Формула лобового сопротивления: Лобовое сопротивление (аэродинамика) — это… Что такое Лобовое сопротивление (аэродинамика)?

Лобовое сопротивление (аэродинамика) - это... Что такое Лобовое сопротивление (аэродинамика)?
Четыре силы, действующие на самолёт

Лобовое сопротивление — сила, препятствующая движению тел в жидкостях и газах. Лобовое сопротивления складывается из двух типов сил: сил касательного (тангенциального) трения, направленных вдоль поверхности тела, и сил давления, направленных по нормали к поверхности. Сила сопротивления является диссипативной силой и всегда направлена против вектора скорости тела в среде. Наряду с подъёмной силой является составляющей полной аэродинамической силы.

Сила лобового сопротивления обычно представляется в виде суммы двух составляющих: сопротивления при нулевой подъёмной силе и индуктивного сопротивления. Каждая составляющая характеризуется своим собственным безразмерным коэффициентом сопротивления и определённой зависимостью от скорости движения.

Лобовое сопротивление может способствовать как обледенению летательных аппаратов (при низких температурах воздуха), так и вызывать нагревание лобовых поверхностей ЛА при сверхзвуковых скоростях ударной ионизацией.

Поток и форма препятствияПрофильное сопротивлениеСопротивление обшивки
Flow plate.svg0%100%
Flow foil.svg~10%~90%
Flow sphere.svg~90%~10%
Flow plate perpendicular.svg100%0%
Траектории трёх объектов (угол запуска - 70°, Distance - расстояние, Height - высота). Чёрный объект не испытывает никакого сопротивления и движется по параболе, на голубой объект действует Закон Стокса, на зеленый объект - закон вязкости Ньютона

Содержание

Сопротивление при нулевой подъёмной силе

Эта составляющая сопротивления не зависит от величины создаваемой подъёмной силы и складывается из профильного сопротивления крыла, сопротивления элементов конструкции самолёта, не вносящих вклад в подъёмную силу, и волнового сопротивления. Последнее является существенным при движении с около- и сверхзвуковой скоростью, и вызвано образованием ударной волны, уносящей значительную долю энергии движения. Волновое сопротивление возникает при достижении самолётом скорости, соответствующей критическому числу Маха, когда часть потока, обтекающего крыло самолёта, приобретает сверхзвуковую скорость. Критическое число М тем больше, чем больше угол стреловидности крыла, чем более заострена передняя кромка крыла и чем оно тоньше.

Сила сопротивления направлена против скорости движения, её величина пропорциональна характерной площади S, плотности среды ρ и квадрату скорости V:

Cx0 - безразмерный аэродинамический коэффициент сопротивления, получается из критериев подобия, например, чисел Рейнольдса и Фруда в аэродинамике.

Определение характерной площади зависит от формы тела:

  • в простейшем случае (шар) — площадь поперечного сечения;
  • для крыльев и оперения — площадь крыла/оперения в плане;
  • для пропеллеров и несущих винтов вертолётов — либо площадь лопастей, либо ометаемая площадь винта;
  • для продолговатых тел вращения ориентированных вдоль потока (фюзеляж, оболочка дирижабля) — приведённая волюметрическая площадь, равная V2/3, где V — объём тела.

Мощность, требуемая для преодоления данной составляющей силы лобового сопротивления, пропорциональна кубу скорости.

Индуктивное сопротивление

Индуктивное сопротивление (англ. lift-induced drag) — это следствие образования подъёмной силы на крыле конечного размаха. Несимметричное обтекание крыла приводит к тому, что поток воздуха сбегает с крыла под углом к набегающему на крыло потоку (т. н. скос потока). Таким образом, во время движения крыла происходит постоянное ускорение массы набегающего воздуха в направлении, перпендикулярном направлению полёта, и направленном вниз. Это ускорение во-первых сопровождается образованием подъёмной силы, а во-вторых — приводит к необходимости сообщать ускоряющемуся потоку кинетическую энергию. Количество кинетической энергии, необходимое для сообщения потоку скорости, перпендикулярной направлению полёта, и будет определять величину индуктивного сопротивления.

На величину индуктивного сопротивления оказывает влияние не только величина подъёмной силы, но и её распределение по размаху крыла. Минимальное значение индуктивного сопротивления достигается при эллиптическом распределении подъёмной силы по размаху. При проектировании крыла этого добиваются следующими методами:

  • выбором рациональной формы крыла в плане;
  • применением геометрической и аэродинамической крутки;
  • установкой вспомогательных поверхностей — вертикальных законцовок крыла.

Индуктивное сопротивление пропорционально квадрату подъёмной силы Y, и обратно пропорционально площади крыла S, его удлинению λ, плотности среды ρ и квадрату скорости V:

Таким образом, индуктивное сопротивление вносит существенный вклад при полёте на малой скорости (и, как следствие, на больших углах атаки). Оно также увеличивается при увеличении веса самолёта.

Суммарное сопротивление

Является суммой всех видов сил сопротивления:

X = X0 + Xi

Так как сопротивление при нулевой подъёмной силе X0 пропорционально квадрату скорости, а индуктивное Xi — обратно пропорционально квадрату скорости, то они вносят разный вклад при разных скоростях. С ростом скорости, X0 растёт, а Xi — падает, и график зависимости суммарного сопротивления X от скорости («кривая потребной тяги») имеет минимум в точке пересечения кривых X0 и Xi, при которой обе силы сопротивления равны по величине. При этой скорости самолёт обладает наименьшим сопротивлением при заданной подъёмной силе (равной весу), а значит наивысшим аэродинамическим качеством.

Мощность, требуемая для преодоления силы паразитного сопротивления, пропорциональна кубу скорости, а мощность, требуемая для преодоления индуктивного сопротивления, обратно-пропорциональна скорости, поэтому суммарная мощность тоже имеет нелинейную зависимость от скорости. При некоторой скорости мощность (а значит и расход топлива) становится минимальной — это скорость наибольшей продолжительности полёта (барражирования). Скорость, при которой достигается минимум отношения мощности (расхода топлива) к скорости полёта, является скоростью

максимальной дальности полёта или крейсерской скоростью.

См. также

Ссылки

Лобовое сопротивление — Википедия с видео // WIKI 2

Четыре силы, действующие на самолёт

Четыре силы, действующие на самолёт

Лобовое сопротивление — сила, препятствующая движению тел в жидкостях и газах. Лобовое сопротивление складывается из двух типов сил: сил касательного (тангенциального) трения, направленных вдоль поверхности тела, и сил давления, направленных по нормали к поверхности. Сила сопротивления является диссипативной силой и всегда направлена против вектора скорости тела в среде. Наряду с подъёмной силой является составляющей полной аэродинамической силы.

Сила лобового сопротивления обычно представляется в виде суммы двух составляющих: сопротивления при нулевой подъёмной силе и индуктивного сопротивления. Каждая составляющая характеризуется своим собственным безразмерным коэффициентом сопротивления и определённой зависимостью от скорости движения.

Лобовое сопротивление может способствовать как обледенению летательных аппаратов (при низких температурах воздуха), так и вызывать нагревание лобовых поверхностей ЛА при сверхзвуковых скоростях ударной ионизацией.

Траектории трёх объектов (угол запуска — 70°, Distance — расстояние, Height — высота). Чёрный объект не испытывает никакого сопротивления и движется по параболе, на голубой объект действует закон Стокса, на зелёный объект — закон вязкости Ньютона

Энциклопедичный YouTube

  • 1/4

    Просмотров:

    17 959

    1 127

    1 349

    860

  • ✪ Сопротивление воздуха - Физика в опытах и экспериментах

  • ✪ Физика 23. Сопротивление воздуха. Часть 1 — Академия занимательных наук

  • ✪ GetAClass - Дифференциальные уравнения 2. Сопротивление воздуха

  • ✪ Физика 24. Сопротивление воздуха. Часть 2 — Академия занимательных наук

Содержание

Сопротивление при нулевой подъёмной силе

Эта составляющая сопротивления не зависит от величины создаваемой подъёмной силы и складывается из профильного сопротивления крыла, сопротивления элементов конструкции самолёта, не вносящих вклад в подъёмную силу, и волнового сопротивления. Последнее является существенным при движении с около- и сверхзвуковой скоростью, и вызвано образованием ударной волны, уносящей значительную долю энергии движения. Волновое сопротивление возникает при достижении самолётом скорости, соответствующей критическому числу Маха, когда часть потока, обтекающего крыло самолёта, приобретает сверхзвуковую скорость. Критическое число М тем больше, чем больше угол стреловидности крыла, чем более заострена передняя кромка крыла и чем оно тоньше.

Сила сопротивления направлена против скорости движения, её величина пропорциональна характерной площади S, плотности среды ρ и квадрату скорости V:

F = C F ρ v 2 2 S {\displaystyle F=C_{F}{\frac {\rho v^{2}}{2}}S}
C F {\displaystyle C_{F}}  — безразмерный аэродинамический коэффициент сопротивления, получается из критериев подобия, например, чисел Рейнольдса и Фруда в аэродинамике.

Определение характерной площади зависит от формы тела:

  • в простейшем случае (шар) — площадь поперечного сечения;
  • для крыльев и оперения — площадь крыла/оперения в плане;
  • для пропеллеров и несущих винтов вертолётов — либо площадь лопастей, либо ометаемая площадь винта;
  • для подводных объектов обтекаемой формы — площадь смачиваемой поверхности;
  • для продолговатых тел вращения, ориентированных вдоль потока (фюзеляж, оболочка дирижабля) — приведённая волюметрическая площадь, равная V2/3, где V — объём тела.

Мощность, требуемая для преодоления данной составляющей силы лобового сопротивления, пропорциональна кубу скорости ( P = F ⋅ V = C F ρ V 3 2 S {\displaystyle P=F\cdot V=C_{F}{\dfrac {\rho V^{3}}{2}}S} ).

