Aerodinamica non viscosa incomprimibile

Metodo di Schrenk

Per ali dritte di forma e pianta qualunque a buona velocità e sempre trascurando gli effetti viscati il metodo è semplice a determinare la distribuzione di carico.

Il punto fondamentale di Schrenk consiste a valutare il carico aerodinamico con media lungo l'apertura, tra la distribuzio- ne di carico ottintile dell'ala e le norme di una distribuzione di un ala la forma in pianta ellittica avante la stessa area.

Il carico può essere scomposto in due costrittie:

1. ?q(y) = reaf(y) + ed(y)

   1) ed(y) : il carico addizionale avuro il carico ottenuto ad un iguale variazione dell'angolo d'attacco pari al caro ad atto ottimale dell'ala ed il funzione della forma e pianta dell'ala.

   2) reaf(y) : il carico basico avuro il carico devina alla portatoa mitra sulle dante forto alló sviluppo

   è(y) = C_L = C_Lac + C_Li + C_Lib

   Il carico addizionale × C_L + T × C_Lae

   C_Lac = C_L + C_Lell C_L2 25/6 f(1-(2y b) ²

   (da costruire grafico del caro addizionale corna la seguente)

///= carico addizionale

--- = dell'oto

L'altra definizione di Schreckt contesta nel valutare il carico

di bordo come media tra il carico dell'ala svolazzata

e il carico basico di aliata non svolazzata (che è nullo)

\( C_{Ceq} = \frac{1}{2} C_{Cla} \delta b \)

Il campo per la celula m,e, il campo portante, la novanta che le ceriglia il troppo grande allora dovrà salare la celula in metro

Imposo la condizione di Kutta in quel punto la velocità tangenziale sarà quindi oppionali che si doveva anulare il flusso abbersilio il corpo lungo la bisantra del profilo.

V_t l + V_tN l_n = 0

ΔV_tN = V_tA + V_tEN

ΔV_eN^(1A) cos α + ΔV_eN^(1B) cos β + ΔV_eN^(1C) cos γ = 0

K = ΔV_c^(AV) cos α + ΔV_c^(AV)1B cos θ / ΔV_c^(VL) cos λ

Introduci che significa pova k = k e quando lo scr

circalatore M = K:P ovvero

C_L = 2kP / c_n

ponendo ^C = V_v - l bo

C_L = 2pk

Metodo di Glauert e Natca

Si applica ai profili Naca ed è un metodo adatto a calcolare carico massimo e andamento pressioni alari su simili profili.

Su un profilo alare la distribuzione di velocità può essere calcolata come somma di 3 distribuzioni indipendenti:

1. 1. Una distribuzione di velocità corrispondente allo spessore ed angolo di attacco nulla: V/V_∞
2. 2. Un'una distribuzione di vortici bassica corrispondente alla curvatura, angolo di attacco ideale: ΔV/V_∞
3. 3. Una distribuzione di vortici addizionale del profilo simmetrico col profilo ad indicidure tali che il C_l = 1

V₁/V_∞ = V₂/V_∞ + ΔV/V_∞ = Cl/Cl_o

• Cl_o = 1 per profili Naca