Выпуск 298

. 4
I РУДЫ
ОГО АЭРО-ГИДРОДИНАМИЧЕСКОГО ИНСТИТУТА
им. проф Н. Е. ЖУКОВСКОГО
В. Г. НИКОЛАЕНКО
АЭРОДИНАМИЧЕСКИЙ РАСЧЕТ
КАПОТОВ НА МОТОРЫ
ВОЗДУШНОГО ОХЛАЖДЕНИЯ
ИЗДАНИЕ ЦЕНТРАЛЬНОГО АЭРО-ГИДРОДИНАМИЧЕСКОГО ИНСТИТУТА
им. проф. Н. Е. ЖУКОВСКОГО
Москва
19 3 7
г
I
ТРУДЫ
ЦЕНТРАЛЬНОГО АЭРО-ГИДРОДИНАМИЧЕСКОГО ИНСТИТУТА
им. проф. Н. Е. ЖУКОВСКОГО

Выпуск 298
4. J?
В. Г. НИКОЛАЕНКО
АЭРОДИНАМИЧЕСКИЙ РАСЧЕТ
КАПОТОВ НА МОТОРЫ
ВОЗДУШНОГО ОХЛАЖДЕНИЯ
ИЗДАНИЕ ЦЕНТРАЛЬНОГО АЭРО-ГИДРОДИНАМИЧЕСКОГО ИНСТИТУТА
им. проф. Н. Е. ЖУКОВСКОГО
Москва
19 3 7
ОГЛАВЛЕНИЙ
Стр.
Список обозначений ................................................. 4
Введение ........................................................... 7
Глава I.	Краткий обзор истории капотов........................................ 8
Глава II. Протекание воздуха через капот.
§ 1.	Располагаемый напор и потери в капоте.............................. 15
§ 2.	Подсчет расхода.................................................... 17
Глава III. Лобовое сопротивление капота.
§ I.	Вывод основных соотношений......................................... 22
§ 2.	Анализ формул...................................................... 25
§ 3.	Коэфицигнт полезного действия капота............................... 30
Глава IV. Результаты испытания капотов в аэродинамических трубах.
§ 1.	Общие замечания.....................................................34
§ 2.	Разработка экспериментального материала, полученного в ЦАГИ....... 35
§ 3.	Испытание макета капота NACA на моторе Юпитер VI. установленного на
фюзеляже.................................................................36
§ 4.	Испытание капотов различных типов иа моторе Райт-Циклон, установлен-
ных на фюзеляже...................................................3.
§ 5.	Испытание мотора Гном-Рон К-14 с капотом NACA, установленного на крыле 43
§ 6.	Испытание макета капота с двумя выходными отверстиями для мотора
Райт-Циклон на крыле.................................................... 51
§ 7.	Разработка иностранных материалов.................................. 56
§ 8.	Опыты фирмы „Vought and Pratt	Whitney".............................. —
§ 9.	Опыты NACA......................................................... 59
§ 10.	Опыты, проведенные в „RAS"......................................... 61
Глава V. Расчет капота.
§ 1.	Необходимые расчетные данные....................................... 63
§ 2.	Эквивалентное отверстие мотора в капоте............................. —
§ 3.	Влияние винта...................................................... 65
§ 4.	Количество воздуха, необходимое для охлаждения мотора.............. 6°
§ 5.	Режимы полета и атмосферные условия................................ 74
§ 6.	Расчет капота....................................................... —
Глава VI. Влияние конструктивных параметров на эффективность капота.
§ 1. Общие соображения.................................................. 77
§ 2.	Индивидуальные входные отверстия.................................... —
§ 3.	Форма кольцевого входного отверстия................................ 79
§ 4.	Внутренняя входная часть капота.................................... 80
§ 5.	Дефлектора и каналы-кожуха......................................... 83
§ 6.	Выходная часть капота............................................... —
§ 7.	Внешняя форма капота и сопряжение ее с самолетом................... 85
§ 8.	Воздушные нагрузки капота.......................................... 86
Глава VII. Принудительное и комбинированное охлаждение при помощи вентиляторов.
§ 1.	Общие замечания о принудительном	охлаждении........................ 94
§ 2.	Искусственный обдув................................................. —
§ 3.	Комбинированное охлаждение......................................... 98
§ 4.	Случаи необходимости применения вентиляторов.......................104
Приложение I..................................................................107
Приложение II.................................................................111
Приложение III................................................................112
Список литературы по вопросу капотирования моторов воздушного охлаждения . . . 115
Отв. редактор В. Л. Александров	Техн, редактор А. С. Борисоь.
Сдано в набор 16/Х—1936 г.	Подписано к печати 2/III—1937 г-
Формат бумаги 72ХЮ51/1в	7 Vs печ. листа по 66000 зн. в листе,
Уполн. Главлита Б—8128	Зак. 3468	Тираж 1500 экз
Типография Госбанка СССР. Неглииная, 12
краткое содержание
В данной работе приводится способ аэродинамического расчета капота, основанный на
применении основных теорем аэродинамики к явлению протекания воздуха под капотом.
Путем ряда допущений удалось получить приближенные формулы, которые дают возмож-
ность подсчитать расход воздуха, охлаждающего цилиндры мотора через капот, а также
связанное с этим дополнительное лобовое сопротивление в зависимости от основных пара-
метров капота.
Полученные формулы позволяют провести анализ влияния различных параметров на
эффективность капота; так, например, удается сравнить способы регулировки охлаждения
мотора при помощи жалюзи и при помощи изменения выходного отверстия. В работе выве-
дены формулы для подсчета коэфициента полезного действия капота.
В статье приводятся результаты испытаний моделей и макетов капотов, проделанных
как в ЦАГИ, так и за границей. Данные, полученные из экспериментов, сравииваютсч
с результатами, подсчитанными по формулам. На основании полученных формул дается
метод аэродинамического расчета капота, который сводится к определению выходных отвер-
стий, необходимых для нормального охлаждения цилиндров мотора, а также лобовых сопро-
тивлений капота на всех режимах полета самолета.
В статье рассматривается влияние конструктивных параметров капота на его эффек-
тивность.
В заключение рассматривается применение искусственного обдува цилиндров мотора
при помощи вентилятора и дается метод расчета капота в этом случае. Выводятся критерии
для определения целесообразности применения вентиляторов. Расчет капота, а также приме-
нение дефлекторов-каиалов и вентилятора иллюстрируется примерами-
3
СПИСОК УСЛОВНЫХ ОБОЗНАЧЕНИЙ
ДЯ—потеря полного напора при проходе воздуха, охлаждаю-
щего цилиндры мотора через капот.
Уо— скорость воздуха в невозмущенном потоке (скорость полета).
Vt — средняя скорость во входном отверстии капота.
Va — средняя скорость в выходном отверстии капота.
ре — статическое давление на входе в капот.
ра— статическое давление на выходе из капота.
р0— статическое давление в невозмущенном потоке воздуха.
Не — полный напор в входном отверстии капота.
-i-pVo— скоростной напор набегающего потока воздуха.
X — коэфициент полного напора на входе.
х — коэфициент давления на выходе из капота.
Ф — коэфициент располагаемого напора.
С — коэфициент сопротивления.
Ф— эквивалентное отверстие мотора в капоте.
W—об'емный расход воздуха через капот в м8/сек.
р — плотность воздуха кг'м^/сек2. ;
V—средняя скорость некоторого сечения канала капота.
F—площадь некоторого сечения капота.
Fa— площадь выходного отверстия капота.
Fe — площадь входного отверстия капота.
DK — наружный диаметр мотора (или капота) в сечении цилин-
дров мотора.
S — мидель капота.
Сл — коэфициент расхода воздуха через капот.
f—относительная площадь выхода.
— относительное эквивалентное отверстие.
V'i— скорость внешнего потока у выходного отверстия.
Хк — лобовое сопротивление капота.
Сх —коэфициент лобового сопротивления капота.
А — условное отверстие капота м1.
Ло — сила лобового сопротивления внешнего обтекания капота.
Хв— сила лобового сопротивления, обусловленная протеканием
воздуха через капот.
Сх = -— -----коэфициент лобового сопротивления внешнего обтекания
25рИ°2
капота.
„ Хв
Сх — --------коэфициент лобового сопротивления, вызванного протека-
в ~sPvS
нием воздуха под капотом.
X — поступь винта.
4
Qe—количество тепла, снимаемое с цилиндров мотора возду-
хом в кал/сек.
Qu — количество тепла, которое отдает мотор в кал/сек.
Na—критерий Нуссельта.
Re — критерий Рейнольдса.
&ЙМ— потеря полного напора при подходе воздуха между реб-
рами и дефлекторами мотора.
Адвент. — полный напор, создаваемый вентилятором.
Йк — мощность, затрачиваемая при проходе воздуха через ка-
пот.
Nc—мощность, затрачиваемая самолетом при создании потока
воздуха через капот.
7]к — коэфициент полезного действия капота.
h — отношение площади выхода к площади эквивалентного
отверстия капота.
Дй, — потеря полного напора при проходе воздуха через вход-
ную часть канала.
F» — площадь сечения в капоте перед цилиндром мотора.
Им — средняя скорость в сечении перед цилиндрами мотора.
а — коэфициент теплопередачи цилиндров мотора.
d — диаметр цилиндров мотора (линейный параметр).
— теплопроводность воздуха.
Нв — вязкость воздуха.
&На — потеря полного напора в выходном участке капота.
/ср. ц — средняя температура поверхностей цилиндра и его ребер.
/ср. в — средняя температура воздуха при проходе его у цилин-
дров мотора.
Sn — поверхность цилиндра и его ребер (к которой отнесен
коэфициент теплопередачи).
С — некоторое постоянное число.
т—показатель степени в формуле (25).
Vcp — средняя скорость у ребер цилиндров мотора.
/макс ц—температура контрольной точки цилиндра (обычно темпе-
ратура под задней свечей).
/в—температура входящего в капот воздуха.
N,— эффективная мощность мотора.
7 — удельный вес воздуха кг1м*.
G — весовое количество воздуха, проходящее через капот.
Ус — скорость полета самолета.
рх — давление на внутреннюю стенку капота во входной части.
К,— средняя скорость во входной части капота.
р2— давление на внутреннюю стенку капота за цилиндрами мо-
тора.
УК2 — средняя скорость в выходной части капота
Рр — разрывающая сила, действующая на носок капота.
Ротр — отрывающая (вперед) сила, действующая на носок капота.
Рр. s — разрывающая сила, действующая на заднюю цилиндриче-
скую часть капота.
М — шарнирный момент, действующий на огибаемую часть ка-
пота.
L — длина шарнира.
b — хорда отгибаемой части.
Сш — коэфициент шарнирного момента.
чд, — коэфициент полезного действия винта.
5
Ni — мощность, затрачиваемая на охлаждение в случае капота
без вентилятора, замеренная на валу винта.
N2 — мощность, затрачиваемая на охлаждение для капота с вен-
тилятором, замеренная на валу винта.
^вент — коэфициент полезного действия вентилятора.
е-А
•
СХв —коэфициент лобового сопротивления исходного капота без
вентилятора.
Л — относительная площадь выхода исходного капота без вен-
тилятора.
Cj —коэфициент лобового сопротивления капота в случае ком-
бинированного охлаждения.
ft— относительная площадь выхода в случае комбинирован-
ного охлаждения.
A tB — разность температур, между выходящим и входящим в ка-
пот воздухом.
с —теплоемкость воздуха.
АЛ,
к] = т--> —термодинамический коэфициент охлаждения.
Гер. Ц Гв
6
ВВЕДЕНИЕ
В настоящее время авиационные моторы воздушного охлаждения по-
лучили широкое распространение. Они с успехом конкурируют с мото-
рами жидкостного охлаждения, так как несмотря на их недостаток—значи-
тельное лобовое сопротивление, которое они дают будучи поставленными
на самолете,—они имеют ряд больших преимуществ.
Основные из этих преимуществ: малый вес, надежность в работе, про-
стота ухода и ремонта.
Мощные моторы воздушного охлаждения обычно бывают звездообраз-
ной формы с одним или двумя рядами цилиндров. Для однорядных
„звезд** количество цилиндров бывает, обычно, девять, а для двухряд-
ных—четырнадцать или даже восемнадцать. В случае „рядного* располо-
жения цилиндров мотора воздушного охлаждения можно получить мотор,
обладающий меньшим лобовым сопротивлением, чем для звездообразного
расположения, но трудности охлаждения цилиндров не позволяют, однако,
добиться больших мощностей для моторов этого типа.
Все же в некоторых случаях применение на самолете моторов хотя
менее мощных, но обладающих меньшим лобовым сопротивлением, является
весьма выгодным.
Величина лобового сопротивления, даваемого мотором, является одним
из важнейших факторов при подборе к самолету того или иного мотора.
Особенно резко этот вопрос поставлен для моторов воздушного охла-
ждения, которые дают значительное лобовое сопротивление. Это лобовое
сопротивление было уменьшено применением капотов типа NACA, в ко-
торые заключался мотор, а также дефлекторов, которые улучшили охла-
ждение цилиндров под капотом и обеспечили нормальную работу мотора.
Применение капотов типа NACA дало такое улучшение летных данных
самолетов, что это составило целый этап в истории развития скоростной
авиации.
В настоящее время, на современном самолете, мощный мотор воздуш-
ного охлаждения обязательно заключается в капот, который обеспечи-
вает его малое лобовое сопротивление.
Всякое новое улучшение капотов и дефлекторов обещает дальнейшее
улучшение летных данных самолетов.
При современном развитии скоростной авиации, с уменьшением лобо-
вых сопротивлений всего самолета, доля сопротивления, создаваемая
охлаждением мотора, начинает играть главнейшую роль во всей аэроди-
намике скоростного самолета.
Весьма важным является правильный подбор основных параметров
капота на самолете, но это трудно сделать, не имея рационального спо-
соба расчета аэродинамики капота.
Созданию такого способа аэродинамического расчета капота и посвя-
щена настоящая работа. В ней приводятся теоретические зависимости
между основными параметрами капота и количеством воздуха, прошед-
шего через капот, а также и лобовым сопротивлением капота.
Формулы, выражающие эти зависимости, позволяют выполнить полный
аэродинамический расчет капота.
7
ГЛАВА 1
КРАТКИЙ ОБЗОР ИСТОРИИ КАПОТОВ
f
Предшественниками моторов воздушного охлаждения, применяемых |
в настоящее время, были ротативные моторы воздушного охлаждения 1
(с вращающимися цилиндрами), которые появились на заре авиации еще
до империалистической войны.
Первоначально вращающиеся цилиндры мотора закрывались кожухом,
имевшим основной целью оградить разбрызгивание масла, а также напра-
вить выхлопные газы под фюзеляж. Тогда еще сопротивление, создавае-
мое мотором, играло малую роль из-за малых скоростей полета самолетов.
По мере увеличения скоростей полета, возник вопрос о лобовом
сопротивлении мотора. Первый капот, который имел целью уменьшить
лобовое сопротивление мотора воздушного охлаждения, был предложен
Депердюссеном. Его капот закрывал весь мотор и в соединении с фюзе-
ляжем давал плавную форму. Этот капот имел в передней части отвер-
стие для входа воздуха, охлаждающего цилиндры мотора. Отверстие для
выхода воздуха помещалось в нижней части фюзеляжа за мотором.
Во время империалистической войны потребность в быстром улучше-
нии летных данных самолетов привела к большому росту мощности
моторов. Этому могли удовлетворить моторы водяного охлаждения, кото-
рые обеспечили увеличение мощностей. Ротативные моторы не могли
этому требованию удовлетворить и были отодвинуты на задний план.
Возникновение первых моторов воздушного охлаждения с стационар-
ными цилиндрами, подобных применяемым сейчас, относится еще к тому
времени, когда господствовали ротативные моторы.
Эти моторы с стационарными цилиндрами особенно сильно начали
развиваться после войны благодаря большим работам, проделанным
в Америке и в Англии.
Первоначально эти моторы при установке на самолете не имели ка-
кого-либо капота, и цилиндры обдувались воздухом, непосредственно на-
бегающим на носовую часть фюзеляжа. Лобовое сопротивление фюзеляжа
самолета, снабженного мотором воздушного охлаждения с открытыми
цилиндрами мотора, было весьма велико.
Попытки уменьшить это лобовое сопротивление путем применения
всякого рода обтекателей на цилиндрах мотора, долгое время не давали
желаемого результата. Были испытаны всевозможные способы капотиро-
вания. Закрывали картер мотора и части стаканов цилиндров специаль-
ными капотами. Были испробованы различные степени закрытия стаканов
цилиндров. Эти капоты „открытого" типа не закрывали головки цилин-
дров. Также были испытаны всевозможные индивидуальные обтекатели
на каждый отдельный цилиндр мотора, как частично, так и полностью
закрывающих цилиндр.
Все эти мероприятия не давали хороших результатов, лобовое сопро-
тивление уменьшалось весьма мало, а охлаждение цилиндров становилось
гораздо хуже. Особенно много подобных попыток было сделано в Англии.
Интересный капот на мотор воздушного охлаждения был предложен
итальянцем Пьеро-Магнем в 1924 г. Этот капот целиком сверху закрывал
8
Фиг. 2. Схема капота МА1 НИ
весь мотор и переходил на кок винта, где имелись специальные отвер-
стия для входа воздуха, охлаждающего цилиндры мотора У втулки винта
этого капота помещались дополнительные лопасти вентилятора, которые
должны были улучшить обдув
цилиндров мотора.
Фиг. 1. Индивидуальные обтекатели на
каждый цилиндр мотора
Из капота воздух, прошедший у цилиндров мотора, выпускался через
кольцевую щель, расположенную за мотором между задней кромкой ка-
пота и стенкой фюзеляжа. Этот капот имел в основе правильную идею
и можно предполагать, что лобовое сопротивление этого капота могло
быть наименьшим по сравнению с другими капотами того времени.
Однако, этот капот не выявил своих качеств и распространения не по-
лучил.
Фнг. 3. Узкое кольцо Тауценда
на самолете
Фиг. 4. Широкое кольцо Тоуменда
на самолете
Задача капотирования моторов воздушного охлаждения удовлетвори-
тельно была разрешена тозько в 1929—1930 г., благодаря изобретению
колец Тауненда в Англии и разработке капотов типа NACA в Америке.
9
Обтекатель в виде профилированного кольца, одеваемого на звездооб-
разные моторы, был предложен Таунендом1 и получил широко известное
название „кольца Тауненда". Это кольцо Тауненда, одетое поверх голо-
вок звездообразного мотора воздушного охлаждения, значительно снижает
лобовое сопротивление, вызванное выступающими головками цилиндров,
при незначительном ухудшении охлаждения. Как показали многочислен-
ные исследования, эффект уменьшения лобового сопротивления в этом
случае получается за счет того, что дужка кольца работает как профиль
крыла в потоке воздуха, обтекающего носовую часть фюзеляжа с мото-
ром, и вызывает скос потока за цилиндрами мотора, прижимая его к по-
верхности фюзеляжа. Этим скосом локализуется вихревая зона, вызванная
выступающими головками цилиндров мотора.
Выявилось, что одним из основных параметров, от которого зависит
эффективность кольца, является угол установки кольца относительно
направления местной струи потока, обтекающего нос фюзеляжа. Умень-
шение лобового сопротивления, даваемого кольцом Тауненда, с узкой
хордой, равняется, примерно, 20 — 30% от сопротивления фюзеляжа
с мотором без кольца, т. е. лобовое сопротивление уменьшается до
70—80% от сопротивления фюзеляжа с открытыми цилиндрами мотора.
Благодаря своей простоте в эксплоатации, хорошему охлаждению мо-
тора, а также тому, что кольцо Тауненда может быть подобрано к мотору
звездообразной формы на любом самолете, без изменения очертаний фю-
зеляжа, они получили большое распространение в очень многих странах.
В дальнейшем своем развитии кольца Тауненда получили некоторые
видоизменения. Хорда их стала увеличиваться, появился выступ на фюзе-
ляже за мотором. Это уменьшило расстояние между задней кромкой
кольца и поверхностью фюзеляжа, получилась как бы кольцевая выход-
ная щель.
Фиг. 5. Капот „открытого типа" в трубе NACA
Фиг. 6. Капот NACA первоначального
типа
Такие конструкции колец Тауненда близко приближаются по форме
и принципу работы к ниже описанным капотам типа NACA. В этих слу-
чаях дужка кольца не может работать как профиль крыла, а имеется
эффект канала и его выходной щели (фиг. 4).
Другой тип капотов на моторы воздушного охлаждения был разрабо-
тан американским авиационным комитетом NACA, в лаборатории „Lang-
1 См. R&M № 1267 за 1930 г. Полное название трудов по всем сноскам книги см. в
„Кратком библ, указателе" па стр. 115.
10
ley Field"1, на основе широкого исследования всевозможных способов
капотирования мотора. Эти опыты были проведены в аэродинамической
трубе с диаметром рабочей части 6 метров с макетом фюзеляжа в нату-
ральную величину, с работающим мотором воздушного охлаждения. Пу-
тем подбора был найден наилучший капот, дающий наименьшее лобовое
сопротивление. Этот тип капота в настоящее время широко известен
под названием капота „NACA".
Данный капот закрывает цилиндры мотора целиком, причем воздух
охлаждающий мотор, входит в носовой части в кольцевое отверстие
вокруг втулки винта, проходит около цилиндров мотора и выходит за
мотором в кольцевую щель между задней кромкой капота и поверхно-
стью фюзеляжа.
Результаты испытаний капота этого типа показали, что лобовое сопро-
тивление уменьшается в два-три раза по сравнению с открытым мотором.
Одновременно выявилось, что применение этого капота на моторе, не
приспособленном к работе в закрытом канале, вызвало ухудшение охла-
ждения цилиндров.
Фиг. 7. Самолет, на котором был впервые установлен капот типа NACA
Вызвано это было тем, что в случае применения капотов скорости у
цилиндров мотора значительно уменьшились. Это вызвало перегревание
наиболее скверно охлаждающегося места цилиндра—его задней стенки.
Для устранения этого недостатка были применены особые дефлектора-
отражатели, которые направляли воздух к горячим местам задней стенки
цилиндра. Но все же с этими первыми примитивными дефлекторами
охлаждение цилиндров мотора ухудшилось, по сравнению с открытым
мотором, и опасность перегрева цилиндров не была устранена, и лишь
после многолетней работы были получены дефлектора, которые обеспе-
чили охлаждение цилиндров мотора.
Одной особенностью капота типа NACA является то, что форма капота
и очертание фюзеляжа взаимно связаны. Контуры фюзеляжа должны быть
плавным продолжением линий, образующих очертания капота.
Поэтому капот типа NACA не может быть просто одет на мотор,
установленный на любом фюзеляже, а требует совместного проектирова-
ния фюзеляжа и капота.
Капоты NACA, разработанные американцами, благодаря их малому
лобовому сопротивлению, получили быстро широкое распространение во
всем мире.
’ См. репорт NACA, 313, 314 за 1929 г.
и
Применение капотов типа NACA на самолетах, дало сразу резкий ска-
чок в увеличении скоростей полета самолетов.
Благодаря этим капотам ряд многоместных пассажирских машин
получили скорость, которая превосходила скорость одноместных истре-
бителей того времени.
Первоначальный капот типа NACA был разработан на моторе Райт
Смерч J-5 мощностью всего 200 л. с. при скоростях потока в трубе
около 130 км/час. В случае применения этих капотов на моторах другой
мощности и с другим числом цилиндров по указанию NACA была пред-
ложена формула для определения величин площадей входного и выход-
ного отверстия для прохода охлаждающего мотор воздуха1 *.
F = f N У/з А ₽•
v I 200 I ’ 9 20(”
(1)
где /V—мощность данного мотора, на который проектируется капот;
К— число цилиндров мотора,-
Fn—площадь входа или выхода проектируемого капота;
F200— площадь входа или выхода капота NACA, полученного на осно-
вании вышеописанных испытаний в трубе.
Данная формула определяет необходимую величину входа и выхода
капота в случае применения мотора какой-либо другой мощности, при
скорости полета самолета 130 км/час.
Отношение мощностей моторов входит в формулу в степени 4/8. Это
показывает, что количество охлаждающего воздуха, определяемое вход-
ным и выходным отверстием капота, должно увеличиваться быстрее, чем
возрастает мощность мотора, которая приближенно определяет количе-
ство снимаемого тепла.
Основным недостатком этой формулы является то, что она не учиты-
вает возможное изменение скорости полета самолета, которое сильно
влияет на охлаждение мотора, а, следовательно, и на площадь входных
и выходных отверстий капота, по сравнению со скоростью в трубе
130 кмIчас.
Систематические летные испытания капотов, проведенные фирмой
„Стирмен" в 1921 г. показали, что для самолетов с более мощными
моторами, чем Райт-Смерч, имеющих большие скорости полета, чем те,
которые были при испытаниях в трубе NACA, величины отверстий капота
должны в случае нормального охлаждения мотора существенно отличаться
от площадей, подсчитанных по вышеуказанной формуле. Результаты этих
летных испытаний показали, например, что при скоростях полета, при-
мерно, порядка 220^-230 км/час, площадь входного отверстия может быть
взята на 25% меньше, чем получающаяся по формуле NACA, а выход-
ного—на 15%.
Эти испытания подтвердили также необходимость применения дефлек-
торов-отражателей, поставленных между цилиндрами мотора, для улуч-
шения охлаждения задней стенки цилиндра. Все летные испытания, а так-
же дальнейшие испытания в аэродинамических трубах показали, что
наряду с уменьшением лобового сопротивления охлаждение ухудшается
и что нельзя получить в капоте хорошего охлаждения цилиндров мотора,
которые построены с расчетом на обдувание свободной струей воздуха
без капота.
В последующие годы моторостроительные фирмы стали приспосабли-
вать моторы воздушного охлаждения для работы под капотом, в условии
меньших скоростей обдува. Это выразилось, с одной стороны, в том, что
1 Си. журнал „SAE* февраль 1932 г. R. h. Higginbotham „Engine cooling problems with
venture cowling". Транскрипция этой формулы нами несколько изменена.
12
площадь охлаждающих ребер на литр рабочего об'ема цилиндра увеличи-
лась, примерно, в два раза, и, с другой стороны, были разработаны усо-
вершенствованные дефлекторы, которые обеспечили обдувку охлаждаю-
щим воздухом всех горячих точек цилиндров мотора. Эти дефлекторы
закрывают все просветы между цилиндрами и направляют весь поток
воздуха, входящего в капот к охлаждающим ребрам цилиндров мотора.
Дефлекторы этого типа были разработаны в Америке фирмой ,,Vought“
в 1933 г. и получили название .нагнетательных дефлекторов" \ Летные
испытания показали, что мотор под капотом, снабженный этими дефлек-
торами, охлаждается значительно лучше, чем мотор без дефлекторов,
в то же время лобовое сопротивление самолета, в случае применения
соответствующего капота, получается значительно меньшим.
Те же летные испытания показали влияние конструктивных параметров
капота на лобовое сопротивление и охлаждение мотора: правильно вы-
бранное входное отверстие мало влияет на эффективность капота, пере-
ход внутреннего капота (закрывающего моторную раму) на поверхность
фюзеляжа, должен быть плавно выполнен. Оказалось что основным [парамет-
ром является очертание выходной щели капота, которое определяет собою
как количество воздуха, прошедшее через капот (для данного мотора и
самолета), так и лобовое сопротивление самолета.
Фиг. 8. Нагнетательные дефлектора, разработанные
фирмой „Voughl“(BHfl сзади)
Фиг. 9. Самолет »Vought“. V-70, снаб-
женный капотом с регулировкой выхо-
да путем отгиба задней кромки капота
Путем отгибания или обрезания задней кромки капота можно значи-
тельно увеличивать расход воздуха, проходящего через капот, что сопро-
вождается увеличением лобового сопротивления капота.
Как показали опыты, регулировка охлаждения мотора путем изменения
площади выходной щели, осуществленная управляемой в полете задней
кромкой капота, оказалась наиболее рациональной, давая существенные
улучшения летных качеств самолета. Для каждых данных атмосферных
условий и режима полета, регулируя заднюю кромку капота, можно
подобрать такой минимальный расход воздуха, который нормально охла-
ждает цилиндры мотора. Этот расход воздуха и будет соответствовать
минимально возможному лобовому сопротивлению капота с данным мо-
тором в определенных условиях полета.
При отсутствии регулирования выходной щелью, площадь выхода
должна быть подобрана из условия полета на режиме взлета, что соот-
1 См. журнал „SAE-, май 1934 г.
13
ветствует большему постоянному лобовому сопротивлению капота на
других режимах полета. Аэродинамический расчет и летные испытания
самолета „Vought"—V-70 показали, что применение капота с регулируе-
мой выходной щелью, на скоростях полета самолета около 300 км)час,
дает увеличение скорости на 10 км1час.