Индуктивное сопротивление в аэродинамике

Индуктивное сопротивление (англ. lift-induced drag) — это следствие образования подъёмной силы на крыле конечного размаха. Несимметричное обтекание крыла приводит к тому, что поток воздуха сбегает с крыла под углом к набегающему на крыло потоку (т. н. скос потока). Таким образом, во время движения крыла происходит постоянное ускорение массы набегающего воздуха в направлении, перпендикулярном направлению полёта, и направленном вниз. Это ускорение, во-первых, сопровождается образованием подъёмной силы, а во-вторых — приводит к необходимости сообщать ускоряющемуся потоку кинетическую энергию. Количество кинетической энергии, необходимое для сообщения потоку скорости, перпендикулярной направлению полёта, и будет определять величину индуктивного сопротивления. На величину индуктивного сопротивления оказывает влияние не только величина подъёмной силы (так, в случае отрицательной работы подъёмной силы направление вектора индуктивного сопротивления противоположно вектору силы, обусловленной тангенсальным трением), но и её распределение по размаху крыла. Минимальное значение индуктивного сопротивления достигается при эллиптическом распределении подъёмной силы по размаху. При проектировании крыла этого добиваются следующими методами:

  • выбором рациональной формы крыла в плане;
  • применением геометрической и аэродинамической крутки;
  • установкой вспомогательных поверхностей — вертикальных законцовок крыла.

Индуктивное сопротивление пропорционально квадрату подъёмной силы Y, и обратно пропорционально площади крыла S, его удлинению λ {\displaystyle \lambda } , плотности среды ρ и квадрату скорости V:

F i = C F i ρ V 2 2 S = C y 2 π λ ρ V 2 2 S = 1 π λ Y 2 ρ V 2 2 S {\displaystyle F_{i}=C_{F_{i}}{\frac {\rho V^{2}}{2}}S={\frac {C_{y}^{2}}{\pi \lambda }}{\frac {\rho V^{2}}{2}}S={\frac {1}{\pi \lambda }}{\frac {Y^{2}}{{\frac {\rho V^{2}}{2}}S}}}

Таким образом, индуктивное сопротивление вносит существенный вклад при полёте на малой скорости (и, как следствие, на больших углах атаки). Оно также увеличивается при увеличении веса самолёта.

Суммарное сопротивление

Является суммой всех видов сил сопротивления:

F = F 0 + F i {\displaystyle F=F_{0}+F_{i}}

Так как сопротивление при нулевой подъёмной силе F 0 {\displaystyle F_{0}} пропорционально квадрату скорости, а индуктивное  F i {\displaystyle F_{i}}  — обратно пропорционально квадрату скорости, то они вносят разный вклад при разных скоростях. С ростом скорости F 0 {\displaystyle F_{0}} растёт, а F i {\displaystyle F_{i}}  — падает, и график зависимости суммарного сопротивления F {\displaystyle F} от скорости («кривая потребной тяги») имеет минимум в точке пересечения кривых F 0 {\displaystyle F_{0}} и F i {\displaystyle F_{i}} , при которой обе силы сопротивления равны по величине. При этой скорости самолёт обладает наименьшим сопротивлением при заданной подъёмной силе (равной весу), а значит, наивысшим аэродинамическим качеством.

Мощность, требуемая для преодоления силы паразитного сопротивления, пропорциональна кубу скорости, а мощность, требуемая для преодоления индуктивного сопротивления, обратно пропорциональна скорости, поэтому суммарная мощность тоже имеет нелинейную зависимость от скорости. При некоторой скорости мощность (а значит, и расход топлива) становится минимальной — это скорость наибольшей продолжительности полёта (барражирования). Скорость, при которой достигается минимум отношения мощности (расхода топлива) к скорости полёта, является скоростью максимальной дальности полёта или крейсерской скоростью.

См. также

Сопротивление воздуха

Литература

  • Юрьев Б. Н. Экспериментальная аэродинамика. Часть II Индуктивное сопротивление, НКОП СССР, 1938, 275 с.

Ссылки

F_{i} Эта страница в последний раз была отредактирована 11 апреля 2020 в 06:07.

Лобовое сопротивление — Википедия

Четыре силы, действующие на самолёт

Лобовое сопротивление — сила, препятствующая движению тел в жидкостях и газах. Лобовое сопротивление складывается из двух типов сил: сил касательного (тангенциального) трения, направленных вдоль поверхности тела, и сил давления, направленных по нормали к поверхности. Сила сопротивления является диссипативной силой и всегда направлена против вектора скорости тела в среде. Наряду с подъёмной силой является составляющей полной аэродинамической силы.

Сила лобового сопротивления обычно представляется в виде суммы двух составляющих: сопротивления при нулевой подъёмной силе и индуктивного сопротивления. Каждая составляющая характеризуется своим собственным безразмерным коэффициентом сопротивления и определённой зависимостью от скорости движения.

Лобовое сопротивление может способствовать как обледенению летательных аппаратов (при низких температурах воздуха), так и вызывать нагревание лобовых поверхностей ЛА при сверхзвуковых скоростях ударной ионизацией.

Траектории трёх объектов (угол запуска — 70°, Distance — расстояние, Height — высота). Чёрный объект не испытывает никакого сопротивления и движется по параболе, на голубой объект действует закон Стокса, на зелёный объект — закон вязкости Ньютона
Поток и форма
препятствия
Сопротивление
формы
Влияние

вязкости на трение

Flow plate.svg~0,03~100 %
Flow foil.svg~0,01-0,1~90 %
Flow sphere.svg~0,3~10 %
Flow plate perpendicular.svg1,17~5 %
Полусфера1,42~10

Сопротивление при нулевой подъёмной силе

Эта составляющая сопротивления не зависит от величины создаваемой подъёмной силы и складывается из профильного сопротивления крыла, сопротивления элементов конструкции самолёта, не вносящих вклад в подъёмную силу, и волнового сопротивления. Последнее является существенным при движении с около- и сверхзвуковой скоростью, и вызвано образованием ударной волны, уносящей значительную долю энергии движения. Волновое сопротивление возникает при достижении самолётом скорости, соответствующей критическому числу Маха, когда часть потока, обтекающего крыло самолёта, приобретает сверхзвуковую скорость. Критическое число М тем больше, чем больше угол стреловидности крыла, чем более заострена передняя кромка крыла и чем оно тоньше.

Сила сопротивления направлена против скорости движения, её величина пропорциональна характерной площади S, плотности среды ρ и квадрату скорости V:

X 0 = C x 0 ρ V 2 2 S {\displaystyle X_{0}=C_{x0}{\frac {\rho V^{2}}{2}}S}
C x 0 {\displaystyle C_{x0}}  — безразмерный аэродинамический коэффициент сопротивления, получается из критериев подобия, например, чисел Рейнольдса и Фруда в аэродинамике.

Определение характерной площади зависит от формы тела:

  • в простейшем случае (шар) — площадь поперечного сечения;
  • для крыльев и оперения — площадь крыла/оперения в плане;
  • для пропеллеров и несущих винтов вертолётов — либо площадь лопастей, либо ометаемая площадь винта;
  • для подводных объектов обтекаемой формы — площадь смачиваемой поверхности;
  • для продолговатых тел вращения, ориентированных вдоль потока (фюзеляж, оболочка дирижабля) — приведённая волюметрическая площадь, равная V2/3, где V — объём тела.

Мощность, требуемая для преодоления данной составляющей силы лобового сопротивления, пропорциональна кубу скорости ( P = X 0 ⋅ V = C x 0 ρ V 3 2 S {\displaystyle P=X_{0}\cdot V=C_{x0}{\dfrac {\rho V^{3}}{2}}S} ).

Индуктивное сопротивление в аэродинамике

Индуктивное сопротивление (англ. lift-induced drag) — это следствие образования подъёмной силы на крыле конечного размаха. Несимметричное обтекание крыла приводит к тому, что поток воздуха сбегает с крыла под углом к набегающему на крыло потоку (т. н. скос потока). Таким образом, во время движения крыла происходит постоянное ускорение массы набегающего воздуха в направлении, перпендикулярном направлению полёта, и направленном вниз. Это ускорение, во-первых, сопровождается образованием подъёмной силы, а во-вторых — приводит к необходимости сообщать ускоряющемуся потоку кинетическую энергию. Количество кинетической энергии, необходимое для сообщения потоку скорости, перпендикулярной направлению полёта, и будет определять величину индуктивного сопротивления.

На величину индуктивного сопротивления оказывает влияние не только величина подъёмной силы, но и её распределение по размаху крыла. Минимальное значение индуктивного сопротивления достигается при эллиптическом распределении подъёмной силы по размаху. При проектировании крыла этого добиваются следующими методами:

  • выбором рациональной формы крыла в плане;
  • применением геометрической и аэродинамической крутки;
  • установкой вспомогательных поверхностей — вертикальных законцовок крыла.

Индуктивное сопротивление пропорционально квадрату подъёмной силы Y, и обратно пропорционально площади крыла S, его удлинению λ {\displaystyle \lambda } , плотности среды ρ и квадрату скорости V:

X i = C x i ρ V 2 2 S = C y 2 π λ ρ V 2 2 S = 1 π λ Y 2 ρ V 2 2 S {\displaystyle X_{i}=C_{xi}{\frac {\rho V^{2}}{2}}S={\frac {C_{y}^{2}}{\pi \lambda }}{\frac {\rho V^{2}}{2}}S={\frac {1}{\pi \lambda }}{\frac {Y^{2}}{{\frac {\rho V^{2}}{2}}S}}}

Таким образом, индуктивное сопротивление вносит существенный вклад при полёте на малой скорости (и, как следствие, на больших углах атаки). Оно также увеличивается при увеличении веса самолёта.

