Величина силы сопротивления воздуха. Основной закон сопротивления воздуха
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 .
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:
C x 0 - 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 V 2/3 , 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 = X 0 + X iТак как сопротивление при нулевой подъёмной силе X 0 пропорционально квадрату скорости, а индуктивное X i - обратно пропорционально квадрату скорости, то они вносят разный вклад при разных скоростях. С ростом скорости, X 0 растёт, а X i - падает, и график зависимости суммарного сопротивления X от скорости («кривая потребной тяги») имеет минимум в точке пересечения кривых X 0 и 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 .
Wikimedia Foundation . 2010 .
Как найти силу сопротивления воздуха? Подскажите пожалуйста, заранее спасибо.
- Но у ВАС нет задачи!! ? Если при падении в воздухе, то по формуле: Fc=m*g-m*a; m- масса тела g=9,8 мс a-ускорение, с которым тело падает.
- Сила сопротивления определяеться по формуле Ньютона
F=B*v^2,
где В - некоторый коэфициент, для каждого тела (зависит от формы, материала, качества поверхности - гладкаяч, шероховатая) , погодных условий (давления и влажности) и т. п. Она применима только при скоростях до 60-100 м/с - и то с большими оговорками (опять же от условий сильно зависит) .
Более точно можно определить по формуле
F=Bn*v^n
, где Bn - в принципе тот же коэффициент B, но он зависит от скорости, как и показатель степени n (n=2(приближенно) при скорости тела в атмосфере меньше М/2 и и больше 2..3М, при этих параметрах Bn практически постоянная величина) .
Здесь М - число Маха - если просто - равное скорости звука в воздухе - 315 м/с.
Ну а вообще - самый эффективный метод - эксперимент.Было бы дольше информации - сказал бы больше.
- При движении электромобиля (автомобиля) на скоростях, превышающих скорость пешехода, заметное влияние оказывает сила сопротивления воздуха. Для расчета силы сопротивления воздуха используют следующую эмпирическую формулу:
Fвозд. = Cx*S*#961;*#957;2/2
Fвозд. сила сопротивления воздуха, Н
Cx коэффициент сопротивления воздуха (коэффициент обтекаемости) , Н*с2/(м*кг) . Cx определяется эксперементально для каждого кузова.
#961; плотность воздуха (1,29кг/м3 при нормальных условиях)
S лобовая площадь электромобиля (автомобиля) , м2. S является площадью проекции кузова на плоскость, перпендикулярную продольной оси.
#957; скорость электромобиля (автомобиля) , км/чДля расчета разгонных характеристик электромобиля (автомобиля) следует учитывать силу сопротивления разгону (силу инерции) . Причем, нужно учитывать не только инерцию самого электромобиля, но и влияние момента инерции вращающихся масс внутри электромобиля (ротор, коробка передач, кардан, колеса) . Далее приведена формула расчета силы сопротивления разгону:
Fин. = m*a*#963;вр
Fин. сила сопротивления разгону, Н
m масса электромобиля, кг
a ускорение электромобиля, м/с2
#963;вр коэффициент учета вращающихся массПриблизительно коэффициент учета вращающихся масс #963;вр можно рассчитать по формуле:
#963;вр=1,05 + 0,05*u2кп
Где uкп передаточное число коробки передач
Осталось описать силу сцепления колес с дорогой. Однако, данная сила в дальнейших расчетах малоприменима, поэтому пока оставим ее на-потом.
И вот, мы уже имеем представление об основных силах, действующих на электромобиль (автомобиль) . Знание этого теоретического вопроса вскоре сподвигнет нас на изучение следующего вопроса вопроса расчета характеристик электромобиля, необходимых для обоснованного выбора двигателя, аккумуляторной батареи и контроллера.
В результате многочисленных опытов, исследований и теоретических обобщений установлена формула для подсчёта силы сопротивления воздуха
где S - площадь поперечного сечения пули,
с - масса воздуха при данных атмосферных условиях;
Скорость пули;
- опытный коэффициент, зависящий от формулы пули и числа который берётся из заранее составленных таблиц.
