Известны устройства для вдувания пограничного слоя с верхней поверхности крыла самолета с тунельной установкой радиатора.
В предлагаемом устройстве этого рода туннель радиатора сообщен с щелью, образованной на крыле в местах срыва потока, что имеет целью использование охлаждающего радиатор воздуха для сдувания пограничного слоя.
На схематическом чертеже фиг. 1 изображает поперечный разрез крыла и фиг. 2 - продольный его разрез.
Воздух, входящий в туннель 1, охлаждает находящийся в нем радиатор 2.
Так как туннель 1 сообщается с щелью 3, предназначенной для сдувания пограничного слоя и расположенной в месте срыва потока, отходящий от радиатора нагретый воздух выпускается через эту щель на верхнюю поверхность крыла и производит сдувание пограничного слоя.
Предлагаемое устройство имеет целью избежать необходимости установки на самолете специального силового устройства и вентилятора, обеспечивающего потребный расход воздуха.
Устройство для сдувания пограничного слоя с крыла летательных аппаратов с туннельной установкой радиатора, отличающееся тем, что, в целях использования для сдувания пограничного слоя охлаждающего радиатор воздуха, туннель для радиатора сообщен с щелью, образованной на крыле в местах срыва потока.
