SU7904A1 - Приспособление дл уменьшени лобового сопротивлени радиаторов и т.п. частей экипажей - Google Patents

Description

В ОСНОВНОМ патенте оп сано расположение радиаторов в устройствах,служащих средством сообщени , в частности воздушных, в которых, с целью понижени  лобового сонротивлени  радиаторов , нродуваемых встречным ветром , устапавлнвают пх в трубонроводе с измен ющимс  в нанравленни течени  нонеречным сечением таким образом, чтобы радиатор находилс  в месте наибольшего ноперечного сечени , в то врем  как входное   выходное отверсти  трубопровода имеют меньшее ноиорешое сечение, вследствие чего количество воздуха, нонадающее во врем  движени  в радиатор , будет меньше, чем оно было бы у радиатора, помещенного открыто, без подобного трубопровода. При помощи такого расположени  улучшаетс  отношение подъемной силы к сопротивлению всего самолета.

Насто щеее изобретение имеет целью еще улучшить это отношеииг тек,

что радиатор и его кожух раснолагаютс  так, чтобы протекающий через этот кожух R обтекающий его воздух не только встречает меньшее сопротивление , чем нри сто щем свободно радиаторе , но вызывал бы одновременно и нодъемное действие, дл  чего измен етс  не только нанравленне протекающего через радиатор воздуха, но и нанравление воздушного потока, обтекающего обшибку снаружи.

Несколько примеров выполнени  предстаилено на чертеже, на котором фиг. 1 по Г) изображают вертикальные разрезы производ щих подъемное действие кожухов, в которых установлены радиаторы, и фиг. 6-вид спереди самолета, снабженного радиаторами, согласно фиг. 5.

Во всех фигурах цифры 1 обозначают радиатор, 2-кожух, 3-входное тверстие дл  воздуха   4-выходное тверстие дл  него. Стрелки с опееиием показывают нанравдепЕЗ днижспп  самолета, а стрелки беи оперени -поток воздуха, возникающий при поступательном двнженни.

На фпг. 1 поперечное сечение кожуха имеет такую конструкцию, что его средн   лини , намеченна  нуктнром , рассматриваема  сбоку, изогнута кверху. J3o врем  полета отклон етс  книзу не только воздух, проход щий через такой кожух ннаход щийс  в нем радиатор,, но н протекающа  снаружи стру  воздуха подвергаетс , на подобие воздуха, обтекающего крыло самолета, воздействию, норохдаюн ему в свою очередь действие подъемной силы на кожух.

На фиг. 2 и 3 часть ко суха заменена новерхностью несущего крыла 5 и при том. согласно фиг..2, расположенной сверху радиатора, а в фиг. снизу.

Соответствующим образом н другие стенки, имеющиес  на самолете, могут служить заменой кожуха радиатора, например, верхн   новерхность фюзел жа , как это показывает фнг. 4. При этом, однако, должно быть соблюдено условие, чтобы воздух мвг нротекать вдоль обпшвкн, или замен юи ей ее стенки так м образом, чтобы давление его имело слагающую, направленную кверху.

Дл  более выгодного достижени  иодъемного действи  радиатор может быть расположен в самом несущем крыле, снабженном нроходным  канат лами 3, 4 дл  воздуха (фиг. 5 и 6). Дл  этого несуща  поверхность 5 имеет ввутрн себд проходной цо душны& канал , поперечное сечение которого, начина  от переднего кра  с входным отверстнем дл  воздуха. снача.1а постепенно увеличиваетс , а потом постепенно суживаетс  до выходного отверсти  у заднего кра  крыла. -В этот канал, в месте его наибольшего Поперечного сечени , помещен радиатор 1.

И р е д м е т п а т е н т а.

1.Видоизменение приспособлени  дл  уменьптенн  лобового сопротивлени  радиаторов, охарактеризованного в патенте за .V; 4681, отличающеес  тем, что продольному сечению трубы 2 (фиг. 1), зак.1ючающей радиатор 1, придана форма аэроиланного крыла, при которой воздух, обтекающий трубу снаружи, создает добавочную нод7,емную силу.

2.Видоизменение указанного в н. 1 приспособлени , отличающеес  тем, что верхн   или нижн   часть упом нутой в этом пункте трубы образуетс  нижнею (фиг. 2) или верхнею (фиг. .S) поверхностью крыла и. ,

3.Видоизменение указанного в н. 1 приспособлени , отличаюп;есс  тем, что нижн   часть упом нутой в этом пункте трубы заменена верхней новерхностью (1)ЮЗРл жа (фиг. 4).

4.Видоизменение указанного в н. 1 нриспособлени , отличающеес  тем, что радиатор-вместо трубы - помещен в самом крыле 5 (фиг. 5 и 6), снабжевпом проходными каналами 8,4 дл  воздуха (фиг. 6).

Фиг 6.

ФипГ.

Фиг 4.

Фип5.