Величина силы сопротивления зависит от следующих факторов:
Площади поперечного сечения пули. Следовательно, сила сопротивления воздуха прямо пропорциональна площади поперечного сечения пули;
- плотности воздуха. Из формулы видно, что сила сопротивления воздуха прямо пропорциональна плотности воздуха. Таблицы стрельбы составлены для нормальных атмосферных условий. В случае отклонения фактической температуры и давления от нормальных значений необходимо вносить поправки при пользовании таблицами стрельбы;
- скорости пули. Зависимость силы сопротивления воздуха от скорости пули выражается сложным законом. В формулу входят члены V 2 и, устанавливающие зависимость силы сопротивления воздуха от скорости. Для изучения этой зависимости рассмотрим график, показывающий, как влияет скорость пули на силу сопротивления воздуха (рис. 8).
График 1 - Зависимость силы сопротивления от скорости пули
Похожие по виду графики получаются и для артиллерийских снарядов. Из графика следует, что сила сопротивления воздуха возрастает с увеличением скорости пули. Возрастание силы сопротивления до скорости 240 м/сек идёт сравнительно медленно. При скорости, близкой к скорости звука, сила сопротивления воздуха резко растет. Это объясняется образованием баллистической волны и увеличением в связи с этим разности давлений воздуха на головную и дольную части пули;
- формы пули. Форма пули существенно сказывается на функции входящей в формулу. Вопрос о наивыгоднейшей форме пули чрезвычайно сложен и не может решаться на базе одной только внешней баллистики. Очень важным фактором при выборе формы пули является: назначение пули, способ её ведения по нарезам, калибр и вес пули, устройство оружия, для которого она предназначена и др.
Для уменьшения влияния избыточного давления воздуха приходится заострять и удлинять головную часть пули. Это вызывает некоторый поворот фронта головной волны, благодаря чему уменьшается избыточное давление воздуха на головную часть пули. Такое явление можно объяснить тем, что по мере заострения головной части уменьшается скорость, с которой частицы воздуха отталкиваются в стороны от поверхности пули.
Опыт показывает, что форма головной части пули играет второстепенную роль в сопротивлении воздуха. Основным фактором является высота головной части и способ её сопряжения с ведущей частью. Обычно за образующею головной части пули принимают дугу окружности, центр которой находится либо на основании головной части, либо несколько ниже его (рис. 9). Хвостовую часть чаще всего выполняют в виде усечённого конуса с углом наклона образующей (рис. 10).
Рисунок 8 - Форма оживальной части пули
Рисунок 9 - Форма донной части пули
Обтекание воздуха при конусной хвостовой части происходит значительно лучше. Область низкого давления почти отсутствует и вихреобразование значительно менее интенсивно. Ведущею часть пули с точки зрения внешней баллистики выгодно делать, возможно, более короткой. Но при короткой ведущей части затрудняется правильное влияние пули по нарезам ствола: возможен демонтаж оболочки пули. Необходимо заметить, что о наивыгоднейшей форме пули можно говорить лишь для определённой скорости, так как для каждой скорости существует своя наивыгоднейшая форма.
На рис. 9 изображены наивыгоднейшие формы снарядов для различных скоростей. По горизонтальной оси отложены скорости снарядов, по вертикальной - высоты снарядов в калибрах.
Рисунок 9 - Зависимость относительной длины снаряда от скорости
Как видно, с ростом скорости длина головной части, и общая длина снаряда увеличиваются, а хвостовая часть уменьшается. Такая зависимость объясняется тем, что при больших скоростях основная доля силы сопротивления воздуха приходится на головную часть. Поэтому основное внимание уделяется уменьшению сопротивления головной части, что достигается её заострением и удлинением. Хвостовая часть снаряда в этом случае делается короткой, чтобы снаряд не был слишком длинным.
