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MessagePosté: Mar 10 Avr 2012 16:23 
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Inscription: Mar 10 Avr 2012 16:10
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Bonjour,

Je cherche à calculer le Cx d'un aile en forme de demi NACA 0010.
La loi d'épaisseur du profil est la suivante :http://en.wikipedia.org/wiki/NACA_airfoil

La formule du Cx que j'utilise est : Cx= 2/(Beta*c) * intégrale((teta+)^2+(teta-)^2)dx , x allant de 0 a c

Ce qui nous donne Cx= 2/(Beta*c) * int(y'² - 2y'*j + 2j²)dx

Il m'apparait alors un problème qui vient du fait qu'en calculant le y'², j'obtient un terme en 1/x.
Et donc lorsque j'intègre y'² pour obtenir le Cx j'obtiens du ln(x) entre 0 et c.
J'ai donc quelque chose qui tend vers l'infini. :evil:

Voila, si quelqu'un a une idée

merci :D


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