Несмотря на то, что все основные работы по исследованию и разра-
ботке капотов были проделаны американскими исследователями, впервые
попытки создания формул, выражающих теоретические зависимости ме-
жду лобовым сопротивлением, расходом воздуха через капот и основ-
ными параметрами капота были проделаны в Англии. Расчетное определе-
ние скоростей в капоте впервые приведено в докладе Вуда в 1933 г.1 2 Под-
робнее эти работы изложены в статье Хартсхорна’ в 1935 г. Полу-
ченные в этих работах выводы могли быть приложены как к капотам,
так и тоннельным радиаторам.
Общий анализ лобового сопротивления капота, разработанный Капоном
и Меридитом, впервые приводится в статье Дугласа ®. Опубликован-
ные результаты дают в общем виде основные зависимости и не доводят
их до возможности приложения к практическим расчетам.
В течение 1935 г. по вопросам капотирования моторов воздушного
охлаждения появилось значительное количество статей в американских,
английских и французских авиационных журналах. Результаты наиболее
интересных из этих статей были нами разработаны и приведены в главе IV,
§§ 6, 7, 8 и 9.
1 См. RAS № 273 за 1933 г.
2 См. R&M № 1641 за 1935 г.
8 См. журнал „Flight" ноябрь 1935 г. № 1405.
14
ГЛАВА П
ПРОТЕКАНИЕ ВОЗДУХА ЧЕРЕЗ КАПОТ
§ 1. Располагаемый напор и потери в капоте
Воздух, служащий для охлаждения цилиндров мотора, входит в капот
через отверстие, расположенное в его передней части. Это отверстие
у капотов типа NACA имеет кольцевую форму. Затем этот воздух про-
ходит через капот у ребер цилиндров мотора, которые он охлаждает
и выходит из капота за мотором, через кольцевую щель между капотом
и фюзеляжем (как у капотов NACA) или через отверстия в стенке капота
(как у капота типа „Уоттер").
Как показывают многочисленные опыты, об'ем воздуха, прошедший
через капот, пропорционален скорости потока воздуха, обдувающего его
и в- основном зависит от величины выходного отверстия капота и сопро-
тивления системы цилиндров и дефлекторов, расположенных внутри ка-
пота. Величина входного отверстия капота, при правильной форме входа,
т. е. при отсутствии местных потерь, на расход воздуха влияет очень
мало.
Количество воздуха, проходящее через капот, зависящее от его основ-
ных параметров и от скорости обдува, можно назвать „располагаемым"
расходом через капот.
Для нормальной работы мотора воздушного охлаждения с данными
дефлекторами нужен определенный расход воздуха, который должен
обеспечить такое охлаждение цилиндров мотора, чтобы температура наи-
более горячих точек не превышала определенных допустимых величин.
Это количество воздуха назовем „потребным" расходом воздуха, причем
эта последняя величина зависит не только от режима работы мотора, но
и от окружающих атмосферных условий.
Параметры капота должны быть подобраны таким образом, чтобы
„располагаемое" количество воздуха равнялось „потребному". В задачу
настоящей работы входит определение „располагаемого" расхода и не
входит определение „потребного".
Для того, чтобы найти теоретическую зависимость между „распола-
гаемым" количеством воздуха и основными параметрами капота, составим,
в первом приближенном к действительности, простейшую схему явления.
Предположим, что
располагаемый напор внешнего потока, затрачиваемый на преодоление
сопротивлений при протекании воздуха через капот, с учетом скорост-
ного напора воздуха, выходящего из капота, можно найти как разность
между полным напором на входе и давлением на выходе из капота
рУе2 ,
2—На—ра,
где ре— статическое давление на входе,
Ve—скорость воздуха на входе,
ра — статическое давление на выходе из капота.
15
о V2
Обозначим отношение полного напора на входе Не = ^-~-\-р —р0
к скоростному напору набегающего потока воздуха -^-рУо через X
-i-^+л-л
у-= -	и—•
Величину X назовем коэфициентом полного напора на входе в капот.
Разделив величину статического давления на выходе ра—р0 на ско-
ростной напор -|-pVo> найдем аналогично коэфициент давления на вы-
ходе х
х =
1 т г2
-2-рК
Относя располагаемый напор внешнего потока к скоростному напору,
найдем коэфициент располагаемого напора
-^-рК2+р,—ра
Очевидно, на основании предыдущего можно найти
= X — х.
Полный напор ДЯ, затрачиваемый на преодоление сопротивлений при
проходе воздуха между цилиндрами и дефлекторами мотора, а также
при проходе через канал, образованный капотом впереди и сзади мотора,
удобнее всего определить не через отвлеченный коэфициент £ = —-------•
а через понятие „эквивалентного отверстия", так как в практических
расчетах не приходится рассматривать геометрически подобных моторов
и лишняя отвлеченность коэфициента X, является неудобной.
„Эквивалентное отверстие" мотора в капоте будем обозначать Ф
и выражать в квадратных метрах.
„Эквивалентным отверстием" какой-либо системы сопротивлений назы-
вается такое отверстие, которое при коэфициенте истечения, равном еди-
нице, и при полном напоре перед отверстием, равном полной потере
напора в рассматриваемой системе, пропускает тот же об'ем воздуха,
W мв[сек., как и рассматриваемая система. Исходя из приведенного опре-
деления, рассматривая капот как такую систему, найдем величину экви-
валентного отверстия капота из формулы1:
где W— расход воздуха через капот, выраженный в мя1сек.,
&Н—перепад полных напоров на входе и на выходе из капота,
Р—плотность воздуха.
Не трудно установить связь между величиной эквивалентного отвер-
стия и коэфициентом сопротивления.
1 См. книгу: V. Blaess. Die stromung In RChren und die Berechnung weitverz
weigter Leitungen und Kanale. Изд. Miinchen Berliu R. Oldenbowg, 1932.
16
Обозначим коэфициент сопротивления при проходе воздуха через
капот С отнесенный к скоростному напору средней скорости V в каком-
либо сечении капота F.
Из определения = -; W—V-F
4pV2
Л	г	1
Вставляя это выражение в формулу эквивалентного отверстия, найдем
после сокращений
Ф = ~.	(4)
капот,
Вообще, потеря полного напора, при проходе воздуха через
обусловливается не только сопротивлением мотора (цилиндры и дефлек-
торы), но и сопротивлением внутреннего канала капота. Иначе говоря,
всю потерю полного напора Д/7 можно разбить на две основные части.
Первая часть: полезные потери, которые затрачиваются на преодоление
потерь трения при протекании воздуха вдоль нагретых ребер цилиндров
Это—потери, обусловливающие охлаждение цилиндров мотора1. Втор*
часть — паразитные потери, которые вызываются сопротивлениями
входе воздуха в капот, подводе его к ребрам мотора и отводе его
мотора к выходной щели. Эти потери не связаны с теплоотдачей ци/ ин
дров и при проектировании капота следует принимать меры к тс
чтобы они были возможно меньшими.
При правильном выборе очертаний величина паразитных потерь
пота будет составлять 5 —10% от сопротивления цилиндров и дефл
торов.
§ 2. Подсчет расхода
Для получения формулы, дающей зависимость между расходом i
духа через капот и основными параметрами капота, приложим обобщен-
ное уравнение Бернулли к потоку воздуха, проходящему через капот.
Если потеря полного напора при проходе потока воздуха через капот
следующее равенство:
+А — 2	~\~Ра + Л Н,
в выходном отверстии, которую можно опре-
воздуха через капот
w 1 ,/2 1 uz2
о , -2 Р^а- 2 р , •
©ч
е?
X
о
93
равна Д/У, то имеет место
1	./2
где Vu — скорость воздуха
делить из условий расхода
И =
Необходимо указать, что
для правильного определе-
ния Va в выводимых фор-
мулах следует брать сечение
выходного отверстия, по
нормальной поверхности
к направлению скоростей,
вытекающего из капота воз-
духа. Очевидно, что прак-
тически вполне допустимо
вводить в расчет сечение,
нормальное к средней ско-
рости в выходном отверстии.
Фиг. 10. Схема капота
1 В данной работе не рассматривается вопрос о правильном обребрении цилиндров,
который совместно с дефлектированием определяет вышеупомянутые потери.
2 В. Г. Николаенко
17
АрК2 + Л-р„ = -2-Р1/" + А^
1	U72
Воспользовавшись формулой (2) A// = -g р
±Pv:+pe-po=6.-| pi/2,
получим после преобразований
Откуда искомый расход воздуха ___________
W=V0 Г	(5)
f' F£
Для того, чтобы получить формулы в более удобном виде, выражаю-
щие зависимости между безразмерными параметрами, ввстем следующие
обозначения.
Относя расход воздуха к скорости набегающего потока 1/0 и харак-
терной площади — миделю капота S,—найдем коэфициент расхода воздуха
через капот — СА
где
е_	
4 ’
DK — диаметр капота в плоскости цилиндров.
Обозначим отношение площади выхода капота Fa к миделю S через f,
назовем его относительной площадью выхода
J S '
Аналогично найдем относительное эквивалентное отверстие
Ф
Вставив эти значения в формулу, дающую расход воздуха через ка-
пот. получим:
(6)
Последнее равенство представляет собою основную формулу для под-
счета коэфициента расхода воздуха через капот.
Проведем небольшое исследование этой формулы, выражающей зави-
симость между коэфициентом расхода воздуха через капот и основными
параметрами капота, относительными площадями выходного и эквива-
лентного отверстия и коэфициента располагаемого напора.
При уменьшении выходного отверстия величина растет и коэфи-
циент расхода уменьшается. В пределе кода f—О также СА = 0. При уве-
личении площади выходного отверстия коэфициент Сл растет и в пре-
деле, когда стремится к бесконечности, т. е. когда эквивалентное
отверстие мотора весьма мало по сравнению с выходной площадью,
18
Изменение сопротивления при проходе воздуха через капот соответ-
ствует изменению эквивалентного отверстия мотора в капоте Ф. Эти
изменения могут быть вызваны для одного и того же мотора примене-
нием дефлекторов или каких-либо загородок внутри капота, а также
изменением формы внутреннего канала капота.
Формула коэфициента расхода имеет симметричный вид относительно
площади выхода и эквивалентного отверстия, так что картина измене-
ния СА при изменении ® будет аналогичной как при изменении /.
При уменьшении величины эквивалентного отверстия Сл уменьшается,
при увеличении—увеличивается и в пределе при ' = 0 стремится к значению
Располагаемый напор внешнего потока зависит от полного напора на
входе и давления на выходе из капота. При коэфициентах полного напора
на входе "X и давления на выходе —	~ коэфициент располагаемого
1 1 &
-^рГо
напора равен:
ф = X — у..
Полный напор на выходе в капот определяется влиянием винта, распо-
ложенного перед входным отверстием капота. В зависимости от профи-
лировки комлевой части винта величина X может быть больше или меньше
единицы. В частном случае отсутствия винта, полный напор на входе
в капот равен скоростному напору набегающего потока воздуха
4р^2 + А-Ро= 2 pV°2; Z=L
Коэфициент располагаемого напора при этом равен
ф=1 —у..
Этот частный случай будет иметь место при испытании капота с нера-
ботающим мотором без винта в аэродинамической трубе. Давление на
выходе из капота в основном зависит от обтекания внешней части си-
стемы капота и самолета и в гораздо меньшей степени зависит от рас-
хода воздуха через капот. Поэтому в практических расчетах допустимо
считать, что коэфициент давления на выходе, у- определяется только ме-
стоположением и формой выхода.
Если выход помещается в зоне повышенных давлений, например, под
крылом, то ра^>Ро и у>0. В этом случае коэфициент располагаемого
напора меньше коэфициента полного напора на входе ф<1-
Наоборот, если выход расположен на верхней стороне крыла, давле-
ния на выходе будут меньше атмосферного и pa<Zp0 величина коэфи-
циента давления будет меньше нуля у.<0 и коэфициент располагаемого
напора ф> 1.
Для капота типа NACA, при испытании без винта, величина
коэфициента давления на выходе обычно бывает близка к нулю, как по-
казывает приведенный ниже экспериментальный материал.
На режимах взлета самолета, фюзеляж может давать под'емную силу,
а следовательно, на этих углах атаки будет иметь место разность давле-
ний в нижней и верхней его части. При этом, верхняя и нижняя части
кольцевого выхода будут находиться в разных условиях благодаря умень-
шению давления в верхней части и увеличению в нижней. В случае недо-
статочно свободной канализации воздуха за цилиндрами мотора, это
может вызвать неравномерное охлаждение верхних и нижних цилиндров
мотора, так как расход воздуха через капот зависит от коэфициента
давления на выходе.
2*
19
При увеличении давления на выходе, т. е. при увеличении коэфь-
циента расход воздуха через капот уменьшается. При уменьшении да-
вления на выходе, коэфициент располагаемого напора и расход увеличи-
ваются.
Когда значение коэфициента располагаемого напора станет равным
(f \2
, то скорость на выходе будет равна скорости
полета, и коэфициент расхода CA=f. При дальнейшем уменьшении да-
вления на выходе СА будет увеличиваться.
Фиг. 11. Диаграмма зависимости коэфициента расхода воздуха через капот от относительной
площади выходного отверстия для различных относительных зквивален гиых отверстий мотора
в капоте по формуле:
(при
Са =
20
Скорость воздуха на выходе из капота можно определить по следую-
щей формуле:
Считая, что при внешнем обтекании капота потоком воздуха, потери
отсутствуют, можем подсчитать скорость внешнего потока у выходного
отверстия — V\ из равенства:
4pv?+^-a=4p^+^-^=4-pVi2+x4-pv°2='z-9 pv°2’
откуда
Ц = Ув/Х-х=У01/ф.	(8)
Для сравнения скорости в выходном отверстии со скоростью внеш-
него потока у выходного отверстия, разделим первую формулу (7) на
вторую (8) и найдем выражение для отношения между скоростью Va
и местной скоростью внешнего потока у выхода
Эта формула показывает, что отношение скоростей зависит только
F	F
от и стремится к единице, когда величина уменьшается, т. е.
когда Fa — площадь выходного отверстия — уменьшается или эквивалент-
ное отверстие Ф увеличивается.
Это последнее равенство показывает, что, как и следовало ожидать,
скорость в выходном отверстии капота всегда меньше, чем местная ско-
рость внешнего потока воздуха у выходного отверстия.
Формулу (6), выражающую зависимость между коэфициентом расхода
и параметрами капота, можно связать с формулами, даваемыми теорией
эквивалентных отверстий. Для этого введем условное отверстие всей
системы А м", достаточное для прохода об'ема воздуха W м?1сек. со
скоростью полета Vo
W
А— CA-S.
Из равенства вытекает нижеследующее выражение:
Этот вид формулы может быть весьма полезен при практических рас-
четах, когда имеется конкретный мотор и мидель капота есть величина
вполне определенная.
Преобразуя эту формулу, можно ее привести к виду:
ф 1	1
Не трудно заметить, что эта формула является обычной формулой сло-
жения эквивалентных отверстий в случае их последовательного располо-
жения. В этой формуле величина ~—= является суммарным эквивалент-
]/ф
ным отверстием площади выхода и эквивалентного отверстия мотора.
В случае, когда ф—1 условное тверстие системы равно суммарному
эквивалентному отверстию капота.
21
ГЛАВА III
ЛОБОВОЕ СОПРОТИВЛЕНИЕ КАПОТА
§ 1. Вывод основных соотношений
В полете на капот авиационного мотора воздушного охлаждения дей-
ствуют воздушные силы, обусловливающие возникновение лобового со-
противления.
Лобовое сопротивление капота с мотором может быть разбито на две
части:
первая часть — лобовое сопротивление, обусловленное обтеканием
внешней части капота и вторая часть—лобовое сопротивление, связанное
с протеканием через капот потока воздуха, служащего для охлаждения
цилиндров мотора.
Первая часть лобового сопротивления, вызванная обтеканием внешней
части капота, неотделима от сопротивления всего корпуса самолета, так
как капот является носовой частью фюзеляжа или моторной гондолы
в случае расположения на крыле. Это сопротивление для данного угла
атаки самолета, как показывает опыт, можно считать мало зависящим от
изменения расхода воздуха, когда воздух, вытекающий из капота,
плавно сливается с внешним потоком, обтекающим капот, так что отсут-
ствуют срывы и вредная интерференция капота и самолета.
Обозначив эту силу через Хо и относя ее к миделю капота S и ско-
1	2
ростному напору набегающего потока -^-рК, найдем коэфициент лобо-
вого сопротивления наружного обтекания капота
Л
-J pVo2-S ’
DK — наружный диаметр капота.
Этот коэфициент лобового сопротивления может быть получен из
испытаний в аэродинамических трубах.
В первом и довольно грубом приближении он может быть найден из
испытаний на лобовое сопротивление модели самолета с фюзеляжем или
моторными гондолами, в которых входные и выходные отверстия капота
закрыты так, чтобы не нарушать плавность обтекания всей модели.
Если в аэродинамической трубе испытывался натуральный капот
с мотором или его макет, то реличина Хо может быть определена со зна-
чительно большей степенью точности, как разность между общими лобо-
выми сопротивлениями, замеренными в трубе и лобовым сопротивлением,
связанным с протеканием воздуха через капот и подсчитанным по теоре-
тической формуле, выведенной ниже.
Особенно это бывает важно в тех случаях, когда закрывание входного
и выходного отверстия капота нарушает характер обтекания капота
и самолета, так как в этом случае лобовое сопротивление, замеренное
с закрытым отверстием капота, может существенно отличаться от сопос-
22
тивления, получаемого за счет обтекания внешней части капота в случае
открытых отверстий.
Второй частью лобового сопротивления капота является то сопроти-
вление, которое возникает при протекании через капот воздуха, необхо-
димого для охлаждения цилиндров мотора. Это сопротивление опреде-
ляется количеством воздуха, прошедшим через капот, и зависит в основ-
ном от следующих трех параметров капота: площади выходного отвер-
стия капота, потери полного напора при проходе воздуха через капот
и располагаемого напора внешнего потока.
Обозначим эту силу лобового сопротивления через Л„; индекс „в“ ука-
зывает, что это сопротивление затрачивается на преодоление „внутрен-
них* потерь в капоте при охлаждении мотора.
Общая сила, действующая на капот самолета, будет равна сумма этих
двух сил
А’к —	-J- А"в.
Коэфициент лобового сопротивления найдем, деля силы на -^-SpVo
Сх = СХ + С„ .
Для подсчета силы лобового сопротивления, затрачиваемой при охла-
ждении цилиндров мотора Хв, можно воспользоваться законом количества
движения. Необходимо упомянуть, что при строгом выводе эта теорема
не вполне точно приложима к рассматриваемому случаю, так как по су-
ществу при рассмотрении сил, действующих на капот, следует одновре-
менно учитывать изменение поля скоростей и давлений во внешнем потоке.
В таком общем виде задача практически не может быть решена. В то
же время, однако, как будет показано ниже, при приведении опытного
материала расхождение между опытными значениями Сх* и значением
Сх*, рассчитанным исходя из теоремы количества движения, но без учета
внешнего обтекания, представляет собой постоянную величину для каж-
дого данного капота. Поэтому поправка на точность вывода может быть
добавлена к величине Сх^.
Указанная разбивка потерь на Сх*, определенная из теоремы количе-
ства движения внутри и Сх^одновременно учитывающая наружное обтекание
формы капота фюзеляжа и изменение скоростного поля потока, обтекающего
капот, позволяет разработать вполне пригодный для практических целей
метод расчета капотов на моторы воздушного охлаждения.
Прилагая в соответствии с выше сделанными допущениями теорему
количества движения к рассматриваемому явлению обдува мотора в ка-
поте, приравняем изменение количества движения секундной массы воз-
духа, проходящего через капот, силе лобового сопротивления капота,
вызванной охлаждением цилиндров мотора.
При выводе будем считать, что располагаемый напор не зависит от
количества воздуха, проходящего через капот, и определяется из условия
внешнего обтекания капота, т. е. что для данного режима полета на по-
стоянном угле атаки ф = const. Местная скорость внешнего потока может
быть определена по формуле (8) в предположении, что потери при внеш-
нем обтекании отсутствуют:
Если потери в капоте отсутствуют, то скорость в выходном отверстии
будет равна скорости внешнего потока у выхода V\. В действительности,
в капоте при проходе охлаждающего воздуха у цилиндров мотора
имеется потеря полного напора ДМ вызванная сопротивлением системы
цилиндров, дефлекторов и внутренних каналов капота.
23
Если потеря полного напора в капоте /\Н, то скорость в выходном
сечении будет равна Va, где УО<У1, как показано в главе II.
Разность между скоростями и Va представляет собою потерю ско-
рости потока воздуха, проходящего через капот.
Изменение количества движения при проходе воздуха через капот
равняется при этом
где, как было ранее обозначено:
W — расхода воздуха в м?[сек.,
р— плотность воздуха.
Сила лобового сопротивления капота, обусловленная возникновением
расхода воздуха через капот, будет равняться изменению количества дви-
жения этой секундной массы воздуха, проходящего через капот.
XB = W?(Vx-Va).
Вставив сюда выражение и Va, равные:
va=%-,
получим
/	П7 \
.	(12)
\	* п /
Коэфициент лобового сопротивления, вызванного протеканием охла-
ждающего потока воздуха через капот, определим, отнеся эту силу Хв к
миделю капота S и к скоростному напору набегающего на капот воздуха
1	1/2
~2-рК
с,=-^
w )
v 0 * а /
Это выражение преобразуем, подставив условную эквивалентную пло-
. W
щадь капота А —	,
‘'о
При этом получим
как было обозначено в предыдущей главе.
А
А
(13)
быть иначе выражена путем подстановки
Та же величина может
тельных площадей выхода и эквивалентного отверстия f и <р и
„ А
циента расхода воздуха через капот Сл— $
относи-
коэфи-

(14)
Это основное выражение для определения коэфициента лобового со-
противления, затрачиваемого на „внутренние" потери капота при охла-
ждении мотора.
Подставив в последнюю формулу выражение (6)
А С
АI/ 1 , 1
7	/2 '
и произведя некоторые элементарные преобразования, можно выразить
коэфициент лобового сопротивления непосредственно через три основные
параметры капота: относительную площадь эквивалентного отверстия <р,
относительную площадь выхода f и коэфициент располагаемого напора ф
СЛ = 2*	.	(15)
•*в	у- —U
24
Два уравнения, выражающие зависимость СА и С* от f, ср и ф, можно
рассматривать, как два условия, связывающие пять величин. Если какие-
либо три из этих пяти величин известны, то остальные две могут быть
найдены из этих уравнений.
§ 2. Анализ формул
Эти основные формулы, выведенные выше, дают возможность произ-
вести аэродинамический расчет капотов на моторы воздушного охлажде-
ния. Так, например, если известны три параметра капота /, ф и ф, то
можно определить коэфициент лобового сопротивления Сх и количество
воздуха, проходящего через мотор.
Если известны СА, ф и величина эквивалентного отверстия мотора ср,
то могут быть определены величины f и Сх .
Рассмотрим подробнее частный случай, когда давление на выходе из
капота равно статическому давлению в невозмущенном потоке.
Ра=Р0, т. е. х = 0
и полный напор на входе в капот равен скоростному напору набегаю-
щего потока Х=1. В этом случае коэфициент располагаемого напора ф
будет равен единице:
ф = Х— X — 1.
Выведенные выше основные формулы принимают более простой вид:
Сх = 2с/1 —	(17)
®	\ Т /
Эти две формулы весьма удобно выразить в графическом виде в коор-
динатах СА и Сх*, приняв за абсциссу Сх, а за ординату—СА.
Задаваясь постоянным значением относительного эквивалентного от-
верстия о и меняя значения относительного выходного /, найдем семей-
ство кривых постоянных ср (<р = const).
Далее, задаваясь постоянными значениями величины f и меняя <р, по-
лучим семейство кривых, соответствующих постоянным f (f— const). Эти
два семейства пересекаясь образуют сетку кривых, показанную на диа-
грамме фиг. 12.
Каждая кривая этой сетки дает зависимость СА от Сх при условии
постоянного значения одной из переменных f или ср.
Каждой точкой этой диаграммы определяется соответствующие значе-
ния переменных Сл; Сх ; /; ср.
Сетка кривых этих двух семейств позволяет графически производить
аэродинамический расчет капота в предположении, что ф = 1.
Этот график также полезен при исследовании работы капота.
Пусть, например, величина выходного отверстия начинает увеличи-
ваться. При этом коэфициент расхода и лобового сопротивления будут
замедленно возрастать и в пределе, если / стремиться к бесконечности,
Сл = <р; СЛв = 2Сл = 2ср.
На приведенной диаграмме линия СА — -^- Сх является геометрическим
местом точек этих предельных значений Сх* и СА при различных значе-
ниях ср.
25
Фиг. 12. Диаграмма зависимости коэфициента расхода воздуха через капот от коэфициента
лобового сопротивления для различных относительных эквивалентных отверстий капота по
формулам:
При уменьшении выходного отверстия величины Сх* и СА уменьша-
ются и когда /=0, то и Сл = 0 и Сх =0. Характер изменения СА
и Сх в зависимости от f показывает, что при малых значениях /, увели-
чение площади выхода, т. е. увеличение /, сказывается весьма выгодно,
СА увеличивается сильно при малом увеличении Сх. При дальнейшем
увеличении /, СХв начинает увеличиваться быстрее при замедленном уве-
личении СА. На больших значениях f малому увеличению СА соответ-
ствуют большие увеличения Сх^. Это показывает, что наиболее выгодное
26
капотирование мотора воздушного охлаждения соответствует малым пло-
щадям выходного отверстия.
Изменение эквивалентного отверстия мотора при постоянном значении
выходного отверстия капота сказывается следующим образом: если нет
потери полного напора при проходе воздуха через капот, т. е. эквива-
лентное отверстие мотора в капоте равно бесконечности, то Сх =О
и CA=f\ в этом случае скорость на выходе из капота равна скорости
полета. При малом сопротивлении в капоте, когда ® велико, СА близко
к f при малом Сх .
С уменьшением ср уменьшается СА и увеличивается Сх.
При некотором значении ср коэфициент лобового сопротивления Сх
достигает максимального значения, которое можно определить из обыч-
ного условия для нахождения максимума.
откуда
Г - 1 Л - f
л 2	*	]/з'
Вставив это в выражение Сх, найдем (Сх^	= СА-
Прямая линия СХ^ = СЛ на диаграмме фиг. 12 показывает значение мак-
симального Сх при изменении ср для различных f.
При дальнейшем уменьшении ср с уменьшением СА уменьшается также
и Сх*, т. е. при увеличении сопротивления проходу воздуха под капотом
лобовое сопротивление уменьшается с уменьшением расхода. Если про-
ход под капотом закрыт, то ср = 0 и Сх =0; СА=.О.
В последнем случае, в действительности на самолете обычно изме-
няется характер обтекания капота из-за вредного влияния входа и выхода.
При этом лобовое сопротивление внешнего обтекания Сх0 получается
большим, чем при наличии расхода воздуха через капот.
Изменение относительного эквивалентного отверстия мотора в капоте
имеет место в случае применения дефлекторов, окружающих цилиндры
мотора, а также в случае применения управляемого жалюзи перед мо-
тором.
Линия Сх =СА делит кривые приведенной диаграммы фиг. 12 на две
зоны.
В первой зоне, расположенной между осью коэфициента расходов СА
и прямой Сх = СА, увеличение сопротивления при проходе воздуха у ци-
линдров мотора, т. е- уменьшение эквивалентного отверстия мотора,
вызывает уменьшение расхода воздуха через капот и увеличение лобового
сопротивления.
Во второй зоне, расположенной между линиями Сх = СА и Сх = 2СЛ
с уменьшением эквивалентного отверстия уменьшается расход воздуха
через капот, а также и лобовое сопротивление.
На основании вышесказанного можно сделать заключение, что в первой
зоне наименьшее лобовое сопротивление можно получить при наименьших
потерях в капоте, т. е. при наибольшем эквивалентном отверстии мотора.
Во второй зоне выгодно, с точки зрения лобовых сопротивлений, уве-
личивать потери в капоте, если при этом возможно при данных условиях
охлаждения уменьшить коэфициент расхода воздуха через капот.
Последний случай соответствует капотам с сильно дефлектированными
цилиндрами. Применение „полных дефлекторов4* или каналов-кожухов
27
резко увеличивает потерю скоростного напора воздуха при проходе через
капот, но зато и количество воздуха, необходимое для нормального охла-
ждения цилиндров мотора, резко падает.
Обгоняется это тем, что в случае мотора с цилиндрами без дефлекто-
ров, основная масса воздуха проходит в просветы между цилиндрами и
не участвует в охлаждении мотора. При этом задняя часть стенки цилин-
дра находится в зоне срыва и охлаждается плохо.
