ЖОВИНСКИЙ Н. Е. СИЛОВЫЕ АВИАЦИОННЫЕ УСТАНОВКИ. Страница 13
При больших температурах охлаждающей жидкости можно получить еще большее снижение лобового сопротивления.
Большое влияние на лобовое сопротивление оказывает коэфициент расхода воздуха через капот. Выявим влияние отдельных факторов на эту величину (не учитывая, для упрощения, влияния подогрева воздуха), для чего запишем уравнение Бернулли для двух сечений: участка невозмущенного потока и выходного сечения капота:
Это уравнение характеризует закон сохранения энергии при движении воздуха через капот с учетом потерь напора. Индекс 0 относится к невозмущенному потоку, индекс 1 — к сечению перед фронтом и 2 — к выходному сечению (см. рис. 206). Потерю напора при прохождении воздуха через радиатор {удобно относить к скоростному напору перед фронтом радиатора:
где С — коэфициент потери напора на входном участке капота и в радиаторе.
где М— подогрев воздуха в трубках радиатора;
T— абсолютная температура наружного воздуха.
Следовательно, скорость воздуха в трубках радиатора зависит от величины открытия выходной щели радиаторного капота, от сопротивления радиатора и входной части капота и от коэфициента статического давления на выходе из капота.
где Cp — коэфициент потерь напора радиатора; для сотовых радиаторов он изменяется от 2 до 5;
Clt—коэфициент потерь напора в каналах капота, зависящий от расположения радиатора; для радиатора в крыле и под мотором Ck= 2—4; для лобовой радиаторной установки Ck = 1—2; для установки под фюзеляжем Ck= 4—6.
Коэфициент статического давления на выходе
в зависимости от расположения выходной части капота. При расположении в зоне большого разрежения х имеет отрицательное значение, в зоне давления — положительное.
Коэфициент открытия выходного отверстия капота fa, изменяющийся в пределах от 0 до 1, оказывает наибольшее влияние на значение коэфициента расхода воздуха.
