ЛОБОВОЕ СОПРОТИВЛЕНИЕ СИСТЕМЫ ОХЛАЖДЕНИЯ

Анализ лобового сопротивления радиатора. Несколько лет тому назад расчет радиатора интересовал конструктора только с точки зрения обеспечения достаточного охлаждения мотора; темі же руководствовался конструктор, проектируя капот для звездооб­разного мотора. Б настоящее время, если при проектировании установки’ радиатора или капота конструктор будет преследовать только цели охлаждения и не примет мер к уменьшению лобо­вого сопротивления, то непроизводительные потери мощности на охлаждение могут чрезвычайно возрасти.

При выдвижном радиаторе на скорости 600 км/час 47с/о мощ­ности мотора затрачивается на преодоление сопротивления радиатора. Это означает,, что если для достижения заданной скорости без учета потерь на охлаждение требуется мотор в 1000 л. с., то с учетом этих потерь будет необходим! мотор в 1900 л. с.

Вряд ли имеются какие-либо коэфициенты лобового’ сопро» тивления, которые колебались бы в столь широких пределах, как cv радиатора. Так, обращаясь к литературе, еще находящейся в продаже ((например, «Техническая аэродинамика» К — Вуда), можно встретить следующую оценку величины сх радиаторов:

Радиатор без капота сх р—1

, Радиатор в капоте……………………………….. сх = 0,65— 0,75

Радиатор в обтекаемом капоте. сгр= 0,30 — 0,50

Вместе с тем в более поздних работах можно встретить утверждения о возможности создания радиаторов, у которых С і р— 0. В настоящее время появился ряд трудов, осветивших более детально ‘вопрос расчета потерь на охлаждение. Этот расчет непосредственно связан с определением площади радиа­тора и характеристики капота к мотору воздушного охлаждения. Расчет не отличается особой трудоемкостью, но его изложение все же потребовало бы много места и. вышло бы из рамок на­стоящей книги. Поэтому автор, считая, что при проектировании самолета должен быть сделан подробный аэродинамический расчет системы охлаждения, рекомендует пользоваться перво­источниками [74, 75, 105—415, 163, 164]. Здесь же мы остановимся лишь на принципах, которые были положены в основу мероприя­тий по снижению потерь на охлаждение, и дадим указания об учете сопротивления охлаждающей системы для прикидочных рас четов.

Сопротивление любой охлаждающей системы складывается из следующих потерь:

1. Потери, вызванные протеканием воздуха через элементы системы, отводящей тепло (трубки радиатора, ребра цилиндра). Эти потери, называемые внутренними, складываются из сопро­тивления трения воздуха об охлаждающую систему и внутрен­нюю поверхность каналов и из потерь, вызванных вихреобразо — ванием и явлениями гидродинамического удара при подходе воздуха к радиатору и выходе из него.

2. Потери, обусловленные внешним обтеканием охлаждаю­щего устройства — радиатора, туннеля, если радиатор помещен в нем. К этому же виду потерь относятся потери от интерференции системы охлаждения с частями конструкции самолета.

У звездообразных моторов внешними потерями от охлажде­ния следует считать увеличение сопротивления гондолы или фюзеляжа, вызванное изменением формы носа, в результате установки закапотированного мотора, а также интерференцию капота с частями конструкции самолета.

3. Потери, связанные с необходимостью нести вес радиатора с охлаждающей жидкостью, т. е. при заданной скорости лететь на несколько большем угле атаки, а следовательно, затрачивать мощность на преодоление добавочного лобового сопротивления. Если площадь крыльев, определяется по величине заданной по­садочной скорости или по длине разбега, то учет веса охлаждаю­щей системы приводит к необходимости увеличивать площадь крыльев, а следовательно, затрачивать мощность на преодоление ее сопротивления.

Рассмотрим, применительно к радиатору, от каких факторов зависят указанные. выше потери и их взаимоотношение. Величина внутренних потерь характеризуется коэфициентам сх вн и прежде всего определяется скоростью воздуха перед фронтом радиатора.

Чем будет меньше эта скорость по сравнению со скоростью полета, тем< меньше сх вн. Действительно, сопротивление воздуха, проходящего через соты радиатора, приближенно пропорцио­нально квадрату скорости, и чем. меньше будет эта скорость, тем меньше сопротивление.

