Аэродинамический коэффициент: Аэродинамические коэффициенты

Содержание

Приложение 9. АЭРОДИНАМИЧЕСКИЙ КОЭФФИЦИЕНТ «МОСТЫ И ТРУБЫ. СТРОИТЕЛЬНЫЕ НОРМЫ И ПРАВИЛА. СНиП 2.05.03-84» (утв. Постановлением Госстроя СССР от 30.11.84 N 200) (Приложения) (ред. от 26.11.91)

действует Редакция от 26.11.1991Подробная информация

Приложение 9. АЭРОДИНАМИЧЕСКИЙ КОЭФФИЦИЕНТ

Части или элементы пролетных строений и опор мостов	Значения аэродинамического коэффициента лобового сопротивления с_w
1. Главные фермы сквозных пролетных строений балочной и арочной систем:
а) железнодорожных с ездой:
понизу при наличии на них поезда	2,15
при отсутствии поезда	2,55
поверху при расстоянии между осями ферм от 2 до 4 м соответственно	2,15-2,45
б) автодорожных	2,80
2. Балочная клетка и мостовое полотно проезжей части пролетных строений:
а) железнодорожных	1,85
б) автодорожных	1,60
3. Пролетные строения со сплошными балками:
а) железнодорожные:
однопутные с ездой поверху	1,90
два однопутных с ездой поверху, установленные на общих опорах двухпутного моста	2,10
однопутные в виде замкнутой коробки	1,50
однопутные с ездой понизу	2,25
двухпутные с ездой понизу	2,45
б) автодорожные с ездой поверху:
с плоскими главными балками	1,70
с одной коробчатой балкой	1,50
с двумя коробчатыми балками	1,75
4. Прогоны деревянных мостов	1,95
5. Железнодорожный подвижной состав, находящийся на пролетном строении с ездой:
а) понизу	1,50
б) поверху	1,80
6. Каменные, бетонные и железобетонные опоры мостов:
а) поперек моста:
при прямоугольном сечении	2,10
то же, но с обтекателями в носовой и кормовой частях	1,75
при круглом сечении	1,40
в виде двух круглых столбов	1,80
б) вдоль моста при прямоугольном сечении	2,10
7. Деревянные сквозные опоры мостов:
а) башенного типа:
поперек моста	3,20
вдоль моста	2,40
б) однорядные и сдвоенные:
поперек моста	2,50
вдоль моста	1,50
8. Стальные опоры:
а) однорядные:
поперек моста	2,50
вдоль моста	1,80
б) башенные сквозные при числе плоскостей (поперек направления ветра) 2 — 4	2,10-3,00
9. Перильные ограждения:
а) в мостах с ездой поверху для плоскостей:
не защищенных от ветра	1,4
закрытых от ветра подвижным составом	0,8
б) в мостах с ездой понизу:
с наветренной стороны, не закрытой элементами сквозных ферм	1,4
то же, закрытой элементами сквозных ферм	1,1
то же, закрытой элементами сквозных ферм и подвижным составом	0,6

Примечание. Для опор, состоящих по высоте из нескольких ярусов, имеющих различные конструктивные формы, ветровую нагрузку необходимо определять для каждого яруса отдельно с учетом соответствующего аэродинамического коэффициента.

ПРИЛОЖЕНИЕ 10*
Обязательное

ScadSoft

Україна / Ukraine

Россия / Russia

Беларусь / Belarus

Казахстан / Kazakhstan

Другая / Other

Меню

Новости

Продукты
Публикации
Обучение
Загрузить
Цены

Заказать
Проблемы СНиП
Контакты

Коэффициенты аэродинамической подъемной силы, сопротивления и момента

Введение

В предыдущем посте мы представили четыре основные силы, действующие на самолет во время полета: подъемную силу, сопротивление, тягу и вес, и рассмотрели, как они взаимодействуют друг с другом. Теперь мы более подробно рассмотрим две аэродинамические силы Подъем и Сопротивление . Мы рассмотрим взаимосвязь между двумя силами, изучим, как они взаимодействуют друг с другом, и научимся обезразмеривать результирующие силы.

