ปลอกขอบนำเป็นอุปกรณ์ปีกแอโรไดนามิก แบบคงที่ที่ใช้กับ เครื่องบินปีกคงที่เพื่อปรับปรุง ลักษณะ การหยุดนิ่งและการหมุนปลอกอาจได้รับการออกแบบจากโรงงานหรือเป็นการดัดแปลงเพิ่มเติมภายหลัง^{[ 1 ]}

ปลอกขอบนำเป็นส่วนดัดแปลงขอบนำของปีก โดยปกติจะเป็นส่วนขยายขอบนำ ด้านนอกที่ลาดลงเล็กน้อย ในกรณีส่วนใหญ่ของการดัดแปลงขอบนำด้านนอก ปลอกปีกจะเริ่มต้นที่ประมาณ 50–70% ของครึ่งปีกและครอบคลุมขอบนำด้านนอกของปีก^{[ 2 ]}

เป้าหมายหลักคือการสร้างการเริ่มต้นการหยุดชะงักที่ค่อยเป็นค่อยไปและนุ่มนวลยิ่งขึ้น โดยไม่มีแนวโน้มที่จะเกิดการหมุนออก โดยเฉพาะอย่างยิ่งในกรณีที่ปีกเดิมมีพฤติกรรมการหยุดชะงักที่แหลมคม/ไม่สมมาตร^{[ 1 ] [ 3 ]}ด้วยอุปกรณ์แบบพาสซีฟที่ไม่เคลื่อนที่ ต้นทุนต่ำ ซึ่งจะมีผลกระทบต่อประสิทธิภาพน้อยที่สุด ประโยชน์เพิ่มเติมคือการลดความเร็วในการหยุดชะงัก ด้วยความเร็วในการเข้าใกล้ที่ต่ำลงและระยะทางในการลงจอดที่สั้นลง นอกจากนี้ ยังอาจช่วยปรับปรุง การควบคุม ปีกที่ความเร็วต่ำได้ ขึ้นอยู่กับตำแหน่งของปลอกหุ้ม

ปลอกขอบนำเรียกว่าแนวคิดดรูปหรือขอบนำที่ดรูป ( DLE ) หรือขอบนำด้านนอกที่ดัดแปลงในรายงานทางเทคนิคเกี่ยวกับการต้านทานการหยุดนิ่ง/การหมุน^{[ 4 ]} ในรายงานเหล่านี้และรายงานอื่นๆของ NASAเกี่ยวกับวัตถุเดียวกัน^{[ 5 ]}ไม่มีการใช้คำว่า "ปลอกขอบนำ"

ผู้เขียนรายอื่นใช้คำว่า "cuff" หรือ "wing cuff" เฉยๆ^{[ 6 ]}

NASA เป็นผู้นำโครงการวิจัยการเสียการทรงตัว/การหมุนของเครื่องบินทั่วไปในช่วงทศวรรษ 1970 และ 1980 โดยใช้การทดลองแบบจำลองและขนาดเต็ม เพื่อหาวิธีที่มีประสิทธิภาพในการปรับปรุงลักษณะการเสียการทรงตัว/การหมุนของเครื่องบินทั่วไป^{[ 7 ]}

ผลของรอยบากตรงกลางช่วงปีกต่อแรงยกสูงสุดของปีกได้รับการสาธิตในปี พ.ศ. 2519 ^{[ 8 ]}หลังจากการทดสอบการดัดแปลงขอบนำที่แตกต่างกันบนแบบจำลองและเครื่องบินขนาดเต็ม NASA ได้เลือกขอบนำแบบโค้ง ครึ่งช่วง (DLE) ซึ่งทดสอบครั้งแรกบนเครื่องบินAmerican Aviation AA-1 Yankee (พ.ศ. 2521)

A 1979 NASA report ^[9] 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.^[10]

Some much older reports gave some similar results. A 1932 NACA report ^[11] 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),^[12] 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.^[13]

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.^[14]

According to a NASA stall/spin report, "The basic airplanes: AA-1 (Yankee), C-23 (Sundowner), PA-28 (Arrow), C-172 (Skyhawk) entered spins in 59 to 98 percent of the intentional spin-entry attempts, whereas the modified aircraft entered spins in only 5 percent of the attempts and required prolonged, aggravated control inputs or out-of-limit loadings to promote spin entry."^[15]