Суммарное сопротивление

Является суммой всех видов сил сопротивления:

X = X 0 + X i {\displaystyle X=X_{0}+X_{i}}

Так как сопротивление при нулевой подъёмной силе X 0 {\displaystyle X_{0}} пропорционально квадрату скорости, а индуктивное  X i {\displaystyle X_{i}}  — обратно пропорционально квадрату скорости, то они вносят разный вклад при разных скоростях. С ростом скорости X 0 {\displaystyle X_{0}} растёт, а X i {\displaystyle X_{i}}  — падает, и график зависимости суммарного сопротивления X {\displaystyle X} от скорости («кривая потребной тяги») имеет минимум в точке пересечения кривых X 0 {\displaystyle X_{0}} и X i {\displaystyle X_{i}} , при которой обе силы сопротивления равны по величине. При этой скорости самолёт обладает наименьшим сопротивлением при заданной подъёмной силе (равной весу), а значит, наивысшим аэродинамическим качеством.

Мощность, требуемая для преодоления силы паразитного сопротивления, пропорциональна кубу скорости, а мощность, требуемая для преодоления индуктивного сопротивления, обратно пропорциональна скорости, поэтому суммарная мощность тоже имеет нелинейную зависимость от скорости. При некоторой скорости мощность (а значит, и расход топлива) становится минимальной — это скорость наибольшей продолжительности полёта (барражирования). Скорость, при которой достигается минимум отношения мощности (расхода топлива) к скорости полёта, является скоростью максимальной дальности полёта или крейсерской скоростью.

См. также

Сопротивление воздуха

Литература

  • Юрьев Б. Н. Экспериментальная аэродинамика. Часть II Индуктивное сопротивление, НКОП СССР, 1938, 275 с.

Ссылки

Сопротивление воздуха (аэродинамическое)

Автор: Юлиюс Мацкерле (Julius Mackerle)
Источник: «Современный экономичный автомобиль» [1]
54834 5

На расход топлива, в особенности при больших скоростях движения, значительное влияние оказывает сопротивление воздуха (аэродинамическое сопротивление), сила аэродинамического сопротивления пропорциональна квадрату скорости и рассчитывается по формуле

Pv = cx·S·v2·ρ/2,

где S – площадь фронтальной проекции автомобиля, м2; v – скорость движения автомобиля относительно воздуха, м/с; ρ – плотность воздуха, кг/м3; cх – коэффициент аэродинамического сопротивления.

Аэродинамическое сопротивление не зависит от массы автомобиля [2]. Площадь фронтальной проекции автомобиля определяется формой кузова и требованиям по обеспечению комфортного расположения водителя и пассажиров на сиденьях. Например, автомобиль большого класса может быть ниже, чем малого, так как сиденья у него зачастую располагаются ниже. У автомобиля малого класса из-за его небольшой массы и длины сиденья расположены выше над полом, и поэтому расстояние между передними и задними сиденьями меньше. Более прямое расположение водителя и пассажиров в автомобиле малого класса требует его большей высоты, но меньшей длины. Площади фронтальных проекций обоих автомобилей при этом почти одинаковы, но низкий и длинный кузов автомобиля большого класса аэродинамически более выгоден.

Мощность двигателя, необходимая для преодоления аэродинамического сопротивления, пропорциональна, следовательно, кубу скорости:

Nv = Pv·v/3600 (кВт),

где v — относительная скорость движения автомобиля, км/ч.

Коэффициент аэродинамического сопротивления, как видно из таблицы, представленной ниже, изменяется в широком диапазоне в зависимости от формы кузова автомобиля.

Аэродинамическое сопротивление различных автомобилей
Кузов автомобиля Коэффициент сопротивления воздуха cx Мощность, необходимая для преодоления аэродинамического сопротивления (кВт), при площади фронтальной проекции 2 м2 и скорости
40 км/ч 80 км/ч 120 км/ч
Открытый четырёхместный 0,7 – 0,9 1,18 – 1,47 9,6 – 11,8 31,0 – 40,5
Закрытый, с наличием углов и граней 0,6 – 0,7 0,96 – 1,18 8,0 – 9,6 26,4 – 30,8
Закрытый, с закруглением углов и граней 0,5 – 0,6 0,80 – 0,96 6,6 – 8,0 22,0 – 26,4
Закрытый понтонообразный 0,4 – 0,5 0,66 – 0,80 5,2 – 6,6 17,6 – 22,0
Закрытый, хорошо обтекаемый 0,3 – 0,4 0,52 – 0,66 3,7 – 5,2 13,2 – 17,6
Закрытый, аэродинамически совершенный 0,20 – 0,25 0,33 – 0,44 2,6 – 3,3 9,8 – 11,0
Грузовой автомобиль 0,8 – 1,5
Автобус 0,6 – 0,7
Автобус с хорошо обтекаемым кузовом 0,3 – 0,4
Мотоцикл 0,6 – 0,7

Коэффициент аэродинамического сопротивления устанавливается продувкой автомобиля или его макета в аэродинамической трубе или приближенно в ходе эксплуатационных испытаний. При испытаниях в аэродинамической трубе на макетах получаются менее точные значения, чем при тех же испытаниях на реальных автомобилях. Это вызвано тем, что на изменение сопротивления воздуха оказывают влияние неточности изготовления некоторых узлов и деталей автомобиля: ручек дверей, днища кузова, бамперов, зеркал заднего вида и т. д. Кроме того, значительное влияние на величину сх оказывает воздух, проходящий в кузов для охлаждения и вентиляции.

При больших скоростях движения автомобиля аэродинамическое сопротивление является преобладающим.

На рисунке ниже показано изменение мощностей, необходимых для преодоления сопротивления качению Nf и аэродинамического сопротивления Nv в зависимости от скорости v для автомобиля среднего класса. При скорости 60 км/ч мощности, необходимые для преодоления сопротивления качению и сопротивления воздуха, равны, что характерно для данного вида автомобилей. По сумме потребляемых мощностей можно убедиться в важности сопротивления воздуха. При скорости 80 км/ч мощность, затрачиваемая на его преодоление, в 4 раза больше, чем при скорости 40 км/ч, а при скорости выше, чем 120 км/ч, общая мощность, необходимая для движения, растет почти пропорционально кубу скорости автомобиля.

Мощность, затрачиваемая на преодоление сопротивлений движению
Масса автомобиля 1350 кг, площадь фронтальной проекции S автомобиля 2 м2; коэффициент сопротивления качению f равен 0,015; коэффициент аэродинамического сопротивления сх равен 0,456.

При определении мощности двигателя, необходимой для достижения максимальной скорости, большей той, которую обеспечивает номинальная мощность установленного на автомобиле двигателя, можно использовать без значительной ошибки следующее соотношение:

N2 = N1·(v2/v1)3,

где N2 – требуемая мощность, кВт; N1 – достигнутая максимальная мощность, кВт; v

2 – требуемая скорость, км/ч; v1 – достигнутая максимальная скорость, км/ч.

Через точку X – максимальная мощность N1 при максимальной скорости v1 – проведена кривая зависимости мощности от куба скорости. Разница между этой кривой и линией мощности, требуемой для движения при максимальной скорости, незначительна.

Показанная сумма мощностей сопротивления качению Nf и аэродинамического сопротивления Nv представляет собой мощность сопротивления равномерному движению автомобиля по горизонтальному участку дороги при безветрии.

Последнее обновление 02.03.2012
Опубликовано 16.03.2011

Читайте также

  • Когда был создан первый электромобиль

    Статья рассказывает о том, когда был создан первый электромобиль. Освещает особенности развития конструкции ранних электромобилей. Также рассматриваются преимущества и недостатки, приведшие к их упадку.

  • Беспилотные автомобили

    Сомневаетесь в возможности беспилотных автомобилей? Слишком поздно. Они уже здесь, - и они умнее, чем когда-либо.

Сноски

  1. ↺ Мацкерле Ю. Современный экономичный автомобиль/Пер. с чешск. В. Б. Иванова; Под ред. А. Р. Бенедиктова. - М.: Машиностроение, 1987. - 320 с.: ил.//Стр. 110 - 114 (книга есть в библиотеке сайта). – Прим. icarbio.ru

Комментарии

Аэродинамическое сопротивление автомобиля

В процессе проектирования и создания конструкторами очень тщательно прорабатывается аэродинамика автомобиля, поскольку она оказывает значительное влияние на технические показатели модели.

При движении автомобиля большая часть мощности силовой установки уходит на преодоление сопротивления, создаваемого воздухом. И правильно созданная аэродинамика автомобиля позволяет уменьшить это сопротивление, а значит на борьбу с противодействием находящего воздушного потока потребуется затратить меньше мощности, и соответственно – топлива.

Измерение аэродинамики автомобиля проводится для изучения сил, создаваемых воздушным потоком и воздействующих на транспортное средство. И таких сил несколько – подъемные и боковые, а также лобовое сопротивление.

Лобовое сопротивление и коэффициент Сх

По большей части все работы с кузовом авто направлены на преодоление лобового сопротивления, поскольку именно эта сила самая значительная.

Движение потоков воздуха

За основу при расчетах берется сила сопротивления воздуха. Для вычисления результата используются такие данные как плотность воздуха, площадь поперечной проекции авто, коэффициент аэродинамического сопротивления (Сх)  — это важнейший показатель в аэродинамике автомобиля. При этом на силу сопротивления в значительной мере влияет также скорость движения. Так, увеличение скорости вдвое будет сопровождаться повышением сопротивлением в 4 раза. Скорость один из мощных факторов увеличения расхода.

Например, для хорошо обтекаемого авто с площадью проекции 2 ми коэффициентом 0,3 при движении на скорости 60 км/ч для преодоления сопротивления воздуха необходимо 2,4 л.с., а при скорости 120 км/ч уже 19,1 л.с. Разница расхода топлива при таких условиях достигает 30% на 100 км.

Если вам, в данный момент, требуется максимальная экономия топлива, необходимо придерживаться постоянной скорости около 60 км/ч. В этом режиме движения расход будет минимальным даже у авто с большим Cx.

Рассмотрим все по-простому. У воздуха есть своя плотность, причем немалая. При движении автомобилю приходится проходить через имеющиеся воздушные массы, при этом создается поток, который обтекает кузов. И чем легче авто будет «резать» воздушную массу, тем меньше он затратит на это энергии.

