Изобретение относится к области авиации, а именно к способам управления пограничным слоем на аэродинамической поверхности крыла самолета, лопасти несущего винта вертолета и лопасти вентилятора. Может найти применение на наземно-воздушных транспортных средствах, способных двигаться на воздушной подушке, выполняющих полет над экранирующей поверхностью, осуществляющих вертикальный или укороченный подъём, висение и свободный полёт.
Отрыв пограничного слоя от верхней поверхности крыла приводит к существенному росту аэродинамического сопротивления, значительному снижению подъемной силы, потере управляемости и падению летательного аппарата (далее ЛА). Отделение пограничного слоя происходит из-за его недостаточной кинетической энергии в условиях неблагоприятного градиента давления. Изобретение предлагает решение по созданию на всей верхней поверхности профиля крыла управляемого пограничного слоя с большой кинетической энергией, способного обеспечить безотрывное обтекание на углах атаки более 500, а также для создания собственного тягового усилия крыла самолета, лопасти несущего винта вертолета и лопасти вентилятора.
Известно решение по патенту RU 2324625 (дата публикации 20.05.2008 Бюл. № 14). Для управления пограничным слоем и для предотвращения перехода ламинарного течения пограничного слоя в турбулентное используется "притягивание" пограничного слоя через перфорационные отверстия на поверхности крыла, представляющие собой узкую щель с длиной от 0,1 до 3 мм и шириной от 0,05 до 0,25 мм. Источником энергии предполагается тяговый или вспомогательный двигатель ЛА. Суть изобретения заключается в схеме расположения и параметрах щелей, при соблюдении которых достигается максимально невозмущенное ламинарное обтекание профиля и снижается его общее сопротивление. Недостаток данного решения заключается в крайней ненадежности, поскольку движение воздуха через узкие щели шириной в несколько сотых долей миллиметра будет очень быстро заблокировано песком, пылью или льдом, а эффективность даже исправно работающего метода не предполагает значимых улучшений характеристик ЛА.
Известен патент CN117284469. Решение по данному патенту предполагает установку на верхней поверхности крыла в задней части группы электрических импеллеров (вентиляторов), которые обеспечивают ускоренное перемещение воздуха от передней кромки вдоль верхней поверхности крыла с отбрасыванием назад. Главными недостатками этой схемы является то, что все используемые в решении импеллеры выполняют роль ходового движителя и обязаны работать на всех стадиях полета: разгон, взлет, набор скорости, набор высоты, крейсерский полет, заход не посадку, т.е. - все 100% времени полета ЛА. Это влечет большой расход электроэнергии и износ моторесурса. В случае внезапной остановки одного, нескольких или всех импеллеров, аэродинамическое качество крыла стремительно ухудшается и приводит к падению ЛА. Кроме того, сильно выступающая над крылом надстройка с импеллерами, при разгоне и крейсерском режиме станет оказывать дополнительное аэродинамическое сопротивление, что ограничивает максимально допустимую скорость ЛА и ухудшает его экономические показатели.
Наиболее близким техническим решением является решение US2005029396. В нем предложен самолет с арочным крылом и двойным управлением пограничным слоем в кормовой и передней частях аэродинамического профиля с помощью выдува высоконапорной струи из источника повышенного давления от вспомогательного двигателя и разгона обтекающего потока на арочной части профиля с помощью тягового двигателя. Решение является продолжением идеи американского инженера Уиларда Кастера, который в 1930 - 1950 годы изготовил и испытал самолеты CCW-1; CCW-2; CCW-5. Парадокс заключается в том, что и преимуществом, и недостатком этого изобретения одновременно является арочное крыло. Преимущество его в том, что крыло самолета в виде перевернутой арки, имеющее радиус изгиба равный радиусу основного толкающего пропеллера ЛА, конструктивно и геометрически отлично решает задачу ускорения пограничного слоя над верхней поверхностью крыла при котором подъемная сила крыла действительно значительно возрастает. Однако собственная подъемная сила крыла двигающегося в потоке воздуха без вращающегося в арке пропеллера, стремится к нулю, и самолет с такими крыльями при остановке двигателя просто неуправляемо падает. Эту проблему частично решили, добавляя к арочному крылу укороченный фрагмент классического крыла. Но в поиске компромисса в комбинации арочного и обычного крыла появляются конструктивные трудности и теряются преимущества основной идеи. Патент US 2005029396 не предоставляет коренного решения описанных выше проблем. Поэтому главными недостатками данного изобретения по-прежнему остаются: неудачная форма крыла и конструктивная сложность создания комбинированного крыла.