ผลการทดลองของ NASA ที่ประสบความสำเร็จมากที่สุดนั้นได้มาจากการใช้ปีกที่มีอัตราส่วนความกว้างต่อความยาวค่อนข้างต่ำที่ 6:1 (Grumman Yankee AA-1) โดยมี DLE อยู่ที่ 57% ของครึ่งปีก เนื่องจากกระแสลมวน (บริเวณขอบด้านในและปลายปีก) มีประสิทธิภาพในช่วงความยาวปีกที่จำกัด (ประมาณ 1.5 เท่าของคอร์ดเฉพาะที่) DLE เพียงอย่างเดียวจึงไม่สามารถรักษาแรงยกด้านนอกให้เพียงพอเพื่อควบคุมการหมุนในกรณีของปีกที่มีอัตราส่วนความกว้างต่อความยาวสูงได้^{[ 16 ]}ปีกที่มีอัตราส่วนความกว้างต่อความยาวมากกว่า 8 หรือ 9 จะมีอุปกรณ์อื่นๆ เพื่อเสริมผลของขอบ^{[ 17 ]}ตัวอย่างเช่น แถบกันการหยุดนิ่ง (ดังที่ใช้ในCirrus SR22และCessna 400 ) "ช่อง Rao" (ดังที่ใช้ในQuestair Venture ) ตัวสร้างกระแสลมวนหรือส่วนโค้งแบบแบ่งส่วน (ดังที่ใช้ในCessna 210 ที่ดัดแปลงโดย NASA ) ในกรณีของปีก Cessna 210 ที่มีอัตราส่วนความกว้างต่อความยาวสูง (AR = 11:1) การลดการหมุนที่จุดหยุดนิ่งนั้นไม่มีประสิทธิภาพเท่าที่ควร^{[ 18 ]}

กรณีของการกำหนดค่าปีกสูงนั้นแตกต่างออกไป การทดสอบเต็มรูปแบบของCessna 172 ที่ได้รับการดัดแปลง แสดงให้เห็นว่าขอบนำด้านนอกเพียงอย่างเดียวไม่เพียงพอที่จะป้องกันการหลุดออกของการหมุน เครื่องบินขาดเสถียรภาพทิศทางที่มุมโจมตีสูง เมื่อเพิ่มครีบใต้ท้องเครื่องบิน เครื่องบินจะเข้าสู่การหมุนวนแบบควบคุมแทนที่จะหมุน^{[ 19 ]}

ขึ้นอยู่กับความยาวและรูปทรงของขอบปีก ขอบปีกด้านหน้าอาจส่งผลเสียต่ออากาศพลศาสตร์ต่อความเร็วต้านทานการหยุดนิ่ง/การหมุน ทำให้ความเร็วในการบินลดลงบ้าง แม้ว่าบางครั้งจะน้อยเกินไป "จนไม่สามารถตรวจจับได้ด้วยเครื่องมือวัดที่ผลิตจริง" ^{[ 20 ]}ในกรณีของการดัดแปลงปีกที่ดีที่สุดของ AA-1 Yankee ความเร็วในการบินลดลง 2  ไมล์ต่อชั่วโมง หรือ 2% และไม่มีการสูญเสียความเร็วในการไต่ระดับ^{[ 21 ]}ผลกระทบต่อความเร็วในการบินของ Piper PA-28 RX (หางรูปตัว T ที่ดัดแปลงแล้ว) ไม่สามารถวัดได้^{[ 22 ]} สำหรับ Questair Venture "ในการทดสอบประสิทธิภาพที่ควบคุมอย่างระมัดระวัง พบว่าผลเสียต่อประสิทธิภาพการบินนั้นไม่สามารถรับรู้ได้ (1 นอต)" ^{[ 23 ]}

การใช้ปลอกหุ้มด้านนอกเป็นครั้งแรก นอกเหนือจากเครื่องบินวิจัยของ NASA คือบนเครื่องบินRutan VariEzeในปี 1978 มีการทดสอบในอุโมงค์ลมในปี 1982 และต่อมา (1984) ถูกแทนที่ด้วยวอร์ติลอน^{[ 24 ]}

เครื่องบินต่อไปนี้ได้รับการดัดแปลงเพื่อใช้ในการทดลอง โดยเพิ่มปลอกหุ้มขอบปีกด้านนอก ซึ่งเป็นผลมาจากโครงการวิจัยเรื่องการเสียการทรงตัวและการหมุนของ NASA  :

• Grumman American AA-1 X (1978) ^{[ 25 ]}
• เครื่องบิน Beechcraft C-23X (ปี 1980)
• เครื่องบิน Piper PA28 RXดัดแปลง (หางรูปตัว T) (พ.ศ. 2524) ^{[ 26 ]}
• เซสนา 172 X (พ.ศ. 2526), ^{​​[ 27 ]}
• นกกินน้ำหวานเวริไลท์ , ตัวผลักปีกสูง (1986) ^{[ 28 ]}
• Questair Venture ^{[ 29 ]}
• Cessna 210 (1987) อัตราส่วนความกว้างต่อความยาวของปีกสูง^{[ 30 ]}
• เทรนเนอร์สมิธ (1992) ^{[ 31 ]}

ปลอกหุ้มขอบนำใช้ในเครื่องบินขนาดเล็กสมรรถนะสูงในช่วงทศวรรษ 1900 เช่นCirrus SR20และColumbia 350ซึ่งทั้งสองรุ่นได้รับการรับรองจากFAAพร้อมอุปกรณ์ดังกล่าว^{[ 32 ] [ 33 ]}

ซัพพลายเออร์หลังการขายหลายรายของชุด STOLใช้ปลอกขอบนำ ในบางกรณีใช้ร่วมกับอุปกรณ์แอโรไดนามิกอื่นๆ เช่นแผ่นกั้นปีกและปีกเล็กที่หย่อนลง^{[ 34 ]}

• แผ่นปิดขอบด้านหน้า
• แผ่นไม้ระแนงขอบนำ
• สเตร็ค (การบิน)

• อุปกรณ์สร้างกระแสลมวนที่ปีก