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Negli aeroplani americani, invece, per esempio il Wright, la superficie 

 alare è situata posteriormente; quella anteriore ha semplice compito di go- 

 verno. 



Ma è agevole riconoscere che, ottemperando alla detta diseguaglianza 

 degli angoli d'attacco, si possano costruire aeroplani del tipo americano, cioè 

 apparentemente sprovvisti di coda, quali l'aeroplano di Wright, che abbiano 

 un coefficiente J di stabilità agevolmente eguale, ed anche superiore, a quello 

 dei migliori aeroplani codati; e ciò forse con vantaggi costruttivi. 



In tale caso, per la posizione avanzata del centro di gravità, la man- 

 canza di coda è apparente, giacché le ali stesse ne assumono la funziono 

 stabilizzatrice. 



Non sembra in vero che i fratelli Wright abbiano seguito la norma in- 

 dicata; che, anzi, tengono l'angolo «, nullo o quasi nel moto di regime, ed 

 esplicitamente lo dichiarano nei loro brevetti; nè noi, per altro, vogliamo 

 dedurre assolute conseguenze sul vantaggio di un aeroplano stabile nè sul 

 miglior modo di ottenerlo. 



Abbiamo voluto soltanto affermare che dal punto di vista del coeffi- 

 ciente J, che ha così importante ufficio nella stabilità, V empennage poste- 

 riore degli aeroplani francesi non è necessario; e può valere quanto un ti- 

 mone anteriore che sia, nel moto di regime, unitariamente più portante 

 delle ali. 



Matematica. — Sull'equazione di Riccati. Nota del dott. Lu- 

 ciano Orlando, presentata dal Socio V. Cerruti. 



Noi faremo qui conoscere in che modo si possa agevolmente giungere 

 da un'equazione differenziale di Eiccati a un'equazione integrale del tipo di 

 Volterra. Sebbene gli studi sulle equazioni integrali siano molto più recenti 

 di quelli relativi alle equazioni differenziali, tuttavia possiamo asserire che, 

 in parecchi casi, questa riduzione presenta qualche vantaggio. 



Sia 



(1) y\x) = a(x) [_y{x)J + b(x) y{x) + c{x) 



un'equazione differenziale di Riccati. Ponendo 



ti 



noi veniamo a trasformare la (1) nella relazione 



(2) 



u'v — Uh ' = au % -f- buv -f- cv 2 



