На режимах полета, характерных большими значениями углов атаки лопастей воздушных винтов, происходит преждевременный срыв потока на кривой поверхности лопасти, что влечет за собой большие потери мощности. Средства уничтожения в той или иной мере этого вредного явления, по аналогии с крылом, служит отсасывание пограничного слоя с выпуклой поверхности лопасти. Самолетное крыло для этой цели снабжается отверстиями на спинке профиля. По аналогии, такими же отверстиями снабжаются лопасти винтов, и через эти отверстия направляются выхлопные газы от мотора самолета. Газы сдувают пограничный слой с лопастей винта, проходя довольно сложный путь, на котором они испытывают большее, чем при обычном выхлопе, сопротивление. Вследствие этого падает мощность мотора.
Настоящее изобретение устраняет этот недостаток тем, что полые лопасти, помимо отверстий на их рабочих поверхностях, снабжены отверстиями, расположенными на их концах. Воздух, поступающий внутрь лопасти через первые отверстия, при работе винта под действием центробежной силы удаляется из лопастей через концевые отверстия. Сопротивление при этом уменьшается, благодаря отсасыванию пограничного слоя воздуха.
На чертеже фиг. 1 изображает предлагаемый винт, фиг. 2 - разрез конца лопасти, фиг. 3 и 4 - схемы движения пограничного слоя воздуха.
На конце полой лопасти помещено отверстие 2 для выпуска воздуха из полости после отсоса пограничного слоя.
Стрелкой 3 показано направление вращения винта, цифрой 4 - передняя кромка. Стрелка 5 показывает направление струи пограничного слоя в момент отсоса. P1 - давление на поверхность лопасти перед срывом пограничного слоя, Р2 - давление внутри лопасти. А-А - ось винта.
Вдоль полой лопасти располагают ряд отверстий или щелей 1, соединяющих внутреннюю полость лопасти с внешней средой. В них направляются струи пограничного слоя незадолго до подхода их к точкам срыва потока (фиг. 3, 4). Этим создается плавное обтекание лопасти потоком, понижается лобовое сопротивление лопастей и при вращении их возрастает сила тяги.
Коэфициент лобового сопротивления Сх=Cxf+СхΔ, где: Cxf - коэфициент, характеризующий сопротивление от сил трения, СхΔ - коэфициент, характеризующий сопротивление от сил давления.
Основную величину составляет Cxf. В свою очередь 
, где Sтр - поверхность трения, a S - площадь, к которой относится коэфициент лобового сопротивления. Коэфициент трения Cf зависит от характера пограничного слоя (турбулентный или ламинарный)
У турбулентного пограничного слоя при равных значениях чисел Гейнольдса коэфициент трения всегда выше, чем у ламинарного слоя. Следовательно, поскольку отсос пограничного слоя предупреждает турбулизацию пограничного слоя, получается понижение Cf, Cxf и самого Сх.
Проводя аналогию с отсосом пограничного слоя с поверхности крыла, можно заключить, что и в случае винта получается увеличение Cymax. Прирост Cymax для крыла с щелью по всему размаху оценивают в 80-90% (подразумевается отсасывание сравнительно небольших масс воздуха).
Если учесть худшие условия отсасывания в случае полой лопасти винта и принять ориентировочно Cymax≅50%, то и в этом случае получается цифра, представляющая собой несомненно большой интерес.
Разряжение в случае отсасывания пограничного слоя с поверхности лопасти винта получается от действия центробежных сил инерции на массу воздуха, заключенную внутри полой лопасти винта. Центробежные силы будут сгонять воздух от оси вращения к концам лопастей и, таким образом, внутри лопастей создается разряжение, необходимое для осуществления отсасывания.
Воздух из лопасти будет выходить через специально сделанные на концах лопастей отверстия (фиг. 4).
Располагать отверстия 1 следует примерно на 50% хорды каждого сечения в диапазоне 0,4-0,9 (диапазон относительно радиусов дан грубо ориентировочно). Такое расположение отверстий 1 по хорде сечений (фиг. 3) подсказывается результатами исследований, проведенными над крылом со щелью. Большой интерес представляет и решетчатая поверхность. Предлагаемая конструкция винта проста. Отсутствие надобности в каком-бы то ни было отсасывающем агрегате, например, в вентиляторе, освобождает от особой затраты дополнительной мощности на отсасывание пограничного слоя и не вызывает утяжеления конструкции. Максимальный эффект предлагаемый метод дает на режимах, характерных большими значениями углов атаки сечений лопастей:
1) при разбеге самолета;
2) при разгоне после отрыва от земли до развития скорости, необходимой для перехода на набор высоты;
3) при наборе высоты «горками»;
4) во всех случаях полета, когда самолет «подвешивается» на моторах.
Винт самолета с расположенными в лопасти отверстиями (щелями), сообщающими полость винта с атмосферой, отличающийся тем, что, с целью уменьшения сопротивления путем отсасывания пограничного слоя воздуха, на концах лопастей расположены отверстия, предназначенные для удаления из лопастей под действием центробежной силы воздуха, поступающего через щели при работе винта.