В случае применения „полных дефлекторов" или кожухов (являющихся
развитием дефлекторов), когда все просветы закрыты, воздух направляется
только к ребрам цилиндров, и обходя цилиндр со всех сторон, охлаждает
также и его заднюю стенку. В этом случае весь воздух, проходящий че-
рез капот, участвует в охлаждении и используется полностью, благодаря
чему количество его, нужное для охлаждения мотора, гораздо меньше,
чем в первом случае.
Приведенный расчетный график зависимости Сл от Сх наглядно пока-
зывает действие различных способов регулировки охлаждения мотора.
„Потребное" количество воздуха для нормального охлаждения мотора
будет оставаться, примерно, постоянным, как на режиме взлета самолета,
так и на максимальной скорости полета, особенно в случае применения
винта переменного шага.
Так как скорость потока воздуха, обдувающего капот на максимальной
скорости полета самолета, значительно больше скорости обдува на взлете,
даже с учетом обдувки винта, то обычный капот, без регулируемого вы-
хода, подобранный из условия расчетного режима на взлете, при полете
на максимальной скорости будет излишне охлаждать цилиндры мотора.
Количество воздуха, проходящее через капот у цилиндров мотора, будет
значительно больше, чем требуется для нормального охлаждения.
В случае применения такого капота на самолете, коэфициент расхода СА
и коэфициент лобового сопротивления Сх будут иметь на всех режимах
полета самолета постоянное значение.
Уменьшение количества воздуха, охлаждающего мотор на максималь-
ной скорости, т. е. регулировку охлаждения мотора, возможно осущест-
вить двумя способами.
В первом случае применяются регулируемые жалюзи, расположенные
перед цилиндрами мотора во входном отверстии. Эти жалюзи, дроссели-
руя входное отверстие капота, увеличивают потери при проходе воздуха
под капотом, т. е. уменьшают эквивалентное отверстие мотора.
В этом случае характеристика регулировки получается неудобной, так как
на большом диапазоне открытия жалюзи расход меняется мало, а вблизи
полного закрытия—он падает весьма резко.
Во втором случае регулировка расхода воздуха через капот дости-
гается путем изменения площади выходного отверстия капота, при по-
мощи специального механизма, изменяющего положение задней кромки
капота. В этом случае характеристика регулировки будет иметь очень
хороший характер, так как расход воздуха будет приблизительно про-
порционален площади выхода.
Как видно из графика фиг. 13, регулирование охлаждения мотора
выгодно производить изменением площади выходного отверстия как для
капотов, параметры которых дают точку в первой зоне (точка Д), так и
во второй (точка В). Вышеизложенное исследование было проведено
в предположении, что давление на выходе равно давлению в невозмущен-
ном потоке воздуха ра=рй и когда полный напор на входе равняется
скоростному напору набегающего потока.
Z = О, Z = 1
и
ф=1.
28
Если х О, то в зависимости от знака х располагаемый напор набега^
ющего воздуха будет или больше (в случае отрицательных х), или меньше
(в случае положительных х), чем скоростной напор во входном от-
верстии капота.
Величина X определяется, главным образом, влиянием комлевой части
винта, расположенной перед входным отверстием. Обычно винт вызывает
торможение потока воздуха во входном отверстии и величина X бывает
меньше единицы. Однако, если диаметр входного отверстия капота имеет
достаточно большую величину и центральная часть винта имеет хорошую
профилировку лопастей, то возможен случай, когда X будет больше еди-
ницы в зависимости от режимов работы винта.
Выше выведенные формулы показывают, что коэфициент расхода воз-
духа через капот пропорционален величине коэфициент лобового
сопротивления—величине 6.
c, = (cjf_,K+.
С'.=ГСЧ-.*-
Если величина Ф
изменяется, то лобовое
сопротивление изме-
няется сильнее, чем
расход воздуха через
капот.
Увеличивать расход
воздуха через капот
путем помещения вы-
ходной щели в зону
пониженного давления
на самолете невыгодно,
так как лобовое сопро-
тивление капота воз-
растает сильнее, ичем
расход и появляются
большие опасности
возникновения вред-
ной "интерференции,
что может 'повлечь за
собою появление баф-
тинга и т. дЛ
В заключение этого
параграфа необходимо
отметить, что формулы
(6) и (14) имеют одно-
родную структуру от-
носительно величин
СА> f и ?» что
позволяет пользовать-
ся графиками этих ве-
личин при рассмотре-
нии пропорциональных
им величин Сх -S; А;
И Ф-
Фиг. 13. Эффект регулировки коэфициента расхода или путем
уменьшения относительного выходного отверстия (точки А — 1
и В — 1) или уменьшения относительного эквивалентного
отверстия (точки А — 2, В — 2) по сравнению с исходным
капотом в I зоне (точка Л) и во II зоне (точка В)
29
§ 3. Коэфициент полезного действия капота
При проходе воздуха через капот между дефлекторами и охлаждае-
мыми ребрами цилиндров затрачивается мощность NK, которую мижно
подсчитать следующим образом:
NK=
а так как по формулам (3)
„	1 UZ1 2
2 ф2 ?
и
то
<19>[
Мощность, затрачиваемая самолетом в полете на преодоление лобового
сопротивления, вызванная охлаждением мотора, будет равна:
Nc = Xb.V0^CXbS^ 	(20)
Отношение внутренней мощности, затрачиваемой в капоте NK к мощ-1
ности, затрачиваемой самолетом Л7С, назовем коэфициенты полезного дей-
ствья капота т)к или сокращенно к. п. д. капота.
NK Са 1
71,5 ~ N ~ <з2 ‘ Сх '	<21)!
Обозначив
О уг оь об ов ю /г /4- /,е (в s,o г,г efi- ?,g	/
Фиг. 14. Диаграмма зависимости к. п. д. капота от вели-
чины h = -а
Ф
найдем при помощи ранее вы-
веденных формул
вставив их в выражения для
к. п. д. капота, найдем после
преобразований
<1к — 2 '	'
/i2
X------------	. ...	- (22)
1-4-712— Г14-Л2
Из этого последнего выражения видно, что к. п. д. капота за исит от
г Fa
отношения выходного отверстия к эквивалентному л = -^ и пропорцио-
нален коэфициенту располагаемого напора ф—в степени половина.
В случае, когда коэфициент располагаемого напора 6=1 к. п. д.
F
капота зависит только от отношения
1 Величина v;K не учитывает величину Сх^, так как при изменении параметров капота
Сд- меняется мало (о чем было оговорено выше).
30
Эта зависимость может быть изображена графически (фиг. 14).
Если отношение h=-£- уменьшается, т. е. когда или площадь выход-
ного отверстия уменьшается или эквивалентное отверстие увеличивается,—
величина к. п. д. капота стремится к единице.
р
При увеличении отношения fe=-^- величина к. п. д. капота падает и
в пределе, когда Л —со стремится к 0,5. Выводы, полученные в этом
предельном значении h, как показывают опыты, в действительности не
применимы, так как основные предпосылки, выведенные в предположении
плавного обтекания, нарушаются.
Наиболее простой формулой к. п. д. капота может быть выражен че-
рез величину отношения коэфициента лобового сопротивления Сх и коэ-
фициента расхода воздуха через капот СА.
Из основных формул (6) и (14) можем найти
G
с
Определив отсюда величину h и вставив ее в выражение к. п. д.
капота после преобразований, найдем:
Ч« = 1/Ф---
Если ф=1, то формула эта примет вид:
7] —1----L . _
'к 4
1_________
Сх
*1
СА
(23)
Схв
С А ‘
На диаграмме зависимости СА от Сх (фиг. 15) постоянные значения
к. п. д. капота изобразятся пучком прямых линий, проведенных из начала
координат, так как в этом случае к. п. д. капота зависит только от
С,
р
Каждому значению h = -£- соответствует определенное значение
Схв
гв ‘ Это показывает, что каждой прямой, проведенной из начала коор-
динат, отвечает постоянное значение величины Л.
Нанесенные на фиг. 15 прямые постоянных значений к. п. д. капота
показывают, что значение наибольшего коэфициента лобового сопроти-
вления при постоянных f ложится на прямую к. п. д. капота т1к — 0,75.
Эта прямая, как было показано ранее, является границей первой и второй
зоны.
По
чения
Во
мере приближения прямых пучка к оси Сл, соответствующие зна-
к. п. д. капота увеличиваются и в пределе будет равно единице.
второй зоне по мере увеличения — качество охлаждения падает
Сх
в пределе, когда h— оо; —=-^- = 2, т. е. при подходе к предельной прямой
к. п. д. стремится к значению 0,5.
Величина к. п. д. капота показывает, как связаны между собою мощ-
ность, затрачиваемая на проход воздуха у цилиндров мотора, с мощно-
стью, затрачиваемой на преодоление силы лобового сопротивления капота
31
нй самолете (без учет а Сх ), к. п. д. каПота характеризует сооою, как
используется энергия самолета на охлаждение мотора.
Фиг. 15. Диаграмма зависимости Сд от Схв для различных значений /ио (при ф = 1) с пря-
мыми постоянных к. п. д. капота
32
В аэродинамическом расчете капота на мотор воздушного охлаждения
величина к. п. д. капота имеет значение только когда рассматривается
один и тот же мотор с одними и теми же дефлекторами цилиндров. Если
на моторе меняются дефлекторы или рассматриваются различные моторы,
го меняется как эквивалентное, так и „потребный” расход воздуха. В этом
случае к. п. д. капота решающей роли играть не может, так как основной
решающей характеристикой является коэфициент лобового сопротив-
ления капота.
Из уравнения (21) коэфициент лобового сопротивления может быть
выражен через величины СА, г1К и <р.
Эта формула показывает, что наименьший Сх^ определяется не только
большими значениями к. п. д. капота, а, главным образом, малыми значе-
ниями СА, а также большими эквивалентными отверстиями мотора, т. е.
большим «.
Так как Сх^ пропорциональны кубу СА и обратно пропорциональны
квадрату <р2, то можно получить такой капот, который, обладая большим
к. п. д., будет все же иметь большое лобовое сопротивление, так как
величина коэфициента расхода будет велика, а эквивалентное отверстие
мало; в то же время зачастую можно подобрать капот, который имеет
малый к. п. д., но будет иметь малые значения Сх^ из-за малых значений
СА и больших величин <?.
В этом случае основное значение будет играть та величина „потреб-
ного” расхода воздуха через капот, который нормально охлаждает цилин-
дры мотора при соответствующем значении эквивалентного отверстия
мотора.
Сравнивая аэродинамику капота мотора без дефлекторов на цилин-
драх с моторами, у которых цилиндры сильно задефлектированы, заме-
чаем, что в первом случае, несмотря на то, что к. п. д. будут высоки
при больших СА и больших ср, коэфициент лобового сопротивления может
быть все же значительно больше, чем во втором случае, когда к. п. д.
низки и <р мало, но благодаря малым СА, которые нужны для охлаждения
в этом случае Сх* все же получаются существенно меньшими.
Приведенная формула показывает, что наиболее рациональное приме-
нение вентиляторов для искусственного обдува мотора будет в случае
дефлектированных моторов, так как в этом случае к. п. д. капота полу-
чаются того же порядка, как и к. п. д. вентилятора. Применяя вентилятор,
мы уменьшаем Д/7 и к. п. д. капота начинает сильно увеличиваться,
общий к. п. д. всей установки будет иметь более высокое значение, чем
вначале без вентилятора. В этом случае большое значение играет к. п. д.
винта самолета.
Необходимо упомянуть, что применение вентилятора увеличивает ско-
рость в выходном отверстии капота, что может сильно улучшить интер-
ференцию капота и частей самолета. 3
3 В. Г. Николаенко
33
ГЛАВА IV
РЕЗУЛЬТАТЫ ИСПЫТАНИЯ КАПОТОВ В АЭРОДИНАМИЧЕСКИХ
ТРУБАХ
§ 1. Общие замечания
В этой главе приведены результаты испытаний в аэродинамических
трубах макетов и моделей капотов на моторы воздушного охлаждения,
а также проведено сравнение этих результатов с величинами, подсчитан-
ными по теоретическим формулам, выведенным в предыдущих главах.
Приведенный ниже материал относится, как к испытаниям, проведен-
ным в ЦАГИ, так и к испытаниям, опубликованным в иностранных жур-
налах за 1935 г.
В этих экспериментах определялась зависимость лобового сопроти-
вления капота и расход воздуха через него от основных параметров
капота.
Результаты испытаний капота приведены в виде экспериментальных
точек на графиках двух видов: первый дает зависимость коэфициента
р
расхода СА от площади выходного отверстия, т. е. от /=-—и второй—
зависимость коэфициента лобового сопротивления капота Сх от расхода
воздуха через капот, т. е. от СА.
Для того, чтобы можно было сравнить эти экспериментальные данные
с кривыми, построенными по выведенным формулам, нужно знать основ-
ные параметры исследованных моторов и капотов, а именно: величину
Ф л.
относительного эквивалентного отверстия мотора в капоте ф = -^- коэфи-
циент давления на выходе х и относительную площадь выходного отвер-
стия капота ~ и постоянную долю лобового сопротивления капота,
определяемую коэфициентом Сх^.
Основные параметры капота и мотора можно определить двумя мето-
дами, имея результаты испытаний капотов.
В первом случае, если опыты проводятся весьма подробно, можно
все эти параметры определить путем непосредственного замера во время
испытаний.
Величину эквивалентного отверстия мотора можно определить путем
замера перепада полных напоров Д/7 при проходе данного расхода воз-
духа IF под капотом при опытах в аэродинамической трубе или лучше
в камере с наддувом1.
Замер статического давления на выходе из капота дает возможность
подсчитать х.
Ра-Р*
1	.z2
 2р14
1 М. Гембаржевский, Атлас вентиляторов и дефлекторов. Труды ЦАГИ, вып. 172.
1934. Стр. 26.
34
Во втором случае для тех испытаний, где эти основные параметры
капота не были замерены отдельно, а только были определены лобовое
сопротивление капота и расход воздуха через него для различных пло-
щадей выходного отверстия, анализ экспериментальной зависимости Сл
от f дает возможность найти величину эквивалентного отверстия мотора
в капоте и коэфициент располагаемого напора ф.
Определив основные параметры капота Фи* тем или иным методом,
величину коэфициента лобового сопротивления внешнего обтекания ка-
пота СХо, можно определить как разность между полученным из опыта
лобовым сопротивлением капота Сх* и величиной Сх*, подсчитанной по
формуле (14) и выведенной в III главе.
При сравнении нижеизложенных результатов с кривыми, построенными
по теоретическим формулам, применялся как тот, так и другой метод
определения основных параметров капота, в зависимости от наличия
опытных данных.
При изложении опытного материала сначала приведем результаты
экспериментов, проведенных в ЦАГИ, а затем и разработку материалов,
опубликованных в иностранных авиационных журналах.
§ 2. Разработка экспериментального материала, полученного в ЦАГИ
В течение ряда последних лет в ЦАГИ были проведены испытания ряда
капотов.
В этих опытах были тщательно изучены капоты типа NACA на раз-
личные моторы. Эти капоты испытывались, как на фюзеляже, так и на
моторной гондоле, расположенной на крыле. Все опыты проводились
в. большой аэродинамической трубе ЦАГИ во второй рабочей части
с диаметром 6 метров ’, с макетами капотов, выполненных в натуральную
величину.
Подвеска этих макетов в трубе позволяла определять силу лобового
сопротивления, действующую на систему фюзеляжа или крыла с капотом,
на различных углах атаки. Углы атаки замерялись при помощи оптиче-
ского угломера. Замеренная сила лобового сопротивления позволяла
подсчитать коэфициент лобового сопротивления системы, отнесенный
к скоростному напору в трубе и к миделю капота в сечении цилиндров
мотора.
Ок — диаметр капота по сечению цилиндров мотора. Для определения
коэфициента лобового сопротивления капота с фюзеляжем из получен-
ного лобового сопротивления вычитался коэфициент лобового сопроти-
вления подвески. В случае испытаний с крылом, вычитался коэфициент
лобового сопротивления подвески и чистого крыла, определенного путем
предварительных тарировочных испытаний.
Для замера расходов воздуха, проходящего через капот, применялись
малые насадки, изготовленные и протатированные специально для данных
экспериментов. Эти насадки устанавливались в соответствующих сечениях
под капотом и соединялись резиновыми трубками с батарейным манометром,
стоявшим в кабине трубы. Показания этого батарейного манометра бра-
1 Описание трубы см. в работе В. П. Горского и П. М. Шерманова Атлас профи-
лей, Гос. авиац. авт., изд. 1932 г.
3*
35
лись „мгновенным" отсчетом на разных скоростях и углах атаки одни
временно с замером лобового сопротивления. По записанным показаниям
батарейного манометра подсчитывалась скорость воздуха в тех местах
под капотом, где стояли насадки. Расход воздуха через капот опреде-
лялся, как произведение средней скорости в данном сечении капота на
площадь этого сечения.
Относя расход воздуха к скорости воздуха в трубе Уо, а также к ми-
делю капота S, находим коэфициент расхода воздуха через капот
С -
л svo •
Насадки, установленные в различных сечениях капота, давали возмож-
ность определить также полные напоры воздуха, по которым можно
найти внутреннее сопротивление при проходе воздуха в капоте.
Все опыты проводились на скоростях потока воздуха в трубе порядка
25—30 MjceK.
§ 3. Испытание макета капота NACA на моторе Юпитер VI, устано-
вленного на фюзеляже
В 1932 г. был испытан макет капота NACA, выполненный в натураль
ную величину, надетый на макетный мотор, составленный из натуральных
цилиндров от мотора Юпитер VI Гном-Рон. Капот испытывался в комби-
нации с макетом фюзеляжа
Фиг. 16. Обший вид макета фюзеляжа, снабженного
мотором Юпитер VI с узким кольцом Тауненда
при испытании с винтом в большой аэродинамиче-
ской трубе ЦАГИ
одноместного самолета ’.
Проведенные испытания
показали, что коэфициент ло-
бового сопротивления фюзе-
ляжа с открытым мотором ра-
вен приблизительно 0,2. В слу-
чае применения капота типа
NACA на моторе, лобовое со-
противление падает до 60%
от предыдущего значения.
Можно отметить, что узкое
кольцо Тауненда уменьшает
лобовое сопротивление этого
фюзеляжа всего только на
15%. На фиг. 16 показана фо-
тография этой установки фю-
зеляжа с кольцом при испы-
тании в большой аэродинами-
ческой трубе.
Капот типа NACA испыты-
вался с тремя различными вы-
ходными отверстиями, полу-
ченными путем обрезания зад-
ней кромки капота. Схема этих
модификаций показана на
фиг. 17. Результаты, получен-
ные из этих опытов, нанесены
на диаграмме 18, 19 в виде
трех точек, соответствующих
углу атаки фюзеляжа, рав-
ному нулю.
1 См. статью автора в „Трудах 111 Всесоюзной
ЦАГИ, 1935 г.
конференции по аэродинамике", изд.
36
Сплошные кри-
вые, проведенные на
этих диаграммах, по-
строены по расчет-
ным формулам, в ко-
торых эквивалент-
ное отверстие мо-
тора Юпитер VI
без дефлекторов
0,406 м2, подобрано
из условия совпаде-
Фиг. 17. Схема изменения
выходного отверстия при
испытании капота NACA
на моторе Юпитер V]
Фиг. 18. Сравнительная диаграмма зави
симости кривой Са, построенной по
формуле
/ ф
С а — |/	----у при ш“0,257;ф = 1
е>3 f“.
с точками, полученными из испытаний
в трубе макета фюзеляжа с мотором
Л Юпитер VI в капоте типа NACA
ння опытных точек с расчетными
кривыми СА по f. Приняв мидель
капота S=l,58.w2 получим отно-
сительное эквивалентное отвер-
стие мотора ®=0,257. Давление
на выходе было принято равным
давлению в трубе, т. е. ра=ра
или х = 0.
При этом Сх , определенный
как разность между опытными
значениями и подсчитанный по
формуле, оказался равный Сх
= 0,07.
Сравнение расчетный кривой
и опытных точек показывает до-
статочно большой разброс опыт-
Фиг. 19. Сравнительная диаграмма зависимости
кривой Сл по Схк по формуле Схк —Cx0-f-2 Сл
4— yQ при <р = 0,257; Ф = 1; Сх0_0,07 с
точками, полученными из испытаний в трубе макета
фюзеляжа с мотором Юпитер VI в капоте NACA
Фиг. 20- Макет фюзеляжа, снабженный мотором
Юпитер VI в капоте NACA в большой аэро-
динамической трубе
37
ных точек относительно кривой. Весьма вероятным об'яснением этого
разброса является недостаточно налаженная методика эксперимента, так
как эти опыты были первыми опытами по изучению капотов в трубах
с об'ектами в натуральную величину, проведенные в ЦАГИ. Косвенным
подтверждением этого предположения является гораздо лучшее совпаде-
ние расчетных и опытных точек, полученное в последующих опытах.
§ 4. Испытание капотов различных типов на моторе Райт-Циклон,
установленных на фюзеляже
В 1935 г. было проведено испытание четырех типов капота мотора
Райт-Циклон на макете фюзеляжа моноплана. Схема устройства подвески
этого макета для испытаний на лобовое сопротивление при различных
Фиг. 21. Схема подвески макета фюзеляжа с центропланом крыла в большой аэродинамиче-
ской трубе ЦАГИ при испытании капотов на макете мотора Райт-Циклои
углах атаки в большой
аэродинамической трубе
ЦАГИ показана на фиг.
21. Все опыты были про-
ведены с деревянным ма-
кетом мотора Райт-Ци-
клон, выполненным в на-
туральную величину с ци-
линдрами, снабженными
нормальными дефлекто-
рами, предложенными
фирмой вКертис-Райт“
к этому мотору (фиг. 22).
На этом макете мото-
ра, поставленным на ма-
кете фюзеляжа, было про-
ведено сравнительное ис-
пытание четырех капотов.
Были испытаны следую-
щие капоты: типа NACA
и Уоттер, а также два_ _ „	_ „ „
составных варианта КЗ- фиг- 22' Цилиндры макета мотора Раит-Циклон с дефлекторами
потов, обозначенных ниже, как капот № 1 и капот № 2.
38
На фиг. 23 показаны схемы этих четырех капотов. Капот типа У оттер
(фиг. 24) характеризуется индивидуальными входными и выходными отвер-
стиями для прохода охлаждающего воздуха на каждый цилиндр мотора.
Фиг. 23. Схема капотов, испытанных на макете мотора Райт-Циклон
От каждого входа идет прямой входной канал, который оканчивается на
дефлекторах у цилиндров мотора. Выходная часть канала начинается от
задней стороны дефлектора и оканчивается у выхода в боковой стенке
капота. Кроме этого, впереди под каждым из этих больших входных
39
отверстий имеется малое отверстие для прохода воздуха, охлаждающего
картер мотора; этот воздух выводится в узкую кольцевую щель в задней
части между капотом и фюзеляжем.
Капот типа NACA имел обычные кольцевые входное и выходное от-
верстия. В испытанном макете внутреннее
Фиг. 24. Макет капота типа Уоттер
утолщение кольца в носовой
части капота отсутствовало
так же, как и внутренний
капот, закрывающий картер
мотора. У оттер. Капот № 1
являлся составным из этих
двух капотов. Отверстия для
входа охлаждающего воздуха
были индивидуальные для
каждого цилиндра, т. е. была
взята вся передняя часть от
капота типа Уоттер. Выходная
часть в точности соответство-
вала капоту типа NACA, т. е.
представляла собой общий вы-
ходобычной кольцевой формы.
Капот № 2 имел общий
кольцевой вход, как у капота
типа NACA и индивидуальные
выходные отверстия, как у ка-
пота Уоттер (фиг. 25).
Фиг. 25. Макет капота № 2 на макете мотора Райт-Циклон в большой аэродинамической
трубе
Особенно подробно был исследован капот типа NACA в случаях раз-
личных положений и величин выходного отверстия. Положение выходной
щели капота менялось путем обрезания задней кромки капота на 200
и 300 мм.
В каждом из этих положений площади выходного отверстия придава-
лось несколько значений. Эти опыты показали, что основным параметром,
определяющим количество воздуха, а также и лобовое сопротивление
капота, является площадь выходного отверстия, а положение его в иссле-
дуемом интервале не имеет особого значения.
40
На фиг. 26 показана зависимость коэфициента расхода Сл от /. Пара-
метры капота ср = 0,183 и х = 0,145 выбраны так, чтобы опытные точки
ложились близко к расчетной кривой.
Зависимость коэфициента лобового сопротивления капота от коэфи-
циента расхода показана на фиг. 27.
диаграмма
по f, по-
Са =
Фиг. 26. Сравнительная
зависимости кривой Са
строенной по формуле
«у = 0,183 и
Ф
, Т при
Гр
Ф = 0,855- с точками, полученными
при испытаниях в аэродинамической
трубе макета фюзеляжа, снабженного
макетом мотора Райт-Циклоп в ка-
поте NACA
Фиг. 27. Сравнительная ;иаграм „а зависи-
мости кривой С'д по Схо , построенной по
формуле Cvk —Сх„ + 2Са Л/ ф—
при Сх„ — 0,134, '-f = 0,183, ф —- 0,855 (сплош-
ная кривая) и точек, полученных из испы-
таний в аэродинамической трубе капота
NACA на макете мотора Райт-Цнклои, уста-
новленного на макете фюзеляжа с центро-
планом крыла
^хв подсчитанный по выше найденным параметрам капота, позволил
определить , как разность:
СХ=СХ —Сх .
Коэфициент лобового сопротивления внешнего обтекания, отнесенным
к миделю капота S=l,43 jw8, имеет постоянное значение, равное —
0 1Q	’ г	-*0
для различных величин площади выходного отверстия.
Сравнение точ полученных из опыта с кривой, построенной по рас-
четной формуле, дает вполне удовлетворительное совпадение.
И
Результаты испытаний капотов типа Уоттер, № 1 и 2 в виде зависи-
мости Сх от Сх нанесены на фиг. 28, где также для сравнения, снова
приведена расчетная кривая зависимости СА от СХк капота NACA.
Фиг. 29. Зависимость услов-
ного отверстия капота
А=Са Sot угла атаки фюзе-
ляжа для различных капотов
на макете мотора „Райт-
Циклон' по опытам в аэро-
динамической трубе
О—капот ти-
„ па NACA
Условные	(Э —капот
обозначения „Уоттер“
о—капот №1
• — капот №2
Сравнение этих капотов показывает, что любой из них в аэродинами-
ческом отношении хуже, чем капот типа NACA- Все они при одном
и том же коэфициенте расхода имеют большее лобовое сопротивление,
чем капот NACA. Капот типа „Уоттер“ и капот № 2 имеют довольно
близкую эффективность, как по Сл, так и по Сх*, при одном и том же
коэфициенте расхода Сл, коэфициент лобового сопротивления у них
больше на 0,07, чем у капота NACA.
Капот типа № 1 с индивидуальными входными отверстиями и кольце-
вым выходом имеет несколько меньшее лобовое сопротивление, но зато
и меньший расход воздуха через капот, что дает по сравнению с капо-
том типа NACA тот же прирост коэфициента лобового сопротивления,
что и капоты Уоттер и № 2. На фиг. 29—30 показаны сводные диа-
42
граммы зависимости коэфициента лобового сопротивления и величины
W
A — Ca-S — -у- в зависимости от угла атаки макета. Эти диаграммы по-
казывают, что А для трех капотов с углом атаки почти не меняется, а
Сх* во всех вариантах увеличивается при увеличении угла атаки.
Фиг. 30. Зависимость коэфи-
циента лобового сопротивления
от угла атаки, макета фюзеляжа
с центропланом, снабженного
различными капотами на макете
мотора „Райт-Циклон*
§ 5. Испытание мотора Гном-Рон К-14 с капотом NACA, установлен-
ного на крыле
Влияние дефлектирования мотора
Исследование капота
типа NACA и дефлекто-
ров-каналов было прове-
дено на макете мотора
„Гном-Рон“ К-14, как в ка-
мере с наддувом, так
и в большой трубе на
моторной гондоле крыла
в натуральную величину.
Для этих испытаний
был изготовлен из дерева
макет 14-цилиндрового
двухрядного мотора
„Гном-Рон“ К-14, пока-
занный на фиг. 31. Цилин-
дры этого макета были
несколько схематизиро-
ваны, на фиг. 32 показано
сравнение цилиндра ма-
кета с натуральным ци-
линдром мотора.
В опытах, проведен-
ных с этим макетом, был
Фиг. 31. Макет мотора Гном-Рон К-14
43
Фиг. 32. Сравнение макета цилиндра мотора Гном-Рои К-14
с натуральным цилиндром этого мотора. А—вид сбоку, Б —
вид спереди
применен принцип разделения испытаний капота на две части: внутрен-
нюю и наружную. Внутренняя часть испытания заключается в определе-
нии количества воздуха, протекающего через капот у цилиндров мотора.
Из этого испытания определяется расход воздуха, прошедший через капот
и перепад полных напоров, затрачиваемый при этом, что позволяет найти
эквивалентное отверстие мотора в капоте. Это испытание должно также
определять сравнительную характеристику охлаждения мотора путем замера
распределения скоростей воздуха между охлаждаемыми ребрами цилиндров.
