В основном патенте описано расположение радиаторов в устройствах, служащих средством сообщения, в частности воздушных, в которых, с целью понижения лобового сопротивления радиаторов, продуваемых встречным ветром, устанавливают их в трубопроводе с изменяющимся в направлении течения поперечным сечением таким образом, чтобы радиатор находился в месте наибольшего поперечного сечения, в то время как входное и выходное отверстия трубопровода имеют меньшее поперечное сечение, вследствие чего количество воздуха, попадающее во время движения в радиатор, будет меньше, чем оно было бы у радиатора, помещенного открыто, без подобного трубопровода. При помощи такого расположения улучшается отношение подъемной силы к сопротивлению всего самолета.
Настоящеее изобретение имеет целью еще улучшить это отношение тем, что радиатор и его кожух располагаются так, чтобы протекающий через этот кожух и обтекающий его воздух не только встречал меньшее сопротивление, чем при стоящем свободно радиаторе, но вызывал бы одновременно и подъемное действие, для чего изменяется не только направление протекающего через радиатор воздуха, но и направление воздушного потока, обтекающего обшивку снаружи.
Несколько примеров выполнения представлено на чертеже, на котором фиг. 1 по 5 изображают вертикальные разрезы производящих подъемное действие кожухов, в которых установлены радиаторы, и фиг. 6-вид спереди самолета, снабженного радиаторами, согласно фиг. 5.
Во всех фигурах цифры 1 обозначают радиатор, 2-кожух, 3-входное отверстие для воздуха и 4-выходное отверстие для него. Стрелки с оперением показывают направление движения самолета, а стрелки без оперения - поток воздуха, возникающий при поступательном движении.
На фиг. 1 поперечное сечение кожуха имеет такую конструкцию, что его средняя линия, намеченная пуктиром, рассматриваемая сбоку, изогнута кверху. Во время полета отклоняется книзу не только воздух, проходящий через такой кожух и находящийся в нем радиатор, но и протекающая снаружи струя воздуха подвергается, на подобие воздуха, обтекающего крыло самолета, воздействию, порождающему в свою очередь действие подъемной силы на кожух.
На фиг. 2 и 3 часть кожуха заменена поверхностью несущего крыла 5 и при том, согласно фиг. 2, расположенной сверху радиатора, а в фиг. 3 - снизу.
Соответствующим образом и другие стенки, имеющиеся на самолете, могут служить заменой кожуха радиатора, например, верхняя поверхность фюзеляжа, как это показывает фиг. 4. При этом, однако, должно быть соблюдено условие, чтобы воздух мог протекать вдоль обшивки, или заменяющей ее стенки таким образом, чтобы давление его имело слагающую, направленную кверху.
Для более выгодного достижения подъемного действия радиатор может быть расположен в самом несущем крыле, снабженном проходными каналами 3, 4 для воздуха (фиг. 5 и 6). Для этого несущая поверхность 5 имеет внутри себя проходной воздушный канал, поперечное сечение которого, начиная от переднего края с входным отверстием для воздуха, сначала постепенно увеличивается, а потом постепенно суживается до выходного отверстия у заднего края крыла. В этот канал, в месте его наибольшего поперечного сечения, помещен радиатор 1.
1. Видоизменение приспособления для уменьшения лобового сопротивления радиаторов, охарактеризованного в патенте за №4681, отличающееся тем, что продольному сечению трубы 2 (фиг. 1), заключающей радиатор 1, придана форма аэропланного крыла, при которой воздух, обтекающий трубу снаружи, создает добавочную подъемную силу.
2. Видоизменение указанного в п. 1 приспособления, отличающееся тем, что верхняя или нижняя часть упомянутой в этом пункте трубы образуется нижнею (фиг. 2) или верхнею (фиг. 3) поверхностью крыла 5.
3. Видоизменение указанного в п. 1 приспособления, отличающееся тем, что нижняя часть упомянутой в этом пункте трубы заменена верхней поверхностью фюзеляжа (фиг. 4).
4. Видоизменение указанного в п. 1 приспособления, отличающееся тем, что радиатор - вместо трубы - помещен в самом крыле 5 (фиг. 5 и 6), снабженном проходными каналами 3, 4 для воздуха (фиг. 6).