Задачей изобретения является устранение указанных недостатков. Поставленная задача реализуется способом управления пограничным слоем на аэродинамической поверхности крыла самолета, лопасти несущего винта вертолета и лопасти вентилятора. Применение этого способа управления пограничным слоем, позволяет создать более управляемые, более экономичные и более грузоподъемные воздушные транспортные средства с вертикальным или укороченным взлетом и посадкой.
В мире существует много труднодоступных мест, которые находятся на большом удалении от центров цивилизации. Использование самолетов требует аэродромной инфраструктуры, а вертолеты обладают малой грузоподъемностью и относительно небольшой скоростью и дальностью. Существующие технические решения не позволяют создать летательный аппарат, сочетающий в себе высокую скорость и дальность полета, высокую грузоподъемность и имеющий возможность осуществлять без аэродромные грузопассажирские перевозки в отдаленные и труднодоступные районы.
Новизна предлагаемого решения заключается в новом конструктивном принципе механизации крыла летательного аппарата, сочетающем в себе комбинирование способов управления пограничным слоем.
Дополнения крыла новыми устройствами и элементами способны обеспечить дополнительное контролируемое движение воздушных потоков вдоль поверхности крыла независимо от скорости движения самолета.
Предлагаемое решение позволит создать инновационные летательные аппараты (ЛА), обладающими уникальными полетными характеристиками:
- возможность вертикального или укороченного взлета и посадки ЛА;
- высокая дальность, скорость и грузоподъемность ЛА;
- устойчивость ЛА на малых высотах и скоростях полета;
- возможность совершения посадки на неподготовленную поверхность.
Механизированное крыло внешне представляет из себя классическое крыло самолета и может использовать все виды механизации современного крыла, которые применяются в нынешнее время.
Механизация крыла – перечень устройств, которые устанавливаются на крыло самолета для изменения его характеристик на протяжении разных стадий полета. За счет механизации увеличивается несущая площадь крыла и увеличивается его кривизна.
Техническим результатом является обеспечение принудительного ускоренного движения воздушных потоков по поверхности крыла, которые смогут обеспечить безотрывное ламинарное обтекание крыла самолета на малых скоростях и больших углах атаки.
Данный технический результат достигается тем, что крыло самолета содержит предкрылок, закрылок, предкрылок выполнен с возможностью выдвижения из закрытого положения в рабочее, закрылок выполнен с верхней и нижней управляемыми заслонками, за предкрылком в крыле выполнены отверстия для обеспечения возможности входа внутрь крыла окружающего воздуха, внутри крыла в отверстиях установлены вентиляторы, ускоряющие движение воздуха, поступающего через отверстия, и направляющие его к верхней и нижней заслонкам закрылка, на внутренней части предкрылка неподвижно установлены вентиляторы, забирающие часть воздуха из пространства между предкрылком и крылом, ускоряя и отбрасывая его вдоль верхней поверхности крыла в сторону задней кромки.
Изобретение поясняется чертежами, на которых изображено:
на фиг.1 – вид крыла в разрезе,
на фиг. 2 – общий вид крыла,
на фиг.3 – часть крыла без предкрылка,
на фиг.4 – внутренняя часть крыла,
на фиг.5 – вид предкрылка,
на фиг.6 – принцип движения потока воздуха,
на фиг.7 – результаты испытаний.
Внутри крыла содержатся дополнительные электромеханические исполнительные механизмы и группы вентиляторов, которые обеспечивают управляемое взаимодействие с внешними воздушными потоками. Крыло на поверхности содержит дополнительные заслонки, выполняющие роль струйных закрылков, управляемо отклоняемых пилотом.
Крыло 1 содержит предкрылок 2 и закрылок (элерон) 3 с верхней 4 и нижней 7 заслонками. По форме в плане крыло может быть эллипсовидным, прямоугольным, трапециевидным, стреловидным, треугольным. Прочность крыла обеспечивается стандартной силовой конструкцией: продольными и поперечными силовыми элементами, а также обшивкой.
За предкрылком 2 в крыле 1 предусмотрены несколько отверстий 5 для обеспечения возможности входа внутрь крыла окружающего воздуха. Отверстия расположены между поперечными силовыми элементами (нервюрами) (на фигурах не отображены).
