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Laminarité et aviation légère (partie 2)

Interaction — 2024-11-28T12:02:42Z

(Deuxième partie)
Alain BUGEAU
Aérodynamicien chez Dassault

Cet article est la deuxième partie d'un dossier sur le concept d'écoulement laminaire en aviation légère.

* Les moyens d'essais utilisables en vol et en soufflerie.

Comme dans bien des branches de la technique le concepteur aime se rassurer et vérifier expérimentalement ce qu'il a calculé ou tout du moins espéré. Dans le cas des écoulements laminaires, plusieurs techniques sont actuellement utilisées aussi bien lors d'expérimentations au sol (en soufflerie) qu'en vol, avec dans ce dernier cas quelques précautions supplémentaires. Toutes ces techniques sont basées sur les particularités des grandeurs physiques de l'écoulement qui évoluent plus ou moins rapidement lors du passage laminaire-turbulent (voir "Laminarité et aviation légère", première partie, figures 3-1 et 3-2).

La première d'entre elles, également la plus ancienne, est une technique de sublimation consistant à recouvrir la surface à étudier avec un film solide mince : un constituant chimique déposé par vaporisation. La substance chimique la plus utilisée pour ces applications est l'acénaphtène, mais d'autres constituants sont aussi appropriés (naphtalène, fluorène). Le traitement sur la surface aérodynamique consiste à vaporiser un mélange constitué de l'un des corps chimiques précédemment cités et d'un solvant tel que l'acétone ou bien le trichloréthylène. Cette solution est vaporisée par air comprimé. Il est nécessaire que le solvant soit presque complètement évaporé avant que la solution ait le temps de mouiller la surface, laissant alors un revêtement solide d'apparence blanc mat.

Le principe de visualisation de la transition est le suivant : dés ,que l'écoulement s'installe sur la surface traitée, la couche solide est soumise à l'action de la contrainte de cisaillement pariétale qui est bien plus élevée dans la partie turbulente et provoque "l'arrachement" du film d'acénaphtène. La partie turbulente voit donc son film solide se sublimer bien avant la partie laminaire qui reste recouverte du revêtement blanc.

Le temps de sublimation du revêtement d'acénaphtène est variable, suivant la température, la vitesse de l'écoulement, mais reste suffisant dans le cas du vol pour permettre le décollage, la montée, la descente et l'atterrissage sans altérer le résultat "développé" pendant le vol stabilisé aux conditions d'essais (Reynolds, vitesse et coefficient de portance donc incidence - voir le schéma de principe sur la figure 21 ci-contre).

Le problème ne se pose évidemment pas en soufflerie où les conditions d'essais choisies sont constantes durant tout le temps nécessaire à la sublimation du film. Ce procédé, en vol comme en soufflerie, a un inconvénient, c'est que l'image de la transition correspond seulement au cas d'essai et pour chaque nouvelle condition (Re, Cz, ... etc), il faut recommencer le traitement. Mais il a aussi un avantage, dans le cas du vol car, une fois revenu au sol, l'expérimentateur a tout son temps pour examiner les résultats, photographier les fronts de transition sans avoir à voler en patrouille avec un avion "observateur" à ses côtés.

