3. Входная часть и часть туннеля выступает за очертания самолета, а выходной участок капота находится у ребра атаки крыла или в хвостовой части фюзеляжа, с =0,06—0,12.

«*0

4. Входная, выходная частьи часть туннеля выступают за очертания самолета. При этом чем ближе входная часть капота к носовой части самолета, тем меньше сПри близком расположении входной части капота к зоне высокого давления с_х = =0,1—0,2. При расположении радиаторной установки под крылом C_x^ =0,1—0,2. Если вход расположен с одной стороны фюзеляжа, а выход с другой, тос_Ха=0,15—0,3.

На рис. 208 показана схема радиаторной установки в крыле, в выходной части которой установлена обтекаемая заслонка типа ЦАГИ; при таком расположении радиаторной установки с_х =0,04—0,08. На рис. 209 приведена схема расположения радиатора под мотогондолой, у которой длина входной части равна глубине радиатора. В этом случае ¢^=0,15—0,2. При увеличении длины входной части капота C_xo падает до 0,08—0,12. На рис. 210 показана схема рас-

положения радиаторной установки внутри самолета. Такое расположение вызвано стремлением обеспечить живучесть самолета. В данном случае радиатор помещается за двигателем и прикрыт с боков броневыми плитами. При этом с =0,29— 0,35. Чем блйже входная часть капота к носовой части самолета, тем ниже значение с_х

§ 58. КАПОТЫ НА РАДИАТОРЫ

Капоты, в которых заключены радиаторы, отличаются по конструкции в зависимости от расположения радиаторов на самолете. Материалом для изготовления капотов служит дур- алюмин и дуралюминовые профили, обеспечивающие прочность капоту. Нагрузки, действующие на капот при пикировании самолета, когда полностью закрыта выходная щель, достигают больших величин, и внутреннее давление в капоте равно скоростному напору. При внешнем расположении радиаторной установки по отношению к самолету, за счет разрежения с наружной стороны капота общее давление может 1 о P^v2