Внутри крыла 1 установлена группа или несколько групп вентиляторов 6 радиального или осевого типа (на фиг. показаны осевые вентиляторы), которые ускоряют движение воздуха, поступающего через отверстия 5 и направляют его к верхней 4 и нижней 7 заслонкам струйного закрылка (элерона) 3. Вентиляторы 6 встроены в отверстия 5. Ускоренные вентиляторами потоки воздуха проходят по воздушным каналам, сформированным в полостях крыла между нервюрами, а также верхней и нижней обшивками к заслонкам 4 и 7. Воздушные каналы на чертежах не показаны.
Заслонки 4 и 7 закрывают выход воздуха от вентиляторов 6 и могут управляемо открываться пилотом на требуемый угол поворота до 50 градусов, увеличивая или уменьшая площадь щели выходного канала. Заслонки 4 и 7, а также закрылок 3, поворачиваются с помощью приводов электромеханического типа, установленных непосредственно в крыле. Заслонки 4 и 7, а также закрылок 3 могут поворачиваться как синхронно, так и индивидуально, зависимо от выполняемой задачи. Если приоткрыть только заслонку 4, то поток воздуха, разогнанный вентиляторами 6, станет ускорено обтекать только верхнюю заднюю поверхность крыла, привлекая окружающий воздух и обеспечивая безотрывное обтекание крыла. Управление всеми приводами производится пилотом.
На внутренней части предкрылка 2 неподвижно установлена группа или несколько групп вентиляторов 8 радиального или осевого типа (на фигурах представлен радиальный тип). Задача вентиляторов: забирать часть воздуха из пространства между предкрылком и крылом, затем ускорять и отбрасывать вдоль верхней поверхности крыла в сторону задней кромки. Предкрылки 2 из закрытого положения выдвигаются в рабочее переднее положение при помощи электромеханических приводов. Управляются приводы и вентиляторы из кабины пилота. После выдвижения предкрылка в переднее рабочее положение, вентиляторы будут включены и начнут выполнять работу по ускорению движения подходящего к вентиляторам воздуха, понижая атмосферное давление в зоне предкрылка, что будет способствовать снижению лобового сопротивления, а с другой стороны - отправлять скоростной поток вдоль верхней поверхности крыла 1 к задней кромке для принудительного создания над верхней поверхностью крыла пограничного слоя. Изменяя скорость вращения вентиляторов, изменяем скорость выходного потока и, соответственно, управляем пограничным слоем на поверхности крыла.
Для изготовления крыла используются такие же материалы и технологии, что и для создания классического крыла. Конструкция крыла должна обеспечивать прочность для работы в пределах эксплуатационных нагрузок и удовлетворять требованиям экологичности, энергоэффективности и безопасности, предусмотренными действующим законодательством Российской Федерации.
Крыло самолета может устанавливаться на летательный аппарат как неподвижно, так и подвижно, с возможностью для пилота изменять угол атаки при помощи исполнительных механизмов. На время особых режимов полета: взлет, посадка, снижение крейсерской скорости (т.е. торможение) и осуществление маневров на малых скоростях, угол атаки предлагаемого крыла может изменяться в пределах от 10 до 50 градусов, что увеличит лобовое сопротивление крыла (необходимо для «торможения») и сохранит его подъемную силу при снижении скорости (необходимо для удержания самолета в воздухе). При этом, для классического крыла такое действие приведет к срыву потока и падению ЛА.
Предкрылок крыла выдвигается во взлетно/посадочное положение. Это увеличивает площадь крыла, ускоряет обтекание верхней поверхности и частично способствует не допущению срыва потока.
Вентиляторы 8 предкрылка включаются и выполняют работу по ускоренному перемещению воздуха над верхней поверхностью крыла по направлению к задней кромке. Воздействие этого ускоренного обтекания верхней поверхности полностью исключает срыв внешнего потока, а также увеличивает подъемную силу крыла.
Открываются заслонки струйных закрылков и включаются вентиляторы 6, нагнетающие воздух к ним. Это позволяет во взаимодействии с классическими закрылками более интенсивно изменять направление движения воздуха в задней
части крыла, что дополнительно увеличит подъемную силу. А также очень существенно улучшает управляемость ЛА.
