186 VI. Auftriebsverteilung bei gegebener Tragflügelgestaltung. 
Wir wollen zeigen, daß die Formel für den rechteckigen Flügel von 
endlicher Breite genau die gleiche Form behält!. Dazu schreiben wir 
für den Flügelstreifen von der Breite dx: 
2 
dM = SD 0v% Can Pdx + zo Cie [a (2) — de, 
oder nach (6,9), S. 140: 
dM = Su o0% Ca Bdx- 00] (x) da, 
d.h. aber 
Tl ; b 
dM = z0Vo Caaßdx + dA 
oder endlich: 
2b 94 t 
M = 006 aß +7A.- 
(6,115 
Setzen wir dann: 
M = m FE 0%, 
(6,116) 
30 erhalten wir: 
Ca 
ET 
Lt 
Cm — x 
(6,117) 
eine Formel, die mit den Messungen des Momentes um die Vorderkante 
wenigstens für den veränderlichen Teil = Ca in guter Übereinstimmung 
. 1, 1 . 
steht. Es läßt sich auch 7 Ca ß +-x Ca rechtfertigen. 
Zur Berechnung des Momentes um die Rumpfachse (Rollmoment) 
haben wir wieder das S. 179 eingeführte Koordinatensystem zugrunde 
zu legen. Das Moment der Kraft zunächst für ein Flügelelement vw 
bis y + dy, wird: 
_ 4A (y) 
Die Drehung wird negativ gezählt, wenn dabei die positive z-Achse ir 
die positive y-Achse übergeht, das Moment umgekehrt, vgl. Band I. 
S. 262. Wir schreiben wieder y = > cos @, dann wird: 
AL = yoval'(y) dy=-—) cos g 0V ‚sing da: 2b 
‘v0 [G,sing + O,sin2g +...) 
3 
© 90% sin 2g (GC, sing +6 sin 2g +...) dp. 
ı Vgl. Glauert, Zit. a. S. 182, 11,4, 3 8. 134.