Две из четырех основных сил, действующих на самолет во время полета, возникают в результате аэродинамической нагрузки на тело, когда оно летит по воздуху. Если вы читали предыдущий пост, то понимаете, что подъемная сила должна создаваться крылом самолета, чтобы действовать как сила, противодействующая общему полетному весу, и это является естественным следствием движения самолета по воздуху. также присутствует сила сопротивления, противодействующая этому движению. В этом посте мы рассмотрим, как и почему аэродинамические силы генерируются при движении самолета по воздуху, и представим метод обезразмеривания сил, позволяющий напрямую сравнивать самолеты различных форм и размеров друг с другом.

В оставшейся части этого руководства мы сосредоточимся на крыле, но концепция аэродинамической нагрузки может быть легко распространена на любой другой компонент самолета, такой как фюзеляж, капот двигателя или даже фонарь кабины.

Давление и поперечная нагрузка

Если вы когда-либо высовывали руку из движущегося транспортного средства и чувствовали силу воздуха, давящего на вашу руку, вы должны интуитивно иметь довольно хорошее представление о концепции подъемной силы и сопротивления. В этом случае подъемная сила стремится подтолкнуть вашу руку вверх, а сила сопротивления толкает ее назад. Здесь сила, действующая на вашу руку, генерируется двумя распределениями силы, действующими на вашу руку:

распределение давления и распределение сдвига .

Распределение давления (нормального) и сдвига (параллельного) на аэродинамическом профиле

Точно то же самое происходит, когда мы рассматриваем аэродинамический профиль, обтекаемый потоком воздуха по его поверхности: присутствует распределение давления и сдвига, действующих по всей поверхности аэродинамического профиля.

Распределение давления действует локально перпендикулярно (нормально) к поверхности аэродинамического профиля.

Распределение сдвига действует локально параллельно поверхности аэродинамического профиля.

Взятие вклада локального давления в каждой точке вдоль поверхности и суммирование каждого вклада вместе (интегрирование) дает результирующую силу давления, действующую на аэродинамический профиль. Точно так же добавление вклада сдвига вдоль поверхности аэродинамического профиля приводит к результирующей силе сдвига.

Таким образом, результирующая аэродинамическая сила, действующая на аэродинамический профиль, представляет собой сумму вкладов давления и сдвига.

Важно помнить, что приведенный выше результат верен независимо от формы рассматриваемой поверхности; чистая аэродинамическая сила, действующая на любое тело в свободном потоке воздуха, всегда будет суммой распределений давления и сдвига, действующих вдоль тела.

Центр давления

Чистая вертикальная сила называется подъемной силой , а чистая горизонтальная сила называется силой сопротивления . Чистая подъемная сила и сила сопротивления действуют в центре давления аэродинамического профиля. Однако центр давления не является фиксированной точкой и будет меняться при изменении угла атаки аэродинамического профиля.

Четверть хорды

Таким образом, центр давления не является удобным местом для указания результирующих сил, действующих на аэродинамический профиль, поскольку он не закреплен. Обычно принято использовать точку, указанную на аэродинамическом профиле 9.0005 четвертьаккорд . Это точка, расположенная на четверть хорды от передней кромки. Перемещение результирующей подъемной силы и силы сопротивления от центра давления к четвертной хорде требует добавления момента для достижения баланса сил. Таким образом, для достижения статического равновесия добавляется момент тангажа , равный подъемной силе, умноженной на плечо момента между четвертной хордой и центром давления (здесь мы пренебрегли компонентом поперечной силы, которая вносит вклад в общий момент тангажа). так как она пренебрежимо мала по отношению к составляющей подъемной силы).

Следовательно, мы можем определить результирующую аэродинамическую силу, действующую на аэродинамический профиль, как подъемную силу и силу сопротивления, действующую на четверть хорды, плюс уравновешивающий момент тангажа.

Положение четвертной хорды и разложение результирующей аэродинамической силы на составляющие и момент ) и параллельные (перетаскиваемые) компоненты. Мы также показали, как часто бывает удобно представлять результирующую силу, действующую на тело, в терминах ее составляющих силы и момента относительно фиксированной произвольной точки (четвертной хорды в нашем примере).

Как мы можем сравнить несколько аэродинамических поверхностей друг с другом, поскольку каждая поверхность будет создавать определенную результирующую силу, основанную на таких параметрах, как скорость набегающего потока, плотность среды, смачиваемая площадь тела, угол атаки тело и сжимаемость среды, обтекающей тело?