Правда, при уменьшении скорости потока, проходящего через радиатор, площадь радиатора должна быть увеличена для снятия того же количества тепла. Но она растет даже не обратно про­порционально изменению скорости, а медленнее. В’ то же время внутреннее сопротивление приблизительно пропорционально квад­рату скорости. Здесь следует заметить, что увеличение площади радиатора и, следовательно, его веса, обычно влечет за собой возрастание внешних потерь и потерь на несение радиатора. Безусловная, очень резко выраженная выгодность уменьшения скорости перед фронтом радиатора привела к тому, что в. настоя­щее время повсеместное распространение получили радиаторы, установленные в канале-туннеле, у которого регулируется. площадь выходного отверстия и этим изменяется скорость потока у фронта радиатора. Выходное отверстие пришлось делать регулируемым, потому что, если бы площади радиатора и выходного отверстия были подобраны так, что мотор охлаждался бы при работе на полном газу на Vm„y, то при подъеме, когда скорость полета по­нижается примерно вдвое, а мотор лопрежнему развивает полную мощность, скорость. потока у фронта радиатора оказалась бы недостаточной. Пришлось бы или увеличить площадь радиатора или повысить скорость перед ним. Конструктивно проще повысить скорость путем увеличения площади выходного отверстия туннеля.

Регулировать площадь выхода выгоднее, чем площадь входа, но следующим соображениям.. Передняя часть туннеля выполняется в виде диффузора. Если выходное отверстие оставлять неизмен­ным и менять площадь входа, то очень трудно добиться сохранения обтекаемости туннеля внешним потоком при изменении скорости у фронта радиатора.

Течение воздуха в туннеле радиатора необходимо рассматри­вать, учитывая расширения. воздуха при нагревании Г115]. Нагре­вание воздуха увеличивает его скорость на выходе. Если скорость потока на выходе станет равна скорости потока на входе, то

внутренние потери окажутся равными нулю. Если эта скорость будет больше скорости на входе, то туннель радиатора станет действовать как реактивный двигатель и внутренние потери пере­менят знак, т. е. вместо сопротивления станут тягой.

Очевидно, чем больше тепла получит килограмм воздуха, пройдя трубки радиатора, и чем меньше сх вн у холодного радиа­тора, тем скорее внутренние потери у радиатора получат отри­цательный знак.

Увеличение тепла, снимаемого килограммом воздуха, зависит от максимальней допускаемой температуры охлаждающей жид­кости.

Для современных высотных моторов совершенно неприемлемы охлаждающие водяные системы, сообщающиеся с атмосферой, ввиду понижения точки кипения ‘ВОДЫ при увеличении ВЫСОТЫ. Более выгодно охлаждение водой при постоянном атмосферном давлении. Еще выгоднее охлаждение высококипящими жидко — •стями или водой при давлении, большем атмосферного.

Чем выше скорость полета самолета V, темі при одной и той же скорости перед фронтом радиатора отношение — г^- будет мень­ше и, следовательно, схвл снизится, так как внутренние потери, пропорциональные Vp, мы относим1 к скорости V. В итоге нулевые внутренние потери или даже тягу легче всего получить при высо­кой температуре жидкости и большой скорости полета. Однако

при малых значениях отношения сильно возрастают габариты

радиатора и его вес. Поэтому в большинстве случаев неправильно стремиться к достижению нулевого внутреннего сопротивления, теряя, быть может, много больше на внешнем сопротивлении.

На фиг. 209 приведены различные типы туннельных радиато­ров Поданным опытов, проведенных в ЦАГИ [106, 108, 113, 114 , при расположении туннельного радиатора под мотором коэфициент внешнего сопротивления1 с.,, = 0,10—0,25, при лобовом радиаторе

~0,08, при радиаторе в крыле сХп = 0,02—0,06. Наконец, у изолированного радиатора, в зависимости от формы носка, c. v,,—0,02—0,06. Несомненно, наиболее неясным до сих пор во­просом в расчете лобового сопротивления радиаторов является определение величины с. Как видно из приведенных выше дан­ных, Су., даже для одинаковых по месторасположению установок, колеблется в очень широких пределах. В зависимости же от при­нятого значения cv, находятся в значительной степени наивыгод­нейшая величина и площадь радиатора.

Если мы отнесем к площади туннеля и обозначим через с, „ потери, связанные с несением радиатора, о которых мы писали выше, то, очевидно, конструктору выгодно создать такой радиатор, при котором произведение (Сх „н 4- СЛ, + Сх ч) Ер, где Fp —мидель сечения туннеля (по наружным обводам), будет иметь минимальное значение. Затормаживая очень сильно воздух перед фронтом ра-.