Все группы вентиляторов крыла приводятся во вращение электромоторами и используются только с выдвинутыми предкрылками на взлетно/посадочных режимах. Время работы вентиляторов составляет 5 - 10% от общей длительности полета, т.е. на крейсерском режиме, инновационный ЛА перемещается абсолютно, как классический самолет.
Вентиляторы могут быть осевыми, центробежными, диагональными или другого типа. Мощность электромоторов вентиляторов, количество вентиляторов в группе или количество групп может быть различное. Это зависит от технических заданий, задаваемых для ЛА. Главное условие, они должны обеспечивать скорость перемещения воздуха над крылом - большую, чем общая скорость обтекания крыла атмосферным воздухом.
Электромоторы вентиляторов 6 и 8, а также электромоторы всех электромеханических приводов управления питаются от аккумуляторов или электрических генераторов. Аккумуляторы или генераторы размещаются в фюзеляже самолета.
Принцип управления пограничным слоем на аэродинамической поверхности крыла самолета работает следующим образом.
Перед взлетом/посадкой предкрылок 2 выдвигается в переднее рабочее положение. Открывается верхняя заслонка 4. Включаются вентиляторы 6 и 8 и с большой скоростью обдувают верхнюю поверхность крыла 1 по направлению от предкрылка к задней кромке. С этого момента окружающий крыло атмосферный воздух не сможет контактировать с твердой неподвижной поверхностью верхней части крыла. Значит сам термин "пограничный слой", возникающий между твердой поверхностью, крыла и окружающим воздухом, при их относительном движении исчезает. Теперь окружающий воздух не будет "тереться" и тормозиться о верхнюю поверхность крыла, а наоборот, будет ускоряться, увлекаемый "дружественным", принудительно созданным скоростным потоком.
Значит, чтобы не допустить срыва потока на малых скоростях полета или на больших углах атаки достаточно будет управлять скоростью и расходом воздуха от работы групп вентиляторов 6 и 8. Таким образом можно управлять пограничным слоем на верхней поверхности крыла. Помимо стабилизации обтекания верхней части профиля крыла, отбрасываемые назад воздушные массы создают силу тяги. А понижение давления на верхней поверхности крыла вследствие ускоренного движения воздуха, создает дополнительную подъемную силу. Группа вентиляторов 6 ускоренно перемещает воздух к верхней 4 и нижней 7 заслонкам струйного закрылка, что позволяет пилоту активировать, в той или иной мере два новых основных эффекта. Эффект первый: если приоткрыть только заслонку 4, то поток воздуха, разогнанный вентиляторами 6, станет ускорено обтекать только верхнюю поверхность крыла, привлекая окружающий воздух и обеспечивая безотрывное обтекание крыла, не допуская отделения пограничного слоя, которое на обычном крыле происходило из-за недостаточной кинетической энергии потока в условиях неблагоприятного градиента давления. Эффект второй: на малых скоростях полета эффективность работы элеронов, рулей высоты, закрылков и т.д. существенно снижается ввиду низкой скорости встречного потока, что приводит к потере управления и «сваливанию» самолета. На нашем крыле, при открытии верхней и нижней заслонок 4 и 7, ускоренный поток воздуха, имеющий кинетическую энергию больше, чем встречный поток, станет с двух сторон энергично обдувать механический закрылок (элерон) 3. С поворотом закрылка (элерона) 3, в соответствии с эффектом Коанда, поворачиваются и, кинетически заряженные, потоки воздуха. К ним добавляется присоединенный воздух и в итоге очень существенно возрастает эффективность управления закрылком (элероном) на малых скоростях полета самолета. Кроме того, это стабилизирует обтекание воздушных масс в районе задней кромки, не допуская срыва потока, а также создает дополнительную силу тяги в направлении обратном вектору принудительно созданных воздушных потоков. Управление механизацией, производительностью вентиляторов и последовательностью включения или выключения будет синхронизироваться и оптимизироваться электронными устройствами и управляться: либо оператором БПЛА, либо пилотом, либо искусственным интеллектом.
Для анализа заявленных качеств крыла самолета, был проведен ряд опытно конструкторских работ: разработан и изготовлен специальный стенд, изготовлен фрагмент крыла, проведены аэродинамические испытания, получены сравнительные объективные данные аэродинамических свойств заявляемого крыла и обычного крыла.
