Aérodynamique

I-1 Trièdres de référence

I- Résultante et Moment

CRxCRP ..

Dans Oxyz seule la composante Rx est dissipative

Résultante aérodynamique : Trièdre Oxyz

-sur Ox : Rx Traînée

-sur Oy :

-sur Oz :

Ry Dérive

Rz Portance

Moment aérodynamique : Trièdre Ox1y1z1

-sur Ox1 :

-sur Oy1 :

-sur Oz1 :

Mx1 Roulis

My1 Tangage

Mz1 Lacet

iRMLTLTLMLSC 222232

Analyse dimensionnelle:

Pour une géométrie donnée:

Ci et Cmi dépendent faiblement du Reynolds et du Mach

Ci et Cmi Coefficients adimensionnels

2

2

1SCCR ii

Ci , Cmi : coefficients aérodynamiques portent le même nom que la composante

2

2

1SlCCmM ii

S,l: caractéristiques dimensionnelles (def. plus loin)

Si le mobile est symétrique et la vitesse

dans le plan de symétrie:

Il n’y a que trois composantes: Rx,Rz,My1

II Aérodynamique des corps simplesII-1 Traînée de pression – traînée de frottement

Re critique= 5.105

Carrosseries, fuselages… (portance faible):

S =Maître couple, l =dimension transversale

Surfaces portantes (ailes, empennage…) : S =Surface alaire, l =corde

Choix des grandeurs géométriques caractéristiques pour:

=15.10-6m2.s-2

et

Le Re critique limite l’intérêt des essais en soufflerie:

- Turbulence doit être la plus faible possible car elle favorise la transition de la CL

L’augmentation du Cx à faible Re crée un effet de loupe sur les appendices de faibles dimensions (rétroviseurs, haubans…) =>

Maquettes le plus lisses possible

Autres conclusions:

- Pour les maquettes à échelle réduite: le Re du modèle grandeur et de la maquette sont de part et d’autre du Re critique => résultats erronés

II-2 La sphère et ses deux régimes:

1er régimeSecond régime

Re critique= 5.105

II-3 Intérêt des corps fuselésValeurs à retenir:

- Cx Cylindre:1er régime: 1,2

2nd régime: 0,5- Cx sphère

1er régime: 0,44

2nd régime: 0,18

- Cx plaques planes perpendiculaires à l’écoulement:

Décollement CL localisé => Cx Indépendant du Re

Carré: 1,22 Rectangle: 1,22 à 2

Disque: 1,12

Carré L infinie (>5l)

Corps de révolution

Mâts torpédo

Évolution du Cx par étirement de la sphère et du cylindre

Dimensions optimales du corps fuselé

II-4 Interaction

II-5 Influence du Mach

Corps fuselés et Mach critique:

Mach critique

III- L’aile

III-1 Définitions géométriques

a) Profil

Incidence:i

Angle d ’attaqueAngle de fuite

Types de profilsTypes de profils Équations théorique début du 20Équations théorique début du 20èmeème sciècle sciècle

Joukowski, Karman,Von Mises… => eJoukowski, Karman,Von Mises… => emax max à 25%à 25%

Essai en soufflerie Essai en soufflerie (Eiffel 1909, Gottingen…)(Eiffel 1909, Gottingen…) Gottingen, Clark …Gottingen, Clark …=>=> e emax max à 30%) à 30%)

Génération des profils NACA (essais systématiques Langley 1920):Génération des profils NACA (essais systématiques Langley 1920):

– 4 chiffres4 chiffres : Loi d’épaisseur (Gottingen+Clark e : Loi d’épaisseur (Gottingen+Clark emax max à 30%) et squelette 2 ½ paraboles à 30%) et squelette 2 ½ paraboles => simple courbure : exemple NACA 4414=> simple courbure : exemple NACA 4414

– Puis 5 chiffresPuis 5 chiffres : Squelette cubique pour double courbure => coefficient de moment : Squelette cubique pour double courbure => coefficient de moment amélioré: exemple NACA 23012amélioré: exemple NACA 23012

– Enfin profils Enfin profils laminaires série 6, 7…laminaires série 6, 7… => recul de l’épaisseur maxi => amélioration du => recul de l’épaisseur maxi => amélioration du Cx exemple NACA 66-212Cx exemple NACA 66-212

b) Forme en plan dièdre et vrillage

: Flèche

Dièdre :

Vrillage:

: Envergure

Corde

Allongement : =L2/S , Effilement

III-2 Résultats expérimentauxa) Polaires : aile d’envergure infinie

Décrochage Cz maxi

Cx mini

Tg()=finesse

Cz max

Cx mini

Foyer: moment aérodyn. = Cte

i0

b) Caractérisation aérodynamique d’un profil

III-3 Foyer, moment et stabilité

a) Influence de la forme du squelette

= 0,11=pente de Cz(i)

b) Stabilité longitudinale

- Donc: Cm >0 => F<0 (-A/7)

- Stabilité si Centre de gravité devant le foyer

II-4 Aile d’envergure finie

=> Traînée induite : Cxi

=> Diminution de la pente de Cz(i)

Cxi

Allongement=L2/SConséquences:

Répartition elliptique de la portance

IV- Mécanique du vol IV-1 Notions

1°) Vol horizontal

2°) Vol plané

3°) Montée :

4°) Virage :

Traction supplémentaire

Facteur de charge

Adaptation aux différentes phases de vol

En croisière :

Réduire la consommation et augmenter la vitesse

=> Diminuer Cxmini

Décollage ou atterrissage :

Réduire S pour améliorer les perfos en croisière

=> Augmenter Czmaxi

Plané, virage ou Vzmax :

Augmenter la finesse max

=> grand allongement et profil à forte cambrure

IV-2 Hypersustentation

Phénomène de décrochage

Dispositifs de labo

Dispositifs de bords d’attaque

Dispositifs de bords de fuite

IV-3 Profils laminaires

Maître couple reculé

Cxmini très faible mais:

Conservativité??!!

Bosse laminaire

- La turbulence : augmente Cx et Czà cause de la transition de CL (Pb pour essais en soufflerie)

IV-4 Influence des paramètres secondaires

- Reynolds et rugosité

- Le Mach: Voir Mach critique sur les polaires NACA