чиатора, можно получить, как мы указывали выше, сх вн с отри­цательным знаком, но при этом увеличится Fp, возрастет схн из-за увеличения веса радиатора и возникнет опасность увеличе­ния СЛ„.

Действительно, чем больше по размерам радиатор, тем1 труднее разместить его внутри крыла или поместить в таком туннеле, ко — орый менее всего портил бы обтекание самолета, т. е. имел бы минимальное значение сХо. В итоге, произведение (Сх вн~Ь — Г Схв + Сх н) Fp, несмотря на отрицательный знак сх мо­жет не уменьшиться, а уве­личиться.

Если новый радиатор уста­навливается на построенный самолет, а следовательно, вес радиатора не влияет на пло­щадь крыльев, то на режиме Етах потери, связанные с не­обходимостью увеличить угол атаки, ничтожны и для выбо­ра площади радиатора и отно­си

шения —достаточно наити

минимум величины (с. в^с^Др.

Очень характерно то, что пло­щадь радиатора и потери на охлаждение необходимо опре­делять для режима l/max, а не I’ подъема» как это обычно дела­лось при расчете радиатора,

когда исходили только из требований охлаждения мотора. После

определения площади радиатора при выбранном значении ~

проверяется, достаточна ли его площадь при подъеме с полно­стью открытым выходным отверстием туннеля.

Рассмотрим влияние на сопротивление радиатора важнейшего конструктивного параметра его: отношения длины трубки I к экви­валентному диаметру d. Чем больше —, тем выше охлаждающая

d

(лособность радиатора при одной и той же его фронтовой пло­щади, но одновременно выше и внутреннее сопротивление. Оче­видно, что чем больше сХи, тем выгоднее итти на повышение

1—. Наоборот, при малом отношение —можно сократить. При значении с,.„, большем 0,05, наивыгоднейшее значение колеб­лется от 50 до 70. При изменении в этих пределах потери на

длиной, большей 0,18 — 0,20 м, у моторов без удлиненного вала использовать нельзя.

По этой причине лобовой радиатор, имеющий сХп — 0,08 ‘и

— — = 30, обладает таким же суммарным cvp, как и туннельный

(I

радиатор, расположенный под мотором и имеющий сЛ„=0,12 и

— =50 [114].

Последние эксперименты, проведенные ЦАГ’И, показали, что на величину Сх вн оказывают очень большое влияние потери в диф­фузоре туннеля радиатора. При неправильном построении диффу­зора поток отрывается от стенок и cVBH может удвоиться.

Очень интересны рекомендации по очертанию диффузора тун­неля, приведенные в статье инженера Ю. Г. Лимонад [163].

Поясним изложенное выше несколькими примерами, взятыми из работы В. Г. Николаенко «Аэродинамический расчет систем охлаждения с учетом нагрева воздуха» [106].

■На фиг. 210 показано определение наивыгоднейшей площади радиатора при различных значениях сд„, не изменяющегося при увеличении площади радиатора. Расчет был сделан для радиа­тора к мотору мощностью 1000 л. с. при полете на высоте 5000 м со скоростью 540 км/час. Температура жидкости в радиа­торе tx — 93°. Отношение у трубок радиатора равно 40.

По оси абсцисс отложены площади радиатора, по оси орди­нат—отношение мощности, потребной на охлаждение + ДМ, к мощности мотооа N. Очевидно, Л А’ можно получить из

ррз

(ся вн + Сч) Fp путем умножения на постоянную величину 2 _ 7С> ■

Так как предположено, что сд„ не зависит от площади радиа­тора, то очевидно, что каждому значению сХи будет соответство­вать своя прямая зависимость дЛ/0 =/(Fp).

Потребные мощности для преодоления внутреннего сопротив­ления даны кривой при сх = 0. Мы видим, что если учитывать нагрев воздуха, то при радиаторе с площадью, большей 0,4 лг, внутренние потери меняют знак, несмотря на то, что, как известно, сопротивление трубок радиатора при нагреве увеличивается. Для холодного радиатора при увеличении его площади и уменьшении

Сл-вн приближается к нулю, но равным ему стать не может.