В качестве измерительных приборов были применены универсальные электронные динамометры ДЭП/3-1Д-0.3У-2 с цифровым дисплеем. К динамометрам закреплялся исследуемый фрагмент крыла. Динамометры были установлены на стенде таким образом, чтобы измерять возникающие по периметру крыла силы в вертикальном и горизонтальном направлениях. Стенд позволял изменять угол атаки исследуемого крыла от 0 до 45 градусов. Хорда фрагмента крыла 700 мм, размах 880 мм. Профиль крыла ЦАГИ 718. На предкрылке было установлено три центробежных вентилятора. Внутри крыла было установлено два осевых вентилятора. Скорость воздушного потока каждого вентилятора - 10м/сек. Для инициирования и имитации встречного потока воздуха использовался осевой вентилятор со спрямляющей решеткой. Скорость воздушного потока вентилятора – 6 м/сек. По результатам проведенных исследований подтвержден технический эффект и практическая реализуемость крыла самолета согласно изобретению. Предлагаемое новое крыло на всех углах атаки до 45 градусов обеспечило ламинарное обтекание воздушных масс без срыва потока, а числовые показатели возникающей подъемной силы в несколько раз превысили показатели обычного крыла.
Результаты испытаний представлены в таблице 1 и на фиг.7.
На фиг.7 синим цветом выделены показатели обычного крыла при условном "движении". При увеличении угла атаки более 15 градусов значения подъемной силы начинают снижаться, что свидетельствует о начале срыва потока, дальнейшем ухудшении качества обтекания и полному отсутствию подъемной силы к 30 градусам. Несмотря на допускаемые условности при создании встречного потока, полученный график очень близко схож с графиком, который представляет теоретическая аэродинамика. Это подтверждает допустимую корректность проводимого эксперимента.
Красным цветом выделены показатели крыла согласно изобретению, когда крыло не обдувается встречным потоком, т.е. без условного "движения". По графику видно, что при активации устройств и механизмов нового крыла (выдвижение предкрылка, открывание верхней заслонки 4 и включение вентиляторов 6 и 8), у самолета, условно стоящего на стоянке, крыло создает подъемную силу. Даже с нулевым углом атаки, в отличие от классического крыла, фиксируется наличие подъемной силы. Это объясняется понижением давления на верхней поверхности крыла, в связи с движением воздуха, которое начали осуществлять вентиляторы. С увеличением угла атаки подъемная сила растет. Это объясняется изменением направления вектора движения отбрасываемых назад и вниз воздушных масс и, соответственно, прибавляет часть возникающей реактивной силы к подъемной. Чем больше угол атаки, тем больше эта часть.
Зеленым цветом выделены показатели подъемной силы крыла согласно изобретению в условиях "движения", т. е. во взаимодействии со встречными воздушными массами. Из зеленого графика следует, что увеличение угла атаки после критического значения 15 градусов не приводит к срыву потока, а подъемная сила крыла продолжает расти. Сравнивая и анализируя показатели зеленого и предыдущего графика, мы делаем вывод, что к общей подъемной силе красного графика прибавляется сила реакции на отбрасываемые назад и вниз потоки встречных воздушных масс при их взаимодействии с искусственно созданными потоками на верхней поверхности крыла.
Полученные цифровые значения и графики объективно и наглядно подтверждают, что заявляемое крыло, обеспечивающее управление пограничным слоем, на практике успешно работает.
Таблица 1 Показатели подъемной силы
Уникальность и простота конструкции крыла заключена в том, что она не требует обязательной замены классической аэродинамической схемы ЛА и глобального пересмотра устоявшейся теории авиации и проверенных годами практических конструктивных решений. Новое крыло внешне представляет из себя обыкновенное крыло самолета. В комплекте со стандартным фюзеляжем и силовой установкой, предлагаемый новый ЛА может летать на максимальных расчетных скоростях и высотах, заложенных ему конструкторами. Главным преимуществом применения нового крыла является обеспечение безотрывного обтекания несущих плоскостей на малых скоростях и сверхкритических углах атаки, что благодаря данному решению приведет не к потере управления и падению ЛА (как происходит сейчас), а наоборот, ведет к увеличению подъемной силы крыла на указанных режимах. Данное решение позволяет ЛА совершать вертикальный или укороченный взлет и посадку, выполнять устойчивый управляемый полет, как на малых высотах и скоростях, так и на высокой крейсерской скорости. Инновационная механизация крыла используется только на режимах:
- взлета/посадки,
- запланированного интенсивного снижения крейсерской скорости полета ("торможения"),
- маневрирования на малых скоростях (скоростях сваливания).