При малых скоростях снаряда давление воздуха на головную часть невелико и разряжение за данной частью хотя и меньше, чем при больших скоростях, но составляет значительную долю всей силы сопротивления воздуха. Поэтому необходимо делать сравнительно длинную коническую хвостовую часть снаряда для уменьшения действия разряженного пространства. Головная часть может быть более короткой, так как её длинна, имеет в этом случае меньшее значение. Заострение хвостовой части особенно велико для снарядов, скорость которых меньше скорости звука. В этом случае наиболее выгодной является каплеобразная форма. Такая форма придаётся минам и авиабомбам.
Опыты по определению
Начиная с 1860 г. В разных странах производились опыты со снарядами различных калибров и форм с целью определения.
График 2 - Кривые для различных форм снарядов: 1, 2, 3 - близкие по форме; 4 - легкая пуля
Рассматривая кривые для снарядов сходной формы, можно убедится, что они имеют также сходный вид. Это даёт возможность приближенно выразить для некоторого снаряда через другого снаряда, принятого как бы за эталон, при помощи постоянного множителя i:
Этот множитель, или отношение данного снаряда к другого снаряда, принятого за эталон, называется коэффициентом формы снаряда. Для определения коэффициента формы какого-либо снаряда надо опытным путём найти для него силу сопротивления воздуха для какой-либо скорости. Тогда по формуле можно найти
Деля полученное выражение на получаем коэффициент формы
Разные учёные дали различные математические выражения для подсчёта Например, Сиачи (график 3) выразил закон сопротивления следующей формулой
где F(V) - функция сопротивления.
График 3 - Закон сопротивления
Функция сопротивления Н.В. Маиевского и Н.А. Забудского меньше, чем функция сопротивления Сиаччи. Переводной множитель от закона сопротивления Сиаччи к закону сопротивления Н.В. Майевского и Н.А. Забудского в среднем равен 0,896.
В Военно-инженерной артиллерийской академии им. Ф.Э. Дзержинского выведен закон сопротивления воздуха для дальнобойных снарядов. Этот закон получен на основании обработки результатов специальных стрельб дальнобойными снарядами и пулями. Функции сопротивления в этом законе выбраны такими, чтобы при баллистических расчётах для дальнобойных снарядов, а также для пуль и оперённых снарядов (мин), коэффициент формы получился по возможности близким к единице. Функция для скоростей, меньших 256 м/сек или больших 1410 м/сек может быть выражена одночленом Определим коэффициент
Для V < 256 м/ сек
Для V > 1410 м/ сек
При задании коэффициента формы всегда следует указывать, по отношению, к какому закону сопротивления он дан. В формуле для определения силы сопротивления воздуха, заменяя получаем на, получаем
Среднее значение коэффициента формы для закона сопротивления Сиаччи приведены в табл. 3.
Таблица 3 - значения i для различных снарядов и пуль
вследствие торможения перед телом скорость потока уменьшается, а давление увеличивается. Степень его увеличения зависит от формы передней части тела. Перед плоской пластинкой давление больше, чем перед каплевидным телом. За телом, вследствие разрежения, давление уменьшается, при этом у плоской пластинки па большую величину по сравнению с каплевидным телом.
Таким образом, перед телом и за ним образуется разность давлений, в результате чего создается аэродинамическая сила, называемая сопротивлением давления. Кроме этого, из-за трения воздуха в пограничном слое возникает аэродинамическая сила, которая называется сопротивлением трения.