Сравнение этих скоро-
стей со скоростями,
замеренными в тех же
местах на работающем
цилиндре мотора, даст
возможность путем пе-
ресчета определить
„потребный" для охла-
ждения расход воз-
духа.
„Наружное" испы-
тание капота в аэро-
динамической трубе
может определить ло-
бовое сопротивление
капота при различных
площадях выхода, что
даст возможность най-
ти Сх .
хо
Испытания внутрен-
ней части капота прово-
дились на всасывающей
камере, позволяющей со-
здавать поток воздуха
только под капотом, схе-
ма этой установки пока-
зана на фиг. 33.
В этих экспериментах
были исследованы два
основных варианта: мо-
тор с цилиндрами без ка-
ких-либо дефлекторов и
мотор с цилиндрами в ка-
налах. Эти каналы на ци-
линдры мотора К-14 явля-
ются как бы развитием
полных дефлекторов, при-
меняемых в настоящее
время на моторах воздуш-
ного охлаждения ^фиг. 34
и 35).
Передняя часть кана-
лов, начинаясь немного
впереди цилиндров мотора, служит для правильного распределения воз-
духа между цилиндрами переднего и заднего ряда; она же должна обеспе-
чить плавный подвод воздуха к цилиндрам мотора от входного отверстия
капота (фиг. 36). Средняя часть каналов выполняет основную функцию
дефлекторов: заставляет воздух проходить между ребер и подводить его
к задней стенке цилиндров.
14
Й моторе с обычными дефлекторами воздух с большой скоростью
выходит сзади из узкой щели между дефлекторами в обширную полость
капота, расположенную за мотором перед выходной щелью капота. При
Фиг. 33 Схема
камеры с отсо-
сом при испы-
тании капота иа
макете мотора
Гном-Рон К-14
Сечение ABCDE
этом происходит потеря скоростного напора воздуха, выходящего из
дефлекторов, что сильно увеличивает сопротивление при проходе воз-
духа через капот.
Задняя часть каналов является продолжением средней части и идет
от того места сейчас же за цилиндрами, где обычно дефлектора кон-
чаются. Эта часть канала должна плавно, без резких изменений сечения
45
канала, подвести воздух от каждого цилиндра к общей выходной щели
капота и этим устранить потери на выходе из дефлекторов. Кроме этого,
эта часть должна обеспечить охлаждение выхлопной системы мотора,
если выхлопные патрубки выходят назад.
Проведенные эксперименты определили зависимость между перепадом
напоров ДЯи расходом воздуха, проходящего через капот для цилин-
дров без дефлекторов и цилиндров в каналах. Полученная зависимость,
показанная на диаграмме фиг. 37, позволила определить эквивалентное
отверстие мотора в капоте.
Фиг. 36. Входная часть капота с ка-
налами мотора Гном-Рон К-14
Относительное эквивалентное отверстие для мотора в капоте с цилин-
драми без дефлекторов оказалось равным ? = 0,248 для мотора с цилин-
драми в каналах <р = 0,085 при миделе капота 5=1,4 м2.
Для сравнения условий охлаждения цилиндров мотора в одном и дру-
гом случае во время опытов замерялись специальными малыми насадками
величины скоростей между ребрами цилиндров. Эти насадки стояли
в диаметральной плоскости мотора на двух цилиндрах — одном переднем
и одном заднем ряде, в количестве пяти штук на каждом цилиндре.
Схема расположения насадков была следующая: один насадок стоял
46
сверху на головке цилиндра между клапанными коробками, другие два—
по бокам и еще два—внизу по бокам стакана.
На фиг. 38 показаны величины скоростей, замеренные каждым насад
Фиг. 38. Схема установки на-
садков и полученные величины
скоростей между ребрами для
цилиндра мотора Гном-Рон К-14
напоров [\Н. Эти значения скоростей получены, как среднее арифмети-
ческое из величин скоростей, подсчитанных по показанию насадков,
стоявших в соответствующих местах на цилиндрах переднего и заднего
ряда.
Сравнение показывает, что в случае цилиндров без дефлекторов, ско-
рость у головок цилиндров меньше, а внизу у станины — больше. Для
цилиндра в каналах распределение скоростей более правильное, скорость
между ребрами на головке цилиндров больше, а у стаканов немного
меньше. Так как наиболее горячие точки мотора находятся на головках
цилиндров, а также большая доля тепла должна сниматься воздухом
с головок цилиндров, — будем считать, что средняя скорость у головок
цилиндров, полученная как среднее арифметическое из показаний всех
трех насадков, стоявших на головке,—определяет охлаждение цилиндров
мотора. Действительно, эта средняя скорость у головок определяет
интенсивность с'ема тепла с наиболее горячих точек цилиндров, а тем
самым и тепловую нагрузку цилиндра.
47
Проведенные опыты показали, что для данного макета мотора зависи
ыисть между этой скоростью и расходом воздуха через капот будет: для
цилиндров без дефлекторов V =7,3 W, для цилиндров в каналах Vc_ =
= 27,8 W.
При условии одного и того
же охлаждения цилиндров мо-
тора скорость у головок ци-
линдров Vcp должна быть оди-
накова, как для цилиндров без
дефлекторов, так и для цилин-
дров в каналах. При этом усло-
вии расход воздуха для цилин-
дров без дефлекторов будет
относиться к расходу с цилин-
драми в каналах как:
3 D.
UZ без дефлекторов.
UZ в каналах
—- = 3,83.
7,3
Этот подсчет показывает,
что применение таких каналов
на цилиндрах мотора Гном-Рон
К-14 уменьшает расход воз-
духа, необходимого для охла-
ждения, примерно, в четыре
раза.
Испытание в большой аэро-
динамической трубе макета мо-
тора К-14 с капотом NACA,
установленным на крыле, по-
зволило определить зависи-
мость между количеством воз-
духа, протекающим через ка-
пот и лобовым сопротивле-
нием капота, возникающим
при этом.
Эта зависимость в данных
опытах определялась при из-
менении площади выходного
отверстия и сопротивления
внутри капота.
Коэфициент лобового со-
противления моторного кока
с учетом интерференции кры-
ла подсчитывался, как раз-
ность между лобовым сопро-
тивлением всей системы крыла
с моторным коком и сопроти-
вление чистого крыла без кока.
Количество воздуха, про-
шедшее через капот, опреде-
лялось насадками, стоявшими
тех же насадков была замерена
в выходной шели капота. При помощи
также потеря полного напора при проходе потока воздуха через капот.
48
Фиг. 42. Диаграмма зависи-
мости СХк и Са от f при
отгибании задней кромки ка-
пота, по испытаниям в аэро-
динамической трубе капота
NACA на макете мотора
Гиом-Рон К-14 на крыле
Фиг. 41. Диаграмма зависи-
мости Схк и Са от f при
изменении длины задней
кромки капота, по испыта-
ниям в аэродинамической
трубе капота NACA на ма-
кете мотора Гиом-Рон К-14
на крыле
4 в. г. Николаенко
49
В этих опытах сначала был испытан капот на моторе с цилиндрами
без дефлекторов. Относительное эквивалентное отверстие мотора, опре-
деленное по потере полного напора в капоте при испытании в трубе,
оказалось равным «= 0,241, что достаточно близко к величине, получен-
ное из предварительной тарировки на всасывающей камере.
Фиг. 43. Сравнительная диа-
грамма зависимости Са от t,
построенной по формуле
при ср = 0,241, ср = 0,174,
ср = 0,142 и ф = 1,15 с опыт-
ными точками, полученными
при испытании в аэродина-
мической трубе капота NACA
на макете мотора Гном-Рой
К-14 на крыле при выше-
указанных значениях <х>
Фиг. 44. Сравнительная диа-
грамма зависимости Са и
Схв построенной по формуле
C.rk = Сх„
+ 2СЛ(1/Т-^!)
при ф = 1,15 н Сх„ — 0,065
для различных значений t с
точками, полученными из
испытаний макета мотора
Гном-Рон К-14 в капоте
NACA на крыле в аэроди-
намической трубе
Усливные
обозначения
—ср = 0,142
Л — С? = 0,172
О —с? = 0,241
Эффект применения каналов или дефлекторов, как уже было показано,
сказывается на аэродинамике капота, в виде увеличения потери полного
напора при проходе воздуха под капотом, с чем связано уменьшение
эквивалентного отверстия мотора под капотом.	';*$	$$
В данном случае исследования макета капота К-14 в аэродинамической
трубе увеличение сопротивления мотора в капоте, соответствующее уста-
новке дефлекторов, достигалось путем применения двух сеток (редкой
50
'и частой), которые увеличивали потерю полного напора при проходе
воздуха под капотом. Для редкой сетки было получено значение <? =0,174
и для частой —ср = 0,142. Мотор под капотом, снабженный частой сеткой
(<р = 0,142), испытывался при различных выходных отверстиях капота,
получаемых путем отгибания и обрезания задней кромки. Полученные из
экспериментов величины Сх, СА и / нанесены на фиг. 41 и 42. Сравнение
способов увеличения площади выходного отверстия путем отгиба и обре-
зания задней кромки капота показывает, что отгиб действует сильнее,
чем обрезание.
На диаграмме фиг. 43 показаны кривые Сл по /, построенные по рас-
четным формулам, где величина ср была принята равной, полученной по
показаниям насадков, стоявших в капоте, а величина ф, определенная из
условия наилучшего совпадения с опытными точками, была принята
ф= 1,15- Зависимость между коэфициентами расхода и коэфициентом ло-
бового сопротивления капота показана на фиг. 44. Экспериментальные
точки удовлетворительно ложатся на расчетные кривые. Коэфициент
лобовового сопротивления внешнего обтекания капота и моторной гон-
долы на крыле оказался равным СХ( =0,065. Испытания на различных
углах атаки крыла в интервале от —3° до -f-З0 показали, что в данном
интервале, как лобовое сопротивление, так и количество воздуха, прохо-
дящее через капот, остаются неизменным.
§ 6. Испытание макета капота с двумя выходными отверстиями для
мотора Райт-Циклон на крыле
Определение влияния входного отверстия
Исследование особого капота с двумя выходными отверстиями произ-
водилось в 1934 г. на натуральном моторе Райт-Циклон с дефлекторами,
поставленными фирмой.
Фиг. 45. Макет капота с двумя выходными отверстиями мотора Райт-Циклон иа крыле в боль-
шой аэродинамической трубе
Испытанный капот имел кольцевое входное отверстие, как у обычных
капотов типа NACA. Выходных отверстий у этого капота было два: одно
у верхней поверхности крыла, а другое — у нижней. Этот тип выходных
51
отверстий капота был применен из-за того, что плоскость осей цилин-
дров была расположена близко к передней кромке крыла. Фотография
этого капота в трубе показана на фиг. 45.
Фиг. 46. Сравнительная диа-
грамма зависимости Сав от
tB по формуле
при <рь= 0,0387, фв = 1,2, с
точками, полученными из
испытаний в аэродинамиче-
ской трубе капота с двумя
выходными отверстиями из
мотора Райт-Циклон на кры-
ле при изменении верхнего
выхода. Для нижнего выхода
при этом Са =0,051
(Q — верхний
выход
0 — иижний
выход
Фиг. 47. Сравнительная диа-
грамма зависимости Сан от
fK по формуле
ПРИ Тн = 0,0623, <рн = 0,8, с
точками, полученными из
испытаний в аэродинамиче-
ской трубе капота с двумя
выходными отверстиями на
моторе Райт-Циклои на кры-
ле при изменении нижнего
выхода. При этом для верх-
него выхода Сл = 0,0275
(0 — верхний
выход
обозначения! Q — нижний
’ выход
Основной целью проведенных экспериментов было изучение влияния
различных конструктивных параметров капота данного мотора на расход
воздуха и лобовое сопротивление моторного кока на крыле.
52

Был испытан ряд модификаций капота, полученных при изменении;
площади выходных отверстий, как нижнего, так и верхнего. Кроме этого,
нижнее отверстие было испытано в нескольких положениях, а также
изменялась площадь входного кольцевого отверстия.
Все испытания были проведены в большой аэродинамической трубе,
как и все вышеописанные опыты; в последнем случае, однако, кроме
Фиг. 48. Сравнительная диа-
грамма зависимости Сав и
Схк по формуле:
Схк = Сх„ ф- Сл„н +
+ 2Ся.(/7-^)
при 9В = 0,0387, фв = 1,2 и
Сх = 0,108;	=0,054
°	вн
при Слн= 0,0501 /н—0,15
с величинами Слк и Сав
полученными из испытаний
в трубе капота с двумя вы-
ходными отверстиями мотора
Райт-Циклон на крыле при
изменении верхнего выхода
Фиг. 49. Сравнительная диа-
грамма зависимости Са„ и
Схк по формуле:
CrK — Cvo+ С-»в.в
+ 2СЛ..У ♦ -£)
при <рн = 0,0623, фн = 0,8,
Сх„ = 0,108,	Схвв~ 0,015,
Сдв = 0,027, fB = 6,04 с ве-
личинами Схк и Сан и полу-
ченными при испытаниях
в трубе капота с двумя вы-
ходными отверстиями на мо-
торе Райт-Циклон на крыле,
при изменении нижнего вы-
хода
обычной подвески крыла с макетом капота, мотор был укреплен на спе-
циальных добавочных тросах, соединенных с талями. Последние позво-
ляли изменять угол атаки всей системы, поднимая или опуская мотор.
Замер расходов воздуха через капот проводился, как обычно, при
помощи специальных малых насадков, стоявших под капотом. Эти на-
садки позволяли также определять полный напор струи воздуха в точках
замера. Замеренный таким образом полный напор в выходном отверстии
53
капота дал возможность определить гидравлические потери и найти
эквивалентное отверстие капотированного мотора.
Сила лобового сопротивления, замеренная в этих экспериментах, поз-
волила подсчитать коэфициент лобового сопротивления моторного кока
с учетом интерференции крыла, как разность между коэфициентом сопро-
тивления всей системы и коэфициентом сопротивления крыла без мотор-
ного кока. Величины Сх отнесены к площади миделя мотокока
S—1,43 м\
Испытание капота с различными величинами верхнего выходного»
отверстия при неизменном нижнем показало, что при этом меняется рас-
ход воздуха только через измеряемое верхнее выходное отверстие. Ана-
логичные результаты были получены при изменении нижнего выходного
отверстия. Это позволяет утверждать, что верхнее и нижнее выходные
отверстия в данном капоте друг на друга не влияют.
На фиг. 46 и 47 показано сравнение точек, полученных из опытов с кри-
выми, построенными по вышеприведенным формулам зависимости СА от /,
которое доказывает, что количество воздуха, прошедшее через капот,
может быть определено расчетом с вполне удовлетворительной точ-
ностью.
Величины относительных эквивалентных отверстий, подставленные
в формулы, были определены по показаниям насадков, стоявших под
капотом. Подбор коэфициента давления на выходе показал, что для сов-
падения расчетных кривых с опытными точками коэфициент располагае-
мого напора для верхнего выходного отверстия должен равняться ф=1,2,
а для нижнего—^ = 0,8. Это показывает, что на верхней поверхности
крыла у выхода имеется разрежение —0,2, а нижней давление -|- 0,2 от ско-
ростного напора набегающего потока, что согласуется с картиной работы
крыла.
Для зависимости СА от Сх, показанной на фиг. 48 и 49, сравнение
опытных точек с кривыми, построенными по формулам, показывает, что
хотя порядок величин совпадает и в этом случае, но имеется некоторое
несоответствие, которое может быть об'яснено двумя факторами: с одной
стороны, экспериментальными ошибками из-за несовершенства подвески
для определения лобового сопротивления, связанного с установкой на
макете такого тяжелого об'екта, как натуральный мотор, а с другой сто-
роны, нарушением плавного обтекания крыла и возникновением вредной
интерференции между коком и крылом в этих модификациях капота. При
уменьшении расхода воздуха через верхнее и нижнее выходные отвер-
стия лобовое сопротивление кока будет уменьшаться и в пределе, когда
все выходные отверстия закрыты, он стремится к 6^=0,108. Очевидно,
это и будет коэфициент лобового сопротивления внешнего обтекания
моторного кока с учетом интерференции крыла.
Для определения коэфициента лобового сопротивления моторного
кока с любыми величинами площадей верхнего и нижнего выходного
отверстия нужно к значению Сх° прибавить коэфициент лобового сопро-
тивления „внутреннего протекания" верхнего выхода Сх^ и нижнего
Испытание рассматриваемого капота с тремя различными входными
отверстиями, площадью 0,098, 0,288, 0,34 м? при неизменных остальных
параметрах капота показало, что, начиная с известных значений площади
входа дальнейшее ее уменьшение приводит к существенному понижению
эффективности капота.
54
Фиг. 50. Зависимость относи-
тельного эквивалеитиого отвер-
стия мотора в капоте от наруж-
ного диаметра, кольцевого вход-
ного отверстия капота, по не-
посредственному замеру, прове-
денному в большой аэродина-
мической трубе с макетом ка-
пота на моторе Райт-Циклон
Условные обозначения
sb — относительное эквивалент-
ное отверстие, соответствую-
щее верхнему выходному от-
верстию;
<рн — то же соответствующее
нижнее выходное отверстие;
<рв + <рн суммарное относитель
ное эквивалентное отверстие
мотора в капоте ,
Наружный диаметр
входного отверстия для
наибольшей площади
был 0,885 м, для сред-
ней—0,84 м и для ма-
лой—0,685 м. На при-
веденной диаграмме
фиг. 50 показана за-
висимость относитель-
ного эквивалентного
отверстия мотора в ка-
поте от этого наруж-
ного диаметра входа.
Эквивалентное отвер-
стие капота было опре-
делено по показанию
насадков, стоявших в
выходной щели капота.
Эта диаграмма как
раз показывает, что,
начиная с известных
значений, уменьшение
диаметра входного от-
верстия сильно умень-
шает эквивалентное от-
верстие капота.
На фиг. 51 показаны
значения коэфициента
расхода СА, получен-
ного из опыта при раз-
личных диаметрах вхо-
да. То обстоятельство,
Фиг. 51. Зависимость Са от De по опытам в трубе с макетом
-	капота на моторе Райт-Циклон
что уменьшение экви-
валентного отверстия
капота обусловлено
увеличением сопротивления входного ^отверстия, может быть установлено
непосредственно показаниями насадков, стоявших в j капоте за входом
перед цилиндрами мотора, которые показывают, что сопротивление са-
55
мого мотора осталось неизменным. Для малых входных отверстий сопро-
тивление входа обусловлено недостаточно плавным увеличением сечений
для прохода воздуха при переходе от входного сечения к цилиндрам
мотора. Благодаря этому появляются местные потери внезапного расши-
рения, которые усугубляются срывом и поджатием потока на входе
в капот.
Разница в лобовых сопротивлениях моторного кока при различных
площадях входа весьма невелика и лежит в пределах точности замеров,
выполненных в трубе.
На основании рассмотренного примера изменения входного отверстия
можно сделать несколько общих замечаний о входном отверстии капота.
Малое входное отверстие может вызвать большие местные потери на
входе, если площадь входа значительно меньше, чем 0,4—0,6 площади
для прохода воздуха перед цилиндрами. Эти потери уменьшают эквива-
лентное отверстие мотора в капоте и вызывают уменьшение расхода
воздуха, проходящего через капот при практически неизменном лобовом
сопротивлении капота.
Малое входное отверстие может привести к существенному увеличе-
нию лобового сопротивления только в том случае, когда из-за недоста-
точного охлаждения мотора придется увеличивать расход воздуха через
капот путем увеличения выходной щели капота. Подробно об этом будет
изложено в главе VI.
Кроме вышеописанных модификаций был испытан капот с различным
положением нижнего выходного отверстия по хорде крыла. Эти опыты
показали, что при отодвигании выхода к задней кромке крыла расход
воздуха через нижний выход немного уменьшается при одновременном
небольшом падении лобового сопротивления.
Было приведено также испытание капота на различных углах атаки.
Эти опыты показали, что расход воздуха через капот в интервале углов
атаки от 1 до -|-7о почти не меняется.
§ 7. Разработка иностранных материалов
За последние годы в иностранной авиационной литературе был опу-
бликован ряд работ по вопросам капотирования моторов воздушного
охлаждения. Эти работы, главным образом, были проделаны в Америке
двумя организациями: лабораторией NACA и также об'единенной авиаци-
онной компанией „Vought and Pratte Whitney". Работами последней было
разработано регулируемое охлаждение. Кроме этого, ряд работ был про-
делан в Англии в лаборатории RAS.
§ 8. Опыты фирмы „Vought and Pratt Whitney"
Прежде всего необходимо упомянуть наиболее интересную работу,
проведенную данной фирмой, которая описана в американских журналах* 1.
В этой работе даны результаты испытаний капотов с регулируемым охла-
ждением как в аэродинамической трубе с схематической моделью капота,
так и в полете на самолете.
При испытании этой модели в трубе определялось количество воздуха,
прошедшее через капот и лобовое сопротивление, в зависимости от от-
гиба юбки капота. При этом сопротивления внутри капота соответство-
вали сопротивлению натурального мотора в подобном капоте.
Расход воздуха, проходящий через капот и охлаждающий цилиндры
мотора, представлен формулой:
	W=ka-C0-S-Vo,
1 См. журнал: „Aircraft Engineering" ноябрь мес. 1935 г. L. М. Shoemaker, Т. В. Rhinees,
Н. Н. Sargent .The Cooling of Radial Engines".
56
где ku — относительное эквивалентное отверстие цилиндров мотора под
капотом: kg = y,
Со — коэфициент расхода, найденный из опыта,
S — мидель капота,
Vo— скорость потока воздуха в трубе.
При изменении выходного отверстия путем отгиба задней кромки ка-
пота на различные углы при различных длинах отгибаемого участка эф-
фект отгиба получался различный и расход воздуха через капот меняется.
Это соответствует изменению величины W, так как все остальные величины,
входящие в формулу, остаются неизменными.
Результаты опытов нанесены на схематический чертеж сечения капота.
На этом чертеже положение каждой точки, изменяемой задней кромки
капота при определенном положении шарнира отгибаемого участка капота
соответствует определенное значение коэфициента расход Со. Геометри-
ческое место точек положения края отгибаемой части капота, соответ-
ствующее одному и тому же расходу воздуха через капот, т. е. геоме-
трическое место постоянных значений Со нанесено на чертеже сплошной
линией.
В разбираемой статье приводятся три подобных диаграммы для двух
различных форм внутреннего канала капота и выходного отверстия.
На фиг. 52 показана одна такая диаграмма, где экспериментальные
точки даны в виде „крестиков". Диаграммы, даваемые в американ-
ской статье, были нами проработаны по выведенным формулам. Для
этого были сопоставлены значения полученного нами коэфициента СА с
коэфициентами, даваемыми американцами.
Так как
kg=<?,
Для получения, на основании этих опытов, экспериментальной зависи-
мости между СА и f для каждой экспериментальной точки, на чертежах
была непосредственно графически определена площадь выходного сече-
ния капота.
На фиг. 54 и 55 приведена зависимость между СА и /. Опытные точки,
полученные из американских графиков, весьма хорошо совпадают с кри-
выми, построенными по расчетным формулам. Коэфициент давления на
выходе из капота х определялся для каждого графика из условий совпаде-
ния расчетных кривых с экспериментальными точками.
В первом случае с внутренним капотом в выходной части, закрываю-
щим моторную раму капот № 1, коэфициент давления на выходе оказался
равным х = 0,14.
Для другого капота № 2 с более крутым выходным отверстием без
внутреннего капота, т. е. с открытой моторной рамой, этот коэфициент
оказался равным х =— 0,38. Значение этого коэфициента в последнем слу-
чае обусловливает несколько больший расход воздуха через капот.4
Это показывает, что весь экспериментальный материал, приведенный
американцами на этих двух графиках, может быть выражен при помощи
расчетных формул, при условии подстановки в них постоянного для каж-
дой серии опытов коэфициента х.
Полученное из опытов постоянство коэфициента давления на выходе
из капота подтверждает одну из основных предпосылок, принятых при
Выходе теоретических формул в главе 11.
57
Фиг. 52. Зависимость коэфициента
Cq от положения задней кромки ка-
пота. Данная диаграмма взята из аме-
риканской статьи (см. сноску 1)
стр. 56)
Фиг. 53. Сравнительная диаграм-
ма зависимости кривой Са otf,
построенной по формуле:
прн ср — 0,31, ф = 1,14 с точ-
ками полученными из обработки
материалов, приведенных в
американской статье
капот I
Условные
обозначения
о — Для t —
= 0,20 Дм
• — для t =
= 0,15 Дм
t — хорда отги-
баемой зад-
ней части
капота
Условные
обозначения
Фиг. 54. Сравнительная диаграмма
зависимости кривой Са от /, построен-
ной по формуле
при 9 = 0,31, ф=1,38 с точками,
полученными отобработки материалов,
приведенных в американской статье
капот II
О — Для t — 0.20 Дм
• — для /=0,15 Дм
58
§ 9. Опыты NACA
Большие работы по изучению капотов на моторах воздушного охла-
ждения как на моделях, так и в натуральную величину, были проделаны
в лаборатории NACA. К сожалению, в настоящее время полного описания
этих экспериментов не имеется. Приходится пользоваться опубликованным
кратким обзором проделанных работ1. В этой статье указывается, что
в лаборатории NACA было выполнено испытание большой серии различ-
ных модификаций моделей капотов, но приводится лишь одна „типичная"
диаграмма, полученная при испытании одного варианта капота с различ-
ными сопротивлениями внутри его и с различными величинами выходной
щели, получаемыми путем отгиба задней кромки капота.
При этом оговаривается, что данная диаграмма не может быть упо-
треблена в качестве основания для расчета, и является лишь только иллю-
стративным материалом. Несмотря на это, нами все же была сделана
попытка разработки этой диаграммы.
спутать с коэфициентами, выведенными в нашей работе).
С'т
D2„V0
№
с - F"
Dl
CD
-J-pSV’o
капот,
где	W— расход воздуха через
-^-pVo2—скоростной напор набегающего потока,
DM — диаметр мотора,
F„ — площадь выхода,
Д/7— перепад полных напоров на входе и
Значения этих коэфициентов не трудно связать
циентов, принятыми в нашей работе.
4
выходе из капота.
с значениями коэфи-
Cx — Cd
= — C'a
у *-'НГ
1 См. журнал ,,SAE“ декабрь, 1935 г. D- Wood and С.
Radial air—Cooled Engine Cowling and Cooling".
Kamper „NACA Study of
59
Определив по диаграмме значения этих коэфициентов для эксперимен-
тальных точек, можем перестроить эту диаграмму в обычном для нас
виде зависимости Сл от Сх*,
Для того, чтобы сравнить полученные опытные точки с кривыми, по-
строенными по расчетным теоретическим формулам, можно воспользо-
ваться подсчитанными по этим точкам величинам относительных эквива-
лентных отверстий.
Величины коэфициента давления на выходе х и коэфициент лобового
сопротивления внешнего обтекания модели капота были определены из
условия совпадения расчетных кривых с опытными точками и оказались
равными х =— 0,2, а СЛ()=0,24.
Совпадение нанесенных на диаграмму опытных данных с построенными
по расчетным формулам кривыми Сх по (Сл) при различных значениях
7 = const удовлетворительное.
Расчетные кривые Сх по СА при различных значениях / = const и
соответствующие опытные данные NACA имеют характер протекания их
совершенно сходный. Так, при увеличении сопротивления в капоте, т. е.
при уменьшении <р лобовое сопротивление капота сначала увеличивается,
а затем уменьшается. Это показывает, что данные этих экспериментов
лежат около границы I и II зоны.
Однако, численно опытные и расчетные кривые /= const не совпадают,
при совпадении всех остальных параметров капота (Сл; Сх*; tp). Поскольку
в указанной статье нет четких указаний способа определения площади
выходного отверстия, то возможно, что они не соответствовали тем пло-
щадям, которые должны входить в выведенные нами теоретические фор-
мулы.
60
§ 10. Опыты, проведенные в RAS
В Англии в течение ряда лет проводились большие работы по капо-
тированию моторов воздушного охлаждения. В 1934 г. вышел рапорт об
испытаниях цилиндра в кожухе1, где одним из об'ектов испытаний явля-
лось обтекаемое тело, в котором имелся кольцевой канал, снабженный
сеткой. Это тело испытывалось в связи с изучением принудительного
обдува цилиндров.
Фиг. 57. Сводная таблица результатов испытаний обте-
каемого тела с каналом, взятая из английской работы
(см. сноску 1)
Условные
обозначения
— — отношение скорости в канале к ско-
рости в трубе
Ре
— — отношение площади выхода к сече-
Fk
нию канала
Схк — лобовое сопротивление тела
В аэродинамической трубе было испытано несколько модификаций
формы этих каналов. На фиг. 57 показаны испытанные варианты, а также
полученные из опытов отношения и коэфициенты лобового сопроти-
вления модели. Эти данные позволяют подсчитать коэфициенты расхода
СА и Сх*, отнесенные к миделю тела.