Но не все так просто. Во время движения перед авто создается область увеличенного давления (машина сжимает воздушную массу), то есть спереди образуется такой себе невидимый барьер, осложняющий «разрезание» воздушной массы.

Также после обтекания кузова происходит отрыв воздушного потока от поверхности, что становиться причиной появления завихрений и разрежения за авто. В сочетании с повышенным давлением возникающее разрежение еще больше увеличивает сопротивление.

Поскольку повлиять на плотность воздуха невозможно, то конструкторам остается только вносить коррективы в две другие расчетные составляющие – площадь авто и коэффициент аэродинамического сопротивления.

Но уменьшить проекцию авто не представляется особо возможным без ущерба для полезных пространств кузова (просто невозможно сделать авто меньше, чем он есть), поэтому остается только изменение коэффициента Сх.

Этот коэффициент устанавливается экспериментальным путем (в аэродинамической трубе) и характеризует он соотношение лобового сопротивления к скоростному напору и площади поперечного сечения кузова. Величина его безразмерная.

Аэродинамическая труба

Наименьший коэффициент аэродинамического сопротивления имеет каплевидное тело. При движении в воздушной массе такое тело плавно перед собой разводит поток, не создавая области повышенного давления, а имеющийся «хвост» позволяет за собой сомкнуть поток без обрывов и завихрений, то есть разрежение тоже отсутствует. Получается, что воздух просто обтекает тело, создавая минимальное сопротивление. Для такого тела коэффициент Сх составляет всего 0,05.

Конструкторам, работая с аэродинамикой автомобиля добиться, таких показателей пока не удается. И все потому, что при движении сопротивление создается несколькими факторами:

  • Формой кузова;
  • Трением потока о поверхности при обтекании;
  • Попаданием потока в подкапотное пространство и салон.

Поэтому для современных авто коэффициент аэродинамического сопротивления считается отличным, если его значение ниже 0,3. К примеру, у Peugeot 308 коэффициент составляет 0,29, у Audi A2 он равен 0,25, а у Toyota Prius – 0,26. Но стоит отметить, что это расчетные показатели в идеальных условиях. На практике же во время движения на авто воздействуют множество разнообразных факторов, которые негативным образом сказываются на сопротивлении кузова.

Примечательно, что на коэффициент оказывает наибольшее влияние не передок авто, а его задняя часть. И виной этому становится создание разрежения и завихрений в результате отрыва потока от кузова. Поэтому конструкторы по большей части занимаются приданием необходимой формы именно задней части.

Коэффициент сопротивления Volkswagen XL1 составляет всего 0,19

Снизить коэффициент Сх позволяет также уменьшение количества выступающих частей, причем везде на авто (бока, крыша, днище, передок), а тем элементам, которые не удается убрать с поверхности придается максимально возможная обтекаемая форма.

Подъемная и прижимная сила

В результате неравномерного обтекания потоком воздуха автомобиля с разных сторон возникает разница в скорости его движения.

Действующие подъемная и прижимная силы

Автомобиль движется и рассекает поток воздуха, при этом часть этого потока уходит под авто и проходит под днищем, то есть движется практически по прямой. А вот верхней части потока приходится повторять форму кузова, и ей приходится проходить большее расстояние. Из-за этого возникает разница в скорости воздуха – верхняя часть движется быстрее нижней, проходящей под авто. А поскольку увеличение скорости сопровождается снижением давления, то под днищем образуется зона повышенного давления, которая приподнимает машину.

Проблем добавляет и лобовое сопротивление. Область повышенного давления воздушной массы перед машиной прижимает передок к дороге, в то время как разрежение и завихрения позади наоборот – способствуют приподнятию кузова. Подъемная сила, как и лобовое сопротивление, возрастает при увеличении скорости движения.

Негативным фактором от воздействия такой силы является ухудшение устойчивости авто при увеличении скорости и повышение вероятности ухода в занос.

Но эта сила может оказывать и положительное действие. При внесении корректив в конструкцию авто возможно преобразование подъемной силы в прижимную, которая будет обеспечивать лучшее сцепление с дорогой, устойчивость авто, его управляемость на высоких скоростях.

При этом для получения прижимной силы не требуется каких-либо отдельных решений. Все разработки, направленные на снижение коэффициента Сх также сказываются и на прижиме. К примеру, оптимизация формы задней части приводит к уменьшению завихрений и разрежения, из-за чего подъемная сила тоже снижается, а прижимная — повышается. Установка заднего спойлера действует таким же образом.

Уменьшение завихрений при установке спойлера

Боковые же силы при установлении аэродинамики автомобиля, особо в расчет не берутся, в силу того, что они не постоянны, а также значительного влияния на показатели авто не оказывают.

Но это все теория аэродинамики автомобиля. На практике все можно пояснить одним предложением — чем хуже аэродинамика, тем выше расход топлива.

Что ещё влияет на аэродинамику?

Конечно, конструкторы стараются по максимуму снизить сопротивление авто при движении и повысить прижимную силу. Но особенности эксплуатации авто и свой взгляд автовладельцев на внешние особенности машины вносят свои коррективы, причем в некоторых случаях – значительны.

Аэродинамическое сопротивление разных автомобилей в зависимости от скорости

К примеру, установка багажника на крышу, даже с аэродинамической формой увеличивает поперечную проекцию авто и сильно влияет на обтекаемость, это сразу сказывается на потреблении топлива.

Также расход повышается от езды с открытыми окнами и люком, использование защитных и декоративных обвесов, перевозка негабаритных грузов, выступающих за авто, нарушение положения конструктивных элементов, расположенных под днищем, повышение клиренса.

Но автовладелец также может и внести коррективы, которые положительно повлияют на аэродинамику автомобиля. К ним относится использование аэродинамических обвесов, установка спойлера, уменьшение клиренса.

Лобовое сопротивление крыла - Лекции по аэродинамике

Подборка по базе: Уч.-мет. пособие по выполн курсовых работ (1).doc, Рапорт на подъемное пособие.docx, Тема 3. Эксплуатация и содержание механизмов драги в зимнее врем, Реферат Содержание и задачи военно-полевой терапии.docx, Курсовая содержание.docx, Контрольная по Аэродинамике.pdf, Понятие здоровье, его содержание и критерии..docx, Уголовный процесс в вопросах и ответах Учебное пособие (9.rtf, XIX-XX Краткое содержание лекции.docx, Структура и содержание курсовой работы.docx

Сила лобового сопротивления независимо от величины угла атаки всегда направлена против движения крыла. Лобовое сопротивление крыла является суммой сил сопротивления, вызываемых различными причинами.

Рассмотрим крыло бесконечного размаха, когда влияние его концов исключено. В этом случае аэродинамические характеристики крыла являются характеристиками его профиля.

Профильное сопротивление крыла. Сопротивление крыла так называемого «бесконечного размаха» называется профильным сопротивлением . Профильное сопротивление вызвано совокупным действием сил давления по поверхности крыла и сил трения в пограничном слое.

Если бы трение отсутствовало, происходило бы так называемое теоретическое обтекание, при котором поток плавно бы расширялся к хвостовой части и восстанавливал давление, действующее на носовую часть. Крыло не испытывало бы разности давлений, а значит, и сопротивления (Рисунок 3.15-1,а).

Из-за наличия вязкости воздуха абсолютно плавного обтекания не может быть даже у хорошо обтекаемых тел, с самой гладкой поверхностью.

П
ри расширении струек, обтекающих хвостовую часть профиля крыла, происходят местные отрывы пограничного слоя. В результате этого давление в хвостовой части полностью не восстанавливается, там образуется спутная струя и зона разрежения. Профиль испытывает действие не только сил трения, но и разности давления перед телом и за ним (см. Рисунок3.15-1,б).

Таким образом, профильное сопротивление складывается из сопротивления трения и давления:

.

Сопротивление давления – это сила разности давлений перед и за крылом.

На Рисунок 3.16 показано влияние формы профиля, его относительной толщины и кривизны на профильное сопротивление.

Рисунок 3.16 График зависимости профильного сопротивления от толщины профиля

Из графика видно, что чем больше относительная толщина профиля, тем больше повышается давление перед крылом и больше уменьшается за крылом. Увеличивается разность давлений и, как следствие, увеличивается сопротивление давления, так как обтекание сопровождается образованием вихрей в спутной струе. Сопротивление давления тел вращения рассмотрено на Рисунок 3.9.

На углах атаки, близких к критическому, размеры завихренной спутной струи резко увеличиваются, сопротивление давления значительно возрастает.

Для крыла и других хорошо обтекаемых тел сопротивление давления при малых скоростях полета составляет незначительную долю всего сопротивления.

У тел с плохообтекаемой хвостовой частью, имеющих вихревой спектр, сопротивление давления может составлять основную часть всего сопротивления. К таким телам относится, как было показано выше, плоская пластина, поставленная перпендикулярно потоку (см. Рисунок 3.9).

Если к пластинке приставить обтекатель и конус, то характер обтекания значительно улучшится, сопротивление станет меньше (Рисунок3.16-1).

Рисунок3.16-1 Сопротивление давления тела вращения
Сопротивление трения – это часть профильного сопротивления крыла, которая возникает вследствие проявления вязкости воздуха в пограничном слое.

Величина сил трения зависит от вида течения пограничного слоя и от состояния обтекаемой поверхности крыла (его шероховатости).

В ламинарном пограничном слое воздуха сопротивление трения меньше, чем в турбулентном пограничном слое. Чем большую часть поверхности крыла занимает ламинарное течение пограничного слоя, тем меньше сопротивление трения.

На величину сопротивления трения влияют также: скорость потока, шероховатость поверхности, форма крыла. Чем больше скорость полета, с худшим качеством обработана поверхность крыла и толще профиль крыла, тем больше сопротивление трения.

Для снижения сопротивления трения при подготовке ЛА к полету необходимо следить за состоянием поверхности крыла и частей ЛА.

Изменение угла атаки на величину сопротивления трения практически не влияет.