Ответ заключается в разумном использовании математики, выполнении упражнения, в котором различные силы безразмерны.

Каждая аэродинамическая сила является функцией следующих параметров:

$$ F = fn(V_{\infty}, \rho, \alpha, \mu, a_{\infty}) $$ Где: $ V_{\infty} $ = скорость набегающего потока \ ( \rho \) = плотность среды $ \alpha $ = угол атаки $ \mu $ = вязкость среды $ a_{\infty} $ = скорость звука набегающего потока

Следовательно, мы можем обезразмерить силы и момент следующим образом:

$$ C_{L} = \frac{L}{q_{\infty}S} $$

$$ C_{D} = \frac{D} {q_{\infty}S} $$

$$ C_{M} = \frac{M}{q_{\infty}Sc} $$ 92) \)

Эти безразмерные представления подъемной силы, лобового сопротивления и момента тангажа позволяют сравнить два аэродинамических тела разного размера, формы и ориентации друг с другом, нормализовав результат для учета изменения создаваемой силы. по размеру тела и условиям течения.

Подобие потока

Безразмерные коэффициенты, перечисленные выше, не полностью описывают компоненты силы и моменты, поскольку ряд параметров не включен в приведенное выше определение. Мы вводим два дополнительных параметра подобия потока: число Рейнольдса и число Маха, чтобы полностью описать поток.

$$Re = \frac{Силы инерции}{Силы вязкости} = \frac{\rho V L}{\mu} = \frac{V L}{\nu}$$ $$ M_{\infty} = \frac {V_{\infty}}{a_{\infty}} $$

Где:

$ L $ = характерная длина корпуса (часто длина хорды крыла или фюзеляжа в авиационной конструкции)

$ \mu $ = динамическая вязкость жидкости

$ \nu $ = кинематическая вязкость жидкости $ (\nu = \frac{\mu}{\rho}) $

$ M_{\ infty} $ = число Маха

$ V_{\infty} $ = скорость набегающего потока

$ a_{\infty} $ = скорость звука набегающего потока

Общепринятой практикой является создание набора аэродинамических данных в диапазоне углов атаки, чтобы понять, как ведет себя самолет или транспортное средство при изменении его положения. Это позволяет инженерам гарантировать безопасное и предсказуемое поведение самолета во всем его конструктивном диапазоне. Эти данные чаще всего собираются путем проведения серии испытаний в аэродинамической трубе с использованием модели проектируемого самолета или транспортного средства.

Однако было бы непомерно дорого пытаться завершить испытания полномасштабной модели в туннеле, поскольку размер туннеля и количество энергии, необходимое для достижения скорости полета типичного самолета, были бы астрономическими. Вместо этого, используя уравнения, определенные выше, инженер может смоделировать динамически аналогичный поток на масштабной модели, гарантируя соответствие числа Рейнольдса и числа Маха реального самолета и модели.

Это очень мощный результат, так как фактическая реакция полноразмерного самолета может быть смоделирована в меньшем масштабе в туннеле меньшего размера, гарантируя подобие потока.

Часто бывает трудно получить совпадение числа Рейнольдса и числа Маха в одном испытании; но часто условия можно смоделировать таким образом, чтобы можно было достичь хорошего приближения к фактическим данным летных испытаний.

Изменение коэффициента в зависимости от угла атаки

В этом обсуждении мы ограничимся обсуждением поперечного сечения крыла, поскольку взаимосвязь между подъемной силой, сопротивлением и углом атаки аэродинамического профиля хорошо установлена. Подобный анализ может быть проведен для любого аэродинамического тела, такого как фюзеляж, фонарь кабины, внешний топливный бак или обтекатель, хотя трудно найти хорошие аэродинамические данные для более неясных форм. Лучший способ получить качественные аэродинамические данные о необычном кузове — это провести серию испытаний в аэродинамической трубе, чтобы самостоятельно получить необходимые данные. Моделирование вычислительной гидродинамики (CFD) также можно запустить для получения аэродинамических данных, но перед использованием сгенерированных данных необходимо учитывать ограничения моделирования. Моделирование CFD может быть очень полезным и обеспечивать более дешевый подход к сбору аэродинамических данных, но решатель должен быть тщательно проверен и протестирован перед использованием.