La deuxième méthode utilise une solution liquide composée d'huile et de pigments colorés pour visualiser la nature de l'écoulement. Cette technique est quelque peu différente de celle utilisant l'acénaphtène. L'huile pigmentée est appliquée au pinceau sur la surface à étudier. L'avion décolle et se positionne aux conditions d'essais choisies. Le film coloré par les pigments, film liquide cette fois, s'écoule dans le sens de l'écoulement selon sa viscosité et la température, mais beaucoup plus rapidement dans la zone turbulente où la contrainte de frottement pariétale - toujours elle - est la plus importante. La zone laminaire apparaît plus colorée (en plus foncé ou en plus clair suivant les pigments utilisés et la couleur du revêtement de l'avion) du fait de la plus grande épaisseur du film d'huile (Fig. 22). A la différence des visualisations à l'acénaphtène, cette technique permet de faire plusieurs conditions d'essais au cours d'un même vol si l'épaisseur du film d'huile au départ est suffisante. Par contre, il est nécessaire de disposer d'un avion accompagnateur ("chase airplane") pour réaliser des photographies ou des films vidéo des lignes de transition observées. Une photographie, prise au sol, montre le résultat d'une "visu" à l'huile sur la voilure du planeur américain Genesis 1. La zone laminaire apparait en plus foncée, tandis que la zone de transition est matérialisée par une petite zone en très foncé (bulbe de décollement laminaire : zone de recirculation et donc d'accumulation d'huile et de pigments augmentant le contraste sur la photo - Fig. 23).

Les mélanges utilisés se composent généralement d'huile de lubrification automobile de type Mobil 1 et de pigments : oxyde ferrique FeO2, de couleur foncée, ou bien des oxydes de titane TiO2, de couleur claire, pour contraster avec un revêtement sombre. Cette technique, simple à mettre en oeuvre (pas de compresseur d'air comme pour le film d'acénaphtène) et peu coûteuse, est particulièrement bien adaptée au constructeur amateur qui peut l'utiliser sans problème particulier. Elle demande juste du soin et de la méthode.

Des publications spécialisées concernant ces méthodes sont répertoriées dans la liste des références (n°5 et 6).

Une troisième technique repose sur l'utilisation d'un type de capteur appelé "film chaud". Ce type de capteur est constitué d'un petit timbre très mince (0,05 mm d'épaisseur), portant un élément sensible constitué d'un fil de nickel chauffé et maintenu à température constante par une électronique de régulation. Le principe repose sur le fait que le coefficient de convection thermique est plus important dans la couche limite turbulente. Un film chaud produira donc un signal de tension proportionnel au refroidissement local sur la surface aérodynamique de la forme E(t) = E + e'(t), avec E valeur moyenne et e'(t), fluctuation de la tension (fluctuation du flux de convection, fluctuation de contrainte pariétale en passant par un étalonnage). Cette fluctuation e'(t), tracée en fonction du temps, permet de qualifier la nature de la couche limite, un exemple de l'évolution temporelle de cette fluctuation enregistrée en vol a été présentée sur la figure 3-3.

* Les contraintes de réalisation et de fabrication, contraintes d'utilisation.

Les résultats présentés jusqu'à maintenant, sur les plans porteurs ou les fuselages, ne font pas apparaître de contraintes particulières concernant la qualité des surfaces calculées ou essayées. Pour les corps étudiés en soufflerie, les profils et fuselages présentent un état de surface s'apparentant au "poli aérodynamique", concept établissant que si la rugosité répartie sur la surface considérée est de hauteur inférieure à un certain pourcentage de l'épaisseur de couche limite, cette rugosité ne va pas déstabiliser la couche limite (laminaire) et la faire transitionner par la suite.

Tout se passe comme si la plaque plane, le profil, la surface du fuselage étaient totalement lisses. Pour les résultats de calculs présentés, soit la rugosité était nulle, soit elle était de très faible hauteur (de l'ordre de quelques microns). Une aspérité de hauteur "h" a d'autant moins d'effet sur la couche limite qu'elle est disposée loin de l'origine (bord d'attaque du profil par exemple), car l'épaisseur de couche limite croit avec la distance à l'origine (bord d'attaque du profil par exemple), mais le rapport $\mathbf{\frac{d}{x} = \frac{4.92}{\sqrt{Re}}}$ en laminaire (épaisseur de la couche limite rapportée à la distance considérée) étant inversement proportionnel à $\mathbf{\sqrt{Re}}$, plus le nombre de Reynolds Re sera grand (plus la vitesse de l'écoulement sera grande pour une même position x) et plus cette aspérité se rapprochera de l'aspérité critique qui fait transitionner. On peut considérer que c'est l'apparition d'un sillage, avec émission de tourbillons derrière la rugosité assimilée à un cylindre vertical, qui déclenche l'instabilité dans la couche limite. La hauteur "h" de la rugosité critique peut être calculée en utilisant la formule empirique suivante $h/x < 12,3.(Rx)^{-3/4}$ (formule valable en écoulement laminaire).

