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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
SECTION TECHNIQUE
321
un déplacement du centre de poussée d’autant plus réduit que cmo est plus petit, ce qui fait que c’est uniquement la grandeur du coefficient cm qui régit l’amplitude des déplacements du centre de poussée.
En particulier, pour tout profil symétrique ou à double courbure pour lequel cm0 est nul, le centre de poussée reste immobile au quart de la profondeur à partir du bord d’attaque.
Cette particularité remarquable des profils symétriques d’avoir un centre de poussée immobile au quart de la profondeur à partir du bord d’attaque a été, dès 1910, signalée par le professeur Kutta, puis établie théoriquement par Joukowski.
Lorsque cm0 n’est pas nul, le centre de poussée s'éloigne progressivement jusqu’à l’infini vers le bord de fuite quand c2, étant positif, décroît jusqu’à la valeur zéro.
Pour les très faibles valeurs de c*, ce mode de représentation ne permet donc pas d’obtenir avec quelque précision la valeur du couple de torsion de l’aile dont l’importance a échappé très longtemps. Supposons en effet une aile au régime de portance nulle, le couple unitaire de torsion de l’aile par rapport à son bord d’attaque étant, par suite, cm0. La composante a se réduit alors à la résistance de profil Cxa et tout se passe comme si cette résistance était à une distance r en dessous de la corde telle que :
rcxo = lcmo,j = C^ (19)
Si cwû=o,to, cxo =0,01 on voit que r est égal à dix fois la profondeur de l’aile. En piqué vertical à sustentation nulle, la traînée totale de l’aile d’un avion peut être environ la moitié du poids total P de l’appareil, ce qui fait que le couple de torsion MA de l’aile serait, dans ces conditions :
MA = — Cxo S V* r = o,5 Pr = 5 P /. (20)
2 g
Le couple de torsion autour du bord d’attaque sera ainsi équivalent à celui que provoquerait une poussée égale à cinq fois le poids total de l’avion et appliquée au bord de fuite de l’aile normalement à la corde. Ce simple exemple montre à quel point il est erroné de supposer, comme on l’a fait trop souvent en ne considérant que la courbe des centres de poussée, qu’au voisinage des portances nulles, une aile ne subit plus aucun couple aérodynamique.
Nous terminerons cette discussion relative aux coefficients Cm0et m en recherchant la modification à apporter à la formule donnant c», en fonction de cz lorsque l’aile, dans sa forme en plan, présente une cer-
91
Le texte affiché peut comporter un certain nombre d'erreurs. En effet, le mode texte de ce document a été généré de façon automatique par un programme de reconnaissance optique de caractères (OCR). Le taux de reconnaissance estimé pour cette page est de 96,97 %.
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un déplacement du centre de poussée d’autant plus réduit que cmo est plus petit, ce qui fait que c’est uniquement la grandeur du coefficient cm qui régit l’amplitude des déplacements du centre de poussée.
En particulier, pour tout profil symétrique ou à double courbure pour lequel cm0 est nul, le centre de poussée reste immobile au quart de la profondeur à partir du bord d’attaque.
Cette particularité remarquable des profils symétriques d’avoir un centre de poussée immobile au quart de la profondeur à partir du bord d’attaque a été, dès 1910, signalée par le professeur Kutta, puis établie théoriquement par Joukowski.
Lorsque cm0 n’est pas nul, le centre de poussée s'éloigne progressivement jusqu’à l’infini vers le bord de fuite quand c2, étant positif, décroît jusqu’à la valeur zéro.
Pour les très faibles valeurs de c*, ce mode de représentation ne permet donc pas d’obtenir avec quelque précision la valeur du couple de torsion de l’aile dont l’importance a échappé très longtemps. Supposons en effet une aile au régime de portance nulle, le couple unitaire de torsion de l’aile par rapport à son bord d’attaque étant, par suite, cm0. La composante a se réduit alors à la résistance de profil Cxa et tout se passe comme si cette résistance était à une distance r en dessous de la corde telle que :
rcxo = lcmo,j = C^ (19)
Si cwû=o,to, cxo =0,01 on voit que r est égal à dix fois la profondeur de l’aile. En piqué vertical à sustentation nulle, la traînée totale de l’aile d’un avion peut être environ la moitié du poids total P de l’appareil, ce qui fait que le couple de torsion MA de l’aile serait, dans ces conditions :
MA = — Cxo S V* r = o,5 Pr = 5 P /. (20)
2 g
Le couple de torsion autour du bord d’attaque sera ainsi équivalent à celui que provoquerait une poussée égale à cinq fois le poids total de l’avion et appliquée au bord de fuite de l’aile normalement à la corde. Ce simple exemple montre à quel point il est erroné de supposer, comme on l’a fait trop souvent en ne considérant que la courbe des centres de poussée, qu’au voisinage des portances nulles, une aile ne subit plus aucun couple aérodynamique.
Nous terminerons cette discussion relative aux coefficients Cm0et m en recherchant la modification à apporter à la formule donnant c», en fonction de cz lorsque l’aile, dans sa forme en plan, présente une cer-
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