В разобранном случае предположено, что канал туннеля, а сле­довательно, и внутренние потери остаются одинаковыми при

AN

разных сх0, поэтому суммарные величины — получены путем складывания A7V° и при с1П = 0.

N N —

Через точки минимума кривых — по Fp для разных сх0 про­ведена кривая. Из примера видно, что, если при сХо = 0,02 *^=1% и Fp = 0,5 м", то при с,0 = 0,1 ~~= 6,5% и /^ = 0,38 ж2.

Характерно, что при сЛ„=0,1 становится невыгодным заторма-

Фнг. 210. Зависимость иаивыгоднейшей площади радиатора от с^.

N— 1000 л. с.; И = 5000 м; И = 150 м сек; — =40; /„=93,5".

d ж

живать воздух перед радиатором так, чтобы вместо внутренних по-

д/v

терьпоявилась тяга. Если сделать/7 =0,65, то хотя —в— = —1,4%,

v N

&N

но— = 9,6%, т. е. суммарные потери станут больше. Приведен-

N

ный пример показывает также, как важно для подсчета потерь на охлаждение и определения F р правильно оценить величину сх.

Если влияние нагрева воздуха учитывать более точным мето­дом, предложенным Г. Н. Абрамовичем [115], то эффект нагрева, снижающий внутреннее сопротивление, уменьшится. Так, для разо­бранного примера при Fp =0,65 вместо внутреннего сопротивления возникнет тяга, эквивалентная увеличению мощности мотора не на 1,4%, а на 0,9%.

площадь радиатора должна быть увеличена вследствие умень­шения плотности воздуха. Так как перепад температуры будет расти, то Сдгвн будет снижаться. Пренебрегая влиянием Re на схо, можно считать, что сХо от высоты не зависит. В итоге, если

с „ < 0,05, то отношение — при увеличении высоты может

г ддг

почти не меняться, если же сп «0,1, то — при росте Н заметно’ увеличивается.

На фиг. *213 для тех же условий, что и в рассмотренных выше примерах, в част­ности при сдо = 0,1, но при изменении высоты, на которой мотор разви­вает 1000 л. с., приведе­на зависимость — — f(Fn)

N 4

для разных высот.

Из кривых следует, что при переходе с 500Э

на 10 000 м ^ увеличи­лось с 6,5 до 9,5%, а площадь Fp вместо 0,4 м" стала равна 0,6 м

Мы указывали на вы­годность повышения тем­пературы охлаждающей жидкости с точки зре­ния уменьшения суммар­ных потерь на охлажде­ние. Расчет по методу Г. Н. Абрамовича показал, что для полета на высоте 5000 м со скоростью 150 м сек при сГо = 0,1 переход от температуры охлаждающей жидкости 93° к темпера-

AN

туре 130° уменьшает отношение 100— на 3,5 — 4%. Такое

^’м

уменьшение потерь на охлаждение является несомненно суще­ственным.

Выше было показано, какое исключительное значение для уменьшения потерь на охлаждение имеет применение радиатора е малым с. г„. Последним объясняется стремление поместить ра­диатор внутрь конструкции самолета — в крыло или фюзеляж.

При таком расположении следует прежде всего установить, имеется ли необходимая разность давлений на входе в тукнель — и на выходе из него-. Если выход из туннеля будет помещен в зоне повышенного давления, то возможно, что воздух проте­кать через туннель не станет. При туннеле, целиком располо­женном внутри конструкции самолета, значение cXi будет опре­деляться интерференцией между потоком, выходящим из туннеля, и частями конструкции самолета. Интерференция будет особенно-

велика при открытых выходных отверстиях туннелей. При некото­рых экспериментах ЦАГИ открытие’выходного отверстия туннеля под фюзеляжем уменьшало /Эф на 10%; открытие выходного от­верстия в верхней части крыла понижало >9ф на 20%.

Мы думаем, что в настоящее время реальными являются значения сХо в пределах 0,04—0,10. При этом первая цифра будет относиться к радиаторам, находящимся внутри конструкции, осо­бенно внутри крыла, вторая — к туннелям, частично выступающим

Фиг. 214. Изменение средних значенні] потери мощности мотора на охлаждение в зависимости от высоты и скорости полета.

т обводов фюзеляжа. Конечно, приведенные значения c. Vfl будут справедливы только для таких форм входов, выходов и самих тун­нелей, которые не дадут срывов потока и при обтекании которых не возникнет местных звуковых скоростей.

