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- TABLE DES MATIÈRES
- TABLE DES ILLUSTRATIONS
- RECHERCHE DANS LE DOCUMENT
- 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
324 m° CONGRÈS DE LA NAVIGATION AÉRIENNE
La composante {ci)x a un moment négligeable par rapport à l’axe X Y des moments, tandis que le bras de levier de la composante (cs)x est très sensiblement égal à M D = xL tg fi.
En se rappelant que cm0 et m sont les constantes de profil dont nous avons discuté la valeur pour l’aile à bord d’attaque droit, le moment élémentaire sera :
dM* =
/ d S j^Cmo 4“ ni (cz)x + y*tgp (c.s)*J,
(22)
ou, en remplaçant dS par Ihdx et (cz)x par sa valeur (21) en fonction de x : »
dMA=^y^L^(cm0+wc«)d^ + (7 cwtgp —jetgp#*d*J.
Il suffit d’intégrer entre x = o et x = i pour obtenir le moment d’une moitié d’aile et de multiplier le résultat par 2 pour avoir le moment total MA. Pour passer au moment réduit c'm défini comme cm, il suffit de diviser MA par
aV* aV*
2g b _2g.
2L/2,
ce qui donne finalement :
c'm = cm0 + mCm + ^PjCzo tg$ — eni\—Yie tgP-
(23)
Mais c'm ne doit pas s'exprimer en fonction de c*,, mais bien du coefficient de portance cz de l’aile entière. Ce coefficient de portance peut s’évaluer facilement par la formule générale
qui donne ici :
c,S = f (c*)*dS,
ex) éx = Czo----•
(24)
e 2L
En remplaçant alors dans la formule (23) cz0 par cz-\- -, —r par
2 l
l’allongement géométrique \ et en groupant les termes, nous obtenons en fin de compte la relation simple cherchée donnant le coefficient de moment d’une aile en flèche et gauchie :
C m---Cmo —
tgP+(»» + jtg^C,.
(25)
Ainsi qu’il a été dit, cmo est un coefficient de profil et m=o,25 un coefficient constant. Nous avons supposé, dans notre démonstration,
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 87,59 %.
La langue de reconnaissance de l'OCR est le Français.
La composante {ci)x a un moment négligeable par rapport à l’axe X Y des moments, tandis que le bras de levier de la composante (cs)x est très sensiblement égal à M D = xL tg fi.
En se rappelant que cm0 et m sont les constantes de profil dont nous avons discuté la valeur pour l’aile à bord d’attaque droit, le moment élémentaire sera :
dM* =
/ d S j^Cmo 4“ ni (cz)x + y*tgp (c.s)*J,
(22)
ou, en remplaçant dS par Ihdx et (cz)x par sa valeur (21) en fonction de x : »
dMA=^y^L^(cm0+wc«)d^ + (7 cwtgp —jetgp#*d*J.
Il suffit d’intégrer entre x = o et x = i pour obtenir le moment d’une moitié d’aile et de multiplier le résultat par 2 pour avoir le moment total MA. Pour passer au moment réduit c'm défini comme cm, il suffit de diviser MA par
aV* aV*
2g b _2g.
2L/2,
ce qui donne finalement :
c'm = cm0 + mCm + ^PjCzo tg$ — eni\—Yie tgP-
(23)
Mais c'm ne doit pas s'exprimer en fonction de c*,, mais bien du coefficient de portance cz de l’aile entière. Ce coefficient de portance peut s’évaluer facilement par la formule générale
qui donne ici :
c,S = f (c*)*dS,
ex) éx = Czo----•
(24)
e 2L
En remplaçant alors dans la formule (23) cz0 par cz-\- -, —r par
2 l
l’allongement géométrique \ et en groupant les termes, nous obtenons en fin de compte la relation simple cherchée donnant le coefficient de moment d’une aile en flèche et gauchie :
C m---Cmo —
tgP+(»» + jtg^C,.
(25)
Ainsi qu’il a été dit, cmo est un coefficient de profil et m=o,25 un coefficient constant. Nous avons supposé, dans notre démonstration,
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 87,59 %.
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