Une application numérique simple sur plaque plane permet de se rendre compte des ordres de grandeur :

$Vinf = 90 m/s$, $x = 0,2 m$, viscosité cinématique de l'air : $n = 14,5 .10^6$ ces valeurs conduisent à un nombre de Reynolds $Re = V.L/n =1,24.10^6$ ,
h rugosité=$0,2.12,3.(1,24.10^6)^{-3/4}$= 0,066 mm.
si on réduit la vitesse à 50 m/s, pour la même distance "x", la hauteur de rugosité critique est plus grande : h = 0,1 mm
mais si la distance au bord d'attaque diminue, x = 0,05 m, pour la même vitesse 50 m/s, alors la hauteur critique diminue et devient h = 0,072 mm.
cette hauteur d'aspérité critique devient encore plus petite h = 0,046 mm si la vitesse augmente de nouveau à 90 m/s (épaisseur de la couche limite diminuant avec Re).

On peut donc retenir en conclusion de cette étude de sensibilité que plus "on va vite", et plus on se rapproche du bord d'attaque, plus l'état de surface est important. Un autre type d'imperfection de surface, s'opposant au maintien de l'écoulement laminaire, est constitué par le défaut de type ondulation (vaguelette). Au début des essais des premiers profils laminaires, les expérimentations réalisées alors sur des cellules d'avion construites en alliage d'aluminium riveté menèrent à la constatation que le niveau de qualité de surface requis ne pouvait pas être atteint sur les appareils de production (essais du P-51 Mustang par le Naca). De nos jours les matériaux modernes et l'apparition de techniques nouvelles offrent la possibilité de fabriquer des surfaces aérodynamiques de très bonne qualité avec des ondulations de faible amplitude et de très petites valeurs de rugosité.
Les principales techniques employées aujourd'hui, offrant ce potentiel, consistent en la fabrication de panneaux usinés dans la masse (usinage en commande numérique), en l'utilisation de matériaux composites et de structures en alliage d'aluminium collé sur nervures, ou raidisseurs en mousse. Seules les deux dernières techniques sont envisageables pour la construction amateur ou la construction d'avions légers industriels. Plusieurs critères concernant les ondulations de surface ont été proposés dans les publications de la Nasa et leurs applications sont parfois délicates. Néanmoins, un critère proposé par M. Carmichael (Réf. n°7) permet de chiffrer la hauteur relative d'ondulation critique maximun ne déstabilisant pas la couche limite sur une surface donnée :

$\mathbf{\frac{h}{\lambda}=\sqrt{ \frac{59000.C.cos\Phi^2}{\lambda Rc^{1.5}}}}$

avec, h : hauteur crête à crête de l'ondulation,
$\lambda$ la longueur d'onde (voir Fig. 24).
$\Phi$ l'angle de flèche de bord d'attaque et
Rc le nombre de Reynolds calculé sur la corde de référence "c" et la vitesse à l'infini amont.

La figure 24 montre un exemple d'application de ce critère pour un avion d'affaires. On note l'évolution parabolique de l'amplitude d'ondulation avec la longueur d'onde et l'influence de la flèche. Cette relation est valable pour une ondulation disposée dans le sens des cordes de profil. Plusieurs ondulations successives nécessitent des coefficients correcteurs qui ne sont pas présentés dans cet article.