Расчет профильного сопротивления производится по формуле:

,

где – коэффициент профильного сопротивления, состоящий из двух составляющих: коэффициентов трения и давления:

.

Коэффициент крыла зависит, в основном, от относительной толщины профиля крыла.

Величина коэффициента зависит от течения пограничного слоя.

Вывод: определяющими факторами, влияющими на профильное сопротивление, являются: для крыла:

-форма профиля,

-состояние и качество обработки его поверхности,

- скорость воздушного потока;

для тел вращения:

-площадь Миделя тела т.е. наибольшая площадь поперечного сечения,

-форма тела.

Влияние угла атаки крыла на профильное сопротивление сравнительно невелико, поэтому на всех углах атаки его можно считать постоянным.
Индуктивное сопротивление крыла. Для крыла конечного размаха появляется новый вид сопротивления, величина которого существенно возрастает при увеличении угла атаки.

Индуктивное сопротивление - это прирост лобового сопротивления, связанный с образованием подъемной силы крыла.

При обтекании крыла воздушным потоком возникает разность давлений над крылом и под ним. В результате часть воздуха на концах крыла перетекает из зоны большего давления в зону меньшего давления (Рисунок 3.17).

Рисунок 3.17 Обтекание крыла конечного размаха

Поток воздуха перетекает с нижней поверхности крыла на верхнюю и накладывается на воздушный поток, набегающий на верхнюю часть крыла – образуется вихревой жгут.

Рисунок 3.18 Отклонение воздушного потока вниз, вызванное вихревым жгутом
Вращающийся воздух в жгуте увлекает за собой окружающий воздух.

Такое движение воздушных масс сообщает воздушному потоку дополнительную скорость, направленную вниз. При этом воздух, обтекающий крыло со скоростью V, отклоняется вниз со скоростью U( Рисунок 3.18).

Угол , на который отклоняется поток воздуха, называется углом скоса потока. Величина его зависит от значения вертикальной скорости, индуцированной вихревым жгутом, и истинной скорости набегающего потока Vист:

Благодаря скосу потока истинный угол атаки ист крыла будет отличаться от геометрического угла атаки на величину  (Рисунок 3.19):

Рисунок 3.19 Образование индуктивного сопротивления

.

Поворот набегающего потока вызывает поворот назад на угол вектора истинной подъемной силы. Согласно теореме Н.Е. Жуковского, она должна быть перпендикулярна к истинной скорости потока.

Подъемной силой будет не вся сила Y' а ее составляющая Y, направленная перпендикулярно набегающему потоку:

Вторая составляющая истинной подъемной силы равна: Она действует в направлении невозмущенного потока в сторону, противоположную движению, и является силой индуктивного сопротивления .

Следовательно, индуктивное сопротивление – это проекция истинной подъемной силы на направление движения крыла.

Чем больше угол скоса потока , тем сильнее отклоняется назад подъемная сила , и тем больше индуктивное сопротивление.

определяется по общим аэродинамическим формулам:

,

где Cxi- коэффициент индуктивного сопротивления.
Формула для его расчета выведена теоретическим путем:

.

Из формулы видно, что Схi пропорционален квадрату коэффициента подъемной силы и обратно пропорционален удлинению крыла. Коэффициент δ учитывает форму крыла в плане. Для прямоугольного крыла , для эллиптического.

Из формулы следует, что минимальным индуктивным сопротивлением обладают эллиптические крылья, максимальным – прямоугольные.

При увеличении углов атаки индуктивное сопротивление возрастает в квадрате. При увеличении удлинения индуктивное сопротивление снижается. Во многих случаях полета, особенно при полете с дозвуковой скоростью на больших высотах, индуктивное сопротивление составляет значительную часть сопротивления крыла. Поэтому самолеты, предназначенные для полетов на большие расстояния, имеют крылья большого удлинения. Индуктивное сопротивление снижается также за счет применения геометрической и аэродинамической крутки крыла.

Вывод: Разность давлений на поверхности крыла определяет величину подъемной силы, поэтому между подъемной силой и индуктивным сопротивлением имеется связь. Если нет подъемной силы, индуктивное сопротивление отсутствует.

Чем больше угол атаки, тем больше подъемная сила и, следовательно, индуктивное сопротивление увеличивается.

При угле атаки нулевой подъемной силы α0 концевых вихрей нет, поэтому . На углах атаки, отличающихся от α0, сопротивление крыла состоит из профильного сопротивления и индуктивного:

; ,

где СХi– коэффициент индуктивного сопротивления.
Переходя от сил к их коэффициентам, получим формулу коэффициента лобового сопротивления профиля крыла: .

Зависимость Cx от угла атаки является важной аэродинамической характеристикой крыла.

Зависимость коэффициента лобового сопротивления от угла атаки. Эта зависимость строится после продувок модели крыла в аэродинамической трубе (Рисунок 3.20) с помощью формулы Сx =, где Сx - коэффициент лобового сопротивления профиля крыла;

X -сила лобового сопротивления модели крыла; - скоростной напор воздушного потока в аэродинамической трубе; S – площадь крыла модели.

Рисунок 3.20 Зависимость СХ =
График представляет собой квадратную параболу, каждая точка которой найдена суммированием двух коэффициентов – профильного сопротивления Сxр и индуктивного Сxi:

Сx = Сxр + Сxi.

График показывает, что коэффициент Сx на любом угле атаки не равен нулю, так как обтекание профиля без сопротивления невозможно.

На малых углах атаки коэффициент Сx имеет минимальное значение и соответствует профильному сопротивлению.

С увеличением углов атаки Сxр почти не изменяется, а индуктивное быстро растет (пропорционально Сy2). По мере приближения к критическому углу атаки рост Сx ускоряется из-за начинающегося срыва потока.

Графическая зависимость позволяет также определить влияние кривизны профиля. Для несимметричных профилей (кривая 2) график смещается влево. Это означает, что Сx у несимметричного профиля больше, чем у симметричного (кривая 1).

Вывод: Известно, что чем меньше углы атаки, тем больше скорость полета. Поэтому на больших скоростях полета наибольшая доля сопротивления приходится на профильное сопротивление. Поэтому на сопротивление основное влияние оказывают толщина и кривизна профиля, состояние поверхности крыла.

На малых скоростях полета и больших углах атаки основная доля в общем сопротивлении крыла – это индуктивное сопротивление. Поэтому основное внимание уделяется размерам площади и удлинения крыла.

Лобовое сопротивление крыла

Сила лобового сопротивления независимо от величины угла атаки всегда направлена против движения крыла. Лобовое сопротивление крыла является суммой сил сопротивления, вызываемых различными причинами.

Рассмотрим крыло бесконечного размаха, когда влияние его концов исключено. В этом случае аэродинамические характеристики крыла являются характеристиками его профиля.

Профильное сопротивление крыла. Сопротивление крыла так называемого «бесконечного размаха» называется профильным сопротивлением . Профильное сопротивление вызвано совокупным действием сил давления по поверхности крыла и сил трения в пограничном слое.

Если бы трение отсутствовало, происходило бы так называемое теоретическое обтекание, при котором поток плавно бы расширялся к хвостовой части и восстанавливал давление, действующее на носовую часть. Крыло не испытывало бы разности давлений, а значит, и сопротивления (Рисунок 3.15-1,а).

Из-за наличия вязкости воздуха абсолютно плавного обтекания не может быть даже у хорошо обтекаемых тел, с самой гладкой поверхностью.

При расширении струек, обтекающих хвостовую часть профиля крыла, происходят местные отрывы пограничного слоя. В результате этого давление в хвостовой части полностью не восстанавливается, там образуется спутная струя и зона разрежения. Профиль испытывает действие не только сил трения, но и разности давления перед телом и за ним (см. Рисунок3.15-1,б).

Таким образом, профильное сопротивление складывается из сопротивления трения и давления:

.

Сопротивление давления – это сила разности давлений перед и за крылом.

На Рисунок 3.16 показано влияние формы профиля, его относительной толщины и кривизны на профильное сопротивление.

Рисунок 3.16 График зависимости профильного сопротивления от толщины профиля

Из графика видно, что чем больше относительная толщина профиля, тем больше повышается давление перед крылом и больше уменьшается за крылом. Увеличивается разность давлений и, как следствие, увеличивается сопротивление давления, так как обтекание сопровождается образованием вихрей в спутной струе. Сопротивление давлениятел вращения рассмотрено на Рисунок 3.9.

На углах атаки, близких к критическому, размеры завихренной спутной струи резко увеличиваются, сопротивление давления значительно возрастает.

Для крыла и других хорошо обтекаемых тел сопротивление давления при малых скоростях полета составляет незначительную долю всего сопротивления.

У тел с плохообтекаемой хвостовой частью, имеющих вихревой спектр, сопротивление давления может составлять основную часть всего сопротивления. К таким телам относится, как было показано выше, плоская пластина, поставленная перпендикулярно потоку (см. Рисунок 3.9).

Если к пластинке приставить обтекатель и конус, то характер обтекания значительно улучшится, сопротивление станет меньше (Рисунок3.16-1).

Рисунок3.16-1 Сопротивление давления тела вращения

Сопротивление трения – это часть профильного сопротивления крыла, которая возникает вследствие проявления вязкости воздуха в пограничном слое.

Величина сил трения зависит от вида течения пограничного слоя и от состояния обтекаемой поверхности крыла (его шероховатости).

В ламинарном пограничном слое воздуха сопротивление трения меньше, чем в турбулентном пограничном слое. Чем большую часть поверхности крыла занимает ламинарное течение пограничного слоя, тем меньше сопротивление трения.

На величину сопротивления трения влияют также: скорость потока, шероховатость поверхности, форма крыла. Чем больше скорость полета, с худшим качеством обработана поверхность крыла и толще профиль крыла, тем больше сопротивление трения.

Для снижения сопротивления трения при подготовке ЛА к полету необходимо следить за состоянием поверхности крыла и частей ЛА.

Изменение угла атаки на величину сопротивления трения практически не влияет.

