сохранения постоянного градиента давления. Нормально длина входной части туннеля должна быть не меньше 1,2—1,5 высоты радиатора, если капот расположен под фюзеляжем или двигателем.

Передняя кромка капота должна иметь закругление радиусом не меньше 15 мм, вследствие чего должен образоваться коллектор с уменьшением сечения на 10—15% от площади входа.

Неправильное очертание входной части капота после ремонта самолета может привести к резкому ухудшению теплопередачи, к перегреву двигателя и к падению максимальной скорости полета вследствие увеличения лобового сопротивления радиаторной установки.

Выходная часть туннеля. Согласно выведенному ранее условию регулирования потока воздуха, регулирование охлаждения должно осуществляться только на выходе. Регулирование на входе приводит к возрастанию сопротивления, в особенности на режимах больших скоростей полета. Регулирование на выходе обеспечивает подтормаживание потока при полете на больших скоростях и приводит к уменьшению внутреннего сопротивления радиаторной установки. Выходная заслонка должна обес-

печивать такое сечение на выходе, при котором достигается надежное охлаждение на режиме подъема, наиболее трудном в смысле отвода тепла. При закрытии заслонки капота воздух не должен протекать через радиатор. Управление заслонками должно быть легким на всех скоростях полета. Для разгрузки летчика необходима установка автоматического управления заслонками, которое может быть выполнено по любой схеме, гидравлической, пневматической или электрической, но с обязательным требованием поддержания температур в определенном диапазоне.

§ 59. ВОЗДУХО-ВОЗДУШНЫЕ РАДИАТОРЫ

На двигателях большой высотности устанавливают несколько ступеней нагнетателей или применяют комбинированный (турбокомпрессор и приводной центробежный нагнетатель) наддув. Большое сжатие в нагнетателе приводит к значительному подогреву воздуха, температура которого становится недопустимо высокой, вследствие чего падает мощность двигателя и увеличивается склонность топлива к детонации. При многоступенчатых нагнетателях повышение температуры перед последующими ступенями приводит к возрастанию потерь в нагнетателях. Большое распространение на высотных самолетах получило промежуточное охлаждение воздуха между ступенями нагнетателя или после турбокомпрессора перед поступлением воздуха в приводной центробежный нагнетатель. Температура воздуха на всасывании авиадвигателя не должна превышать IOO⁰ Ц.