Кроме того, в опытах определялось распределение давления по
поверхности обтекаемого тела в том месте, где находится выходное
отверстие. Замером была установлена величина разрежения, равная около
0,35 от скоростного напора потока воздуха в трубе, что дает значение
коэфициента давления на выходе х =— 0,35.
Приняв это значение /. и подобрав эквивалентное отверстие канала,
можно построить кривую по расчетной формуле.
Величина относительного эквивалентного отверстия канала оказалась
равной © = 0,075. Сопротивление сетки, стоявшей в канале, замеренное
во время опытов, позволило определить относительное эквивалентное
отверстие сетки © = 0,085. Полученное из подбора © канала имеет не-
сколько меньшую величину, что показывает наличие дополнительных не-
больших потерь при протекании воздуха по каналу в модели.
1 A. S. Hart show „Cooling of an air—Jacketed Engine". R«M № 1641.
61
Величина коэфициента лобового сопротивления внешнего обтекания,
определенная как разность между Сх, замеренного в опытах и Сх , под-
считанной по расчетной формуле, оказалась равной
Сх = 0,098.
На диаграмме фиг. 58 показана зависимость Сл и Сх*, полученная из
опыта, а также построенная по выведенной выше формуле. Точки, соот-
ветствующие вариантам №1,2,3, 8, лежат близко к кривой. Острая, вы-
дающаяся вперед передняя входная кромка канала варианта № 4, дает
срыв потока и резкое увеличение сопротивления. Варианты № 5, 6 и 7
имеют малый расход воздуха из-за загораживания входа воздуха в канал
выступом на модели у входа, что вызывает большие потери на входе,
и соответствующее падение расхода воздуха через канал.
Фиг. 58. Сравнительная диа-
грамма зависимости кривой
Са от Схк , построенной по
формуле
С.гк — Схо +
где Сх0 = 0,098, у = 0,075
и 'L — 1,35 н опытных точек,
найденных из обработки ма-
териалов английской работы
по фиг. 58
Коэфициент лобового сопротивления тела без каналов соответствует
точке № 0, его значение меньше, чем Сх, это может быть об‘яснено тем.
что канал своим присутствием портит обтекание всего тела даже в том
случае, когда расход воздуха через него равен нулю. В случае варианта
№ 7, когда воздух через канал не проходит, лобовое сопротивление
оказывается большим, чем СХ(, это об'ясняется тем, что изменение носо-
вой части тела прекратило проход воздуха через канал и нарушило
внешнее обтекание.
62
ГЛАВА V
РАСЧЕТ КАПОТА
§ 1.	Необходимые расчетные данные
Капоты на моторы воздушного охлаждения обычно подбираются пу-
тем испытаний самолета в полете или в аэродинамической трубе, а также
руководствуясь статистическими данными.
Настоящая работа имеет целью дать метод аэродинамического расчета
капота, т. е. определить расчетным путем достаточную площадь выход-
ного отверстия, а также установить величину дополнительного лобового
сопротивления капота, обусловленного охлаждением мотора при условии
правильного охлаждения его цилиндров на всех режимах полета самолета.
Выведенные в главах II и III формулы, определяющие величины СА
и Сх*, можно приложить к практическим расчетам капотов, если известны
ряд исходных расчетных данных, определяющих собою условия работы
капота и мотора.
Эти данные можно разбить на пять групп:
1)	Основной аэродинамический параметр мотора в капоте, определяю-
щий внутреннее сопротивление при проходе воздуха через капот, задан-
ный ввиде эквивалентного отверстия мотора.
2)	Коэфициент располагаемого напора внешнего потока ф в зависимо-
сти от режимов работы винта и полета самолета для данного капота.
3)	Факторы, определяющие охлаждение мотора, в основном сводя-
щиеся к количеству воздуха, которое необходимо пропустить через капот
для охлаждения цилиндров мотора с определенными дефлекторами, на
всех режимах работы мотора при расчетных температурах воздуха на
различных высотах.
4)	Скорости полета самолета на расчетных режимах полета самолета
на различных высотах.
5)	Расчетные атмосферные условия.
Некоторые из этих исходных данных аэродинамического расчета ка-
пота влияют друг на друга. Так, например: количество воздуха, необхо-
димое для охлаждения мотора, зависит от атмосферных условий полета,
режимы работы винта, определяющие располагаемый напор, зависят от
скорости полета самолета и т. д.
§ 2.	Эквивалентное отверстие мотора в капоте
Одним из важнейших параметров аэродинамического расчета капота
на мотор воздушного охлаждения является эквивалентное отверстие мо-
тора в капоте, которое определяется сопротивлением при проходе воз-
духа, охлаждающего цилиндры мотора, через капот. Это сопротивление
складывается из потерь на входе и выходе капота и потерь при проходе
воздуха между дефлекторами и цилиндрами мотора.

где /\Не- потеря напора на входе;
Д/7„— потеря напора при проходе воздуха между ребрами и дефлек-
торами мотора;
&На — потери в выходном участке канала.
63
Эквивалентные отверстия, соответствующие
гут быть найдены по формулам:
этим сопротивлениям, мо-
Суммарное эквивалентное отверстие мотора в капоте Ф может быть най-
дено по формуле сложения эквивалентных отверстий в случае их после-
довательного расположения.

или иначе:
Когда потери на входе и выходе малы (обычно, они составляют
5—20%) остается только сопротивление мотора. В этом случае эквива-
лентное отверстие мотора в капоте будет равно эквивалентному отвер-
стию мотора Ф = ФМ.
Теоретического расчета эквивалентного отверстия мотора под капотом
в настоящее время еще не имеется1 и его приходится определять из
специальных опытов.
В этих опытах определяется расход воздуха через капот и получаю-
щаяся при этом потеря полного напора.
Соответствующее эквивалентное отверстие подсчитывается по фор-
муле:
Эксперимент для практического определения эквивалентного отверстия
мотора в капоте может быть проведен двумя путями.
Первый способ можно предложить, когда проводится испытание ка-
пота на самолете в полетах. Для этого следует на ряду с замером рас-
хода воздуха через капот замерить при помощи специальных насадков
перепад полных напоров на входе и выходе из капота.
Так, например, можно упомянуть, что подобные замеры были выпол-
нены при проведении летных испытаний в ЦАГИ, на двух самолетах
с моторами Гном-Рон К-14; цилиндры последних были снабжены дефлек-
торами. Эквивалентное отверстие этих моторов оказалось в одном случае
Ф = 0,145 м2, а в другом — Ф — 0,152 м2.
Другой способ можно употребить в случае испытания мотора на
стенде, где воздух через мотор прогоняется при помощи специального
вентилятора.
В этом случае нужно, чтобы мотор был закрыт цилиндрическим капо-
том и его цилиндры снабжены теми дефлекторами, которые будут стоять
на самолете.
Замеры расходов воздуха и перепадов полных напоров в этих опытах
можно провести путем исследования полей потока в цилиндрическом ка-
поте на входе и выходе из капота. (Более точно определение эквива-
лентного отверстия мотора можно провести в камере с наддувом, как
было описано в главе V в § 5 стр. 47).
1 Соответствующие работы в настоящее время ведутся в ЦАГИ.
64
В дальнейшем моторостроительные организации должны при подборе
охлаждающих ребер цилиндров и дефлекторов определять эквивалентное
отверстие моторов. Величины этих эквивалентных отверстий должны да-
ваться вместе со всеми основными характеристиками моторов.
В настоящее время можно предварительно указать ряд эквивалентных
отверстий моторов, подсчитанных на основании исследований, проделан-
ных в ЦАГИ (табл. 1).
Таблица 1
Величины эквивалентных отверстий моторов, полученные в ЦАГИ
Наименование мотора	Дефлектироаание	Эквивалент- Относитель-		Примечание	
		ное отвер- стие мотора в капоте фЗ и	ное эквив. отв. мотора Ф ?=-s-		
Юпитер VI ... .	Без дефлекторов	0,405	0,257	Натуральные цилин- дры (холодные) на маке- те фюзеляжа в капоте NACA.	
Райт-Циклон . . .	С дефлекторами фирмы	0,262	0,183	Деревянный макет мо- тора на моторе фюзеля- жа в капоте NACA.	
	Тоже	0,16	0,12	Натуральный мотор (холодный) иа крыле в капоте с двумя выход- ными отверстиями.	
Гном-Рой К-14	Бев дефлекторов	0,34	0,241	Деревянный макет мо- тора в капоте NACA на крыле. В камере Ф = 0,35 ж3 9 = 0,248.	
» »	В каналах	0,113	0,085	Деревянный макет ци- линдров мотора в кана- ле при испытаниях в камере.	
» »	С дефлекторами	0,152	0,108	Самолет J4 1	Работаю- щий МО-
» »	С дефлекторами	0,145	0,103	Самолет Jf 1	тор в по- лете
Для данных, полученных в трубе с неработающим мотором или его
макетом следует указать, что действительности, в случае работающего
мотора, эквивалентное отверстие будет несколько меньше, так как при
нагревании цилиндров сопротивление при проходе воздуха под капотом
увеличивается.
Одновременно за счет увеличения температуры выходящего из капота
воздуха по сравнению с входящим лобовое сопротивление капота не-
сколько уменьшается. Практически, однако, на существующих капотах
повышение температуры воздуха таково, что изменение лобового сопро-
тивления лежит в пределе точности экспериментов.
§ 3.	Влияние винта
На самолете капот всегда находится в присутствии работающего винта,
наличие которого существенно отражается на охлаждении мотора, осо-
бенно на режиме взлета.
о Б. Г. Ныкомснма
Количество воздуха, прошедшее через капот, как упоминалось в гла-
ве II, зависит от располагаемого напора внешнего потока воздуха, кото-
рый определяется, как разность между полным напором в входном
отверстии =	рс—рв и давлением на выходе из капота ра—рл
н, - ра=4 рv* -	=ф 4*? v° •
или иначе
ф = 7.-/.
(2)
где ф — коэфициент располагаемого напора,
7. — коэфициент полного напора на входе,
х — коэфициент давления на выходе.
Условные
обозначения
Фиг. 59. Сравительная зависи-
мость коэфициентов 41, 7. и х от
скорости с винтом и без винта
по американским опытам в боль-
шой трубе (см. сноску 1, стр. 87)
сплошная линия
без винта
пунктирная ли-
ния с винтом
Влияние винта на количество воздуха, проходящее через капот, опре-
деляется двумя факторами: с одной стороны, действует изменение скоро-
сти и давления, т. е. полного напора во входном отверстии, вызванное
центральной частью винта и, с другой — изменение местной скорости
и давления у выходного отверстия капота.
Обычно у входа в капот расположена втулка и комлевая часть винта,
которые вызывают торможение и закручивание струи воздуха у входа
в капот, и уменьшение полного напора воздуха на _ходе и этим умень-
шает располагаемый напор внешнего потока.
Некоторые данные указывают на то, что, закрывая втулку и неработа-
ющие части винта специальным коком, можно несколько улучшить, как
работу винта, так и увеличить полный напор на входе. Выходное отвер-
стие капота находится всегда в струе, отбрасываемой винтом, что в за-
висимости от конфигурации и расположения выходной щели вызывает
изменение давления на выходе.
Как показывают опыты, влияние винта приводит в большинстве слу-
чаев к уменьшению давления на выходе и к соответствующему увеличе-
нию располагаемого напора внешнего потока.
На фиг. 59 показан график, полученный американцами при испытании
капота с натуральным мотором в аэродинамической трубе1 (фиг. 60). На
этом графике показано изменение давлений в капоте перед цилиндрами
и за цилиндрами, в зависимости от скорости в трубе для капота с вин-
том и без винта.
1 Смотри журнал BSAE“ за декабрь 1935 г.
66
где В—коэфициент нагрузки на ометаемую винтом площадь,
k — некоторый коэфициент, меняющийся в зависимости от формы
входного отверстия от 1,06 до 1,76.
При А = 0,65 соответствующему максимальному к. п. д. винта, коэфи-
циент располагаемого напора будет принимать значения от ф = 1,24 до
Ф = 2,1.
Приведенные два примера показывают, что влияние винта может
улучшить охлаждение цилиндров мотора.
Противоположные результаты были получены из разработки испыта-
ний самолета Гауплет с мотором Меркур VI, закапотированный широким
кольцом Тауненда в большой аэродинамической трубе “RAS1. Сравнивая
расход воздуха через капот, замеренный без винта и с работающим вин-
том для режимов, соответствующих горизонтальному полету с макси-
мальной скоростью, найдем величину коэфициента располагаемого напора
ф = 0,75.
В ЦАГИ было проведено несколько летных исследований, которые
дают возможность определить коэфициент располагаемого напора.
Так, из сравнения летных испытаний капота с двумя выходными отвер-
стиями на моторе Райт Циклон с испытаниями макета этого капота
в трубе (см. главу IV) оказалось, что в этом случае величины коэфициен-
тов располагаемого напора для режима горизонтального полета будут
равны для верхнего отверстия около фв = 1,12 и для нижнего около
<рн =0,75. Вместо значений % = 1,2 и фн=0,8, как было получено в трубе.
Фиг. 61. Зависимость ф от X по летным испытаниям самолета с капотом NACA,
проведенным i ЦАГИ
В других случаях можно также подсчитать величину Ф при различных
режимах работы винта, если определен расход воздуха через капот на
этих режимах при известных площадях выхода и эквивалентного отвер-
стия мотора в капоте.
UZ\2
Это было проделано при испытании двух самолетов, снабженных мо-
торами Гном-Рон К-14 в капотах типа NACA. Выявилось, что для первого
самолета, снабженного двухлопастным деревянным винтом, когда диаметр
’) G. Р. Douglas Coolings problems Flight № 1405, ноябрь 1935 г.
68
входного отверстия капота составлял 56% от диаметра мотора, величина ф, в
диапазоне характеристик режимов работы винта поступи Хв = —от 0,5 до
0,8, колеблется от ф = 0,55 до ф = 0,65. Низкие величины могут быть
об'яснены тем, что большая втулка и комлевая часть винта вредно
влияют на полный напор в маленьком входном отверстии.
Для другого самолета, снабженного металлическим 3-лопастным винтом,
в случае, когда диаметр входа составлял 63% от диаметра капота, вели-
чины ф, показанные на фиг. 61, оказались несколько большими.
Зависимость коэфициента располагаемого напора от режима работы
винта для данного самолета можно, кроме того, определить из летных
испытаний этого самолета путем непосредственного замера полного на-
пора во входном отверстии капота и статического давления на выходе
при различных режимах полета самолета.
В дальнейшем в ЦАГИ будут продолжаться систематические исследо-
вания влияния винта на охлаждение звездообразных моторов, как в аэро-
динамических трубах на моделях, так и в летных испытаниях на самоле-
тах; это даст возможность накопить экспериментальный материал и раз-
работать способы расчета величины
§ 4. Количество воздуха, необходимое для охлаждения мотора
Для нормальной работы мотора воздушного охлаждения температура
наиболее горячих точек цилиндров не должна превышать известных до-
пустимых температур, определяемых конструкцией и материалом ци-
линдров.
Для соблюдения этого условия нужно производить непрерывное охла-
ждение поверхности цилиндра при помощи потока воздуха, проходящего
у цилиндров мотора.
Количество снимаемого с цилиндров тепла Q кал/сек., при котором
температуры наиболее горячих точек не будут выше заданного предела,
зависит от режима работы мотора. Это тепло, отдаваемое мотором,
может быть определено из специальных испытаний мотора.
С другой стороны, количество тепла при заданной температуре голо-
вок, снимаемое воздухом с цилиндров мотора Q кал./в сек. зависит от
скоростей воздуха между охлаждаемыми ребрами цилиндров и атмосфер-
ных условий полета.
Для мотора с даннымм дефлекторами эти скорости, определяющие
охлаждение, будут зависеть от расхода воздуха через капот.
При установившемся режиме работы мотора воздушного охлаждения
тепло, отдаваемое мотором , равно теплу, снимаемому возду-
хом QB1.
Q. = QB-
Тот расход воздуха через капот, при котором удовлетворяется это
условие, мы назвали в главе II „потребным" расходом воздуха через
капот.
Этот „потребный" расход, Определяемый теплом, которое нужно снять
с цилиндров мотора, зависит от режимов работы мотора и атмосферных
условий.
Теоретическую связь между теплом, снимаемым воздухом с цилиндров
мотора QB и „потребным" расходом воздуха через капот Wn, можно найти
из основной формулы теплопередачи: Nu=f(Re).
1 Вопрос о неустановившемся тепловом режиме при разогреве мотора в данной работе
не рассматривается.
69
Для ребристых поверхностей эту связь между основными параметрами
теплопередачи принято давать в виде зависимости:
Nu — CRn,	(25)
где критерий Нуссельта
•	лг
Nu— -у
и число Рейнольдса
/?е==._Р^Р ,
Н
в которых: а —коэфициент теплопередачи цилиндров мотора,
d — диаметр цилиндров (линейный параметр),
Vcp — средняя скорость воздуха между ребрами,
л — теплопроводность воздуха,
р. — вязкость воздуха,
р — плотность воздуха.
Величины Си/г, как показывают многочисленные опыты, проводив-
шиеся как в СССР, так и за границей, можно считать постоянными в том
интервале чисел Рейнольдса, который представляет интерес в практиче-
ских расчетах.
Преобразуя эту зависимость, можно найти коэфициент теплоотдачи
цилиндра мотора воздушного охлаждения.
, =	/_РЛ".у£,.
I и. I
Считая, что для данного мотора и дефлекторов 1/ср пропорционально
расходу воздуха через капот, найдем.
а=с> (JLYw.	(26)
\ Н /
Входящие в последнее выражение коэфициенты сип могут быть най-
дены из специальных опытов, определяющих теплоотдачу цилиндров мо-
торов воздушного охлаждения в зависимости от расхода воздуха через
капот.
Количество тепла, снимаемое воздухом с поверхности цилиндров
мотора, может быть найдено как:
QB = а 5Ц (/Ср. ц — /Ср. в) = k к (/ср. ц - /ср. в) ( UZV,	(27)
где /ср ц — /сР. в — перепад между средними температурами поверхности
цилиндров и воздуха, охлаждающего мотор:
5Ц — радиирующая поверхность цилиндров мотора, к которой
отнесен коэфициент теплоотдачи.
k = c-Sa — некоторое постоянное число.
Из условия QB = можно определить „потребное“ количество воз-
духа, необходимое для охлаждения цилиндров мотора.
1
<28>
Р \ &f' V СР> *1 ^СР- в) /
В настоящее время точное определение величины 1ГП расчетным тео-
ретическим путем весьма затруднено, и может быть только проделана прибли-
женная оценка этой величины, так как, с одной стороны, не разработан
способ точного определения количества тепла, отдаваемого мотором
70
и с другой — определение коэфициента теплоотдачи ребристой поверхно-
сти данного цилиндра представляет большие трудности.
Несмотря на это обстоятельство, ценность написанной выше формулы
определяется тем, что она показывает, как меняется количество воздуха,
потребное для охлаждения цилиндров мотора в зависимости: от атмосфер-
ных условий полета и количества тепла, отдаваемого мотором Q„.
В некоторых случаях количество тепла, снимаемое воздухом с цилин-
дров мотора, бывает целесообразно определить через величину нагрева
воздуха при проходе его между ребрами и дефлекторами цилиндров
мотора.
Практические расчеты показывают, что для цилиндров с нормальными
дефлекторами величина Д£в лежит обычно от 50 до 80° С.
Величина нагрева воздуха всегда будет составлять некоторую долю
от перепада температур между стенками цилиндров и входящим воздухом.
А ----Т) (^ср. Ц ^в).
Величина — иногда называется „термодинамическим коэфициентом
охлаждения", она показывает, насколько используется воздух, потребляе-
мый для охлаждения. Этот коэфициент можно выразить в зависимости
от расхода воздуха через капот при помощи выражения коэфициента
теплоотдачи цилиндров мотора [см. формулу (28)]. В предположении, что
,	_. I А
Гер. в = Гв Ч-2~ ’ ПОЛУчим
______________1_______
71 ~ 1 1
k\ \ Р / "Г 2
При проектировании капота можно из статических, данных задаться
величиной 1], тогда, определив А£в, можно приближенно подсчитать по-
требный расход воздуха через капот.
Необходимо упомянуть, что для нормальной работы мотора необхо-
димо некоторое небольшое количество воздуха для дополнительного
охлаждения картера мотора.
Количество воздуха, обеспечивающее нормальное охлаждение мотора,
которое необходимо знать для практических расчетов капотов на моторы
воздушного охлаждения, может быть определено путем испытаний мо-
торов.
Подобное испытание мотора может быть проведено на специальной
установке, воспроизводящей условия охлаждения мотора в полете.
Для „земных" условий работы мотора „потребное" для его охлажде-
ния количество воздуха может быть определено путем испытаний мотора
на стенде, на котором мотор обдувается специальным вентилятором или
непосредственно винтом-мулинеткой.
При этих испытаниях необходимо, чтобы мотор был закрыт цилиндри-
чески капотом и на цилиндрах были поставлены те же дефлекторы, ко-
торые будут употреблены на самолете.
Эти испытания могут дать опытную зависимость между количеством
воздуха, охлаждающего мотор, и температурой наиболее горячих кон-
трольных точек цилиндров при различных режимах работы мотора на
земле.
71
В расчет капота для „земных* условий следует вводить тот расход
воздуха, который соответствует наибольшей допустимой температуре
контрольных точек цилиндров.
Для высотных моторов, употребляемых в настоящее время, эти испы-
тания должны быть дополнены опытами в специальных высотных аэро-
динамических трубах для испытания авиационных моторов, или, грубо,
специальными пересчетами.
Летцые испытания наряду с другими расчетными параметрами капотов,
о которых упоминалось выше, могут также определить количество воз-
духа, необходимое для охлаждения мотора на высоте.
Самолет для этих испытаний необходимо оборудовать специальной
аппаратурой: насадками для замера скоростей и полных напоров воздуха
под капотом и термопарами для определения температур стенок цилин-
дров.
Показания этих приборов дают возможность подсчитать расход воз-
духа через капот и соответствующие температуры цилиндров, а также
коэфициент располагаемого напора и эквивалентное отверстие мотора
и капота.
В этих испытаниях должны быть зафиксированы все величины, харак-
теризующие режимы работы мотора и полета, а также атмосферные
условия.
В случае испытания капота с нерегулируемым охлаждением, у кото-
рого выходное отверстие подобрано из условия охлаждения мотора на
расчетном режиме наивыгоднейшего взлета самолета, площадь этого вы-
ходного отверстия имеет наибольшее значение.
Количество воздуха на прочих режимах полета определяется в этом
случае не требованием сохранения постоянных температур цилиндров,
а постоянной величиной выходной щели, что вызывает излишнее охлажде-
ние и понижение температур цилиндров на всех режимах, кроме расчет-
ного, а следовательно, и излишнее лобовое сопротивление капота.
В этом случае для определения количества воздуха, „потребного" для
охлаждения цилиндров мотора (при условии постоянных температур наи-
более горячих точек цилиндров), замеренные в этих летных испытаниях
об‘емы проходящего через капот воздуха должны быть пересчитаны на
предельную температуру цилиндров при всех режимах работы мотора.
Если капот имеет регулируемое охлаждение, то для определения по-
требного расхода воздуха во время летных испытаний нужно так регули-
ровать охлаждение мотора, чтобы температура цилиндров оставалась
постоянной на всех режимах полета и держалась на том предельном зна-
чении, которое допустимо при нормальной работе данного мотора.
Результаты, полученные из этого испытания, определяют тот потреб-
ный расход воздуха, который вводится в расчет капота.
Поскольку данные, непосредственно полученные в результате летных
испытаний, обычно не могут дать все возможные расчетные случаи капота
при работе мотора, приходится применять пересчеты, основанные на ряде
приближенных допущений. Эти расчеты, основанные на ряде довольно
грубых предположений, могут рассматриваться только как первое при-
ближение, однако, точность их для практических расчетов в небольшом
интервале изменяемых величин вполне достаточна.
В этих пересчетах приходится пользоваться уравнением (28), выведен-
ным выше. При этом в расчет вводятся следующие допущения:
1)	Величина теплопроводности воздуха X и вязкости р. приняты по-
стоянными.
2)	Перепад между средними температурами поверхности цилиндра
и воздуха считается пропорциональным разности между максимальной
72
^температурой контрольной точки цилиндра (обычно температура под зад-
ней свечей мотора) и температурой входящего в капот воздуха.
(Л:р. ц ^ср. ) "Н- (Лпах ц ^в) •
3)	Количество тепла, которое нужно снять с цилиндров мотора QM,
пропорционально эффективной мощности мотора, на режиме высотного
номинала на расчетных высотах.
„ кг 75
QM__a-A/e • 42?,
где
Обозначив весовое количество воздуха проходящего через мотор через
0= FF-T и преобразуем выше выведенное уравнение (27)
Ч^(^ахц-/в)О”,
или откуда
G-Hrc
^шаг ц — ti
Из полетных испытаний капота определяется значение весового коли-
чества проходящего через мотор воздуха G, а также соответствующие
значения перепада температур между контрольной точкой и воздухом
(^шах ц — ^в) -
Определив по характеристике мотора для этого режима работы эффек-
тивную мощность А/,, найдем зависимость между величиной отношения
N
-----*—г- и массой воздуха, проходящей через капот для данной высоты
►шах ц ►«
полета.	,	..	1
_ Z, /	А/е
~f
\ ►шах ц *-1
(29)
Если в результате летных испытаний получено достаточное количе-
ство экспериментальных точек, этой зависимости, то можно найти с до-
статочной надежностью значения постоянных п и С, что дает возможность
в небольших интервалах экстраполировать и интерполировать формулу(29).
Эта формула позволяет приближенно определить количество воздуха,
необходимое для охлаждения цилиндров мотора во всех расчетных усло-
виях полета самолета по высотам.
Летные испытания самолетов, упоминаемые выше, позволили опреде-
лить численно эту зависимость для мотора Гном-Рон К-14. Оказалось,
что для этого мотора с цилиндрами без дефлекторов формула имеет вид:
Ne \ол
tman ц tu I
В случае если цилиндры этого мотора снабжены дефлекторами, разработан-
ными на основании опытов с цилиндрами в каналах, формула принимает
вид:
0 = 3,14
0,7
0 = 0,85 ( -—
\ мпах ц и
Уменьшение количества воздуха, необходимого для охлаждения цилинд-
ров мотора в случае применения дефлекторов, составляет в 3,7 раза, что
очень близко совпадает с величиной, полученной из испытаний макета
мотора в камере (см. глава IV § 5).
73
06‘емный расход воздуха, потребный для охлаждения мотора, найдем,
разделив весовое количество протекающего воздуха на его удельный вес.
Выше полученные зависимости дадут возможность подобрать такие
расходы, что контрольные точки цилиндров будут иметь заданную пре-
дельную температуру на расчетных высотах полета.
§ 5. Режимы полета и атмосферные условия
Для аэродинамического расчета капота нужно задать расчетные ре-
жимы полета самолета.
Должны быть даны режимы, соответствующие максимальной скорости
полета самолета по высотам, что определит минимальные выходные от-
верстия капота и наименьшие лобовые сопротивления.
Режим наивыгоднейшего взлета для большинства самолетов является
расчетным режимом для определения максимальной площади выходной
щели и наибольшего лобового сопротивления капота.
Эти режимы полета должны быть заданы скоростью полета по траек-
тории.
Атмосферные условия, необходимые для подсчета потребного для
охлаждения расхода воздуха U7n на различных высотах, должны быть за-
даны зависимостью плотностей и температур воздуха на всех расчетных
высотах полета. Для высотных моторов главнейшей расчетной темпера-
турой будет температура на высоте высотности мотора, по которой ве-
дется основной расчет капота.
Для земли расчетной температурой обычно является 25 — 35°С, что
соответствует летней погоде, или 45° С, что соответствует тропическим
условиям полета. Температура по высотам обычно задается линейной
зависимостью согласно с стандартной атмосферой так, чтобы удовлетво-
рялась температура у земли.
§ 6. Расчет капота
Если заданы все вышеупомянутые расчетные данные самолета, капота,
мотора и атмосферы, то может быть произведен по выше выведенным
формулам аэродинамический расчет капота, т. е. определение площадей
выходной щели капота и соответствующих лобовых сопротивлений на
всех режимах полета.
Пусть будет задано: потребное количество воздуха, необходимое для
охлаждения цилиндров для различных режимов работы мотора на всех
высотах полета IF„= — , а также расчетные скорости полета самолета
для этих высот. По этим данным может быть найден расчетный коэфи-
циент расхода воздуха через капот, путем деления потребного расхода
воздуха на соответствующие скорости полета и площадь миделя капота
„ W'n
Индекс „п" указывает, что при определении величины СА исходным
являлся потребный для охлаждения мотора расход воздуха через капот.
