如已知翼剖面頂面和底面的壓力系數(shù)分布,則可直接計(jì)算c1系數(shù)??紤]無(wú)限翼片斷,如圖7.6-1所示。假定此片斷有單位翼展和翼弦c,機(jī)翼的沖角為α。圖7.6-1 如何由壓力分布積分以得N力,因而導(dǎo)致單位翼展升力草圖讓x為沿翼弦c量度的方 (共 1455 字) [閱讀本文] >>
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 如已知翼剖面頂面和底面的壓力系數(shù)分布,則可直接計(jì)算c1系數(shù)??紤]無(wú)限翼片斷,如圖7.6-1所示。假定此片斷有單位翼展和翼弦c,機(jī)翼的沖角為α。圖7.6-1 如何由壓力分布積分以得N力,因而導(dǎo)致單位翼展升力草圖讓x為沿翼弦c量度的方 (共 1455 字) [閱讀本文] >>