При симметричном обтекании тела сопротивление
давления и сопротивление трения направлены в сторону, противоположную движению тела, и вместе составляют силу лобового сопротивления. Опытами установлено, что аэродинамическая сила зависит от скорости потока, массовой плотности воздуха, формы и размеров тела, положения его в потоке и состояния поверхности. При повышении скорости набегающего потока его кинетическая энергия, которая пропорциональна квад-рату скорости, увеличивается. Поэтому при обтекании плоской пластины, направленной перпендикулярно по-току, с увеличением скорости давление в передней час-
ти ее возрастает, так как большая часть кинетической энергии потока при торможении переходит в потенциальную энергию давления. При этом за пластинкой давление еще больше уменьшается, так как из-за увеличения инертности струи увеличивается протяженность области пониженного давления. Таким образом, при повышении скорости потока из-за увеличения разности давления перед телом и за ним пропорционально квадрату скорости возрастает аэродинамическая сила сопротивления.
Ранее было установлено, что плотность воздуха характеризует инертность его: чем больше плотность, тем больше инертность. Для движения тела в более инертном, а следовательно, в более плотном воздухе требуется приложить больше усилий для сдвига частиц воздуха, а это значит, что и воздух будет с большей силой воздействовать на тело. Следовательно, чем выше плотность воздуха, тем больше аэродинамическая сила, действующая на движущееся тело.
В соответствии с законами механики величина аэро-динамической силы пропорциональна площади сечения тела, перпендикулярного к направлению действия данной силы. Для большинства тел таким сечением является наибольшее поперечное сечение, называемое миделем, а для крыла - площадь его в плане.
Форма тела влияет на характер аэродинамического спектра (скорость струек, обтекающих данное тело), а следовательно, и на разность давлений, что определяет величину аэродинамической силы. При изменении положения тела в воздушном потоке изменяется его спектр обтекания, что влечет за собой изменение величины и направления аэродинамических сил.
Тела, имеющие менее шероховатую поверхность, испытывают меньшие силы трения, так как на большей части поверхности их пограничный слой имеет ламинарное течение, в котором сопротивление трения меньше, чем в турбулентном.
Таким образом, если влияние формы и положения
тела в потоке, степень обработки его поверхности учесть
поправочным коэффициентом, который называется аэро
динамическим коэффициентом, то можно сделать вывод,
что аэродинамическая сила прямо пропорциональна сво-
ему коэффициенту, скоростному напору и площади ми-
деля тела (у крыла -его площади),
Если обозначить полную-аэродинамическую силу сопротивления воздуха буквой R, аэродинамический коэффициент ее - скоростной напор - q, а площадь крыла- то формулу сопротивления воздуха можно записать следующим обвазом:
атак как скоростной напор равен
иметь вид:
формула будет
Приведенная формула силы сопротивления воздуха шляется основной, так как по аналогичным ей форму-пай можно определить величину любой аэродинамиче-кой силы, заменив только обозначение силы и ее коэффициента.
Полная аэродинамическая сила и ее составляющая
Поскольку кривизна крыла сверху больше, чем сни-зу, то при встрече его с воздушным потоком согласно закону постоянства секундного расхода воздуха, местная скорость обтекания крыла вверху больше, чем внизу, а у ребра атак она резко уменьшается и в отдельных точках падает до нуля. Согласно закону Бернулли перед крылом и под ним возникает область повышенного давления; над крылом и за ним возникает область пониженного давления. Кроме того, вследствие вязкости воздуха. возникает сила, трения в пограничном слое. Кар-тина распределения давлений по профилю крыла зависит от положения крыла в воздушном потоке, для характеристики которого пользуются понятием «угол атаки».
Углом, атаки крыла (α) называется угол, заключенный между направлением хорды крыла и набегающим потоком воздуха или направлением вектора скорости полета, (рис. 11).
Распределение давления по профилю изображается и виде векторной диаграммы. Для ее построения вычерчивают профиль крыла, размечают на нем точки, в ко-
торых измерялось давление, и от этих точек векторами откладывают величины избыточных давлений. Ноли в данной точке давление пониженное, то стрелку вектора направляют от профиля, если же давление повышенное, то к профилю. Концы векторов соединяют общей линией. На рис. 12 изображена картина распределения давлений по профилю крыла на малых и больших углах атаки. Из нее видно, что наибольшее разрежение получается на верхней поверхности крыла в месте максимального сужения струек. При угле атаки, равном нулю, наибольшее разрежение будет в месте наибольшей толщины профиля. Под крылом также происходит сужение струек, в результате чего и там будет зона разрежения, но меньшая, чем над крылом. Перед носком крыла - область повышенного давления.