Угол между базовой линией на теле и вектором, представляющим относительное движение между телом и жидкостью, в которой оно движется, называется углом атаки. Это показано на профиле аэродинамической поверхности ниже:

Определение угла атаки применительно к аэродинамической поверхности

Интуитивно понятно, что подъемная сила и сила лобового сопротивления, создаваемые крылом, будут изменяться в зависимости от угла атаки, так как местное давление и распределение сдвига вокруг крыло будет меняться по мере вращения крыла в набегающем потоке.

Обезразмеривание значений подъемной силы и лобового сопротивления и нанесение их на график для диапазона углов атаки означает, что можно сравнить ряд профилей или конфигураций аэродинамического профиля, чтобы выбрать наиболее подходящую конструкцию. В большинстве случаев наиболее подходящей конфигурацией будет та, которая сводит к минимуму сопротивление, поскольку легче создать достаточную подъемную силу от крыла, чем создать минимальное сопротивление.

Пример аэродинамического профиля четырех серий NACA

Изменение коэффициентов подъемной силы и сопротивления в зависимости от угла атаки показано ниже для профилей NACA 0012 и NACA 6412 (вы можете построить профили самостоятельно с помощью графического инструмента NACA 4 Series). Аэродинамические данные были собраны с помощью инструмента под названием xFoil для числа Рейнольдса, равного 1 миллиону.

NACA 0012 и NACA 6412 График изменения подъемной силы и сопротивления в зависимости от угла атаки

Увеличение угла атаки аэродинамического профиля приводит к соответствующему увеличению коэффициента подъемной силы до точки (срыва), прежде чем коэффициент подъемной силы снова начнет уменьшаться .

На графике зависимости коэффициента подъемной силы от угла атаки есть три отдельных области.

Линейная область: где коэффициент подъемной силы увеличивается линейно с углом атаки
Нелинейная область: (до срыва) здесь увеличение угла атаки по-прежнему приводит к увеличению коэффициента подъемной силы, но это не является линейным, поскольку начинают проявляться эффекты отрыва потока.
Область после сваливания: здесь угол атаки превышает критическую точку сваливания (максимальный коэффициент подъемной силы), и, хотя аэродинамический профиль все еще создает подъемную силу, сопротивление возрастает экспоненциально. Следует избегать полета самолета за точку сваливания. Стабильный самолет будет стремиться опустить носовую стойку, тем самым уменьшая угол атаки обратно в линейную область.

График зависимости сопротивления от угла атаки имеет тенденцию формировать форму ковша с локальным минимумом (минимальным сопротивлением) при определенном угле атаки для определенного аэродинамического профиля. Хорошо спроектированный аэродинамический профиль должен позволять летать в диапазоне малых углов атаки (область линейной подъемной силы) без слишком большого штрафа за сопротивление. Полное сопротивление является функцией как формы аэродинамического профиля (сопротивление профиля), так и квадрата коэффициента подъемной силы (сопротивление, вызванное подъемной силой), что приводит к экспоненциальному увеличению сопротивления по мере приближения к большим углам атаки.

График зависимости коэффициента момента четверти хорды от угла атаки (показан ниже) показывает, как аэродинамический профиль реагирует на увеличение угла атаки. Отрицательный коэффициент момента указывает на момент опускания носа, который уменьшит угол атаки самолета при отсутствии управляющего воздействия. Это желательная ситуация, так как это указывает на то, что воздушное судно будет склонно прибегать к условию в области линейной подъемной силы (устойчивое), а не в области сваливания или после сваливания (неустойчивое). Статическая устойчивость самолета зависит не только от геометрии крыла, но и от самолета в целом.

График изменения коэффициента момента в зависимости от угла атаки

Хитрость при проектировании и задании профиля аэродинамического профиля самолета состоит в том, чтобы попытаться убедиться, что рабочий коэффициент подъемной силы (обычно коэффициент подъемной силы в крейсерском режиме) соответствует углу атаки где сопротивление минимально. Это позволит создать самолет с оптимизированным отношением подъемной силы к лобовому сопротивлению, что является минимальной конфигурацией лобового сопротивления. Однако это только один проектный случай, который следует учитывать, и часто такие ограничения, как требования к взлетной дистанции или соображения маневренности, приводят к конфигурации, которая может быть близка к случаю минимального лобового сопротивления, но не равна ему.