Беря значения соответствующие режиму работы мотора на макси-
мальной скорости и скорости наивыгоднейшего взлета для различных
высот полета самолета, определив значение САп, построим диаграмму за-
висимости САп от высоты.
74
Для каждой высоты точка, соответствующая максимальной скорости,
будет давать минимальные значения Сап, а точка взлетной скорости—
максимальные значения этого коэфициента.
Если известны для этих режимов коэфициент располагаемого напора
внешнего потока воздуха и относительное эквивалентное отверстие мо-
тора в капоте, то может быть подсчитана относительная площадь по-
требного выхода капота по формуле:
Подсчитав fn для найденных значений коэфициента расхода САп соот-
ветствующих максимальным и взлетным скоростям полета, найдем значе-
ния максимальных и минимальных величин, потребных относительных
площадей выходного отверстия капота по высотам.
Наибольшее и наименьшее значение этой площади из всех высот опре-
делит интервал регулировки площади выхода, потребного для нормаль-
ного охлаждения мотора на всех режимах полета самолета.
В случае нерегулируемого выходного отверстия площадь его должна
иметь наибольшую величину, найденную в этом расчете.
Нужно заметить, что наибольшая величина площади выходного отвер-
стия на режиме взлета в данном расчете получается несколько большей,
чем действительно необходимая площадь. Это может быть об'яснено тем,
что за счет неустановившегося теплового режима часть тепла затрачи-
вается на разогрев мотора и действительный потребный расход воздуха
на режиме взлета будет несколько меньшим, чем определенный из уста-
новившегося теплового режима. Метод расчета температур мотора при
неустановившемся тепловом режиме, разработанный в НАГИ инж. Л. С. Жи-
вотовским, позволяет учесть получающуюся в этом случае поправку на
неустановившийся тепловой режим мотора.
Последнюю задачу — определение лобового сопротивления, затрачи-
ваемого на охлаждение мотора, — можно решить, имея значения Сдп и /п
для максимальных и взлетных скоростей полета по высотам.
CXb = 2Ca„(W—
Величины, соответствующие максимальной скорости, дадут минимальные
значения Сх^, а взлетной скорости—максимальное значение по высотам.
Полученные коэфициенты лобового сопротивления могут быть вве-
дены в аэродинамический расчет самолета, причем при подсчете доли
потребной мощности самолета, затрачиваемой на охлаждение мотора,
обдувку винта, можно не учитывать, так как влияние винта на лобовое
сопротивление охлаждения учтено коэфициентом располагаемого напора <р.
Доля потребной мощности, затрачиваемой на преодоление внешних
сопротивлений капота, определяемых коэфициентом СХо (найденным из
испытаний в аэродинамической трубе без винта), подсчитывается с учетом
обдувки винта.
В тех случаях, когда величина лобового сопротивления, затрачивае-
мого на охлаждение мотора, ощутимо влияет на скорости полета само-
лета, приходится применять метод последовательных приближений.
В практических расчетах иногда удобнее бывает весь расчет прово-
дить не в безразмерных коэфициентах, а в площадях; в этом случае при-
веденные выше формулы примут следующий вид.
75
Площадь выходного отверстия!
р —________1______
°" 1/^ Г’
V дп2 Ф2
где Ап—-.,- = CA S — условное отверстие площади капота,
"о
Ф— эквивалентное отверстие мотора
(См. приложение 1).
Нужно указать, что для работающего мотора в капоте, как уже выше
упоминалось, лобовое сопротивление охлаждения, вообще говоря, не-
сколько отличается от подсчитанной за счет дополнительной реактивной
силы, вызванной нагреванием воздуха при проходе его через капот, но
это изменение ввиду небольших температур нагрева воздуха мало.
Определением потребных площадей выходного отверстия капота и
соответствующих лобовых сопротивлений на различных режимах полета
заканчивается аэродинамический расчет капота на моторы воздушного
охлаждения.
Дальнейшая работа по проектированию капота заключается в подборе
наивыгоднейших конструктивных форм капота, к которым относятся:
форма и величина входного отверстия капота, внутреннее очертание
капота и дефлекторов мотора, способ регулировки выходного отверстия,
увязка форм капота с контурами самолета. В следующей главе будет дан
ряд соображений по этим вопросам.
Таблица 2
Сводка величин Сх0 и к, полученных от испытаний макетов и моделей капотов без
винтов, в аэродинамических трубах
Наименование об'екта испытаний	Сх0	У.	Примечание
Макет фюзеляжа с мотором Юпитер VI в капоте NACA	  .	0,07	0	Натуральная величина.
Макет фюзеляжа с центропланом крыла, снабженный макетом мотора Райт-Ци- клон в капоте NACA		0,134	+ 0,145	«	эт
Макет моторной гондолы на крыле с мо- тором Гном-Рон К-14 в капоте NACA .	0,065	— 0,15	»	3J
Моторная гондола на крыле с мотором Райт-Циклон в капоте с двумя выход- ными отверстиями		0,108	— 0,2	Верхний выход на крыле.
Схематическая модель капота по опытам фирмы: „Vought and Pratte Whitnay“ .	0,12	4-0,2 — 0,14 — 0,38 — 0,2	Нижний выход под крылом. Капот № I.
Схематическая модель капота в опытах NACA		0,24		Капот № 11. Данные не могут иметь значения при прак-
Обтекаемое тело с каналами, испытаннее в RAS		0,098	— 0,35	тических расчетах.
76
ГЛАВА VI
ВЛИЯНИЕ КОНСТРУКТИВНЫХ ПАРАМЕТРОВ НА ЭФФЕКТИВНОСТЬ
КАПОТА
§ 1.	Общие соображения
На основании опыта, накопленного как у нас, так и за границей,
можно сделать ряд указаний для выбора наиболее рациональных кон-
структивных форм капота.
Как было показано в предыдущих главах, площадь выходного отвер-
стия капота определяет как охлаждение мотора, так и лобовое сопроти-
вление капота, затрачиваемое на это охлаждение; однако, на эффектив-
ность капота имеют также сильное влияние конструктивные формы ряда
других параметров: величина, форма и положение входного отверстия,
внешняя и внутренняя форма передней части капота, форма дефлекторов
и каналов на цилиндрах мотора, форма и положение выходных отверстий
капота, а также способ их регулировки и, наконец, сопряжение контуров
капота с формой фюзеляжа или моторного кока на крыле.
Разберем последовательно воздействие этих параметров на эффектив-
ность капота.
§ 2.	Индивидуальные входные отверстия
Передняя часть капота, расположенная между цилиндрами мотора
и плоскостью винта, может при неудачной форме существенно ухудшить
эффективность всего капота.
Форма этой части обычно представляет собою тело вращения, в кото-
ром имеется отверстие для входа воздуха, охлаждающего цилиндры
мотора.
Можно различить два основных типа входного отверстия капота:
общий кольцевой вход (как у капотов типа NACA) и вход, состоящий
из индивидуальных входных отверстий для каждого цилиндра мотора
(как у капота типа Уоттер 1 фиг. 24, или капота Якко, фиг. 62).
Сравнение капота с индивидуальными входными отверстиями и капота,
имеющего общий кольцевой вход для всех цилиндров, было проделано
в ЦАГИ путем испытания макетов этих капотов в аэродинамической
трубе (см. главу IV, § 4).
Эти испытания показали, что общий кольцевой вход является более
выгодным, так как в случае индивидуальных отверстий угловые кромки
вызывают местные срывы в потоке протекающего около них воздуха.
В дополнение к этому можно предположить, что в полете винт, вызы-
вая закручивание струи, усилит срывы с радиальных кромок, благодаря
чему эффективность этого входа еще уменьшится.
Принципиально возможно сконструировать входную часть капота
с индивидуальными отверстиями; которая, благодаря плавному очертанию
кромок входного отверстия, имеющих форму, учитывающую закрутку
потока за винтом, будет на некотором интервале режимов работы винта
не менее эффективна, чем хороший вход кольцевого типа.
1 См. М. Watter. Flight tests of a new tumnel type engine coul „Aero Digest'
№ 1 за 1936 г.
77
Поскольку, однако, нет никаких оснований ожидать, что индивидуаль-
ные входные отверстия могут дать какие-либо преимущества по сравне-
нию с кольцевым входом, такого рода конструктивное усложнение ничем
ие оправдывается.
Фиг. 62. Капот типа ,Yacco“
Фиг. 63. Схема потока при ма-
лом расходе через капот, име-
ются наружные срывы потока
Фиг. 64. Влияние формы
носка капота па эффектив-
ность капота по данным
американцев (см. сноску
иа на стр. 79)
Применение индивидуального входа, в связи с желанием регулировки
охлаждения мотора при помощи поворотных жалюзи на входе, не может
быть оправдано, так как при этом увеличивается лобовое сопротивление
капота на режиме максимальных скоростей, в то время как при регули-
ровании выходной щелью лобовое сопротивление уменьшается.
78
§ 3.	Форма кольцевого входного отверстия
Внешняя форма передней части капота, как показали американские
опыты1, может давать добавочные лобовые сопротивления в случае
недостаточной кривизны линии, вращением которой образована эта новая
часть капота (фиг. 64).
Этот эффект, полученный как при испытаниях в трубе, так и в полете,
может быть об'яснен местным срывом потока у входной кромки капота.
Эти срывы могут возникнуть при наличии угла между линией тока
воздуха у входа в капот и передним краем капота. Данные срывы могут
возникнуть, когда угол между касательной к переднему краю капота и
осью винта будет существенно отличаться от прямого, так как линии
тока воздуха у входа имеют большую крутизну.
Не только форма, но и величина входного отверстия играет большую
роль в эффективности капота.
Так, сильное увеличение входного отверстия вызывает увеличение
лобового сопротивления, а уменьшение входа вызывает ухудшение охла-
ждения мотора, что также из-за необходимости увеличения выходной
щели приводит к увеличению лобового сопротивления.
Для об'яснения этих фактов рассмотрим положение точки раздела
струй потока набегающего воздуха на внутренние и внешние при входе
в капот.
Если эта точка раздела лежит внутри входного отверстия, то имеет
место эффект перетекания воздуха из внутренней части капота наружу
через переднюю кромку капота. В этом случае выходное отверстие велико
(фиг. 63).
Тогда, если очертание линии носовой части капота не имеет достаточ-
ного закругления, может возникнуть срыв внешнего потока, обтекающего
снаружи переднюю часть капота, что вызовет сильное увеличение лобо-
вого сопротивления.
Фиг. 65. Схема потока при боль-
шом расходе через капот, име-
ются внутренние срывы потока
Фиг. 66. Схема потока нормаль-
ного расхода через капот, сры-
вов потока нет
Если точка раздела струй находится на наружной стороне передней
части капота, внешних срывов потока существовать не должно. В этом
случае могут возникнуть лишь срывы потока во внутренней части входа
в капот, которые будут увеличивать местные потери на входе в капот и
этим уменьшат эквивалентное отверстие мотора и капота аналогично
тому, как это имеет место в случае капота с индивидуальными входными
отверстиями (фиг. 65).
* См. журнал ,,SAEK, май 1934 г.
79
Из общих соображений можно предположить, что оптимальным очер-
тание входа будет в том случае, когда передняя кромка носовой части
капота совпадает с точкой раздела струй воздуха на внутреннем и внеш-
нем, и направление, линий тока у передней кромки совпадает с очерта-
ниями носовой части капота. В этом случае потери на входе должны
быть малы (фиг. 66).
В случае капота с регулируемым выходным отверстием, коэфициент
расхода Сл будет меняться для различных режимов полета.
Так как коэфициент расхода определяет собою отношение между пло-
щадью сечения струи воздуха, входящего в капот вдали перед ним и
площадью миделя капота о=—-—, то, очевидно, что значения его бу-
дут определять различные положения точки раздела струй на внутренние
и внешние.
При изменении в полете величины Сл точка раздела струй, рассматри-
вая сечение капота, будет перемещаться по входной части капота в зави-
симости от режима полета и охлаждения мотора, в связи с чем могут
встретиться все три случая, выше рассмотренные нами.
Так, на взлете при больших Сл может возникнуть срыв во внутренней
входной части капота и охлаждение мотора может ухудшиться.
На режиме максимальной скорости, когда коэфициент расхода падает,
может случиться, что точка раздела перейдет внутрь входного отверстия
капота и возникнут срывы с внешней части капота, что увеличит лобовое
сопротивление.
Это рассуждение показывает, что в случае капота с регулируемым
охлаждением, передняя кромка входа должна быть профилированной для
того, чтобы точка раздела все время в своем перемещении находилась на
плавном носике профиля.
Здесь вполне приложима аналогия с обтеканием носовой части дужки
крыла на различных углах атаки.
В настоящее время получили распространение капоты, у которых
передний край выполнен из листового металла и не имеет того доба-
вочного утолщения крылообразной формы, которое было в первоначаль-
ных капотах типа NACA (фиг. 6). Это может быть об'яснено тем, что до
настоящего времени капоты с регулируемой выходной щелью не получили
широкого распространения и лишь только в настоящее время становятся
общепризнанными.
§ 4.	Внутренняя входная часть капота
Как показывает опыт (см. главу VI, § 6), профилировка входного
канала капота может сильно влиять на общую величину внутреннего со-
противления капота и мотора. Величина и форма входного отверстия
связаны между собой и при выборе рациональной входной части капота
их нужно рассматривать совместно.
Рассмотрим канал для прохода воздуха, образованный входным отвер-
стием и мотором. Этот канал определяется, с одной стороны, расстоя-
нием между плоскостью входного отверстия и цилиндрами мотора и,
с другой стороны, отношением площади входного отверстия Fe к площади
сечения для прохода воздуха, расположенного непосредственно перед
цилиндрами мотора F„. При малой величине этого последнего отношения
р
возникают большие потери, вызванные внезапным расширением воз-
* м
духа, входящего в капот. Эти потери в первом приближении могут быть
подсчитаны как потерн удара по формуле Борда:
где FM — площадь канала для прохода воздуха перед цилиндрами,
Fe—площадь входного отверстия,
VM — средняя скорость перед цилиндрами.
Определив этой формулой потерю нашего напора на входе Д//е, можно
определить эквивалентное отверстие входной части капота.
1_____1
Ъ	FM
Эквивалентное отверстие мотора в капоте с данным входным отверстием,
можеть быть найдено по формуле сложения эквивалентных отверстий
входной части капота и мотора для их последовательного расположения
Прилагая эту формулу к результатам испытания капотов с различными
входными отверстиями на моторе Райт-Циклон (см. главу IV, § 6), полу-
чим зависимость
i/-1 +
V 0,1582 ' 0,895ц/;	j
Так как в этом случае FM = 0,895 м- и из опытов Фм = 0,158 м* на
р
фиг. 67 показано сравнение кривой зависимости Ф.м от по этой фор-
* е
муле с точками, полученными из опытов.
Потери во входном канале увеличивают потерю полного напора воз-
духа при проходе его через капот и мотор и вызывают уменьшение экви-
валентного отверстия мотора в капоте.
Фиг. 67. Зависимость эквивалентного
отверстия мотора и капота от А
F т
Уменьшение эквивалентного отверстия мотора в капоте при данной
площади выхода уменьшает расход воздуха через капот, в связи с чем
для получения достаточного охлаждения мотора приходится увеличивать
выходное отверстие капота, что при всех прочих равных условиях вызы-
вает увеличение лобового сопротивления капота.
Как показали эти опыты, во избежание больших потерь на входе,
отношение площади входа к сечению канала перед цилиндрами не должно
р
быть ниже	- = 0,5—0,6.
/м
В. Г, Николаенко
Кроме этого, уменьшение внешнего диаметра входного отверстия еще
вредно сказывается на величине располагаемого напора, так как в этом
случае площадь входа располагается близко у втулки винта у комлевой
его части, которая затрудняет проход воздуха к входному отверстию
капота.
Увеличение входного отверстия будет уменьшать потери на входном
F
участке капота, однако, при	= 0,5—0,6 и выше эти потери будут уже
‘ М
очень малы. Дальнейшее увеличение диаметра входного отверстия сверх
0,75—0,8 диаметра мотора может привести к тому, что точка раздела
струй воздуха может попасть внутрь капота и этим вызвать срывы на-
ружного потока.
F
Наиболее правильно добиваться нужной величины отношения путем
< м
уменьшения сечения перед цилиндрами мотора FK. Это можно сделать
путем утолщения носовой части капота с тем, чтобы полученная полость
создала правильную профилировку входного канала.
Это утолщение капота должно плавно проходить в верхние дефлек-
торы цилиндров (см. гл. IV, § 5 (фиг. 36).
Все переходные сечения от входа до цилиндров полученного таким
образом канала должны быть увязаны между собою так, чтобы величины
их площадей изменялись равномерно. При проектировании этого канала
целесообразно построить график величины площади сечения в зависимо-
сти от расстояния каждого сечения от входа. Плавное течение этой кри-
вой гарантирует хорошую форму канала.
Величина наибольшего возможного расстояния между входом в капот
и цилиндром мотора определяется конструкцией мотора; чем больше это
расстояние, тем лучше можно выполнить внутреннюю и внешнюю форму
передней части капота.
В этом смысле благоприятно влияет длинный редуктор мотора или
еще лучше—длинный вал винта. Чем больше будет расстояние между вин-
том и цилиндрами мотора, тем лучше будет интерференция винта и само-
лета, тем совершеннее будет внешняя форма носовой части фюзеляжа и
внутренняя форма каналов для подвода воздуха от входного отверстия
к цилиндрам мотора. Но так как у современных моторов это расстояние
относительно невелико, то очертания носа фюзеляжа далеки от совершен-
ства и закругление передней части капота простирается насколько воз-
можно более вперед, так что зазор между лопастью винта и передней
входной кромкой капота обычно лежит в интервале до 0,1 м. Наивыгод-
нейшая величина этого интервала должна быть установлена при исследо-
вании влияния винта и капота.
Таким образом, для построения капота с минимальными потерями на,
входе должны быть соблюдены следующие условия:
1)	Внешнее очертание контура входной части капота должно иметь
плавное изменение кривизны от входной кромки до цилиндрического
участка. Касательная к передней кромке капота должна иметь с осью
мотора угол, близкий к прямому.
2)	Для капотов с регулируемой выходной щелью передняя кромка
входного отверстия должна иметь закругление с тем, чтобы точка раздела
струй воздуха при всех положениях выхода находилась на этом закруг-
лении.
3)	Внешний диаметр входного отверстия не должен быть очень мал
для того, чтобы втулка и нерабочие части винта не затеняли вход воз-
духа в капот.
4)	Во многих случаях целесообразно комлевой части винта давать со-
ответствующую профилировку, а втулку его закрывать специальным
коком; все это может увеличить располагаемый напор внешнего потока.
82
b) Канал, подводящий воздух от входа к цилиндрам мотора, должен
иметь плавную профилировку и увязку площадей сечения.
Правильно выполненное входное отверстие практически не дает допол-
нительных потерь на входе, в связи с чем следует подчеркнуть, что пло-
щадь входа в капот не фигурирует в аэродинамическом расчете капота.
Конечно, это справедливо в тех случаях, когда его размеры и форма не
служат источником дополнительных сопротивлений как внутренних, так
и внешних.
§ 5.	Дефлектора и каналы-кожуха
Развитие моторов воздушного охлаждения в значительной мере связано
с применением дефлекторов. Именно, введение дефлекторов обеспечило
надежное охлаждение цилиндров мотора при работе его под капотом.
Основная роль дефлекторов сводится к тому, чтобы они заставляли
весь охлаждающий мотор воздух проходить между ребрами цилиндров по
всей их длине и направили его именно в те точки, где требуется интен-
сивное охлаждение.
Применение дефлекторов, резко уменьшая эквивалентное отверстие
мотора под капотом, одновременно уменьшает также количество воздуха,
необходимое для его охлаждения. Малое эквивалентное отверстие при
наличии дефлекторов обусловливается большим сопротивлением при про-
ходе воздуха между ребрами и дефлекторами. Эти сопротивления слага-
ются, главным образом, из потерь на трение воздуха об охлаждаемые
поверхности цилиндров, трение о стенки дефлекторов, потерь обуслов-
ленных формой щелей между дефлекторами и ребрами цилиндра и поте-
рями на выходе из дефлекторов.
Потери первого рода являются теми полезными потерями, которые
определяют охлаждение цилиндров мотора; потери, вызванные сопроти-
влением формой щелей, не являясь полезными с точки зрения теплоот-
дачи, являются неизбежными; наконец, последние потери на выходе из
дефлекторов являются чисто паразитными потерями. Эти потери на вы-
ходе обусловливаются явлением удара при резком изменении сечения для
прохода воздуха.
. Кожуха-каналы являются усовершенствованием дефлекторов, где по-
тери на выходе из дефлекторов частично устранены путем создания
плавного перехода между тем местом, где кончаются дефлетора и выход-
ной щелью капота (на фиг. 35 глава IV, § 5 показаны подобные кожуха-
каналы на цилиндре мотора Гном-Рон К-14).
Применение дефлекторов и каналов-кожухов, кроме улучшения охла-
ждения цилиндров мотора, может дать значительный выигрыш в лобовом
сопротивлении, так как снижение коэфициента расхода Сдп, несмотря на
уменьшение эквивалентного отверстия и к. п. д. капота может привести
к существенному уменьшению величины
СА
Сх =—j----- (см. приложение II).
в Т "Чц
Особенно рациональными могут оказатьсл дефлектора и кожуха при кон-
струировании моторов воздушного охлаждения „рядных" и „многоряд-
ных“ типов с обдувкой их набегающим потоком, либо в комбинации
с принудительным обдувом от специального вентилятора.
§ 6.	Выходная часть капота
Как было показано выше, основным параметром, определяющим как
расход воздуха через капот, так и его лобовое сопротивление, является
площадь выходного отверстия.
83
Форма и положение выходных отверстий, применяемых в настоящее
время, чрезвычайно разнообразны индивидуальные выходные отверстия
для каждого цилиндра (капот типа ,,Уоттер“), двойные выходные отвер-
стия, но все же наибольшим распространением пользуются кольцевые
выходные отверстия (капот типа NACA).
Фиг. 69. Капот с регулируемыми вы-
ходными отверстиями (задняя кромка
отгибается наружу)
В случае нерегулируемого выходного отверстия, площадь которого
определена взлетным режимом самолета, расход воздуха и лобовое со-
противление на всех других режимах полета гораздо больше того, что
требуется для нормального охлаждения мотора. Регулируемое выходное
отверстие позволяет на максимальных скоростях полета сильно уменьшить
это лобовое сопротивление.
Рассмотрим способы регулирования площади выходного отверстия.
В случае кольцевого выходного отверстия регулирование площади
выходного отверстия может быть осуществлено двумя путями. Первый
способ заключается в отгибании наружу некоторого участка задней части
капота. Такая конструкция (фиг. 68) впервые была выполнена в Америке.
В этом случае изменение расхода в интервале углов отклонения конца
капота от 0 до 30°, происходит довольно энергично и величины расхода
воздуха через капот могут быть определены по приведенной выше фор-
муле по соответствующим площадям выходного отверстия (фиг. 69). Это
показывает, что до угла отклонения порядка 30' не возникает дополни-
тельных сопротивлений ни внутри капота (что вызвало бы уменьшение
эквивалентного отверстия мотора в капоте, а, следовательно, и уменьше-
ние расхода через капот), ни внешнего нарушения обтекания, что вызвало
бы увеличение СХо.
При углах отклонения конца капота больше 30° эффективность регу-
лировки резко падает и при дальнейшем отклонении расход остается по-
стоянным.
Это вызвано двумя факторами: большим срывом внешнего потока при
этом отклонении, а также нарушением плавной формы выходного канала,
что дает внутренние большие потери удара при выходе воздуха из капота
у отгибаемого выхода.
Во втором способе регулирования кольцевого выхода площадь его
меняется путем укорачивания задней кромки капота или, что почти рав-
носильно, путем отгибания или сдвигания внутренней части капота, при-
легающей к фюзеляжу.
При этом эффективность изменения выхода будет значительно мень-
шей; так, при больших сдвигах регулируемых частей капота, расход воз-
духа через капот меняется не особенно сильно. В этом случае при боль-
шом геометрическом выходе его площадь не будет характеризовать
величину выхода, входящую в вышеприведенные формулы, так как нужно
брать ортогональные сечения к линиям тока на выходе, что весьма трудно
сделать из-за неравномерности скоростей как по величине, так и по на-
правлению в этом большом выходном отверстии (фиг. 41, 42).
Фиг. 69. Зависимость Са от ₽ — угла отклоне-
ния отгибаемой части капота. Диаграмма взята
из американской работы (см. сноску 1. на
стр. 56)
Относительно выходной части канала, расположенной между выходом
и цилиндрами мотора, можно отметить, что в случае применения дефлек-
торов внутренний капот, закрывающий моторную раму, большой роли не
играет и может даже совсем отсутствовать,' как показали американские
опыты. Это может быть об'яснено малыми скоростями в этом сечении,
так как площадь сечения за цилиндрами мотора по сравнению с пло-
щадью сечения щелей между дефлекторами и цилиндрами очень велика.
Понятно, что в случае применения каналов-кожухов (фиг. 34 и 35)
профилировка этой части внутреннего капота, образованной выходными
участками каналов, имеющих площадь сечений, близкую к площади ще-
лей между дефлекторами и цилиндрами, играет большую роль в связи
с большими скоростями в этих каналах.
§ 7.	Внешняя форма капота и сопряжение ее с самолетом
Внешняя форма носовой части капота определяется расстоянием между
плоскостью винта и цилиндрами мотора, а также входным отверстием
и диаметром мотора. Чем больше расстояние между цилиндрами мотора
и винтом и чем меньше диаметр мотора, тем эта форма может быть
сделана лучше и лобовое сопротивление, обусловленное наружным обте-
канием капота СХ(), будет меньше.
Внешняя часть капота, простирающаяся от входного отверстия до вы-
ходной щели, должна обеспечить плавное сопряжение капота с контурами
фюзеляжа или моторной гондолы. Влияние винта и внешней части капота
может быть учтено по теории взаимного влияния винта и самолета1.
В настоящее время встречаются два вида сопряжения контуров капота
и самолета. В первом случае очертания капота и самолета образуют
плавную линию и выходное отверстие является небольшим углублением
1 См. Остословский и X а л е а о в. Взаимное влияние винта и самолета. Труды
ЦАГИ вып. 213. 1935-
85
на этой линии. Во втором случае между линией капота и самолета
имеется небольшая „ступенька", площадь которой равна площади выхода
капота.
Как показывают опыты, лобовое сопротивление того и другого типа
при одном и том же расходе воздуха через капот будут равны, если
„ступенька" не вызывает срывов и нарушений обтекания фюзеляжа или
крыла самолета.
Последнее замечание относится к случаю моторных гондол на крыле,
когда большое выходное отверстие может вызвать срывы потока на
крыле и создать бафтинг оперения. Особенно это опасно при отгибании
задней кромки капота. Поэтому целесообразно в этом случае на режимах
взлета основное регулирование выхода осуществлять путем увеличения
площади выхода, расположенной под крылом.
В случае капота с регулируемым выходным отверстием сопряжение
капота и фюзеляжа должно быть выполнено таким образом, чтобы при
наименьшем выходном отверстии соблюдалась плавность перехода линий
капота и фюзеляжа.
На режимах взлета открывание выходного отверстия вызовет увели-
чение лобового сопротивления, которое из-за сравнительно малых скоро-
стей полета не будет играть большой роли.
Вообще при правильно выбранном сопряжении форм капота самолета
и выходной щели при регулировании выхода не должно возникать нару-
шений обтеканий и вредной интерференции, что в первую очередь мо-
жет отразиться на резком увеличении лобового сопротивления внешнего
обтекания СХо.
В некоторых случаях воздух, выходящий из капота, может быть
использован для улучшения обтекания частей самолета, где имеются ка-
кие-либо местные потери. Однако, к подобным устройствам нужно под-
ходить весьма осторожно, так как при неудачной комбинации можно
вместо улучшения получить сильное ухудшение обтекания самолета. Же-
лательно подсобные устройства всегда испытывать в аэродинамической
трубе.
После определения формы капота для расчета прочности конструкции
нужно определить силы, действующие на капот и на управляемую его
часть на всех расчетных режимах полета самолета. В следующем пара-
графе этой главы приведен опытный материал и даны указания для
определения воздушных нагрузок на поверхности капота.
Конструкция капота, а в особенности регулируемая его часть, должна
обладать достаточной жесткостью, чтобы обеспечить надежную работу
капота и управляемых его частей на всех режимах полета.
Далее, остаются вопросы, связанные с непосредственным конструиро-
ванием самого капота, это способы крепления силовых элементов капота
на моторе, обеспечения доступности к частям мотора для удобства его
эксплоатации, вопрос о способах изготовления, стоимости конструк-
ции и т. д.
