمك 1-56027-287-2)

[2] Location referred to half-span : 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 - according to SAE TP 2000-01-1691, page 14

[Venture-3] Cox، Jack (نوفمبر 1988). "Questair Venture, Part Two". مؤرشف من الأصل في 2021-08-02. اطلع عليه بتاريخ 2009-08-08.

[4] Stough, DiCarlo Spin Resistance Development for Small Airplanes - A Retrospective, SAE TP 2000-01-1691 or "Nasa Stall Spin Paper from 1970s, or .

[5] Nasa TP 2011 (Yankee AA-1), Nasa TP 2772 (Cessna 210)

[6] H. Paul Stough III and Daniel J. DiCarlo, Spin Resistance Development for Small Airplanes - A Retrospective, SAE TP series 2000-01-1691

[7] Kroeger, R. A.; and Feistel, T, Reduction of stall-spin Entry Tendencies Through Wing Aerodynamic Design, SAE paper 760481

[8] NASA TP 1589, Wind-Tunnel Investigation of a Full-Scale General Aviation Airplane Equipped With an Advanced Natural Laminar Flow Wing

[9] NASA TP 1589 : "The mechanism by which the outer-panel lift is maintained to such improved stall/spin characteristics has been unclear".

[10] NACA TN 423, Weick, Fred E. Investigation of lateral control near the stall flight investigation with a light high-wing monoplane tested with various amounts of washout and various lengths of leading-edge slot.

[11] Hoerner, Fluid Dynamic lift, 12-24

[12] Zimmerman, NACA TN 539, 1935, "Aerodynamic characteristics of several airfoils of low aspect ratio". "The preservation of unturbuled flow to very high angles of attack ... is apparently due to the action of the tip vortices in removing the boundary layer that ends to built up near the trailing edge of the upper surface of the airfoil".

[13] Addition of a fairing ... to eliminate the discontinuity reintroduced abrupt tip stall (SAE TP 2000-01-1691)

[14] Summary of results for spin attempts for four NASA research aircraft.,

[15] Barnaby Wainfan, KitPlanes July 1998, Wind Tunnel, Foiling stalls is the month's topic : "It has been found that the single-droop cuff configuration described in NASA TP 1589 is not sufficient to prevent spins on high ratio wings."

[16] Murri, Jordan, Nasa TP 2772, Wind-Tunnel Investigation of a Full-Scale General Aviation Airplane Equipped With an Advanced Natural Laminar Flow Wing (Cessna 210), Leading-Edge Modifications, p.9, "The data for the outboard-droop configuration show significantly enhanced roll damping characteristics at the stall; however, unstable roll damping characteristics are not completely eliminated with the outboard droop alone."

[17] NASA TP 2722, "... an unsteady stalling and reattaching behavior occurring inboard on the wing upper surface as wing stall progressed."

[18] Investigations of modifications to improve the spin resistance of a high-wing, single engine, light airplane, SAE Paper 891039 (1989)

[19] H. Holmes, Nasa's general aviation stall/spin program, Sport Aviation, January 1989

[20] Effects of Wing-Leading-Edge Modifications on a Full-Scale, Low-Wing General Aviation Airplane, Nasa TP 2011, Drag characteristics, p. 13

[21] Nasa TP 2691, Flight Investigation of the Effects of an Outboard Wing-Leading-Edge Modification on Stall/Spin Characteristics of a Low-Wing, Single-Engine, T-Tail Light Airplane : "within the measurement accuracy, no difference was found in airplane drag for lift coefficients typical of cruising flight."

[22] "Spin Resistance" (PDF). whycirrus.com. مؤرشف من الأصل (PDF) في 2022-04-12.

[23] Rutan VariEze, NASA TP 2382 (1985) et NASA TP 2623 (1986)

[24] NASA TP 1589, Nasa TP 2011

[25] NASA CT 3636, NASA TP 2691

[26] SAE paper 891039

[27] AIAA 86-2596

[28] Sport Aviation Nov. 88. Meyer et Yip, AIAA 89-2237-CP report.

[29] NASA TP 2772

[30] DOT/FAA/CT-92/17, AIAA/FAA Joint symposium on GA

[31] "Data". grumman.net. مؤرشف من الأصل في 2021-07-24.

[Cessna400-32] Cessna (2009). "This beauty is more than skin deep". مؤرشف من الأصل في 2009-07-26. اطلع عليه بتاريخ 2009-08-08.

[Horton-33] Horton Inc (n.d.). "Description of the Horton STOL Kit". مؤرشف من الأصل في 2008-11-21. اطلع عليه بتاريخ 2009-08-08.

[1]

[2]

[3]

[4]

[5]

[6]

[7]

[8]

[9]

[10]

[11]

[12]

[13]

[14]

[15]

[16]

[17]

[18]

[19]

[20]

[21]

[22]

[23]

[24]

[25]

[26]

[27]

[28]

[29]

[30]

[31]

[32]

[33]