При увеличении угла атаки зона разрежения смещается к ребру атаки и значительно увеличивается. Это происходит потому, что место наибольшего сужения струек перемещается к ребру атаки. Под крылом частицы воздуха, встречая нижнюю поверхность крыла, притормаживаются, в результате чего давление повышается.
Каждый вектор избыточного давления, изображенный на диаграмме, представляет собой силу, действующую на единицу поверхности крыла, то есть каждая стрелка обозначает в определенном масштабе величину избыточного давления, или разность между местным давлением и давлением в невозмущенном потоке:
Просуммировав все векторы, можно получить аэродинамическую силу без учета сил трения. Данная сила с учетом силы трения воздуха в пограничном слое составит полную аэродинамическую силу крыла. Таким образом, полная аэродинамическая сила (R) возникает ко причине разности давлений перед крылом и за ним, под крылом и над ним, а также в результате трения воздуха в пограничном слое.
Точка приложения полной аэродинамической силы находится на хорде крыла и называется центром давления (ЦД). Поскольку полная аэродинамическая сила действует в сторону меньшего давления, то она будет направлена вверх и отклонена назад.
В соответствии с основным законом сопротивления
Рис. 13. Разложение полной аэродинамической силы крыла на составляющие
воздуха полная аэродинамическая сила выражается формулой:
Полную аэродинамическую силу принято рассматривать как геометрическую сумму двух составляющих: одна из них, У, перпендикулярная невозмущенному потоку, называется подъемной силой, а другая, Q, направленная противоположно движению крыла, называется силой лобового сопротивления.
Каждую из этих сил можно рассматривать как алгебраическую сумму двух слагаемых: силы давления и силы трения. Для подъемной силы практически можно пренебречь вторым слагаемым и считать, что она является только силой давления. Сопротивление же нужно рассматривать как сумму сопротивления давления и сопротивления трения (рис. 13).
Угол, заключенный между векторами подъемной силы и полной аэродинамической силы, называется углом Качества (Θк).
Подъемная сила крыла
Подъемная сила (У) создается за счет разности средних давлений снизу и сверху крыла.
При обтекании несимметричного профиля скорость потока над крылом больше, чем под крылом, вследствие большей кривизны верхней поверхности крыла и, в соответствии с законом Бернулли, давление сверху оказывается меньше, чем снизу.
Если профиль крыла симметричный и угол атаки равен нулю, то обтекание является симметричным, давление над крылом и под ним одинаковое и подъемной силы не возникает (рис. 14). Крыло симметричного профиля создает подъемную силу только при отличном от нуля угле атаки.
Отсюда следует, что величина подъемной силы равна произведению разности избыточных давлений под крылом (Ризб.нижн) и над ним (Ризб. верхн) на площадь крыла:
С Y -коэффициент подъемной силы, который определяется опытным путем при продувке крыла в аэродинамической трубе. Величина его зависит: 1 - от формы крыла, которая принимает главное участие в создании подъемной силы; 2 - от угла атаки (ориентировка крыла относительно потока); 3 - от степени обработки крыла (отсутствие шероховатостей, целостность материала и пр.).
Если по данным продувки крыла несимметричного профиля в аэродинамической трубе на различных углах атаки построить график, то он будет выглядеть следующим образом (рис. 15).
Из него видно, что:
1. При некотором отрицательном значении угла атаки коэффициент подъемной силы равен нулю. Это угол аыки нулевой подъемной силы и обозначается он α0.
2. С увеличением угла атаки до некоторого значения
Рис. 14. Обтекание крыла дозвуковым потоком: а - спектр обтекания (пограничный слой не показан); б - распределение давления (картина давления)
Рис. 15.
