Определение аэродинамических характеристик монопланного крыла произвольной формы

Значение интеграла / с достаточной для практики точностью можно получить, ограничившись первыми шестью-семью членами ряда. Искомые значения коэффициентов Bn будут: ä— k' ά„ при η = 1 ь Г- - , (26) — Ап' ао при я я-1, 7 где ν = ί О » - 0 2 «и /-Нами вычислены значения J|. в зависимости от параметра E для первых четырех коэффициентов Bn. Результаты представлены в таблицах 16—19 и на фиг. 15—18. Как в случае прямоугольного закрученного крыла, коэффициенты А» разлагаются на сумму двух членов, один из которых пропорционален а, а второй а0. Ая=Ап'*-АаЪ Коэффициент подъемной силы будет: Cy = ^tW*-A1" Т.). Коэффициент индуктивного сопротивления равен: Г — — NC 3 но величина N= ^ * " ^ " ' меняется вместе с углом атаки. — V Коэффициент момента тангажа получим, положив в формуле (18) гл. 1 (см. фиг. 4). Ь=Ь ( 1 - Е cosö); Cm„ = c7;is\c°s;; A = | c o s 0 t g 9 , тогда Ca=TCaio f L ^ - J ( l-ί cosO)« sin ЫЪ + тСу + 6 2 + -J--J floTg Ч>2 AJ C 0 S 0 Si" 6 S l n "W (27> О Вычислим интегралы: к « Г 2 /" i ~ ? c o s! ( l — £ cosbf SlnOdO= f ( 1 —η cos θ) (1 —ξ cos θ) sin OdO = J \ — Ç COS ν J О о к « У J 2 = /* SinOdO 1 + 1 ^sln2OdO-I- - | - у sin 2 0 cos OaO = I-J+-! + ^ n + I / cosO sinO sin «OdO = ^ ! 3 ^ ^ ; 30