Проектирование крыла представляет собой сложную дисциплину и состоит из оптимизации площади формы в плане и удлинения, проектирования с учетом сверхзвуковых характеристик (если применимо) и понимания той роли, которую выбор аэродинамического профиля играет в общих характеристиках крыла.

Спасибо, что прочитали это введение в аэродинамические коэффициенты. Если вам понравилось это читать, пожалуйста, расскажите об этом и поделитесь этим постом в своей любимой социальной сети!

Как рассчитать силу аэродинамического сопротивления – x-engineer.org

Definition
Formula
Drag coefficient
Frontal area
Aerodynamic drag force
Aerodynamic drag power
Example
Calculator
References

Definition

Any body which moves through жидкости (газу или жидкости) противодействует сила сопротивления, называемая силой аэродинамического сопротивления . Тот же принцип применим и к дорожным транспортным средствам: при движении из-за взаимодействия с окружающим воздухом возникает сила сопротивления, которая пытается остановить движение транспортного средства. Эта сила, называемая силой аэродинамического сопротивления, увеличивается по величине со скоростью автомобиля и зависит от формы и размера кузова автомобиля.

Изображение: BMW Vision — Эффективная динамика — Аэродинамика
Авторы и права: BMW

Аэродинамическое сопротивление является важным аспектом конструкции автомобиля, поскольку оно напрямую влияет на потребление энергии и характеристики автомобиля (особенно на высокой скорости).

Формула

Когда транспортное средство движется по воздуху, перед ним создается динамическое давление, которое в дальнейшем превращается в силу сопротивления. Сила аэродинамического сопротивления , действующая на транспортное средство при движении, аппроксимируется формулой [2]:

F _{г. н.э.} = 0,5 · C _D · A ρ _воздух · (V — V _ВИНД) ²

(1)

ГОД:

AD ₍₁₎

ГОД:

AD ₍₁₎

ГОД:

AD ₍₁₎

ГОД:

AD _{. – сила аэродинамического сопротивления
C _d [-] – коэффициент аэродинамического сопротивления
A [м ² ] – максимальная площадь поперечного сечения автомобиля
ρ _воздух [кг/м ³ ] – плотность воздуха ( равно 1,202 кг/м ³ для сухого воздуха при 20 °C и 101,325 кПа)
v [м/с] – скорость автомобиля
v _ветер [м/с] – скорость ветра}

Если предположить, что ветра нет, уравнение (1) принимает вид: · v ²

(2)

Из уравнения (2) мы видим, что сила аэродинамического сопротивления увеличивается пропорционально квадрату скорости, поэтому она становится критически важной при более высоких скоростях автомобиля.

Вернуться назад

Коэффициент аэродинамического сопротивления

Коэффициент аэродинамического сопротивления оказывает большое влияние на силу аэродинамического сопротивления. В общем случае коэффициент лобового сопротивления можно определить как аэродинамическое качество формы тела в потоке. В зависимости от формы кузова коэффициент аэродинамического сопротивления может сильно различаться.

Изображение: Коэффициент аэродинамического сопротивления для различных форм

Чем ниже коэффициент аэродинамического сопротивления, чем ниже сила аэродинамического сопротивления автомобиля, тем выше энергоэффективность.

Оптимальная аэродинамическая форма с меньшим коэффициентом лобового сопротивления — форма капли воды (Cd = 0,04). Из-за трения о воздух капля воды вынуждена принять форму, имеющую наименьшее сопротивление при контакте с воздухом, следовательно, она имеет наименьший коэффициент сопротивления.

Коэффициент аэродинамического сопротивления зависит от типа кузова автомобиля и от частей автомобиля, установленных на внешних поверхностях, таких как: багажник на крыше, брызговики, задний спойлер, боковые зеркала, радиоантенна и стеклоочистители. Эти детали нарушают обтекаемую форму автомобиля и увеличивают его коэффициент аэродинамического сопротивления.