Расчет профильного сопротивления производится по формуле:

,

где – коэффициент профильного сопротивления, состоящий из двух составляющих: коэффициентов трения и давления:

.

Коэффициент крыла зависит, в основном, от относительной толщины профиля крыла.

Величина коэффициента зависит от течения пограничного слоя.

Вывод: определяющими факторами, влияющими на профильное сопротивление, являются: для крыла:

-форма профиля,

-состояние и качество обработки его поверхности,

- скорость воздушного потока;

для тел вращения:

-площадь Миделя тела т.е. наибольшая площадь поперечного сечения,

-форма тела.

Влияние угла атаки крыла на профильное сопротивление сравнительно невелико, поэтому на всех углах атаки его можно считать постоянным.

Индуктивное сопротивление крыла. Для крыла конечного размаха появляется новый вид сопротивления, величина которого существенно возрастает при увеличении угла атаки.

Индуктивное сопротивление - это прирост лобового сопротивления, связанный с образованием подъемной силы крыла.

При обтекании крыла воздушным потоком возникает разность давлений над крылом и под ним. В результате часть воздуха на концах крыла перетекает из зоны большего давления в зону меньшего давления (Рисунок 3.17).

Рисунок 3.17 Обтекание крыла конечного размаха

Поток воздуха перетекает с нижней поверхности крыла на верхнюю и накладывается на воздушный поток, набегающий на верхнюю часть крыла – образуется вихревой жгут.

Рисунок 3.18 Отклонение воздушного потока вниз, вызванное вихревым жгутом

Вращающийся воздух в жгуте увлекает за собой окружающий воздух.

Такое движение воздушных масс сообщает воздушному потоку дополнительную скорость, направленную вниз. При этом воздух, обтекающий крыло со скоростью V, отклоняется вниз со скоростью U( Рисунок 3.18).

Угол , на который отклоняется поток воздуха, называется углом скоса потока. Величина его зависит от значения вертикальной скорости, индуцированной вихревым жгутом, и истинной скорости набегающего потока Vист:

Благодаря скосу потока истинный угол атаки ист крыла будет отличаться от геометрического угла атаки на величину  (Рисунок 3.19):

Рисунок 3.19 Образование индуктивного сопротивления

.

Поворот набегающего потока вызывает поворот назад на угол вектора истинной подъемной силы. Согласно теореме Н.Е. Жуковского, она должна быть перпендикулярна к истинной скорости потока.

Подъемной силой будет не вся сила Y' а ее составляющая Y, направленная перпендикулярно набегающему потоку:

Вторая составляющая истинной подъемной силы равна: Она действует в направлении невозмущенного потока в сторону, противоположную движению, и являетсясилой индуктивного сопротивления .

Следовательно, индуктивное сопротивление – это проекция истинной подъемной силы на направление движения крыла.

Чем больше угол скоса потока , тем сильнее отклоняется назад подъемная сила, и тем больше индуктивное сопротивление.

определяется по общим аэродинамическим формулам:

,

где Cxi- коэффициент индуктивного сопротивления.

Формула для его расчета выведена теоретическим путем:

.

Из формулы видно, что Схi пропорционален квадрату коэффициента подъемной силы и обратно пропорционален удлинению крыла. Коэффициент δ учитывает форму крыла в плане. Для прямоугольного крыла , для эллиптического.

Из формулы следует, что минимальным индуктивным сопротивлением обладают эллиптические крылья, максимальным – прямоугольные.

При увеличении углов атаки индуктивное сопротивление возрастает в квадрате. При увеличении удлинения индуктивное сопротивление снижается. Во многих случаях полета, особенно при полете с дозвуковой скоростью на больших высотах, индуктивное сопротивление составляет значительную часть сопротивления крыла. Поэтому самолеты, предназначенные для полетов на большие расстояния, имеют крылья большого удлинения. Индуктивное сопротивление снижается также за счет применения геометрической и аэродинамической крутки крыла.

Вывод: Разность давлений на поверхности крыла определяет величину подъемной силы, поэтому между подъемной силой и индуктивным сопротивлением имеется связь. Если нет подъемной силы, индуктивное сопротивление отсутствует.

Чем больше угол атаки, тем больше подъемная сила и, следовательно, индуктивное сопротивление увеличивается.

При угле атаки нулевой подъемной силы α0 концевых вихрей нет, поэтому . На углах атаки, отличающихся от α0, сопротивление крыла состоит из профильного сопротивления и индуктивного:

; ,

где СХi – коэффициент индуктивного сопротивления.

Переходя от сил к их коэффициентам, получим формулу коэффициента лобового сопротивления профиля крыла: .

Зависимость Cx от угла атаки является важной аэродинамической характеристикой крыла.

Зависимость коэффициента лобового сопротивления от угла атаки. Эта зависимость строится после продувок модели крыла в аэродинамической трубе (Рисунок 3.20) с помощью формулы Сx =, где Сx - коэффициент лобового сопротивления профиля крыла;

X -сила лобового сопротивления модели крыла; - скоростной напор воздушного потока в аэродинамической трубе;S – площадь крыла модели.

Рисунок 3.20 Зависимость СХ =

График представляет собой квадратную параболу, каждая точка которой найдена суммированием двух коэффициентов – профильного сопротивления Сxр и индуктивного Сxi:

Сx = Сxр + Сxi.

График показывает, что коэффициент Сx на любом угле атаки не равен нулю, так как обтекание профиля без сопротивления невозможно.

На малых углах атаки коэффициент Сx имеет минимальное значение и соответствует профильному сопротивлению.

С увеличением углов атаки Сxр почти не изменяется, а индуктивное быстро растет (пропорционально Сy2). По мере приближения к критическому углу атаки рост Сx ускоряется из-за начинающегося срыва потока.

Графическая зависимость позволяет также определить влияниекривизны профиля. Для несимметричных профилей (кривая 2) график смещается влево. Это означает, что Сx у несимметричного профиля больше, чем у симметричного (кривая 1).

Вывод: Известно, что чем меньше углы атаки, тем больше скорость полета. Поэтому на больших скоростях полета наибольшая доля сопротивления приходится на профильное сопротивление. Поэтому на сопротивление основное влияние оказывают толщина и кривизна профиля, состояние поверхности крыла.

На малых скоростях полета и больших углах атаки основная доля в общем сопротивлении крыла – это индуктивное сопротивление. Поэтому основное внимание уделяется размерам площади и удлинения крыла.

Уравнение сопротивления

Перетаскивание зависит от плотности воздуха, квадрат скорости, вязкость и сжимаемость воздуха, размер и форма тело и склонность тела к поток. В общем, зависимость от формы тела, наклона, воздуха вязкость и сжимаемость очень сложны.

Один из способов справиться со сложными зависимостями - это охарактеризовать зависимость от одной переменной.2

Для данного воздуха условия, форма и наклон объекта, мы должны определить значение для Cd для определения сопротивления. Определение значения Коэффициент сопротивления труднее, чем определить коэффициент подъема из-за кратного источники сопротивления. Коэффициент сопротивления, приведенный выше, включает в себя форму перетаскивание, трение обшивки, волновое сопротивление и компоненты вынужденного перетаскивания Перетаскивание обычно включается в чистую тягу, потому что это зависит от воздушный поток через двигатель.Коэффициенты перетаскивания почти всегда определяется экспериментально используя ветер туннель.

Обратите внимание, что площадь (A), заданная в уравнении сопротивления, задается как опорная область . Перетаскивание напрямую зависит от размера тела. Так как мы имеем дело с аэродинамикой силы, зависимость может быть охарактеризована некоторой областью. Но какую область мы выбираем? Если мы думаем о сопротивлении как вызванном трения между воздухом и телом, логичным выбором будет общая площадь поверхности тела.Если мы думаем о сопротивлении как о Сопротивление потоку, более логичным выбором будет фронтальная площадь тела, перпендикулярная направлению потока. И наконец, если мы хотим сравнить с коэффициентом подъема, мы должны используйте ту же площадь крыла, которая использовалась для определения коэффициента подъемной силы. Поскольку Коэффициент сопротивления обычно определяется экспериментально путем измерения перетащите и область, а затем выполняя деление, чтобы произвести Коэффициент, мы можем свободно использовать любой области , которые могут быть легко измеряется.Если мы выбираем площадь крыла, а не поперечное сечение площадь, рассчитанный коэффициент будет иметь другое значение. Но сопротивление одинаково, а коэффициенты связаны соотношением районы. На практике коэффициенты сопротивления сообщаются на основе большое разнообразие объектов. В отчете аэродинамик должен указать используемую площадь; при использовании данных читатель может преобразовать коэффициент сопротивления, используя соотношение площадей.

В приведенном выше уравнении плотность обозначается как буква "р.«Мы не используем« d »для плотности, так как« d »часто используется указать расстояние. Во многих учебниках по аэродинамике плотность дано греческим символом «rho» (греч. «r»). Сочетание Термины "плотность умножается на квадрат скорости, деленной на два" называется динамическое давление и появляется в Бернулли уравнение давления.

Вы можете исследовать различные факторы, которые влияют на сопротивление, используя Java-апплет FoilSim III. (Веселитесь!) Используйте в браузере кнопка «Назад», чтобы вернуться на эту страницу.если ты хотите, чтобы ваша собственная копия FoilSim играть, вы можете скачать его по адресу бесплатно.

Вы можете посмотреть короткий фильм "Орвилл и Уилбур Райт" обсуждают силу сопротивления и как это повлияло на полет их самолета. Файл фильма может быть сохранены на вашем компьютере и рассматриваться как подкаст на вашем проигрывателе подкастов.


Деятельность:

Экскурсии с гидом

Навигация.,


Руководство для начинающих Домашняя страница
,

Уравнение сопротивления

Между 1900 и 1905 годами братья Райт спроектировали и построили три парашютисты и три Приведенный в действие самолет. Как часть процесса проектирования, они должны были сделать некоторые математические оценки подъема и сопротивления их транспортных средств. Братья Райт были велосипедными механиками и имел хорошие рабочие знания по математике и естественным наукам. Они знали о Законы Ньютона движения и о силы. Они знали, что им нужно произвести достаточно аэродинамический подъем преодолеть вес их самолета.Они также знали о математических уравнениях который может быть использован для прогнозирования количества лифт и бремя что объект будет генерировать.

