Консоль крыла самолета с по меньшей мере двумя винглетами - RU2019144407A

1. Консоль крыла для самолета, причем указанная консоль крыла содержит:

наружный конец консоли крыла на противоположной стороне указанной консоли крыла относительно внутренней стороны консоли крыла для прикрепления к самолету,

по меньшей мере два винглета на указанном наружном конце консоли крыла, соединенных с указанной консолью крыла,

причем расположенный выше по потоку первый один из указанных винглетов предшествует расположенному ниже по потоку второму одному из указанных винглетов в направлении полета указанной консоли крыла,

при этом указанный первый винглет и указанный второй винглет взаимно наклонены, если смотреть против направления полета, на относительный двугранный угол дельта 1,2 в интервале от 5° до 35°,

причем указанный относительный двугранный угол дельта 1, 2 определен в качестве угла раскрытия на корневой части указанных винглетов в виде равнобедренного треугольника, имеющего одну вершину на корневой части, а именно на точке расщепления обоих винглетов в горизонтальном направлении и в середине положений передних кромок указанных винглетов в вертикальном направлении, причем одна вершина находится на передней кромке указанного первого винглета и одна вершина находится на передней кромке указанного второго винглета, если смотреть в проекции против указанного направления полета, при этом указанный треугольник имеет переменную длину двух равных сторон треугольника,

и указанный интервал двугранного угла действителен по меньшей мере на 70% длины равной стороны в направлении вдоль более короткого из указанного первого винглета и указанного второго винглета.

2. Консоль крыла по п. 1, отличающаяся тем, что указанные винглеты наклонены относительно их соответствующей линии хорды винглета, а именно в положении 10% от длины указанного винглета наружу от расщепления на указанные винглеты указанной консоли крыла относительно линии хорды основной части консоли крыла указанной консоли крыла, в положении 10% от длины основной части консоли крыла указанной консоли крыла внутрь от расщепления на указанные винглеты указанной консоли крыла, вокруг горизонтальной оси, которая перпендикулярна указанному направлению полета на угол установки

гамма 1 в интервале от -15° до -5° для указанного первого винглета и

гамма 2 в интервале от -10° до 0° для указанного второго винглета

на их соответствующей корневой части и

в интервале от -13° до -3° для указанного первого винглета и

в интервале от -8° до +2° для указанного второго винглета

на их соответствующей концевой части,

причем интервал угла установки линейно интерполирован между корневой частью и концевой частью соответствующего винглета,

при этом положительный угол установки подразумевает поворот винглета по часовой стрелке, если смотреть с указанной левой стороны самолета,

причем указанные интервалы угла установки действительны по меньшей мере на 70% длины по размаху в направлении вдоль указанного первого винглета и указанного второго винглета, соответственно.

3. Консоль крыла по п. 1 или 2, отличающаяся тем, что содержит третий винглет, расположенный ниже по потоку относительно указанного второго винглета,

причем указанный третий винглет и указанный второй винглет взаимно наклонены, если смотреть против указанного направления полета, на относительный двугранный угол дельта 2,3 в интервале от 5° до 35°,

причем указанный относительный двугранный угол дельта 2, 3 определен в качестве угла раскрытия на корневой части указанных винглетов в виде равнобедренного треугольника, имеющего одну вершину на корневой части, а именно на точке расщепления обоих винглетов в горизонтальном направлении, и в середине положений передних кромок указанных винглетов в вертикальном направлении,

причем одна вершина находится на указанной передней кромке указанного второго винглета, и одна вершина находится на передней кромке указанного третьего винглета, если смотреть в проекции против указанного направления полета, при этом указанный треугольник имеет переменную длину двух равных сторон треугольника,

и указанный интервал относительного двугранного угла действителен по меньшей мере на 70% указанной длины равной стороны в направлении вдоль более короткого из указанного второго винглета и указанного третьего винглета.

4. Консоль крыла по п. 2, необязательно в сочетании с п. 3, отличающаяся тем, что указанный третий винглет наклонен по своей линии хорды винглета, а именно в положении 10% от длины указанного винглета наружу от расщепления на указанные винглеты указанной консоли крыла относительно линии хорды основной части консоли крыла указанной консоли крыла, в положении 10% от длины основной части консоли крыла указанной консоли крыла внутрь от расщепления на указанные винглеты указанной консоли крыла, вокруг горизонтальной оси, которая перпендикулярна указанному направлению полета, на угол гамма3 установки в интервале от -7° до +3° на своей корневой части и в интервале от -5° до +5° на своей концевой части, причем интервал угла установки линейно интерполирован между корневой частью третьего винглета и концевой частью третьего винглета, при этом положительный угол установки подразумевает поворот винглета по часовой стрелке, если смотреть с указанной левой стороны самолета, причем указанный интервал угла установки действителен по меньшей мере на 70% длины по размаху в направлении вдоль указанного третьего винглета.

5. Консоль крыла по любому из предыдущих пунктов, отличающаяся тем, что угол стреловидности относительно передней кромки указанной консоли крыла находится в интервале от -5° до 35° относительно угла стреловидности указанной консоли крыла для всех винглетов, а именно относительно средней линии в отношении передней кромки каждого винглета в диапазоне от 20% до 80% от размаха соответствующего винглета.

6. Консоль крыла по любому из предыдущих пунктов, отличающаяся тем, что указанный первый винглет наклонен вверх относительно указанного второго винглета.