Приближенный способ учета сопротивления радиатора. Мы показали, что выбор площади радиатора и величина потерь на охлаждение зависят от многих параметров. Пренебрежение их влиянием может легко привести к резкому увеличению сопро­тивления системы охлаждения. Поэтому расчет площади и сопро­тивления радиатора совершенно необходим. Для прикид очных расчетов на фш. 214 приведено значение потерь на охлаждение для воды под атмосферным! давлением в долях располагаемой ■мощности:

. ДАТ

При подсчетах когл было принято, что ^=0,78. Цифры, стоя­щие на кривых, показывают получившиеся из расчета площади

радиатора Fn при моторе мощностью 1000 л. с. для 1 трубок,

г 1 d

равном около 40. При охлаждении с закрытой системой цирку­ляции под давлением и при охлаждении этиленгликолем приве­денные цифры AN следует снизить примерно на 0,04—0,05.

При подсчете потерь на охлаждение нельзя забывать о сопро­тивлении масляного радиатора. Если перед фронтом масляного радиатора поток не будет заторможен, то сопротивление ма­сляного радиатора, несмотря на небольшие его ‘размеры по сравнению с водяным, может оказаться равным сопротивлению, водяного радиатора (стоящего в хорошем туннеле). Для учета сопротивления масляного радиатора, расположенного подобно жидкостному, следует, принимая во внимание соотношение между теплом, отдаваемым мотором в воду и масло, а также соотно­шение между общими коэфициенгэми теплопередачи масляного и водяного радиатора [116], &охл умножить на коэфициент а. равный при водяном j охлаждении 1,16, а при охлаждении эти­ленгликолем 1,28.

В итога для прикидочного учета потерь на охлаждение у жидкостных моторов в расчет Vm^ следует вводить не Mi, а

А м (1 Я^охл).

Перейдем к рассмотрению потерь при охлаждении звездообраз­ных и рядных моторов.

Потери на охлаждение звездообразных и рядных моторов.

Применение капотов NACA для звездообразных моторов воздуш­ного охлаждения вошло в of иход, и незачем останавливаться на вы — 1 эдности такого капотирования. В настоящее время широко внедрено усовершенствование капотов NACA, весьма повышающее их эффективность. Мы имеем в виду применение юбки, регули­рующей отверстие для. выхода воздуха из капота.

По данным NACA [74], регулировка площади выходного от­верстия у капота звездообразного мотора диаметром’ 1,3 м и ющностью около 800 л. с. сокращает затрату мощности на пре­одоление внутреннего сопротивления при скорости 580 км/час 200 до 5 л. с. Выигрыш, очевидно, достаточен для того-, чтобы пойти на создание на самолете еще одного механизма — для регулировки площади выходного отверстия капота.

Причина понижения потерь на преодоление внутреннего со­противления при регулировке площади выхода та же, что и у туннельных радиаторов.

Уменьшая площадь выходного отверстия при полете на ПтЯх, для того чтобы не пропускать через ребра цилиндров излишнее количество воздуха, мы тем самым понижаем скорость потока у цилиндров и уменьшаем величину внутреннего сопротивления. Одновременно с регулировкой площади. выходного отверстия снижению внутреннего! сопротивления способствует дефлекти­рование головок цилиндров, позволяющее резко понизить КОЛИ-

чество воздуха, которое должно пройти для охлаждения мотора через капот.

При расчете внутренних потерь на охлаждение с учетом нагрева воздуха методом В. Г. Николаенко [106] для существую­щих капотов NACA с регулируемой площадью выхода всегда получается нулевое и даже* отрицательное внутреннее сопротив­ление. Это объясняется тем, что перепад между температурой

ребер цилиндра и воздухом здесь больше, чем в случае радиатора. Однако, ввиду не­которого завышения эффекта • , нагрева в методе В. Г. Нико­лаенко, нам кажется более пра­вильным не учитывать возмож­ность выигрыша в мощности и считать, что потери на вну­треннее сопротивление и на охлаждение масла достигают 3 — 5% мощности мотора.

