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Aérodynamique

Aérodynamique. I- Résultante et Moment. I-1 Trièdres de référence. Dans Oxyz seule la composante Rx est dissipative. Résultante aérodynamique : Trièdre Oxyz. -sur Ox :. Rx Traînée. -sur Oy :. Ry Dérive. -sur Oz :. Rz Portance. Moment aérodynamique : Trièdre Ox 1 y 1 z 1.

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Aérodynamique

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Presentation Transcript

  1. Aérodynamique

  2. I- Résultante et Moment I-1 Trièdres de référence Dans Oxyz seule la composante Rx est dissipative

  3. Résultante aérodynamique : Trièdre Oxyz -sur Ox : Rx Traînée -sur Oy : Ry Dérive -sur Oz : Rz Portance Moment aérodynamique : Trièdre Ox1y1z1 -sur Ox1 : Mx1 Roulis -sur Oy1 : My1Tangage -sur Oz1 : Mz1Lacet

  4. Analyse dimensionnelle: Ciet Cmi Coefficients adimensionnels Pour une géométrie donnée: Ci et Cmi dépendent faiblement du Reynolds et du Mach

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

  6. II Aérodynamique des corps simples II-1 Traînée de pression – traînée de frottement Re critique= 5.105

  7. Choix des grandeurs géométriques caractéristiques pour: et n=15.10-6m2.s-2 Carrosseries, fuselages… (portance faible): S =Maître couple, l =dimension transversale Surfaces portantes (ailes, empennage…) : S =Surface alaire, l =corde

  8. Autres conclusions: Le Re critique limite l’intérêt des essais en soufflerie: - 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 -Turbulence doit être la plus faible possiblecar elle favorise la transition de la CL L’augmentation du Cx à faible Recrée un effet de loupe sur les appendices de faibles dimensions (rétroviseurs, haubans…) => Maquettes le plus lisses possible

  9. II-2 La sphère et ses deux régimes: 1er régime Second régime Re critique= 5.105

  10. II-3 Intérêt des corps fuselés Valeurs à retenir: 1er régime: 0,44 1er régime: 1,2 - Cx Cylindre: - Cx sphère 2nd régime: 0,18 2nd régime: 0,5 - Cx plaques planes perpendiculaires à l’écoulement: Décollement CL localisé => Cx Indépendant du Re Rectangle: 1,22 à 2 Disque: 1,12 Carré: 1,22 Carré L infinie (>5l)

  11. Corps de révolution Mâts torpédo Évolution du Cx par étirement de la sphère et du cylindre

  12. Dimensions optimales du corps fuselé

  13. II-4 Interaction

  14. II-5 Influence du Mach Mach critique Corps fuselés et Mach critique:

  15. III- L’aile

  16. III-1 Définitions géométriques a) Profil Angle d ’attaque Angle de fuite Incidence:i

  17. Types de profils • Équations théorique début du 20ème sciècle Joukowski, Karman,Von Mises… => emax à 25% • Essai en soufflerie (Eiffel 1909, Gottingen…) Gottingen, Clark …=> emax à 30%) • Génération des profils NACA (essais systématiques Langley 1920): • 4 chiffres : Loi d’épaisseur (Gottingen+Clark emax à 30%) et squelette 2 ½ paraboles => simple courbure : exemple NACA 4414 • Puis 5 chiffres : Squelette cubique pour double courbure => coefficient de moment amélioré: exemple NACA 23012 • Enfin profils laminaires série 6, 7… => recul de l’épaisseur maxi => amélioration du Cx exemple NACA 66-212

  18. b) Forme en plan dièdre et vrillage : Envergure Corde : Flèche Vrillage: Dièdre : Allongement : l=L2/S , Effilement

  19. III-2 Résultats expérimentaux a) Polaires : aile d’envergure infinie Décrochage Cz maxi Cx mini

  20. b) Caractérisation aérodynamique d’un profil Foyer: moment aérodyn. = Cte Cz max Cx mini Tg(b)=finesse i0

  21. III-3 Foyer, moment et stabilité a) Influence de la forme du squelette = 0,11=pente de Cz(i)

  22. b) Stabilité longitudinale - Stabilité si Centre de gravité devant le foyer - Donc: Cm >0 => nF<0 (-nA/7)

  23. II-4 Aile d’envergure finie => Traînée induite : Cxi => Diminution de la pente de Cz(i)

  24. Conséquences: Allongement=L2/S Cxi Répartition elliptique de la portance

  25. IV- Mécanique du vol IV-1 Notions 1°) Vol horizontal

  26. 2°) Vol plané

  27. Traction supplémentaire 3°) Montée : 4°) Virage : Facteur de charge

  28. 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

  29. IV-2 Hypersustentation Phénomène de décrochage

  30. Dispositifs de labo Dispositifs de bords d’attaque Dispositifs de bords de fuite

  31. IV-3 Profils laminaires Cxmini très faible mais: Conservativité??!! Bosse laminaire Maître couple reculé

  32. IV-4 Influence des paramètres secondaires - Reynolds et rugosité • La turbulence : augmente Cx et Cz • à cause de la transition de CL (Pb pour essais en soufflerie) - Le Mach: Voir Mach critique sur les polaires NACA

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