Из [4] Мы можем перечислить коэффициент сопротивления для некоторых общих транспортных средств:

39999.RID13131313131313131313131313131313131313131313131313131313131313131313131313131313131313131313131.RALID 9029.RID.

Транспортное средство	Модель Год	C _D [-]
2005	0,400
Toyota Camry	1992	0,330
Smart Roadster Coupé	2003
Smart Roadster	2003
Smart Roadster.0299 Toyota Prius	2014	0.260
Chevrolet Volt	2014	0.281

Go back

Frontal area

The aerodynamic drag force is also influenced by the maximum frontal area of the vehicle A [м ²]. Фронтальная площадь автомобиля часто указывается производителем или может быть аппроксимирована с помощью эталонной сетки, как показано на рисунке ниже.

Изображение: приблизительная площадь лобовой части автомобиля
Кредит: [5]

Из [4] Мы можем перечислить фронтальную площадь для некоторых общих транспортных средств:

Транспортный
Ford Escape Hybrid	2005	1.080
Toyota Camry	1992	0.703
Smart Roadster Coupé	2003	0.596
Toyota Prius	2014	0.576
Chevrolet Volt	2014	0.622

Go back

Aerodynamic drag force

Using equation (2) and data from the tables above, we может отображать силу аэродинамического сопротивления для транспортных средств со скоростью от 0 до 250 км/ч.

Изображение: Сила аэродинамического сопротивления для нескольких автомобилей

Сила аэродинамического сопротивления увеличивается пропорционально квадрату скорости автомобиля. По этой причине, особенно при высокой скорости автомобиля (> 100 км/ч), аэродинамика имеет решающее значение с точки зрения производительности автомобиля и энергоэффективности.

Если сравнить силу аэродинамического сопротивления с силой сопротивления качению, то можно увидеть, что до 100 км/ч они имеют одинаковое значение. При более высоких скоростях автомобиля аэродинамические потери намного больше, и они потребляют большую тяговую силу от трансмиссии.

Вернуться назад

Сила аэродинамического сопротивления

Лучший способ понять величину аэродинамического сопротивления — посмотреть на потребляемую мощность для аэродинамических потерь. Сила аэродинамического сопротивления P _ad [Вт] рассчитывается путем умножения силы аэродинамического сопротивления F _ad [Н] на скорость транспортного средства v [м/с]:

P _ad = F _ad · v

( 3)

Используя уравнение (3), мы можем построить график зависимости мощности аэродинамического сопротивления от скорости транспортного средства, например, выше:

Изображение: мощность аэродинамического сопротивления для нескольких транспортных средств

сопротивление воздуха значительное. Во многих случаях максимальная скорость автомобиля ограничивается аэродинамическим сопротивлением, так как оно потребляет большую часть мощности колеса и нет запаса мощности для разгона.

Пример

Рассчитайте силу и мощность аэродинамического сопротивления для автомобиля с коэффициентом сопротивления 0,4 и площадью лобового сечения 1,08 м ² , движущегося со скоростью 100 км/ч.

Шаг 1 . Преобразование скорости автомобиля из км/ч в м/с.

v = 100/3,6 = 27,78 м/с

Шаг 2 . Рассчитайте силу аэродинамического сопротивления, используя уравнение (2).

F _ad = 0,5 · 0,4 · 1,08 · 1,202 · 27,78 ² = 200 Н

Шаг 3 . Рассчитайте мощность аэродинамического сопротивления, используя уравнение (3).

P _{г. н.э.} = 200 · 27,78 = 5556 Вт = 5,556 кВт

Go Back

Калькулятор

C _D [-] =

Аэродинамический коэффициент: Аэродинамические коэффициенты

ScadSoft

Коэффициенты аэродинамической подъемной силы, сопротивления и момента

Введение

Давление и поперечная нагрузка

Центр давления

Четверть хорды

Подобие потока

Изменение коэффициента в зависимости от угла атаки

Пример аэродинамического профиля четырех серий NACA

Как рассчитать силу аэродинамического сопротивления – x-engineer.org

Table of Contents

Definition

Формула

Коэффициент аэродинамического сопротивления

Frontal area

Aerodynamic drag force

Сила аэродинамического сопротивления

Пример

Калькулятор

Добавить комментарий Отменить ответ