На этой странице мы представляем современную версию уравнения сопротивления. Уровень сопротивления, генерируемого объектом, зависит от количества факторы, в том числе плотность воздуха, скорость между объектом и воздух, вязкость и сжимаемость воздуха, размер и форма тела, и наклон тела в поток.2 * А

В общем, зависимость от формы тела, склонности, Вязкость воздуха и сжимаемость очень сложны. Один из способов справиться со сложными зависимостями - это охарактеризовать зависимость от одной переменной. Для перетаскивания эта переменная называется Коэффициент сопротивления, обозначенный «Cd». Во времена братьев Райт на коэффициент сопротивления обычно ссылались на сопротивление плоской пластины равной площади проекции. На другой странице мы показываем некоторые типичные значения коэффициента сопротивления.Для самолета Райта базовый коэффициент аэродинамического сопротивления был равен примерно .045.

Для заданных условий воздуха, формы и Наклон объекта, мы должны определить значение для Cd определить сопротивление. Коэффициент аэродинамического сопротивления состоит из двух частей; основной коэффициент сопротивления, который включает в себя эффекты трения кожи и формы (форма) , и дополнительный коэффициент сопротивления, связанный с подъемной силой самолета. Дополнительный источник сопротивления называется индуцированным сопротивлением . и это произведено в подсказках крыла из-за подъема самолета.Из-за давления Разница выше и ниже крыла, воздух на нижней части крыла обращается на вершину рядом с концами крыла. Это создает закрученный поток который изменяет эффективный угол атаки вдоль крыла и «наводит» сопротивление на крыле. Коэффициент наведенного сопротивления равен квадрат коэффициента подъема (Cl) делится на количество: пи (3.14159) раз, соотношение сторон (Ar), раз коэффициент эффективности (е) . соотношение сторон это квадрат Пролет делится на площадь крыла. Для прямоугольное крыло при этом сводится к соотношению пролета к хорде. Длинные, тонкие крылья с высоким соотношением сторон имеют меньшее сопротивление, чем короткие, толстые крылья с низким соотношением сторон. Теория подъемной линии показывает, что оптимальное (наименьшее) индуцированное сопротивление происходит для эллиптического распределения подъем от кончика до кончика. Коэффициент эффективности (е) равен 1,0 для эллиптического распределения и является некоторым значением меньше 1.2 / (пи * ар * э)

Братья Райт узнали о индуцированного сопротивления трудным путем. Следующий их первые полеты планера 1900, они знали, что им нужно увеличить размер своих крыльев, чтобы позволить полет в разумные ветры. Для 1901 самолет они увеличили аккорд крыла, но сохранил промежуток почти таким же. Это произвело крыло с соотношением сторон 3,0 и высокого индуцированного сопротивления. братья сделали математические прогнозы производительности своих самолетов.Но самолет 1901 года не соответствовал их прогнозам по дальности из-за Ожидаемый подъем и более высокое, чем ожидалось, сопротивление. Зимой с помощью их аэродинамической трубе, они начали понимать роль вызвал торможение на их самолете плохие характеристики. Затем они разработали Крыло самолета 1902 года имеет более длинный пролёт и более короткий пояс чем самолет 1901 года. Соотношение сторон было изменено на 6,0 с почти таким же площадь крыла. Удвоив соотношение сторон, братья сократили наведенное сопротивление в два раза.Самолет 1902 года смог достичь поставленных целей и они смогли достичь скольжения более 650 футов.

Помните, что определение сопротивления только часть проблемы дизайна. Вы обнаружите, что более высокий угол атаки производит больше подъема, но это также производит больше сопротивления. Вы также обнаружите, что увеличение площади крыла увеличивает подъемную силу. Но в общей конструкции увеличение площади крыла также увеличивает вес и сопротивление. Дизайнеры обычно стараются оптимизировать коэффициент подъема к сопротивлению.Это является коэффициентом эффективности для самолета и обратно связан с угол скольжения. Самолет с высоким коэффициентом подъемной силы может скользить на большие расстояния при этом теряя лишь небольшую высоту. Райты знали, что им нужны как высокий подъем, так и низкое сопротивление.

Вы можете посмотреть короткий фильм "Орвилл и Уилбур Райт" обсуждают силу сопротивления и как это повлияло на полет их самолета. Файл фильма может быть сохранены на вашем компьютере и рассматриваться как подкаст на вашем проигрывателе подкастов.


Навигация ..


Перерождение Живого Пути
Руководство для начинающих по аэронавтике
Домашняя страница НАСА
http://www.nasa.gov
,

Drag

Загрузка

Аэродинамическое сопротивление, испытываемое твердым объектом, путешествующим по воздуху.
Замечательная скорость гоночного автомобиля F1 достигается благодаря тщательному сочетанию его мощного двигателя и искусно выполненных аэродинамических характеристик кузова. В первые годы разработки F1, двигатель был основной переменной в определении гоночного успеха автомобиля. Применяемая технология двигателя значительно превысила зрелость аэродинамики автомобиля.

Те исторические годы воплощали в себе простой алгоритм. Скорость была почти прямой функцией лошадиных сил. Несмотря на то, что уровни производительности двигателя у автомобилей каждого гоночного сезона все еще улучшаются почти ежегодно, они имеют сопоставимые характеристики - рекордные достижения в скорости теперь зависят от другой проблемы дизайна - аэродинамика и сопротивление играют главную роль. Инженер по аэродинамике
F1 Уилл Грей отметил, что «Максимальная скорость определяется другими факторами (вес автомобиля, топливная стратегия и хорошая низкая мощность двигателя), но основным фактором, который отделяет победителей от доблестных в этой области, является аэродинамика. производительность - слишком большое сопротивление, и вы вытягиваете нежелательный воздух вместе с вами.

Одна из форм сопротивления возникает, когда частицы воздуха проходят по поверхности автомобиля, и слои частиц, ближайших к поверхности, прилипают. Это известно как перетаскивание пограничного слоя или перетаскивание кожи. Сопротивление трению кожи вызвано фактическим контактом частиц воздуха с поверхностью движущегося объекта.
Слой над этими прикрепленными частицами скользит по ним, но, следовательно, замедляется неподвижными частицами на поверхности.Слои над этим замедленным слоем движутся быстрее. По мере удаления слоев от поверхности они замедляются все меньше и меньше, пока не начнут течь со скоростью свободного потока.
Область медленной скорости, называемая пограничным слоем, появляется на каждой поверхности и вызывает один из трех типов перетаскивания.

Сила, необходимая для смещения молекул воздуха с пути, создает второй тип сопротивления, Form Drag. Из-за этого явления, чем меньше фронтальная площадь транспортного средства, тем меньше площадь молекул, которые должны быть смещены, и, следовательно, меньше энергии, необходимой для проталкивания воздуха.При меньшем усилии двигателя, затрачиваемом на движение воздуха, больше будет идти на движение автомобиля по трассе, и при данной мощности двигателя автомобиль будет двигаться быстрее. Перетаскивание форм и перетаскивание практически одинаковы. Разделение воздуха создает турбулентность и приводит к появлению карманов низкого и высокого давления, которые оставляют след за самолетом, автомобилем или аэродинамическим профилем (так называемое сопротивление давления). Это противостоит движению вперед и является компонентом общего сопротивления.Оптимизация движущегося объекта уменьшит сопротивление формы, а части гоночного автомобиля, которые не поддаются оптимизации, заключены в чехлы, называемые обтекателями.

Другим фактором, который играет роль в аэродинамической эффективности, является форма поверхности автомобиля. Форма, по которой должны протекать молекулы воздуха, определяет, насколько легко молекулы могут перемещаться. Воздух предпочитает следовать за поверхностью, а не отделяться от нее. Термин «разделение» относится к плавному потоку воздуха, поскольку он плотно прилегает к поверхности крыла, а затем внезапно вырывается из поверхности и создает хаотический поток.Интересно, что исследователи аэродинамики обнаружили, что форма «каплевидной формы», округлая спереди и направленная сзади, наиболее эффективна при движении по воздуху, обеспечивая при этом подходящую поверхность для удобного перемещения воздуха. С этой формой практически нет разделения. Важно отметить, что следует избегать острых фронтальных областей, закругленных концов, резких изгибов или резких изменений направления в форме, поскольку они имеют тенденцию вызывать разделение, что увеличивает сопротивление.

Другой тип перетаскивания - Индуцированное перетаскивание.Он отмечен как таковой, потому что он вызван или «вызван» подъемом на крыльях. Индуцированное сопротивление является неблагоприятным и неизбежным побочным продуктом подъема (или прижимной силы). Вы ничего не можете сделать с индуцированным торможением, так как без него вы бы не подняли. Это происходит на крыльях стандартного или перевернутого положения. Фактически, потенциал отображения индуцированного сопротивления существует для всех тел, которые оказывают противоположное давление на их верхнюю и нижнюю поверхности. Поскольку этот воздух (или любая жидкость) предпочитает перемещаться из областей высокого давления в области низкого давления, воздух из областей низкого давления имеет тенденцию к изгибанию вниз, например, вокруг концов крыльев автомобиля F1.Он движется вниз из области высокого давления в область низкого давления в нижней части крыла (противоположное направление в случае крыльев самолета) и сталкивается с движением воздуха низкого давления. Вихри кончика крыла - результат этой ситуации. Если смотреть с хвоста самолета, вихри будут циркулировать против часовой стрелки от наконечника правого крыла и по часовой стрелке от наконечника левого крыла, потому что на крыле самолета область высокого давления находится ниже крыла. В случае гоночного автомобиля область высокого давления находится сверху крыла, и вихри будут циркулировать в противоположном направлении.Чем больше размер вихрей, тем больше индуцированное сопротивление.