7. Консоль крыла по п. 3, необязательно в сочетании с любым из пп. 4-6, отличающаяся тем, что указанный второй винглет наклонен вверх относительно указанного третьего винглета.

8. Консоль крыла по любому из предыдущих пунктов, отличающаяся тем, что наклон первого винглета относительно горизонтальной линии и если смотреть против указанного направления полета на двугранный угол дельта1 находится в интервале от -45° до -15°, причем отрицательное значение двугранного угла подразумевает наклон вверх, при этом интервал относительного двугранного угла дельта2 второго винглета находится в интервале от -25° до +5°, а интервал относительного двугранного угла дельта3 третьего винглета, если он присутствует, составляет от -5° до +25°, причем указанный двугранный угол определен в качестве угла раскрытия на корневой части указанного винглета в виде равнобедренного треугольника, имеющего одну вершину на корневой части, а именно на точке расщепления, или, в случае наличия трех винглетов, наиболее внутренней точке расщепления, указанных винглетов в горизонтальном направлении и в положении передней кромки указанного соответствующего винглета в вертикальном направлении, при этом одна вершина на передней кромке соответствующего винглета и одна вершина на горизонтальной линии включают указанную вершину на указанной корневой части, если смотреть в проекции против указанного направления полета, при этом указанный треугольник имеет переменную длину двух равных сторон треугольника, и интервалы указанного двугранного угла действительны по меньшей мере на 70% длины равной стороны в направлении вдоль соответствующего винглета.

9. Консоль крыла по любому из предыдущих пунктов, отличающаяся тем, что указанный первый винглет имеет длину b1 по размаху в интервале от 2% до 10% от длины по размаху основной части консоли крыла указанной консоли крыла, указанный второй винглет имеет длину b2 по размаху в интервале от 4% до 14% от длины по размаху указанной основной части консоли крыла указанной консоли крыла, а указанный третий винглет, если он присутствует, имеет длину b3 по размаху в интервале от 3% до 11% от длины по размаху указанной основной части консоли крыла указанной консоли крыла.

10. Консоль крыла по любому из предыдущих пунктов, отличающаяся тем, что указанный второй винглет имеет длину b2 по размаху в интервале от 105% до 180% от длины b1 по размаху указанного первого винглета, а указанный третий винглет, если присутствует, имеет длину b3 по размаху в интервале от 60% до 120% от длины b2 по размаху второго винглета.

11. Консоль крыла по любому из предыдущих пунктов, отличающаяся тем, что указанный первый и указанный второй винглеты имеют соответствующее относительное удлинение в интервале от 3 до 7 в случае использования двух винглетов, и при этом указанные первый, второй и третий винглеты, в случае использования трех винглетов, имеют соответствующее относительное удлинение в интервале от 4 до 9.

12. Консоль крыла по любому из предыдущих пунктов, отличающаяся тем, что в случае использования только двух винглетов

длина cr1 корневой хорды указанного первого винглета находится в интервале от 25% до 45% от длины хорды основной части консоли крыла в расщеплении на указанные винглеты указанной консоли крыла,

и длина cr2 корневой хорды указанного второго винглета находится в интервале от 40% до 60% от указанной длины хорды основной части консоли крыла в указанном расщеплении на указанные винглеты указанной консоли крыла,

при этом в случае использования трех винглетов длина cr1 корневой хорды указанного первого винглета находится в интервале от 15% до 35% от длины хорды основной части консоли крыла в расщеплении на указанные винглеты указанной консоли крыла,

длина cr2 корневой хорды указанного второго винглета находится в интервале от 25% до 45% от указанной длины хорды основной части консоли крыла в указанном расщеплении на указанные винглеты указанной консоли крыла,

и длина cr3 корневой хорды указанного третьего винглета находится в интервале от 15% до 35% от указанной длины хорды основной части консоли крыла в указанном расщеплении на указанные винглеты указанной консоли крыла,

причем указанные длины cr1/2/3 корневой хорды указанных винглетов относятся к положению 10% от длины b1/2/3 по размаху указанного винглета наружу от указанного расщепления и указанной длины хорды основной части консоли крыла, относящейся к положению 10% от длины по размаху указанной основной части консоли крыла внутрь от указанного расщепления, соответственно.

13. Консоль крыла по любому из предыдущих пунктов, отличающаяся тем, что длина ct1 концевой хорды указанного первого винглета, длина ct2 концевой хорды указанного второго винглета и длина ct3 концевой хорды указанного третьего винглета, если присутствует, на соответствующей концевой части указанного соответствующего винглета, находится в интервале от 40% до 100% от длины cr1/2/3 корневой хорды указанного соответствующего винглета, причем указанные длины корневой хорды указанных винглетов относятся к положению 10% от длины b1/2/3 по размаху указанного соответствующего винглета наружу от указанного расщепления указанной основной части консоли крыла на указанные винглеты, и указанные длины концевой хорды указанных винглетов относятся к положению 10% от длины b1/2/3 по размаху указанного соответствующего винглета внутрь концевой части указанного соответствующего винглета.

14. Самолет, в частности самолет транспортной категории, содержащий две взаимно противоположные консоли крыла по любому из предыдущих пунктов.

15. Применение усовершенствованной части, содержащей по меньшей мере два винглета для прикрепления к консоли крыла с целью изготовления консоли крыла по любому из пп. 1–13 или самолета по п. 14.