График зависи
мости коэффициента
подъемной силы и коэф
фициента лобового со
противления от угла
атаки.
Рис, 16. Срыв потока на закритических углах атаки: в точке А давление больше, чем в точке Б, а в точке В давление больше, чем в точках А и Б
коэффициент подъемной силы возрастает пропорционально (по прямой линии), после некоторого значения угла атаки прирост коэффициента подъемной силы уменьшается, что объясняется образованием завихрений на верхней поверхности.
3. При определенном значении угла атаки коэффициент подъемной силы достигает максимального значения. Этот угол называется критическим и обозначается α кр. Затем при дальнейшем увеличении угла атаки коэффициент подъемной силы уменьшается, что происходит из-за интенсивного срыва потока с крыла, вызванного движением пограничного слоя против движения основного потока (рис. 16).
Диапазон эксплуатационных углов атаки составляют углы от α 0 до α кр. На углах атаки, близких к критическим, крыло не обладает достаточной устойчивостью и плохо управляется.
1. Движение АТС связано с перемещением частиц воздуха, на которое расходуется часть мощности двигателя. эти затраты складываются из следующих составляющих:
2. Лобового сопротивления, появляющееся из-за разности давлений спереди и сзади движущегося автомобиля (55-60% сопротивления воздуха).
3. Сопротивление, создаваемое выступающими частями – зеркало заднего вида и т.д. (12-18%).
4. Сопротивление, возникающее при прохождении воздуха через радиатор и подкапотное пространство.
5. Сопротивление из-за трения близлежащих поверхностей о слои воздуха (до 10%).
6. Сопротивление, вызваное разностью давлений сверху и снизу автомобиля (5-8%).
Для упрощения расчетов сопротивления воздуха, распределенное по всей поверхности автомобиля сопротивление заменяем силой сопротивления воздуха приложеной в одной точке, называемой центром парусности автомобиля.
Опытом устанавлено, что сила сопротивления воздуха зависит от следующих факторов:
От скорости движения автомобиля, причем данная зависимость носит квадратических характер;
От лобовой площади автомобиля F ;
От коэффициента обтекаемости К в , который числено равен силе сопротивления воздуха, созхдаваемой одним квадратным метром лобовой площади АТС при движении его со скоростью 1 м/с.
Тогда сила сопротивления воздушной среды .
При определении F используют эмпирические формулы, определяющие приблизительную площадь сопротивления. Для грузовых автомобилей F обычно: F=H×B (произведение высоты и ширины), аналогично для автобусов. Для легковых автомобилей принимают F=0,8H×B . Существуют иные формулы, где учитывают колею автомобиля, вероятность изменения высоты АТС и др. Произведение К в ×F называют фактором обтекаемости и обозначают W .
Для определения коэффициента обтекаемости используют специальные устройства либо метод выбега, заключающийся в определении изменения пути свободнокатящегося авотмобиля при движении с различной начальной скоростью. При движении автомобиля в воздушном потоке силу сопротивления воздуха Р в возможно разложить на составляющие по осям АТС. При этом формулы для определения проекций сил отличаются лишь коэфициентами, учитывающими распределение силы по осям. Коэффициент обтекаемости возможно определить из выражения:
где С Х – коэффициент, определяемый опытным путем и учитывающий распределение силы сопротивления воздуха по оси "х". Этот коэффициент получают путем продувки в аэродинамической трубе, ;
r - плотность воздуха, согласно ГОСТ r=1,225 кг/м 3 на нулевой отметке.
Получаем .
Произведение представляет собой скоростной напор, равный кинетической энергии кубического метра воздуха, движущегося со скоростью движения автомобиля относительно воздушной среды.
Коэффициент К в имеет размерность .
Между К в и С Х существует зависимость: К в =0,61С Х .
Прицеп на АТС увеличивает силу сопротивления в среднем на 25%.