Все эти вопросы являются чисто конструктивными и в данной работе
не рассматриваются.
§ 8.	Воздушные нагрузки капота
В полете на капот мотора воздушного охлаждения действуют большие
воздушные нагрузки.
Внешняя поверхность капота, обтекаемого наружным потоком воздуха,
испытывает действие разрежения, характер распределения которого вдоль
86
капота подобен распределению давления по верхней поверхности профиля
крыла вдоль хорды на большом угле атаки.
У передней кромки капота разрежения малы. Далее, двигаясь по верх-
ней поверхности носовой части капота, они начинают быстро увеличи-
(	PVo\
ваться и достигают максимума I от 1,4 до 1,6 0 I немного не доходя до
того места капота, где закругление передней части переходит в цилин-
дрическую форму заднего участка капота. Далее разрежение падает сна-
чала резко, а затем более постепенно к задней кромке капота (фиг. 70).
Фиг. 70. Распределение давлений по наружной и внутренней поверхности капота при испы-
тании в аэродинамической трубе иа моторе Райт-Циклон с капотом NACA без винта
На внутреннюю поверхность передней части капота действует давле-
ние, которое может быть найдено, в случае, если потери на входе малы,
по уравнению Бернулли, по заданному полному напору набегающего по-
тока во входном отверстии
Р1=~р^+ре—~р1^	(30)
fki — площадь канала в рассматриваемом сечении входной части
капота.
Я7
pKi
В случае применения дефлекторов величиной - обычно можно пре-
небречь и считать, что давление на всю поверхность передней части ка-
пота равно полному напору потока во входном отверстии.
При переходе за цилиндры и дефлекторы мотора давление резко па-
дает на величину полного напора, затрачиваемого при проходе данного
расхода воздуха между дефлекторами и цилиндрами.
а=4	р^-	(31)
Л<2 — площадь сечения канала для прохода воздуха за дефлекторами.
1	2
Для обычных капотов с дефлекторами величиной рКа в этом ме-
• *
сте также бывает можно пренебречь.
Фиг. 71. Распределение давления по наружной и внутренней поверхности капота при испн-
тании в аэродинамической трубе капота NACA на моторе Юпитер VI без дефлекторов
и без винта
В случае применения капотов на моторе с цилиндрами без дефлекто-
1 т ,2 -
ров величина -n-pVK оудет иметь существенное значение и давление на
внутренней поверхности капота будет меньше, чем в выше рассмотренном
случае (фиг. 71).
Влияние регулируемого выходного отверстия в случае отгибания на-
ружу задней кромки капота на распределение давлений по капоту, иссле-
довалось американцами и приведена на фиг. 72.
На внешней поверхности капота отгиб края вызывает дополнительное
давление.
На внутренней поверхности капота увеличение выходного отверстия
сказывается на уменьшении давления в задней части капота.
Это может быть об'яснено тем, что с увеличением выходного отвер-
стия увеличивается расход воздуха через капот, что вызывает увеличение
*8
перепада давлений при проходе воздуха между дефлекторами и цилин-
драми мотора.
,,	/ Сt -S\2	1 ..2
и соответствует падению давления за дефлекторами.
Фиг. 72. Распределение давлений по наружной и внутренней поверхности капота при испы-
тании в трубе капота NACA на моторе с дефлектором по опытам американцев (см. сноску 1),
стр. 56). (Давления на наружную поверхность капота сильно занижены)
Давление перед цилиндрами остается постоянным, ввиду сравнительно
малых скоростей перед цилиндрами и малых потерь на входе его можно
считать равным полному напору на входе в капот.
На наружную поверхность капота действует разрежение, а на вну-
треннюю давление, то обе эти нагрузки складываются и дают силу, которая
стремится разорвать капот и оторвать его от мотора^по направлению полета.
Расчетным случаем нагрузки капота в полете следует считать полет
самолета с максимальной скоростью, так как при этом, с одной стороны,
величина скоростного напора потока Д-р Vo будет наибольшая и, с дру-
гой стороны, выходная щель будет иметь минимальные значения и вели-
чины —;—-—; определяющие разрывающие усилия будут иметь также
1	1/2
-2 pV0
максимальные значения.
Для подсчета величины усилий, действующих на капот, нужно сложить
нагрузки, действующие на каждый элемент капота снаружи и изнутри.
Подсчет силы, разрывающей капот, удобнее всего произвести методом
графического интегрирования, при помощи вспомогательной диаграммы
проекций суммарных сил давления на линию, параллельную оси мотора
(фиг. 73, 74 и 75).
ЯП
Фиг. 73. Распределение разрывающей нагрузки по оси капота на
«основании испытаний капота NACA на макете мотора Райт-Циклон
с дефлекторами
Фиг. 74. Распределение разрывающей нагрузки по оси капота по
испытаниям капота NACA на моторе Юпитер VI без дефлек-
торов
Сравнение этих диаграмм распределения нагрузок, полученных в ЦАГИ
с американскими показывает, что в последних опытах нагрузки имеют не-
сколько преуменьшенное значение по сравнению с теми, которые были
получены в ЦАГИ.
Так, на передней наружной поверхности капота разрежение имеет явно
преуменьшенные значения, а в задней части имеется даже давление, что
Фиг. 75. Распреде-
ление разрываю-
щей нагрузки по
оси капота по аме-
риканским опытам
в окончательном результате дает большое преуменьшение сил действую-
щих на капот, что и отмечают сами авторы (фиг. 75).
Эти графики приведены только как иллюстративный материал для
выявления характера влияния отгибаемой задней кромки капота на распре-
деление давлений по капоту.
Наружный капот обычно состоит из двух раздельных частей. Передняя
входная часть простирается от входа до осей цилиндра и имеет форму
тела вращения, конструктивно она представляет собою цельнотянутое
профилированное кольцо. Вторая задняя часть капота расположена за ци-
линдрами мотора и представляет собою цилиндрическую или слегка кони-
ческую поверхность.
Для расчета капота на прочность целесообразно бывает подсчитать
силы, действующие на каждую из этих частей в отдельности.
На переднюю часть действует наибольшая сила, которая стремится
разорвать и оторвать эту часть от мотора по направлению полета. »
Вычисляя приближенно компоненты этой силы по фиг. 73, найдем:
разрывающая сила
Рр = 3,06-^-;
отрывающая сила	„
Рот = 1,24-ф--
91
Так, например, для скорости полета самолета у земли Vc = 500 кл/час =
— 140 м/сек, эти силы будут иметь следующие значения
Рр = 3 700 кг, Рот = 1 500 кг.
Задняя цилиндрическая часть капота испытывает только разрывающую
нагрузку, равную
Ррз=2,28-^--
При скорости полета 500 км/час, эта нагрузка будет Ррз = 2740 кг.
Фиг. 76. Диаграмма коэфициента шарнирного момента отгибаемой части капота в зависи-
мости от угла отклонения
Условное I сплошная линия — результат американских опытов (см. сноску на стр. 56),
обозначение । пунктирная линия — предполагаемое протекание Ст по испытаниям в ЦАГИ
При проектировании регулируемого выходного отверстия капота нужно
бывает знать нагрузки на задний конец цилиндрической части капота. Это
место капота испытывает наименьшие нагрузки по сравнению с другими
его частями.
9'2
При отгиОе задней кромки капота давление на нее начинает увеличи-
ваться (фиг. 75) и появляются силы, которые стремятся сжать капот
в этом месте.
Так как в иеотклоненном положении на край капота действуют разры-
вающие силы, то, очевидно, что при некотором отгибе воздушные силы,
действующие на край капота с наружной и внутренней поверхности,
уравновешиваются.
При конструировании механизма управления регулируемой задней
кромки капота нужно подсчитать моменты, возникающие от воздушных
нагрузок относительно линии вращения задней кромки капота.
Испытания, проведенные в ЦАГИ, позволяют найти этот момент,
в случае капота с неотогнутым краем. Этот момент стремится открыть
выходное отверстие. Соответствующая величина шарнирного момента для
капота равна:
М = Сш-Ь-Ь-.~рУ^,	(32)
где L—длина шарнира,
Ь — хорда отгибаемой части,
Сш — коэфициент шарнирного момента.
Американские опыты дают для капота с неотогнутым краем величину
этого момента, близкую к нулю. При увеличении открытия выходной
щели возникающий момент стремится закрыть выходную щель, т. е. коэ-
фициент момента будет иметь противоположный знак. Величины коэфи-
циента шарнирного момента, полученные в этом случае, показаны на
фиг. 76 сплошной линией.
Этот график показывает, что приближенно можно считать для амери-
канских опытов коэфициент шарнирного момента пропорциональным углу
отклонения отгибаемого края.
Очевидно, что в случае капота, испытанного в ЦАГИ, эти моменты
были бы несколько меньше.
Пунктирная кривая показывает предположительное протекание коэфи-
циента шарнирного момента для капота, испытанного в ЦАГИ.
Так как для этого капота испытания проводились только при [5 = 0,
то имеется только одна (парная) опытная точка, две крайние точки диа-
граммы при ₽ = — 20 и ₽ = 90° подсчитаны теоретически в предположе-
нии, что при закрытом выходе и кромке, отогнутой на 90° действует
давление, равное полному скоростному напору.
Все Данные этого параграфа относятся к испытаниям капотов без
винта, однако, работа винта может повлиять на распределение давлений
по капоту, так что в практических расчетах нужно брать небольшой за-
пас в сторону прочности.
чЗ
ГЛАВА VII
ПРИНУДИТЕЛЬНОЕ И КОМБИНИРОВАННОЕ ОХЛАЖДЕНИЕ ПРИ
ПОМОЩИ ВЕНТИЛЯТОРОВ
§ 1. Общие замечания о принудительном охлаждении
Известно, что попытки применения вентилятора для создания потока
воздуха, охлаждающего цилиндры, моторы воздушного охлаждения дела-
лись очень давно; еще в самом начале развития авиации строились моторы
как звездообразного типа, например, мотор „Фарко", так и рядного, как
„Рено" с обдувом от специальных вентиляторов.
Из более поздних попыток такого охлаждения можно упомянуть ка-
пот, предложенный итальянцем Пьеро Магни в 1924 г. В дальнейшем,
моторы с охлаждением этого типа распространения не получило, так как
работа вентиляторов протекала в крайне неблагоприятных условиях,
с низким коэфициентом полезного действия, а также из-за того, что
в связи с увеличением скоростей полета скоростного напора набегающего
потока вполне хватило для преодоления потерь при охлаждении цилин-
дров мотора.
Неблагоприятные условия работы вентилятора обменяются тем, что
моторы того времени не имели дефлекторов и внутреннее сопротивление
при проходе воздуха у цилиндров мотора было мало, а расходы велики.
Для эффективной работы вентилятора в нормальных условиях требу-
ется чтобы отношение окружной его скорости к осевой скорости потока
воздуха было не меньше, чем 2,5—3.
Вентиляторы на вышеупомянутых старых моторах, посаженные на вал
мотора, вращающегося с малым числом оборотов, при больших расходах
воздуха через вентилятор этому условию удовлетворить не могли.
В последнее время, в связи с развитием „рядных" и высотных моторов
воздушного охлаждения большой мощности, снова возник интерес к ка-
потам с принудительным обдувом цилиндров мотора. Формулы, позволя-
ющие выполнить аэродинамический расчет капотов на моторы воздушного
охлаждения, приведенные в данной работе, дают возможность также ре-
шить вопрос о целесообразности и возможности применения вентилято-
ров для охлаждения моторов.
В данной главе будут рассмотрены, главным образом, целесообразность
применения вентиляторов. Вопрос о возможности выполнения вентилятора,
удовлетворяющего полученным расчетным условиям, должен быть решен,
руководствуясь специальной литературой по вентиляторамх) и будет
освещен в другой работе.
§ 2. Искусственный обдув
Выведенные в главах II и III формулы зависимости лобового сопроти-
вления и расхода воздуха через капот от его основных параметров, могут
быть применены и в случае искусственного обдува цилиндров мотора при
помощи специального вентилятора.
1 См., например, В. И. Поликовский. Вентиляторы, воздуходувки и компрессоры.
Том II. Изд. 1936 г. и К. А. Ушаков. Аэродинамический расчет осевого вентилятора.
Труды ЦАГИ, вып. 277. 1936 г.
94
Применение вентилятора уменьшает потерю полного напора воздуха,
проходящего через капот на величину напора, даваемого вентилятором
== Д/7м ZX/^вен!
и этим увеличит эквивалентное отверстие мотора в капоте.
Если напор, создаваемый вентилятором, будет увеличиваться и достиг-
нет величины полного напора, теряемого при проходе воздуха между
цилиндрами и дефлекторами мотора, то общая потеря полного напора
при проходе воздуха через капот будет равна нулю.
Д//.И = Д//вент ; ДЯ=О.
<
В этом случае будет отсутствовать затрата энергии набегающего по-
тока при проходе воздуха через капот.
В выше выведенные формулы нужно подставить эквивалентное отвер-
стие, равное бесконечности, при этом получим:
ф = сю	СА	,
V
Сх =0	т/=1-
Лв	l/j
Расход воздуха в этом случае пропорционален площади выходного
отверстия и скорость в выходном отверстии равна местной скорости по-
тока у выхода.
При дальнейшем увеличении напора, создаваемого вентилятором, потеря
напора при проходе воздуха через капот продолжает уменьшаться и мо-
жет дойти до отрицательных значений.
В этом случае Д//м < Д//Вент. Потери в капоте будут отрицательны и
Д//<0.
Эквивалентное отверстие системы капот-вентилятор получает мнимое
значение.
Так как
когда /\Н<0, вставив его в выражение СА,
СА = Г ___t________,
1/ 1 j_ _2
у	р
откуда
Скорость в выходном отверстии капота будет больше, чем местная
скорость внешнего потока у выхода, так как:
-1
V1 1 Л I 2 F2 ’
у x + ~w-^Fa
где
ДН<0.
Лобовое сопротивление капота при этом будет иметь отрицательную
величину
СЧ-2СЛ (Гф—С±\,
95
так как
Таким образом, при таком достаточно высоконапорном вентиляторе
вместо лобового сопротивления капота можем получить тягу.
Необходимо отметить, что в этом последнем случае формулы, выве-
денные для лобового сопротивления, вполне применимы при подсчете
тяги, так как они основаны на тех же уравнениях импульса, на которых
основан расчет реактивных систем.
Фиг. 77. Диаграмма зависимости Са от Сгк для различных / и <р, [<р имеет как действительное,
так и мнимое значение <fi (i = |/ — 1)1
В этом случае, если бы ф = 1 сетка кривых 9 = const, f= const в коор-
динатах СА и Сх (фиг. 77) может быть достроена кривыми для мнимых
значений ®, которые будут лежать влево от оси Сд и показывать вели-
чины Сх*, т. е. коэфициенты получаемых тяг.
96
Напомним выражение к. п. д. капота, которое было выведено в III
главе, § 3
Ми CSA
r>K Nc	<?СХ '
(21)
где: NU = W-	— мощность, затрачиваемая на проталкивание воздуха
между дефлекторами и цилиндрами мотора.
Nc = Cx -S 0 рК2 — мощность, затрачиваемая самолетом на охлаждение
В £,
мотора.
Мощность М, затрачиваемая на охлаждение для обычного капота без
вентилятора, когда поток воздуха создается только при помощи распола-
гаемого напора набегающего потока воздуха, замеренная на валу мотора,
будет равна мощности, затраченной самолетом на охлаждение мотора,
деленной на к. п. д. винта
1	’Ik *1в
Если потери при проходе воздуха через капот покрываются только
напором, даваемым вентилятором, то затрата мощности на охлаждение
мотора, замеренная на валу мотора ЛГ2, равняется мощности, идущей на
проталкивание воздуха через капот Nu, деленной на к. п. д. вентилятора
^вент
Преодоление всех сопротивлений при проходе воздуха через капот за
счет напора даваемого вентилятором, при полном отказе от использования
располагаемого напора внешнего потока, будет выгодно только, когда
мощность, затрачиваемая в первом случае, будет меньше, чем в случае
обычного капота
м, м,
*1в	М. ’
что дает условие выгодности охлаждения только
лятора:
"^вент
<к
’Ib
при помощи венти-
(33)
Так как величину к. п. д. винта и к. п. д. вентилятора можно найти незави-
симо от к. п. д. капота, то их отношение определяет нижнюю границу об-
ласти выгодного применения вентилятора.
Последней формуле можно дать иной вид, используя выражение для
к. п. д. капота, выведенное в гл. III § 3.
Ч. = Г7-4-^.	(23)
где ф = 'Х—х — коэфициент располагаемого напора.
Подставив это значение т)к и преобразуя, найдем критерий выгодности
охлаждения только при помощи вентилятора, выраженный через отноше-
Сх
ние —подсчитанное для исходного капота без вентилятора.
Са
(34)
В частном случае, когда полный напор на входе равен скоростному на-
пору потока (у = 1) и давление на выходе из капота равно статическому
7 В. Г. Николяенко
давлению в потоке (х = 0) величина коэфициента располагаемого напора
равна единице (ф=1). При этом критерий выгодности применения при-
нудительного охлаждения примет вид:
С	/	\
•^и >>4(1_’Ьат 1.
Са \	г1„ /
Если удастся так спроектировать
равенк. п. д. винта самолета '»)вент—
вентилятором б) ,ет выгодно во всех
вентилятор, что его к. п. д. будет
то применение охлаждения только
С
случаях, так как условие — > О
всегда удовлетворяется.
В случае применения регулируемого выходного отверстия, величины
СХя
отношения в и к. п. д. капота будут меняться с изменением режима
Са
полета.
Так как на режиме максимальной скорости к. п. д. капота высоки, то
охлаждение только вентилятором в этом случае менее выгодно, чем на
режимах взлета, где к. п. д. капота низки.
Все эти выводы относятся к тому случаю, когда напор, создаваемый
вентилятором, покрывает все внутренние потери при проходе охлаждаю-
щего воздуха через капот. В этом случае скорость воздуха в выходной
щели капота равна местной скорости внешнего потока у выхода и лобо-
вое сопротивление капота, потребное для охлаждения мотора, равно нулю.
Затрата энергии набегающего потока на охлаждение мотора отсутствует,
так как все потери охлаждения покрывает вентилятор.
§ 3. Комбинированное охлаждение
Наиболее выгодным применение вентилятора для охлаждения мотора
получается в том случае, когда напор, даваемый вентилятором непол-
ностью преодолевает потери при проходе воздуха через капот и остаю-
щаяся доля потерь покрывается располагаемым напором набегающего
потока.
В этом случае, с одной стороны, легко подобрать вентилятор с хоро-
шим к. п. д., так как напоры, требуемые от него, не будут чересчур высо-
кими, с другой стороны, оставшееся небольшое сопротивление в капоте
будет преодолеваться располагаемым напором набегающего потока с вы-
сокими к. п. д. капота.
Таким образом, вся затрата мощности на преодоление сопротивлений
в капоте разделяется на две части: одна затрачивается вентилятором,
а другая—самолетом при преодолении лобового сопротивления капота.
При этом работа вентилятора под капотом уменьшает потерю полного
напора при проходе воздуха через капот на величину напора, создавае-
мую вентилятором.
Если при отсутствии вентилятора потеря полного напора при проходе
воздуха под капотом у цилиндров мотора равна — д//м, то в случае ра-
боты вентилятора в капоте, потеря полного напора при проходе воздуха
через капот—Д/У будет равна разности между потерей полного напора
в капоте без вентилятора и напором, даваемым вентилятором — Д//[!ент
Д/У-- Д//м- ДМ.еит-
Для оценки выгодности применения такой комбинации вентилятора
и капота по сравнению с обычным капотом без вентилятора при условии
одного и того же расхода воздуха через капот, составим выражение мощ-
ностей, затрачиваемых на охлаждение мотора как в том, так и в другом
случае.
98
Для обычного капота без вентилятора мощность, затрачиваемая на охла
ждение Л/,, замеренная на валу винта, будет равна:
M =	= C .S * уз *	(35)
7/В	'/В
Для капота с комбинированным охлаждением мощность, затрачиваемая
на охлаждение Af2, замеренная на валу мотора, будет состоять из двух
частей: первая часть—это мощность, затрачиваемая винтом на преодоле-
ние лобового сопротивления, обусловленного проходом воздуха через
мотор с вентилятором под капотом, у которого потеря полного напора
равна Д/7, вторая часть—мощность, потребляемая вентилятором при со-
здании полного напора вентилятора Л/7вент
2	2 Г/в Чве1„
Этому выражению можно дать иной вид, замечая, что при
Сд = const; const; т;в= const
С,.=С,„ + 2<- (A- ‘J,
а также
найдем окончательно
Отношение мощности, затрачиваемой на охлаждение мотора, в случае
применения вентилятора, покрывающего ту или иную часть потерь в ка-
поте (комбинированное охлаждение) к мощности, затрачиваемой в случае
капота без вентилятора при одном и том же расходе воздуха через ка-
пот СА — const, назовем — е.
Эта величина является критерием выгодности применения вентилятора.
Разделив формулу (36) на (35), получим значение величины е.
Так как исходные данные капота без вентилятора Сл; j\; СХд; т)в постоянны
и известны, то различные комбинации соотношений t\H и будут
р
получаться путем изменения величины f2 — „ относительной площади
О
выхода.
Так, например, если на диаграмме зависимости СА и СХв при данных
h и для исходного капота без вентилятора получаем определенную
точку, то применение вентилятора, при условии постоянства расхода
воздуха через капот, по мере увеличения напора, даваемого вентилятором,
будет изменять характеристики капота ср2 и f2 таким образом, что их зна-
чения на диаграмме будут двигаться по прямой Сд = const по направле-
нию к оси ординат (фиг. 77).
7'
99
fl = 0,41
CXr = 0,215
100
Не трудно показать, что полученное условие в частном случае дает
критерий целесообразности применения .только вентилятора", когда по-
тери при проходе воздуха через капот преодолеваются целиком вентиля-
тором и лобовое сопротивление охлаждения мотора в капоте равно нулю.
В этом случае <рк — со и Сд=/2]Ар. Вставив /2 определенное отсюда
в выражение е, найдем:
д/2
е =
м
Чв  ^в
7)	7]
<вент	*вент
Так как условие выгодности
условие, выведенное выше:

применения вентилятора е = tX- , то найдем

< *вент
Применение вентилятора при комбинированном охлаждении будет вы-
годно, если величина £<Ч. Если е=1, то применение вентилятора дает
такие же затраты мощности мотора на охлаждение, как и капот без
вентилятора, если е> 1, то применение вентилятора невыгодно.
На фиг. 78 показан пример зависимости величины е от площади вы-
хода в случае комбинированного охлаждения при различных значениях
7]
отношения —5— для обычного капота с регулируемым выходом. В этом
^вент
случае выполняется условие постоянства расхода воздуха через капот
(Сл — const), т. е. сохраняется нормальное охлаждение мотора на рассма-
триваемом режиме полета самолета.
Течение кривых показывает, что при затраты мощности на вен-
тиляторе нет, т. е. он не работает и е=1 при /2>А, вентилятор дает
напор обратного знака и увеличивает сопротивление в капоте, так как
все время выполняется условие СА = const. В этом случае вентилятор
работает как турбина, что совершенно невыгодно.
В случае, когда вентилятор уменьшает потери в капоте	вели-
чины е или, что то же, мощности, затрачиваемые на охлаждение для не-
71
которых значений  --—, начинают уменьшаться и достигают минимального
т%ент
значения, а затем опять начинают увеличиваться. При дальнейшем умень-
шении /2 величины е проходят через значение, равное 1 и продолжают
увеличиваться. В этом случае мощность, затрачиваемая на вентиляторе,
уменьшает лобовое сопротивление, которое при /2<СЛУ^ становится
отрицательным, т. е. капот дает вместо лобового сопротивления тягу.
В данном частном примере величина е при изменении значений /2 про-
ходит через минимальное значение.
Найдем это минимальное значение е в общем виде.
Продиференцируем выражение е по /2 и приравняем производную нулю.
rfe _ C'i (	1 \ . Ъ Са /	2 \
v /22?+тит  сХв I,
После преобразования полученного выражения находим значение /2,
которое дает • — минимум
71
f9=CA-^-.	(38)
•вент
Полученное наивыгоднейшее значение площади выхода, в случае ком-
бинированного охлаждения, показывает, что минимальные мощности, за-
трачиваемые на охлаждение мотора, при помощи комбинации вентилятора
101
и выходной щели, определяется при данном СА величиной отношения
к. п. д. винта и к. п. д. вентилятора и не зависит от параметров исход-
ного капота. Это соотношение показывает, что чем выше к. п. д. венти-
лятора, тем меньше должна быть выходная щель, тем большая часть
сопротивлений должна преодолеваться за счет полного напора, даваемого
вентилятором.
В частном случае, когда к. п. д. вентилятора равняется к. п. д. винта
’Ib — 'Чвент. ТО/2 = Сд.
Последнее выражение показывает, что при скорость на выходе
из капота равна скорости полета и лобовое сопротивление капота равно
нулю.
Фиг. 79. Диаграмма зависимости минимального значения в от к. п. д. исходного капота чк для
различных значений
Чват
Вставив в формулу для определения критерия е, полученное наивы-
годнейшее значение величины /2, можно определить минимальное значе-
ние е = емин (индекс „мин1" показывает, что рассматриваются минимальные
значения е). Получим:
Сд	^В£НТ Л *)в	Сд\2
С* ^в \	^вент	/1 /
И1
Или после преобразования, на основании ранее полученных соотношений
£мии---1
V? — Чк
^еит
Чв
(39)
Полученная зависимость показывает, что минимальное значение мощности,
затраченной в случае комбинированного охлаждения, зависит от отноше-
102
чв
ния к. п. д. винта и вентилятора------- к. п. д. капота без вентилятора »)к
Чвснт
и коэфициента располагаемого напора ф.
В частном случае, когда располагаемый напор равен скоростному на-
пору набегающего потока, т. е. ф=1, формула емнн принимает вид:
I 2 ц \ “	2/1
6мин = 1—-L--------------------id----LBe"I .	(40)
1— Чк	Ъ
На фиг. 79 показана зависимость емин от >)к для различных значений
Чв .
величины ------ при Ф = 1. В частном случае, когда in=in величина
»вент
наименьшего отношения мощностей Nt к равна к. п. д. капота
е — fl .
МНИ <к
Этот вывод подтверждается также общими соображениями: если Чв = ЧВеит
выгодно весь воздух прогонять через капот только при помощи вентиля-
тора и полученный выигрыш должен равняться к. п. д. исходного ка-
пота т]к без вентилятора.
Ч
Для значений ——, больших единицы существует предельная вели-
Чвент
чина tqk, при которой емин = 1, это соответствует условию f2=fu когда
вентилятор отсутствует, т. е. применение вентилятора становится невы-
годным. При дальнейшем увеличении величина емнн по формуле (40)
будет уменьшаться, однако, практического значения эта область не имеет,
так как вентилятор дает не уменьшение потерь в капоте, а увеличение
и мощность, затрачиваемая на охлаждение в действительности, начинает
увеличиваться из-за того, что формула в данном виде становится непри-
менимой.
Приведенная диаграмма для частного случая ф=1 показывает область
выгодного применения вентилятора для охлаждения цилиндров мотора,
а также и величины возможных выигрышей мощности.
Полученные результаты показывают, что применение вентилятора це-
лесообразно, когда качество капота без вентилятора низко и к. п. д. вен-
тилятора не особенно мал, по сравнению с к. п. д. винта.
Однако, применение вентиляторов может быть выгодным при е=1
или даже е>1, когда увеличение скорости на выходе из капота может
улучшать интерференцию капота и самолета и этим дать уменьшение
лобового сопротивления CX(j.
Выше выведенные формулы позволяют оценить выигрыш, получаемый
благодаря применению вентилятора, а также определить наивыгоднейшее
значение относительной площади выходного отверстия
f-c 73в
жент
для выбранного расчетного режима полета. Напор, который должен да-
вать вентилятор на этом режиме полета, может быть найден по формуле
.2
1
Д 7/вент-
\>2 J1 /	*
Этот напор Д/Увент, а также расход воздуха, потребный для охлаждения
цилиндров мотора Wn, определяют расчетную точку характеристики вен -
103
гилятора А ^ве— _ д . Подбор такого вентилятора, чтобы его харак-
теристика удовлетворяла расчетной точке (для определенных габаритов
и чисел оборотов) в данной работе не рассматривается и может быть
решен руководствуясь специальной литературой (см. сноску стр. 94).
Предположив, что вентилятор выбран, характеристика вентилятора по-
строена, можно выполнить полный аэро-динамический расчет капота в слу-
чае комбинированного охлаждения.
Для этого нужно для всех расчетных режимов полета подсчитать на-
пор, даваемый вентилятором Д//вент, который определится по характери-
стике для соответствующих расходов воздуха W,,, чисел оборотов венти-
лятора и высот полета самолета.