Предполагаемое время работы вентиляторов - 10% от общего времени полета ЛА, что продлевает ресурс используемых механизмов и снижает суммарное потребление энергии. Крейсерский режим летательному аппарату обеспечивает маршевый двигатель внутреннего сгорания (ДВС).
Способ управления пограничным слоем на аэродинамической поверхности крыла самолета включает создание подъёмных, тяговых и управляющих сил за счет принудительного интенсивного обдува всей верхней поверхности и задней части нижней поверхности крыла с использованием дополнительного источника энергии или энергии основного двигателя. При этом во внутреннем пространстве крыла формируются входные и выходные каналы и устанавливаются средства принудительного перемещения воздуха, в качестве которых применяются осевые, диагональные, тангенциальные, центробежные вентиляторы. Задача одной группы вентиляторов: забирать часть воздуха из пространства между предкрылком и крылом. Затем, со скоростью большей, чем скорость движения встречного потока отбрасывать вдоль верхней поверхности крыла в сторону задней кромки. Задача другой группы вентиляторов: забирать часть воздуха из пространства между предкрылком и крылом, повышать скорость в выпускном канале и выбрасывать воздух через щели между аэродинамическими элементами (заслонкой 4), формирующими нисходящую поверхность профиля крыла по направлению к задней кромке, который увлекая за собой привлеченный воздух, обеспечит безотрывное обтекание, создание подъемной силы и собственной силы тяги крыла. А нижний поток встречного воздуха под углом, взаимодействуя с нижней поверхностью крыла, повышает давление под крылом и создает свою часть подъемной силы подобно тому, как это происходит при обтекании классического крыла. Суть изобретения не в количестве вентиляторов, а в характеристиках создаваемого потока. Вентиляторы должны обеспечить скорость искусственных потоков больше, чем скорость естественного встречного потока воздуха. Эта скорость определяется скоростью сваливания ЛА и должна быть выше ее. Например: скорость сваливания 90 км/час (25 м/сек), значит максимальная скорость потока, создаваемого каждым вентилятором 30-35 м/сек. Эта разница обеспечивает работу нового способа управления пограничным слоем.
Изобретение относится к области авиации, а именно к способам управления пограничным слоем на аэродинамической поверхности крыла самолета, лопасти несущего винта вертолета и лопасти вентилятора. Крыло самолета содержит предкрылок, закрылок, предкрылок выполнен с возможностью выдвижения из закрытого положения в рабочее, закрылок выполнен с верхней и нижней управляемыми заслонками. За предкрылком в крыле выполнены отверстия для обеспечения возможности входа внутрь крыла окружающего воздуха, внутри крыла в отверстиях установлены вентиляторы, ускоряющие движение воздуха, поступающего через отверстия, и направляющие его к верхней и нижней заслонкам закрылка. На внутренней части предкрылка неподвижно установлены вентиляторы, забирающие часть воздуха из пространства между предкрылком и крылом, ускоряя и отбрасывая его вдоль верхней поверхности крыла в сторону задней кромки. Техническим результатом является обеспечение принудительного ускоренного движения воздушных потоков по поверхности крыла, которые смогут обеспечить безотрывное ламинарное обтекание крыла самолета на малых скоростях и больших углах атаки. 7 ил.
Крыло самолета, содержащее предкрылок, закрылок, отличающееся тем, что предкрылок выполнен с возможностью выдвижения из закрытого положения в рабочее, закрылок выполнен с верхней и нижней управляемыми заслонками, за предкрылком в крыле выполнены отверстия для обеспечения возможности входа внутрь крыла окружающего воздуха, внутри крыла в отверстиях установлены вентиляторы, ускоряющие движение воздуха, поступающего через отверстия, и направляющие его к верхней и нижней заслонкам закрылка, на внутренней части предкрылка неподвижно установлены вентиляторы, забирающие часть воздуха из пространства между предкрылком и крылом, ускоряя и отбрасывая его вдоль верхней поверхности крыла в сторону задней кромки.
| US 2017190436 A1, 06.07.2017 | |||
| WO 2024060633 A1, 28.03.2024 | |||
| CN 205770120 U, 07.12.2016 | |||
| CN 115783231 A, 14.03.2023 | |||
| CA 690680 A, 14.07.1964. |
