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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
346
IIIe CONGRÈS DE LA NAVIGATION AÉRIENNE
l’axe, il convient tout d’abord d’évaluer son coefficient unitaire c'n en fonction de la portance cs de l’aile.
c'„ étant, comme nous l’avons montré, proportionnel à la déviation a de l’axe du fuselage sur le vent relatif est, par suite, une fonction
I-------------
Fig. g.
linéaire de l’incidence de l’aile, donc aussi de sa portance cz, en s’annulant pour cz = cz0, l’axe du fuselage étant alors parallèle au vent. On peut donc poser :
C'n = B' {Cz - Cz,). (54)
Le calcul de B' est immédiat, car si B est le coefficient angulaire de la droite des cz en fonction de l’incidence, k le coefficient de proportionnalité de c'n à a, on a BB' = Æ, ce qui donne B' = o,3 pour B = 4 et k= 1,2, cette dernière valeur étant celle que nous avons précédemment admise.
Dans la réduction des forces par rapport au point A, il en résulte que F'„ a pour effet :
i° d’augmenter le coefficient de portance cz assimilable au coefficient unitaire de l’aile suivant la normale à sa corde, de la quantité d2 dp
c'n g = B' -g- (cz — Cz,). Si Cz = i, Cz, = o,5, d = i,4o, S = 5o m. q.,
B' = o,3, cette augmentation de cz est assez minime et n’atteint que 0,006.
2° d’augmenter également le coefficient unitaire cm du moment de
B B
l’aile de la quantité c'n -g- y = B' g-y {cz — cso). On obtiendrait, au con-
traire, une diminution du moment si e était négatif, le centre de dérivé I0 étant en avant de la projection At du bord d’attaque de l'aile sur l’axe du fuselage, ce cas étant d’ailleurs le cas le plus généralement rencontré. "
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 95,09 %.
La langue de reconnaissance de l'OCR est le Français.
IIIe CONGRÈS DE LA NAVIGATION AÉRIENNE
l’axe, il convient tout d’abord d’évaluer son coefficient unitaire c'n en fonction de la portance cs de l’aile.
c'„ étant, comme nous l’avons montré, proportionnel à la déviation a de l’axe du fuselage sur le vent relatif est, par suite, une fonction
I-------------
Fig. g.
linéaire de l’incidence de l’aile, donc aussi de sa portance cz, en s’annulant pour cz = cz0, l’axe du fuselage étant alors parallèle au vent. On peut donc poser :
C'n = B' {Cz - Cz,). (54)
Le calcul de B' est immédiat, car si B est le coefficient angulaire de la droite des cz en fonction de l’incidence, k le coefficient de proportionnalité de c'n à a, on a BB' = Æ, ce qui donne B' = o,3 pour B = 4 et k= 1,2, cette dernière valeur étant celle que nous avons précédemment admise.
Dans la réduction des forces par rapport au point A, il en résulte que F'„ a pour effet :
i° d’augmenter le coefficient de portance cz assimilable au coefficient unitaire de l’aile suivant la normale à sa corde, de la quantité d2 dp
c'n g = B' -g- (cz — Cz,). Si Cz = i, Cz, = o,5, d = i,4o, S = 5o m. q.,
B' = o,3, cette augmentation de cz est assez minime et n’atteint que 0,006.
2° d’augmenter également le coefficient unitaire cm du moment de
B B
l’aile de la quantité c'n -g- y = B' g-y {cz — cso). On obtiendrait, au con-
traire, une diminution du moment si e était négatif, le centre de dérivé I0 étant en avant de la projection At du bord d’attaque de l'aile sur l’axe du fuselage, ce cas étant d’ailleurs le cas le plus généralement rencontré. "
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