Определив Д//веНт, подсчитаем относительное эквивалентное отверстие
капота, т. е. системы мотор и вентилятор. Из условия Д//=Д//М— £\Нве„
находим, для каждого режима полета, для данного Wn.
______________1___________
?к —, / И	s~\ '
V р W
Потребная площадь выходного отверстия определится по формуле:
./ ф 1 . 2дЯвент / S у'
И ?2МФ Р W
Коэфициент лобового сопротивления капота Сх найдем по обычной фор-
муле:
СЛе =2Сл.(/ф -
В аэродинамическом расчете самолета необходимо также учесть мощ-
ность, поглощаемую вентилятором, замеренную на валу мотора, которая
равна:
Д Нвент
т%ент
Полная затрата мощности на охлаждение цилиндров мотора, замеренная
на валу мотора, найдется по формуле (36).
N.^C S-' fv?
3 Z
I W'n' Д ^аснт
^вент
Практические расчеты показывают, что для капотов с хорошим к. п. д.
применение комбинированного охлаждения дает не особенно большие
выигрыши мощностей, в особенности для режима максимальной скорости
полета. Кроме этого в некоторых случаях бывает желательно применение
вентиляторов с регулируемым напором, для того, чтобы на каждой вы-
соте и режиме полета система капот-вентилятор работала в наивыгодней-
ших условиях. Это может вызвать некоторые конструктивные усложнения
вентилятора и капота (см. приложение III).
§ 3. Случаи необходимости применения вентиляторов
В предыдущих параграфах разобраны случаи применения вентиляторов
для охлаждения цилиндров моторов воздушного охлаждения в таких
условиях полета, где надежное охлаждение цилиндров может быть осу-
ществлено, как с вентилятором, так и без него.
104
Применение вентилятора, когда естественному обдуву капота помогает
искусственный, становится совершенно необходимым в случее, если
Это об'ясняется тем, что при увеличении выходного отверстия капота
расход воздуха через него, увеличиваясь, стремится к определенному
пределу.	к
Этот предел может быть найден, если в формуле
с — Г - i
1/ 1 +' 
Г ?* /’
подставить f — со.
Предельной величиной Сд, очевидно, будет являться
Сд = <? ]/ф.
Для реальных капотов этот предет практически наступает гораздо ра-
нее, так как увеличение выходных отверстий, по конструктивным сообра-
жениям, возможно только до известного предела.
Большие значения величины коэфициента потребного расхода Сдп мо-
гут получиться, если расход воздуха, необходимый для охлаждения мо-
тора очень велик или же скорости полета самолета !/с очень малы.
Первый случай может иметь место, если высотность мотора воздуш-
ного охлаждения велика. Так как при сохранении мощности мотора на
высоте количество тепла, которое нужно снять с него, остается, примерно,
постоянным, а весовое количество воздуха Оп, которое необходимо про-
гонять через капот, несколько падает за счет понижения тампературы
охлаждающего воздуха.
При этом с высотой плотность воздуха уменьшается, потребный рас-
ход W'n=—— сильно растет, несмотря на уменьшение Оп.
7
Увеличение И7П может вызвать сильное возрастание Сдп даже несмотря
на некоторое увеличение скорости полета самолета на высоте и падение
температуры окружающего воздуха.
Второй случай может иметь место при охлаждении моторов, автожи-
ров или аппаратов особого типа, где расчетные скорости полета очень
малы.
Во всех этих случаях единственной возможностью обеспечить нормаль-
ное охлаждение мотора является применение вентилятора. Как указыва-
лось, вентилятор, работающий в капоте, уменьшает потерю полного на-
пора воздуха в капоте на величину напора
дя=д//м-д//вент.
Это увеличивает эквивалентное отверстие системы мотора и вентилятора
под капотом и увеличивает расход воздуха через капот при данном вы-
ходном отверстии.
Если из условия охлаждения мотора задано САп, то относительное эк-
вивалентное отверстие системы мотора и вентилятора под капотом может
быть найдено из равенства:
/-.‘г---	«1)
При разных значениях относительного выходного отверстия /2 полу-
чаем различные величины потребных относительных эквивалентных отвер-
стий системы <рк.
105
Очевидно, что для этого случая обязательно, чтобы соблюдалось
условие:
что соответствует требованию, чтобы скорость на выходе из капота не
была бы больше местной скорости у выхода, так как иначе величина <рк
будет иметь мнимое значение.
Напор, который должен давать вентилятор, можно найти из соотно-
шения:
ДЯвент = [(	Г-Ф14-РК2-	(42)
L\ Тм /	\ /2 /	| z
Мощность, затрачиваемая на охлаждение, замеренная на валу мотора,
в этом случае может быть определена по формуле:
Л7 yr, S 1	1/2 | (У'п • Адвент
yVs==C-*B,T5--2"рУс^--------------
- *)в	^вевт
При изменении величины /2 меняется величина мощности, затрачивае-
мой на охлаждение-
Условие минимума мощности АЛ. затрачиваемой на охлаждение мотора
в случае применения вентилятора, при изменении /г будет аналогично
полученному в предыдущем параграфе:
Соответствующее значение потребного напора вентилятора опреде-
лится при помощи формулы (42), исходя из полученного значения /2.
Аэродинамический расчет капота с вентилятором в этом случае про-
водится совершенно аналогично тем, как это было показано в предыду-
щем § 2.
Практические расчеты показывают, что в некоторых случаях, когда
вентилятор вращается с теми же числами оборотов, что и винт, стано-
вится иногда весьма трудным подобрать вентилятор с хорошим к. п. д.
для полученных наивыгоднейших значений Д/7вент при определенных W„.
В этих случаях, очевидно, придется ввести в систему мотора специальный
редуктор для вентилятора, с целью повышения его числа оборотов.
Такого рода конструкции уже разрабатываются некоторыми иностранными
моторостроительными фирмами (например, фирма „Бристоль").
106
ПРИЛОЖЕНИЕ I
ПРИМЕР ТИПОВОГО АЭРОДИНАМИЧЕСКОГО РАСЧЕТА КАПОТА НА
МОТОР ВОЗДУШНОГО ОХЛАЖДЕНИЯ1
Пусть имеем самолет, снабженный мотором воздушного охлаждения
с дефлекторами на цилиндрах, для производства аэродинамического рас-
чета капота необходимо задать исходные расчетные данные, определяю-
щие собой условия работы мотора и капота на всех расчетных режимах
полета самолета.
Пусть будет дано:
1)	Эквивалентное отверстие мотора, цилиндры которого снабжены
дефлекторами, под капотом NACA
Ф = 0,15 Ж.
2)	Коэфициент располагаемого напора внешнего потока воздуха в за-
висимости от режимов работы винта или, что то же, в зависимости от
скорости полета (так как задан определенный винт с переменным в полете
шагом) (фиг. 80).
3)	Весовое количество воздуха, потребное для нормального охлажде-
ния мотора, при условии, что температура под задними свечами мотора
будет равна предельной на всех высотах полета при соответственных
температурах, входящего в капот воздуха, заданных, согласно со стандарт-
Фиг. 81. Зависимость весового
количества воздуха, необходи-
мого для охлаждения мотора
от высоты
1 Данный расчет является только инструктивным и практического значения не имеет.
107
ной атмосферой, будет задано кривой (фиг. 81). Для винта с переменным
в полете шагом, когда число оборотов мотора на всех режимах и вы-
сотах полета остается постоянным.
4)	Из аэродинамического расчета самолета пусть будут заданы макси-
мальная и взлетная (по траектории) скорости полета самолета по вы-
сотам.
Высота полета в м	0	1000	2000	3 000	4 000	4800	6 000	7000
Увз км)час 			180	186	194	203	214	223	238	253
’'шах КМ1ЧаС		320	338	355	371	589	400	390	370
5)	Расчетные атмосферные условия берем по стандартной атмосфере.
Если расчет капота нужно проделать для иных условий полета, то атмо-
сферные условия задаются особо.
Весь аэродинамический расчет капота можно разбить на три основных
этапа.
Первый этап. Определение условных потребных отверстий капота
Приступая к аэродинамическому расчету капота, найдем условное по-
требное отверстие капота Ап путем деления потребного об'емного рас-
хода воздуха Wn — —5 скорость полета самолета.
Наибольшие значения величины Дп получим, разделив Wn на взлетные
скорости, а наименьшее—разделив на максимальные скорости для каждой
высоты полета.
Фиг. 82. Зависимость Ап от
высоты самолета
Построив полученные значения А„ в зависимости от высоты полета,
найдем диаграмму фиг. 82.
108
Второй этап. Определение потребных площадей выходного отверстия
Зная эквивалентное отверстие мотора в полете Ф = 0,15 м\ а также
коэфициент располагаемого напора ф для каждой скорости полета (<р—за-
висит от режима работы винта) для каждого значения Дп (фиг. 82), под-
считываем площадь потребного выходного отверстия по формуле:
1
V А2. Ф*
Полученные значения Fan наносим на диаграмму фиг. 83 в зависимости
от высоты полета. Наименьшие значения Дп, соответствующие макси-
Фиг. 84. Зависимость лобового
сопротивления, затрачиваемого
иа охлаждение от высоты
мальной скорости полета,
большее Дп для взлетных
дают минимальные выходные отверстия, а наи-
скоростей дают максимальные значения Рап.
109
Третий этап
Последний этап аэродинамического расчета капота заключается в опре-
делении коэфициента лобового сопротивления, затрачиваемого на охла-
ждение мотора Сх^, подсчитываемого по формуле:
, __ 2ЛП
I/ ।
ИФ— р-
' ап
где S — площадь миделя.
В нашем примере построены величины Сх -S (фиг. 85).
Эта диаграмма показывает величины полученных коэфициентов лобо-
вого сопротивления, затрачиваемого на охлаждение в зависимости от вы-
соты полета. Эти лобовые сопротивления должны быть введены в аэро-
динамический расчет самолета. Если при этом скорости полета по высотам
изменятся, то расчет капота должен быть проделан еще раз по исправлен-
ным скоростям. В этом случае это будет применение метода последова-
тельных приближений.
110
ПРИЛОЖЕНИЕ II
ПРИМЕР ПРИМЕНЕНИЯ КАНАЛОВ НА МОТОРЕ ГНОМ-РОН К-14
Сравнительное испытание деревянного макета мотора Гном-Рон К-14
в камере с отсосом (см. главу IV, § 5) показало, что в случае цилиндров
без дефлекторов по капотам NACA эквивалентное отверстие мотора равно
= 0,248-1,43 = 0,355 м2 для цилиндров в каналах эквивалентное отвер-
стие уменьшается до величины Ф — 0,085-1,43 = 0,122 м2. При этом рас-
ход воздуха, в случае применения каналов может быть в 3,83 раза меньше,
чем в случае цилиндров без дефлекторов, при условии одного и того же
охлаждения цилиндров мотора, что гарантируется одной и той же скоро-
стью воздуха между ребрами на головках в обоих случаях. Пусть об'ем-
ное количество воздуха, необходимое для охлаждения мотора на высоте
полета 4 800 м при цилиндрах без дефлекторов будет Wn — 20 мл/сек,
тогда соответствующее количество воздуха для мотора с цилиндрами
в каналах будет U/n = 5,2 м3/сек.
Проделаем теперь аэродинамический расчет капота и сравним мощно-
сти, затрачиваемые на охлаждение мотора в одном и другом случае на
режиме взлета при скорости самолета (по траектории) —62 м/сек на
высоте 4800 м. При этом считаем, что коэфициент располагаемого напора
равен ф= 1,15 для одного и другого случая.
Весь расчет сводим в таблицу:
Наименование величин
Цилиндры без дефлекторов Цилиндры в канале
Дп = 20 = 0,323 ж’
62
Д =	= 0,084 м°
62
Услевное отверстие капота
дп= Wn
Лп УвГ
Потребная площадь выхода
Мощность, затрачиваемая на охла-
ждение
1__________=
< _Г,15 _ 1_
0,3232	0,3352
= 0,71 л<2
А = 2-0,323 ^1,15 —
рУ3 1
W=C,-S. вз -L =
2 75
= 2ДП f 1/ф - Ап \ J- . рУ“3
V F° ) 75	2
г _	1
ап-------—
J
V 0,0842	о,1222
= 0,32
0,084 \
0,32 у
122 = 16,7
Данный расчет показывает, что применение капотов может дать умень-
шение мощности, потребной на охлаждение мотора, примерно, в три раза.
111
ПРИЛОЖЕНИЕ III
ПРИМЕР АЭРОДИНАМИЧЕСКОГО РАСЧЕТА КАПОТА С ВЕНТИЛЯ-
ТОРОМ
1 случай
Подберем наивыгоднейший вентилятор к обычному мотору воздушного
охлаждения с дефлекторами в капоте, на расчетной высоте высотности
мотора //=4800 м, как на режиме взлета, так и на режиме максимальной
скорости.
Имеем исходные расчетные данные:
1)	Эквивалентное отверстие мотора с дефлекторами в [капоте
Ф = 0,15 л2.
2)	Количество воздуха, потребное для охлаждения на высоте 4 800 м
G„ = 6 кг/сек; jyn = 8,15 мв/сек (для винта переменного в полете шага).
3)	Скорость взлета (по траектории) 1/вз = 62 м/сек. Максимальная ско-
рость полета VmSX = 111 м/сек.
4)	Коэфициент располагаемого напора, учитывающий влияние винта,
на взлете 4» =1,12 на максимальной скорости полета & = 0,82.
5)	Коэфициент полезного действия винта с переменным в полете ша-
гом г]в = 0,75.
6)	Коэфициент полезного действия вентилятора '?)вент=0,7.
Проделаем параллельно два аэродинамических расчета, один для вен-
тилятора, выбранного из условия минимальных мощностей на режиме
взлета, и другой выбранный из расчета на режиме максимальных скоростей
полета.
Весь расчет сведем в таблицу (см. 113 стр.):
Данные этого расчета показывают, что применение вентилятора может
дать выигрыш в мощностях, затрачиваемых на охлаждение, иа режиме
взлета 18,5%, а на максимальной скорости 11% по сравнению с исходным
капотом без вентилятора.
Необходимый напор, который должен давать вентилятор и расход
воздуха через капот, определяют расчетную точку характеристики венти-
лятора.
Далее нужно подобрать вентилятор, удовлетворяющий данным габа-
ритам и имеющий определенное число оборотов, так, чтобы его характе-
ристика проходила через расчетную точку.
Случай 2
Рассмотрим случай необходимости применения вентилятора, для этого
предположим, что высотность данного мотора повысилась и стала вдвое
больше.
Пусть исходные данные расчета примут следующий вид:
1)	эквивалентное отверстие мотора останется прежним —Ф = 0,15.
2)	коэфициент полезного действия винта— ч)в = 0,75.
3)	коэфициент полезного действия вентилятора—7)вент:=0,7.
Весовое количество воздуха, потребное для охлаждения, останется
прежним—Gn = 5 кг/сек., но об'емное количество сильно возрастет из-за
уменьшения удельного веса воздуха на высоте 10000 м Wzn = 14,5 ма/сек.
112
Наименование величин	Взлет	Максимальная скорость полета
Площадь условного отверстия ка- пота л- Лп“Тс	Лп = —'t5 =0,132 62	Ап = А = 0,072
Для капота без вентилятора (исходный вариант)
Потребная площадь выхода /•«.= 	1				Г«, = -	1	Fa, =	1	=
. / А — V	1 ф2			/* 1>12 — L 0,132s	0,15s = 0,227	1/ °>82 _ 1 V 0,078s	0,15’ = 0,094
Лобовое сопротивление CXBtS= 2Ап(}/ф -	Ап Fa,		СЛв, 5=	=2, 0.123.(|/~М2 — А32_\ = 0126 0,227 J	CXs = 2, 0,072	— — А72Л = 0,0199 0,044 J
Мощность, затрачиваемая на охла- ждение мотора 75-2			м =	АЗ6 10 400 = 75 = 17,5 л. с.	N = 0,0199 47 йод = 75 = 12,6 л. с.
		Для капота		с вентилятором	
Наивыгоднейшая площадь выхода Fa, = Ап—^2— ’'вент		Fe, = 0,132	0,75 0,7	= 0,141	Fa. = О,О72-ОА = 0,077 ж» 0,7
Отношение мощности, затрачивае- мой на охлаждение с вентиля- тором к мощности без вентиля- тора Е= А = 1— 2-Л" Л1 — М	cXBi-sVrej _АА+ л"	”в ( 1 _ Fa,rCXBi.S	Чвевт ^2 1 \		Е = 1_20,13^/_1_ _ 0,126 < 0,141 1 у. 0,132s 0,227 ) 'г 0,126 у0,75/ 1	I _ 0,7 \ 0,1412	о,2272) = 1 — 0,94 — 0,775 = 0,815			е = 1_20А-22У_L__ 0,0199 0,077 _ 1 >  0,073s у 0,094 )	0,0199 у0,75/ 1	_ 1 \ 0,7	0,0772	0,0942 ) = 1-1,254-1,07 = 0,89
Необходимый напор Д/7вент — +(£)’-*	вентилятора 14-^	ДНвент = |  / 0,132 у + < 0,141 ) = 0,54-168 =	W+ — 1,12^-168 = 91 мм вод. ст.		+ (ад’7)!-М2]'428“ = 0,28-428 = 116 мм вод. ст.
8 В. Г. Николаенко
пз
Скорости полета самолета увеличатся. Предположим, что скорость
взлета (по траектории будет V/B3 = 310 км1час. = 86 м1сек., а максимальная
скорость будет Ишах — 560 км/час. = 152 м/сек.
Зависимость коэфициента располагаемого напора от скорости полета
останется прежней (см приложение I фиг. 80) для данной взлетной ско-
рости ф = 0,95.
Площадь условного отверстия капота на взлете будет равна:
Дп= = -^- = 0,169
г из	ОО
и на максимальной скорости
Дп =	=0,108 м\
Полученное значение Дп показывает, что на взлете применение вен-
тилятора для охлаждения цилиндров мотора будет необходимо, так как
условие Л„<;Ф не выполняется и увеличение выходной щели не обеспе-
чит требуемый расход.
Подберем вентилятор из условия, что на режиме взлета затрата мощ-
ности на охлаждение будет минимальной. Наивыгоднейшую площадь вы-
хода в этом случае найдем по формуле:
Га=Дп-^- = 0,169 °# = 0,181 м*.
^вент	°-7
Потребный напор вентилятора найдем из выражения:
Расчетная точка характеристики вентилятора определяется условием
Л //вент = 187 мм вод. ст. при расходе воздуха Wa — 14,5 м/сек. Мощность
в лошадиных силах, затрачиваемую на валу вентилятора найдем по фор-
муле:
W-&H	187-14,5	_
~ a-Z = 51,7 л. с.
75 ^вент 75-0,7
Коэфициент лобового сопротивления капота:
д \	/	0 169 \
]/й — "5-	2-0,169 0,975 —	1 = 0,0135.
Г а2 I	\	U.1O1 '
Мощность, затрачиваемая самолетом на преодоление лобового сопроти-
вления напора:
л-с-
Полная мощность, затрачиваемая на охлаждение замерения на валу мо-
тора, будет равна:
Л/,
CX8-SpVc3
' 75-Ч
^ДТ/вент	2,4 75
75 Г|Вент	0,75
4- 51,7 = 55 л. с.
Необходимо упомянуть, что применение этого вентилятора на меньших
высотах полета невыгодно, так как он создает при этом слишком боль-
шой напор, что вызывает большую затрату мощности на вентиляторе.
114
Наивыгоднейшую комбинацию можно получить применяя вентилятор
с регулируемым режимом работы (поворотные лопасти). В этом случае,
подобный расчет нужно будет проделать для каждой высоты полета
и найти наивыгоднейшие точки характеристики по высотам.
Все эти вопросы связаны с проектированием вентиляторов и не могут
быть изложены в данной работе. В дальнейшем по этим врпросам будет
опубликована специальная работа.
КРАТКИЙ БИБЛИОГРАФИЧЕСКИЙ УКАЗАТЕЛЬ
1.	F. Wei с k „Drag and cooling with various forms of cow-
lings for a „Whirlwfng" radial air-cooled engine.
2.	H. Townend „Reduction of drag of radial engines by the
attachment of rings of aerofoil cection, including interfe-
rence experiments of an allied nature, with some further
applications".
3.	W. G. A. Perring „Wind ^tunnel experiments on the
cowling of aircooled engines".
4.	K. Wood „Engine cooling research".
5.	R. R. Hygginbotham „Engine cooling problems with
ventiry cowling".
6.	A. S. Hartshorn „Cooling of an air-jacketed engine".
7.	R. B. Beisel, A. L. Macclaim, F. M. Thomas „The Cowling
and cooling of radial air-cooled aircraft engines".
8.	I. D. North .Engine cowling with special reference to
the air cooled engine".
9.	I. M Watter „Flight tests of a new tunnel type engine
cowl".
10.	G. Otten. „Researches into theory of the Townend ring".
11.	R. S. Cap or „The Cowling of Cooling Systems".
12.	F. W. Meredith .Cooling of Aircraft Engines".
13.	1. M. Shoemaker, T. B. Rhines, H. H. Sargent „The
cooling of radial engines".
14.	G P Douglas. „Cooling problems".
15.	D. Wood, C. Kamper. „RACA study of radial ^air-cooled
engine cowling and cooling".
16.	„Cowling and Cooling".
Report NACA N. 313,
314, 1929.
R. & M. N. 1267, 1929.
R. & M. N. 1413, 1932.
RAS N. 273 September
1933.
SAE. February 1932.
R. & M. N. 1641.
SAE, May. 1934.
RAS N. 283. 1934.
Чего digest N. 1, 1934.
RAS N- 287, 1934.
R. & M. N. 1702,1936.
R. & M. N 1683. 1936.
Aircraft Engineering N. 81,
November, 1935.
Flight N. 1405. 1935.
SAE, 1935, December.
Flight, Apr. 1936.
NN. 1425, 1427.
8*
115
Summary
At the present state of development of high-speed aeroplanes the drag
due of the cooling system becomes of greatest importance in the aerodyna-
mics of a high-speed aeroplane, when the total drag is highly decreased.
The rational choice of dimensions and contour lines of cowlings and duct
elements therefore is of great significance. The choice may be made by
means of calculating the cowling fundamental parameters. The method used
is based on the application of fundamental equations of aerodynamics to the
flow through the duct or cowling.
The dependence of the air flow through the cowling upon the basic para-
meters of the cowling or duct may be expressed by the following formula:
w=cA.v0.s=s-v, Y ,
r 7r+ F	1
where’ W—the air flow through the cowling m* sec.
Vo — the aeroplane speed mtsec.
S — the midel section of the cowling.
CA — the discharge factor.
— the available head coefficient depending both on the location
of the outlet and on the work of the airscrew.
/—the ratio of the outlet area to the cowling midel sections.
<p — the ratio of the equivalent engine orifice to the cowling midel
section.
W
The equivalent-cowling orifice according to the formula Ф — д~/у ^*П ^1е
case of available experimental data on the total head loss A H and the air
flow through the cowling at a given available head), or determined theoreti-
cally from the analysis of losses during the passing of the air between the
fins and the deflectors of the cylinders.
The cooling drag, depending on the flow through the cowling of an air
cooled engine or the radiator duct may be determined on the base of the
impulse theorem assuming that the changes in the air discharge do not
affect the flow around the external part of the cowling or duct. This condition
determines the limits of the practical application of the developed method.
This basic assumption corresponds to the case when the total drag of the
system XK may be considered as a sum of two independent parts: the drag
due to the external stream Xo and the drag due to internal cooling losses XB
The value Xo remains constant in the discussed range of variations of the
cowling and duct parameters.
Under these conditions the cooling drag coefficient
116
may be expressed in terms of the basic cowling parameters by means or the
following formula:
Numerous wind tunnel tests of model cowlings carried out both in the Cen-
tral Aerohydrodynamical Institute and abroad show a good agreement of
experimental data with calculations made according to the above mentioned
formulae.
In a particular case when the available head is equal to the dynamic
pressure of the inflowing stream, the coefficient of the available head is unity
(Ф=1) these two formula may be expressed as a diagram Cx against CA-
Each point of this diagram shows the relationship, between the four values
Cx , CA, p and f. The lines of constant <p and f form two intersecting families
of curves.
These formulae allow to develop a rational method of the aerodynamical
desing of cowlings for air-cooled aircraft engines i. e. to determine the
necessary and sufficient area of the outlet orifice of the cowling and also
the drag of the cowling due to the engine cooling at all flight conditions.
The aerodynamical desing of the cowling requires the knowledge of
several basic design data of the formulae determining the working con-
ditions of the engine and the aeroplane.
1.	The drag of the cowled engine (i. e. its equivalent orifice).
2.	The available head coefficient at all propeller working conditions.
3.	The amount of air necessary for a normal cylinder cooling at all flight
conditions W.
4.	The rated aeroplane speed range.
5.	The atmospheric conditions.
The first step of the design comprises the determination of the necessary
W
discharge factor CA =	- for all flight conditions.
О Vq
The second step consists in the determination of the necessary outlet
orifice area and also the cooling drag
CXb=2Ca ^ф--^ j.
The values Fa and Cx* as computed for the conditions of flight at the
maximum and the take-off speed represent the maximum and minimum of
these values.
The drag may be also determined from the engine power spent on pro-
pulsion of the air through the cowling Л H- W and the efficiency factor of
the cowling — цк.
K C	?Cx
Г--X--	»
B 2
The lines of constant t)k on the diagrams showing the dependence of Cx
on CA form a family of rectilinear curves passing through the origin.
117
to
The efficiency factor of the cowling lies usually in the range of 0.7
0.9
в ф2 —
The obtained expression shows that the cooling drag depends mainly on
the discharge factor and the equivalent cowling orifice and less on >]K.
The developed method allows to evaluate the advantages of using fans
for engine cooling.
In the case when the fan compensates all the losses due to the air pas-
sing through the cowling the criterion of the fan efficiency- assumes the fol-
lowing form
where — the propeller efficiency factor.
v)fan—the fan efficiency factor.
For a combined cooling where the fan compensates but a part of losses
in the cowling thus improving the usual action of the cowling or duct the
optimal working conditions of this combination are attained in the case when
the oulet orifice area will be
at Сд = const.
f=CA 2W,
„Киевски* Иист тут ГЗф
БИБ^/'£ йена
Л—
11S

Сравнение кривых показывает, что без винта коэфициент полного на-
пора на входе 7 — 1, а за цилиндрами имеется разрежение х = — 0,25.
В этом случае ф=1— (—0,25) = 1,25.
В случае винта, вращающегося с постоянным числом оборотов п =
= 1 800 об/мин. коэфициент полного напора на входе будет несколько
меньше, чем без винта, а именно: Х = 0,78 за цилиндрами разрежение по-
лучается больше, чем при отсутствии винта, причем величина дополни-
тельного разрежения зависит от скорости полета.
Эта зависимость является следствием изменения характеристики ре-
жима работы винта, которая определяет обдувку.
Коэфициент располагаемого напора внешнего потока меняется в рас-
сматриваемом интервале от величин Ф=1,43 до ф = 1,27 в зависимости
от скорости потока, т. е. от изменения скорости в трубе.
Очевидно, что влияние ком-
левой части винта на входящий
поток и влияние обдувки на да-
вление в выходном отверстии
капота, действуя в противопо-
ложные стороны, могут давать
различные результаты в зависи-
мости от эффективности обдув-
ки, профилировки комлевой ча-
сти винта и конструктивных форм
входной и выходной части ка-
пота.
Данный вопрос влияния винта
на охлаждение мотора изучен
весьма мало, так как специаль-
ных исследований этого вопроса
проделано не было ’.
Влияние винта на капот ска-
зывается изменением коэфици-
ента располагаемого напора, ко-
торый увеличивается при увели-
чении обдувки винта и умень-
шается при ухудшении комлевой
его части.
Данные летных испытаний,
а также испытания в аэродина-
мических трубах показывают, что
этот коэфициент меняется в ши-
роких пределах, доходя до зна- фиг. 60. Общий вид капота в трубе при испы-
чений существенно меньше еди-	таниях NACA
ницы.
Исследование влияния винта на капот NACA с мотором Юпитер VI без
дефлекторов, проводилось в большой аэродинамической трубе ЦАГИ1 2 3
в 1932 г. Эти опыты были проделаны с деревянным винтом диаметра
DB — 2,8 м и шагом 0,21.
Полученные результаты показали, что зависимость коэфициента распо-
лагаемого напора от режима работы винта может быть приближенно
выражена через величину нагрузки на ометаемую винтом площадь;
ф = Л(1 -4-J5),
1 В ближайшее время в ЦАГИ должна быть проведена работа, посвященная указанному
вопросу влияния винта на охлаждение звездообразных моторов в капоте.
3 См. статью автора в Трудах III Всесоюзной конференции по аэродинамике. Изд.