ЖОВИНСКИЙ Н. Е. СИЛОВЫЕ АВИАЦИОННЫЕ УСТАНОВКИ. Страница 15

Внешнее сопротивление радиаторной установки зависит от расположения !радиатора «а самолете, от размещения входных и выходных отверстий для воздуха, от давления во входной части капота и на выходе из капота.

Наибольшее давление получается на передних кромках частей самолета, незатененных другими частями или элементами самолета. Такими местами являются носовая часть фюзеляжа, кок винта, передняя кромка крыла. Минимальные давления получаются в верхней части профиля крыла, но размещать заслонки в таких местах нельзя, так как появление надстроек в наиболее эффективной части крыла резко ухудшает аэродинамические характеристики крыла.

Коэфициент внешнего лобового сопротивления равен силе внешнего лобового сопротивления, приходящейся на единицу скоростного напора и лобовой площади радиатора.

Так как на больших скоростях полета заслонки капотов прикрывают, что приводит к очень малым значениям сх , то

коэфициент общего сопротивления радиаторной установки довольно близок к значению коэфициента внешнего лобового сопротивления (на режиме Vmij):

Вообще же

Радиаторные установки в зависимости от расположения радиатора, входных и выходных отверстий можно разделить на несколько типов:

1. Радиатор расположен внутри самолета. Вход осуществлен в зоне максимального давления (носок крыла, фюзеляжа или гондолы), а выход — в зоне разрежения (ребро обтекания крыла, хвостовая часть фюзеляжа или мотогондолы). В этом случае =0,02—0,04. Если входное отверстие сделано в крыле и воздух по каналам направляется к фюзеляжу, в котором расположен радиатор, а выход воздуха находится в конце фюзеляжа, =0,03—0,05.

2. Лобовой вход. Радиатор размещен внутри самолета, но выходная заслонка выступает из контуров самолета, сх =0,04—0,08. Если туннель расположен так, что вход осуществляется за двигателем или под ним, а выход воздуха из туннеля — в нижней части фюзеляжа, значение коэфициента лобового сопротивления достигает сГо=0,08—0,15