Эти вихри возникают как на крыльях самолета, так и на крыльях автомобиля F1, хотя для уменьшения сопротивления можно использовать концевые пластины. Следует отметить, что кинетическая энергия этих турбулентных воздушных спиралей действует в направлении, отрицательном по отношению к предполагаемому направлению движения. В случае вынужденного торможения автомобилей F1, двигатель должен компенсировать потери, вызванные этим сопротивлением.

Прямоугольное крыло производит намного более серьезные вихри кончика крыла, чем коническое или эллиптическое крыло, поэтому многие современные крылья самолета имеют коническую форму. Как правило, прямые крылья производят на 5–15% больше индуцированного сопротивления, чем эллиптическое крыло. У некоторых ранних самолетов и у некоторых крыльев и спойлеров спортивных автомобилей есть ребра, установленные на кончиках крыла, которые служили концевыми пластинами. Более поздние самолеты имеют крылышки, установленные на кончиках крыльев, или ограждения, чтобы противостоять образованию вихрей. Такие конструкции, как крылышко, забор крыла, модифицированный кончик крыла и т. Д., Все снижают сопротивление, вызванное Но пока еще не придумана система, которая могла бы полностью ее предотвратить.

Понимание взаимосвязи между скоростью и сопротивлением важно при расчете максимальной выносливости и дальности полета самолета или гоночного автомобиля. Когда сопротивление минимально, мощность, необходимая для преодоления сопротивления, также минимальна.

Вихревое сопротивление является продуктом вынужденного сопротивления. Он может создаваться как подъемными, так и не подъемными телами (как правило, разновидности блефа, напр.дорожные машины, дирижабли). Вихри высвобождаются во время разделения потока и тянутся вниз по течению, образуя структурированные или неструктурированные схемы следа.

Существует еще один тип сопротивления, предустановленный в автомобильных гонках и обсуждаемый, особенно в гонках F1. Сопротивление помех - это влияние помех одного тела на аэродинамику второго тела. Интерференционное сопротивление - это системное сопротивление, которое присутствует даже при отсутствии вязких воздействий (идеальная жидкость) и не подъемных условий.Поскольку помехи возникают во многих практических ситуациях, перетаскивание помех является отдельной темой.

Гоночный автомобиль F1 представляет собой сложную аэродинамическую систему, состоящую из трения кожи, формы и лобового сопротивления. В результате аэродинамики обычно считают достаточным оценить общий коэффициент сопротивления для этих автомобилей. Следующее уравнение, которое включает в себя эффекты всех трех типов перетаскивания, используется для определения этих данных.

F = 0.5CdAV2,
, где
F - аэродинамическое сопротивление
Cd - коэффициент аэродинамического сопротивления
D - плотность воздуха
A- фронтальная зона
V - скорость объекта


Интересно, что современные автомобили F1 имеют значения Cd около 0,85 с соответствующими значениями CdA [м2] около 1,2,1. Эти значения примерно в три раза выше, чем у современного дорожного автомобиля, и лишь немного выше, чем у обычного автобуса. В первую очередь это связано с тремя причинами.
Во-первых, в нормативных актах определяются характеристики, которые ограничивают способность дизайнера достигать относительно низких коэффициентов сопротивления (т.е.е. открытые кабины и ходовые открытые колеса).
Вторая причина, вероятно, связана с тем, что автомобили F1 полагаются на баланс между сопротивлением и прижимной силой, при которой сопротивление часто приносится в жертву для необходимой прижимной силы. Чтобы компенсировать потери скорости из-за сопротивления, мощность двигателя увеличивается, если это возможно. Наконец, в отличие от семейных седанов, низкий расход топлива не является первостепенной задачей. Следовательно, коэффициенты сопротивления могут быть несколько большими, особенно с учетом важности других факторов (т.е.е. прижимная сила) имеет приоритет.

Понимание основ аэродинамики - прижимная сила и разбивка на основные компоненты. (Из «Aeronautical Journal, январь 2013», любезно предоставлено Виллемом Тоетом, руководителем аэродинамики, Sauber F1 Team , Sauber Motorsport AG)

Помеха сопротивления

Сопротивление перетаскиванию возникает, когда два тела расположены слишком близко друг к другу, так что поток вокруг одного мешает потоку вокруг другого, при этом общее сопротивление превышает сумму, полученную от соответствующих частей, испытанных по отдельности.Эти явления стали особенно очевидными с развитием транспортного самолета DC-3 в 1930-х годах. Обтекаемый фюзеляж имел сопротивление X, а обтекаемое крыло - Y, так что арифметически X + Y должно было означать полное сопротивление Z. Оказалось, что общее сопротивление было на 63% больше, чем сумма отдельных фюзеляжа и крыла. Филе крыла несколько уменьшило помехи. Размещение двух объектов рядом друг с другом может привести к турбулентности на 50–200% больше, чем по отдельности.
Итак, мы можем сказать, что сопротивление помех - это сопротивление, создаваемое столкновением воздушных потоков, создающим вихревые токи, турбулентность или ограничения для плавного потока. Эта интерференция приводит к модификации пограничных слоев и создает большую разницу давлений между продольными и задними областями на соответствующих поверхностях. Это, в свою очередь, приводит к большему общему сопротивлению. Обтекатели или дополнительные сопряжения используются для упрощения этих пересечений и уменьшения сопротивления помех.

Обычно обозначают сопротивление, вызванное деталями, которые не являются производителями подъемников, как Паразитное сопротивление .Интерференционное сопротивление является формой паразитного сопротивления и становится очень важным на высоких скоростях. Перетаскивание паразитов делится на три типа: перетаскивание формы, перетаскивание с интерференцией и перетаскивание трения обшивки, которые описаны выше
Тело, которое не имеет «выпуклостей» или резких изменений в площади поперечного сечения по своей длине, будет производить меньшее сопротивление, чем тело, которое имеет резкие изменения. Тогда у нас есть концепция, что высокоскоростное сопротивление самолета будет минимизировано, если распределение площади поперечного сечения, включая все части (крылья, фюзеляж и т. Д.)), сделано максимально гладко. Чтобы удовлетворить это, площадь поперечного сечения фюзеляжа должна быть уменьшена в области крыла и хвоста, чтобы компенсировать дополнительную площадь поперечного сечения этих поверхностей. Термин, примененный к этой концепции, является правилом зоны. Правило площади формирует платформу самолета так, чтобы площадь поперечного сечения постепенно увеличивалась, а затем уменьшалась. То же правило применяется к автомобилю Формулы 1 с различными крыльями, крылышками, сплиттерами, прикрепленными к кузову автомобиля. Все точки перехода (от тела к придаткам) должны быть сглажены и применен адекватный переход.

Перейти к началу страницы

,
формула сопротивления - это ... Что такое формула сопротивления?
  • Drag Racing - Drag Racer и Drag Race перенаправить сюда. Для других целей, см. Drag Racing (значения). Рождественская елка отсчитывает время в SIR. Обратите внимание на шторы, чтобы водитель не отвлекался на свет на другую полосу. Drag Racing - это…… Википедия

  • Formula E - использовался для двух различных типов гонок на формулах. Одним из них был Formula Ford с двигателями объемом 1600 куб. См и подвесной подвеской.Формула Е имела особенно сильных последователей в Северной Англии. Формула Е также используется в качестве класса в картинге…… Википедия

  • drag - drdg prid. & LT; ODR. я, комп. drȁžī & GT; ДЕФИНИЦИЯ 1. а. prema kome se osjeća sklonost, do koga držimo, do koga nam je stalo [мой драги; драга душо; мой драматургический труд (у меня образованный совет по поиску работы)) б. Коджи джея… Грвацкий езични портал

  • др. - гордость.<УСО. я, комп. drȁžī〉 1. {{001f}} а. {{001f}} prema kome se osjeća sklonost, do koga držimo, do koga nam je stalo [moj ∼i; Dua душо; мой совет (у меня образованный совет по поиску работы))) б. {{001f}} коджи и воли… Великий речник хрватскога езика

  • Автомобиль Формулы-1 - современный автомобиль Формулы-1 - это одно сиденье, кабина с открытым верхом, гоночный автомобиль с открытым колесом с существенными передними и задними крыльями и двигатель, расположенный позади водителя. Правила, регулирующие автомобили являются уникальными для чемпионата.Формула-1 ... ... Википедия

  • Система снижения сопротивления - DRS в действии: открыт сверху, закрыт снизу Регулируемый кузов водителя, [1] широко известный как система снижения сопротивления (или DRS), - это технология автоспорта, направленная на снижение аэродинамического сопротивления для ускорения Формула один. DRS был… Википедия

  • Drag (физика) - Форма и поток Форма drag Трение кожи 0% 100% 10% 90%… Wikipedia

  • Уравнение сопротивления - В динамике жидкости уравнение сопротивления представляет собой практическую формулу, используемую для расчета силы сопротивления, испытываемого объектом в результате движения через полностью вмещающую жидкость.Уравнение приписывается лорду Рэли, который первоначально использовал L2 вместо… Википедия

  • Коэффициент сопротивления - В динамике жидкости коэффициент сопротивления (обычно обозначаемый как: cd, cx или cw) представляет собой безразмерную величину, которая используется для количественной оценки сопротивления или сопротивления объекта в текучей среде, такой как воздух или вода , Он используется в уравнении сопротивления,…… Википедия

  • Формула 1 - F1 перенаправляет сюда. Для других целей см. F1 (значения неоднозначности).Для других целей см. Формула 1 (значения неоднозначности). Категория Формула 1 Одноместный Страна или регион Во всем мире ... Википедия

  • Формула Два - автомобиль Марка Сюрера, выигравший Чемпионат 1979 года. Формула Два, сокращенно обозначенная как F2, представляет собой тип гонок с открытыми колесами. Он был заменен Формулой 3000 в 1985 году, но FIA объявила в 2008 году, что Формула 2 вернется в 2009 году в виде…… Википедии

  • ,

    Отправить ответ

    avatar
      Подписаться  
    Уведомление о