Остановимся на вопросе расположения выходного от­верстия и Способов его регу­лировки. Выходное отверстие капота, так же как и выход­ное отверстие туннеля, не должно помещаться в обла­сти повышенного давления, так как в этом случае раз­ность давлений на входе и на выходе из капота может оказаться недостаточной для преодоления внутреннего со­противления в капоте. Выход­ные отверстия не обязательно должны быть расположены по (всей окружности. Вполне допустимо их размещение ® нижней части капота. На верхней части фиг. 158 показан рекомендованный NACA способ регулировки площади выхода у капота. Аэродина­мически выгодно увеличивать отверстие выхода путем сдвигания части капота назад, но в этом случае перепад давлений, обеспе­чивающий проток воздуха через ребра цилиндров, не так велик, как при увеличении площади выхода путем отгибания частей юбки. Компромиссный способ регулировки показан на нижней части фиг. 158, он сочетает сдвиг с отгибом. На фиг. 215 приве­дены образцы неправильного и правильного расположения выход­ного отверстия по данным NACA. В случае а показано. рациональ­ное расположение выхлопного коллектора, в случае b — правиль­ное выполнение внутреннего капота, случаи due приведены для иллюстрации сочетания капота с фюзеляжем или гондолой.

Очень интересный вопрос об интерференции струи, выходя-

Ч

шей из капота, є крылом или фюзеляжем, к сожалению, в лите­ратуре совершенно не освещен. Можіно констатировать, что некоторые конструкторы избегают делать выход в верхней части капота, боясь, нови димом у, действия струи или влияния срыва, могущего возникнуть при отгибе юбки, на обтекание верхней поверхности крыла. Действительно, если по условиям охлаж­дения необходимо отгибать юбку вверх на режиме взлета, что в большинстве случаев и приходится делать, то явление срыва может нарушить обтекание крыла.

В частности, нам известен случай, когда открытие выходных отверстий капота, расположенных по бокам фюзеляжа низкоплана, понизило вследствие срыва величину >.Эф на 25%. Это указывает на важность учета интерференции, особенно на режиме подъема.

Последние эксперименты, проведенные ЦАГИ, .показали очень большое влияние на сх вн капота очертания диффузора. Как и в туннеле радиатора, воздух при неправильной конфигурации Диффу­зора сможет оторваться от стенок и тем резко увеличить значение внутренних потерь.

Ценные указания по конструированию капотов даны в статье инженера С. Л. Зак [164]. Форма капота, рекомендуемая ЦАГИ, приведена на фиг. 160.

Лобовое сопротивление капота весьма зависит от его гермети­зации.

Эксперимент показал [164], что у одномоторного самолета, обладающего скоростью 550 км/час, наличие прососа воздуха ’іЄрез щели в капоте может СНИЗИТЬ I/max на 25 км/час. При этом наличие щелей только между носовой и цилиндрической частями капота понижало Ища* на 16,3 км/час.

Приведенные цифры показывают, что, в результате небрежного производственного выполнения капота, отличного по своей кон­струкции, потери на охлаждение с 3—5% мощности мотора смо­гут подняться до1 16-—19 и даже более процентов.

Вопросы потерь на охлаждение у рядных моторов освещены з литературе очень слабо. Есть основание думать, что эти потери могут быть несколько выше потерь у звездообразных моторов, но вряд ли их величина может быть больше 4—7% мощности мотора, включая и потери, связанные с охлаждением масла.

Вопрос правильного расположения масляного радиатора также немаловажен, особенно для моторов воздушного охлаждения, ак как у них в масло уходит несколько больше тепла, чем у оторов жидкостного охлаждения. При неправильном размещении масляного радиатора его сопротивление может стать весьма щутимым.

Мы совсем не остановились на способе уменьшения потерь на охлаждение добавочным нагревом воздуха в туннеле за ра­диатором или в капоте за ребрами цилиндров путем использо­вания тепла отходящих от мотора газов. Применением этого спо — оба можно повысить скорость потока на выходе из туннеля и

значительно’ увеличить реактивный эффект, о котором говори­лось выше.

Следует отметить применение парового охлаждения у одномо­торного истребителя Хейнкель 112U. При таком охлаждении потери близки к нулю.

Широкому распространению парового охлаждения может препятствовать усложнение экоплоатации, повышение уязвимости самолета и трудность ремонта пробоин на поверхности крыла, являющейся одновременно на больших участках поверхностью конденсатора, и, наконец, большие производственные трудности ‘Получения гладкого крыла.

Оставьте ответ

Вы можете использовать эти HTML теги и атрибуты: <a href="" title=""> <abbr title=""> <acronym title=""> <b> <blockquote cite=""> <cite> <code> <del datetime=""> <em> <i> <q cite=""> <s> <strike> <strong>