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- TABLE DES MATIÈRES
- TABLE DES ILLUSTRATIONS
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- TEXTE OCÉRISÉ
- Première image
-
PAGE DE TITRE
- Introduction (p.305)
- Considérations générales (p.307)
- La stabilité statique (p.310)
- Aile monoplane isolée (p.311)
- Influence de la flèche et du gauchissement combinés (p.322)
- Influence du V avec ou sans gauchissement (p.327)
- Moment aérodynamique d'une aile par rapport à un point quelconque. Courbe mécanique d'une aile (p.330)
- Influence d'un fuselage (p.341)
- Influence des résistances nuisibles (p.347)
- Cas d'une cellule biplane (p.349)
- Action des empennages horizontaux (p.370)
- Angle de déflexion dû aux ailes (p.377)
- Angle de déflexion dû aux hélices (p.379)
- Influence du souffle des hélices (p.380)
- Influence du sillage des ailes (p.380)
- Moment aérodynamique central dû à l'empennage (p.383)
- Moment aérodynamique central de l'avion complet (p.384)
- Table des matières (n.n.)
- Dernière image
- Première image
- PAGE DE TITRE
- Fig. 1. [Aile monoplane isolée] (p.317)
- Fig. 2. [Influence de la flèche et du gauchissement combinés] (p.323)
- Fig. 3. [Influence du V avec ou sans gauchissement] (p.327)
- Fig. 4. [Moment aérodynamique d'une aile par rapport à un point quelconque. Courbe mécanique d'une aile] (p.330)
- Fig. 5. [Moment aérodynamique d'une aile par rapport à un point quelconque. Courbe mécanique d'une aile] (p.337)
- Fig. 6. [Moment aérodynamique d'une aile par rapport à un point quelconque. Courbe mécanique d'une aile] (p.339)
- Fig. 7. [Moment aérodynamique d'une aile par rapport à un point quelconque. Courbe mécanique d'une aile] (p.341)
- Fig. 8. [Influence d'un fuselage] (p.342)
- Fig. 9. [Influence d'un fuselage] (p.346)
- Fig. 10. [Influence des résistances nuisibles] (p.348)
- Fig. 11. [Cas d'une cellule biplane] (p.354)
- Fig. 12. [Cas d'une cellule biplane] (p.355)
- Fig. 13. [Cas d'une cellule biplane] (p.358)
- Fig. 14. [Cas d'une cellule biplane] (p.363)
- Fig. 15. [Cas d'une cellule biplane] (p.366)
- Fig. 16. [Action des empennages horizontaux] (p.370)
- Fig. 17. [Moment aérodynamique central dû à l'empennage] (p.383)
- Dernière image
318
IIIe CONGRÈS DE LA NAVIGATION AÉRIENNE
Le laboratoire fournissait alors une courbe expérimentale donnnat, en fonction de l’incidence, les déplacements du centre de poussée. Cette courbe est, pour le calcul, d’un maniement peu commode et son usage est complètement abandonné actuellement. Il est maintenant universellement admis de situer, comme l’a fait le premier le laboratoire de Gôttingen, la résultante aérodynamique agissant sur une aile par son moment MA par rapport au bord d’attaque.
La théorie et l’expérience montrent que, pour un profil d’aile donné, le moment MA est proportionnel à la surface S de l’aile et à sa profondeur l sans dépendre de son allongement.
On définit donc MA par un coefficient cm sans dimension tel que, par définition :
Ma = ^c„SV!/. (i5)
Les laboratoires donnent les variations de cm en fonction du coefficient de portance cz.
Il est remarquable de constater que, pour toutes les bonnes ailes ne présentant pas de décollement des filets d’air aux incidences d’utilisation, cm est une fonction linéaire du coefficient cz.
Cette loi, conforme à la théorie et constamment vérifiée par l’expérience, s’étend jusqu’au maximum de cz. Cependant, pour certaines ailes et notamment celles dont la courbure de la ligne moyenne est trop prononcée, des décollements aux faibles incidences provoquent une augmentation brusque de cx et une diminution de cm qui possède alors une valeur à l’origine cm0 plus petite que celle des bonnes ailes. De telles ailes étant généralement à rejeter, nous ne nous occuperons pas ici de cette particularité et nous admettrons la loi linéaire :
j cm=cm0 -j- m c2. (16)
Dans sa théorie si remarquable des surfaces sustentatrices, Joukowski déterminait le moment des efforts aérodynamiques par rapport au bord de fuite et il obtenait une formule, d’ailleurs assez complexe, qui peut, par changement d’origine et quelques transformations, se ramener à la forme (16).
La théorie de Joukowski montre, ainsi que l’expérience le justifie, que, pour toutes les ailes ne présentant pas de flèche vers l’arrière, cm0 et m sont des coefficients de profil ne dépendant par conséquent ni de l’allongement, ni de la forme en plan, ni du gauchissement de l’aile.
Nous étudierons spécialement, par la suite, l’influence de la flèche et nous nous bornerons, pour l’instant, au cas des ailes à bord d’attaque droit pour lesquelles m est une constante et cmo un coefficient de profi 1
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IIIe CONGRÈS DE LA NAVIGATION AÉRIENNE
Le laboratoire fournissait alors une courbe expérimentale donnnat, en fonction de l’incidence, les déplacements du centre de poussée. Cette courbe est, pour le calcul, d’un maniement peu commode et son usage est complètement abandonné actuellement. Il est maintenant universellement admis de situer, comme l’a fait le premier le laboratoire de Gôttingen, la résultante aérodynamique agissant sur une aile par son moment MA par rapport au bord d’attaque.
La théorie et l’expérience montrent que, pour un profil d’aile donné, le moment MA est proportionnel à la surface S de l’aile et à sa profondeur l sans dépendre de son allongement.
On définit donc MA par un coefficient cm sans dimension tel que, par définition :
Ma = ^c„SV!/. (i5)
Les laboratoires donnent les variations de cm en fonction du coefficient de portance cz.
Il est remarquable de constater que, pour toutes les bonnes ailes ne présentant pas de décollement des filets d’air aux incidences d’utilisation, cm est une fonction linéaire du coefficient cz.
Cette loi, conforme à la théorie et constamment vérifiée par l’expérience, s’étend jusqu’au maximum de cz. Cependant, pour certaines ailes et notamment celles dont la courbure de la ligne moyenne est trop prononcée, des décollements aux faibles incidences provoquent une augmentation brusque de cx et une diminution de cm qui possède alors une valeur à l’origine cm0 plus petite que celle des bonnes ailes. De telles ailes étant généralement à rejeter, nous ne nous occuperons pas ici de cette particularité et nous admettrons la loi linéaire :
j cm=cm0 -j- m c2. (16)
Dans sa théorie si remarquable des surfaces sustentatrices, Joukowski déterminait le moment des efforts aérodynamiques par rapport au bord de fuite et il obtenait une formule, d’ailleurs assez complexe, qui peut, par changement d’origine et quelques transformations, se ramener à la forme (16).
La théorie de Joukowski montre, ainsi que l’expérience le justifie, que, pour toutes les ailes ne présentant pas de flèche vers l’arrière, cm0 et m sont des coefficients de profil ne dépendant par conséquent ni de l’allongement, ni de la forme en plan, ni du gauchissement de l’aile.
Nous étudierons spécialement, par la suite, l’influence de la flèche et nous nous bornerons, pour l’instant, au cas des ailes à bord d’attaque droit pour lesquelles m est une constante et cmo un coefficient de profi 1
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