La figure 25 présente une comparaison effectuée entre des ondulations admissibles, utilisant ce dernier critère, et des ondulations mesurées sur les surfaces portantes (ailes, canards, empennages, winglets) de différents appareils de construction amateur ou industrielle. Cette comparaison est basée sur un longueur d'onde de deux pouces (50,8 mm), et l'on peut voir sur cette dernière figure qu'il n'y a pas d'ondulation excédant la valeur critique empirique. Le critère ayant été établi pour des vitesses max et à basse altitude, les ondulations critiques à ne pas dépasser seront sensiblement plus grandes pour des nombres de Reynolds correspondant à la croisière à plus haute altitude (application de la formule ci-dessus)

La figure 26 présente des mesures d'ondulation effectuées sur la voilure du Bellanca Skyrocket. La différence entre la courbe lissée (trait pointillé) et la courbe brute (trait plein) donne l'amplitude d'ondulation toujours sur une longueur de 50,8 mm. La plus grande valeur trouvée est de l'ordre de 0,015 pouce (h = 0,38 mm), près du bord d'attaque et correspond sensiblement au joint des demi-coques composites entre intrados et extrados. Les autres valeurs relevées sont bien plus faibles (h = 0,05 mm). Les surfaces de cet avion n'ont pas fait l'objet d'un traitement particulier lors de ces essais (remplissage, ponçage et ainsi de suite), les mesures et visualisations effectuées à l'acénaphtène ont été effectuées sur un avion "sortant pratiquement de moule". Cette dernière remarque montre que les méthodes de fabrication modernes (ici pour les matériaux composites) sont satisfaisantes vis-à-vis des exigences laminaires.

Un autre type d'imperfection de surface fréquemment répandu sur les avions légers (ou même plus gros !) est le défaut de type marche" (ou rainure), caractérisé essentiellement par une hauteur de désaffleurement et qui malheureusement pullule de façon pratiquement incontournable sur les surfaces aérodynamiques (portes de visite, joint de verrière, trappes de train, bouchons de réservoir, ... etc). La figure 27 montre les caractéristiques schématiques d'un écoulement laminaire avec décollement au passage d'une marche. Les deux bulbes de décollement laminaire, avant et après la marche, peuvent produire des instabilités au-dessus et après ces deux bulbes. Un critère a été établi pour déterminer la hauteur de marche critique. Il consiste à calculer un nombre de Reynolds en prenant comme longueur la hauteur de marche ou la largeur de la rainure, et comme vitesse la valeur "infini amont".

Les résultats obtenus sont présentés sur la figure 28. Trois formes de marche n'ont pu être quantifiées. Par contre, il est intéressant de noter l'influence de l'arrondi sur la valeur du nombre de Reynolds critique. Des essais en vol utilisant le banc d'essais T34-C (avion de la Nasa équipé d'un "gant laminaire",, disposé entre deux plaques de garde - cf. Fig. 29) ont permis de confirmer les valeurs de la figure 28.

Les marches ont été simulées par des bandes adhésives de même hauteur (h = 0,027 inch = 0,685 mm) mais avec des bords d'attaque différents comme indiqué sur la figure 30. Ces bandes ont été disposées à l'intrados du gant laminaire (5% des cordes), là où le gradient de pression est le plus faible et où l'on ne bénéficie pas du plus grand amortissement des perturbations (Fig. 30).

La vitesse de vol a été choisie pour obtenir un nombre de Reynolds calculé sur la hauteur de la bande adhésive excédant sensiblement la valeur déterminée auparavant. La valeur Reh = 2720, supérieure de 50% à celle déjà expérimentée, a été retenue et la transition a été obtenue pratiquement sur le bord d'attaque à profil carré, par contre la transition a été obtenue environ 600 mm en aval pour la bande arrondie (visualisations à l'acénaphtène).

Ce résultat très conservateur, la transition étant obtenue bien en aval pour une valeur donnée de Reh critique (nombre de Reynolds calculé sur la hauteur de la marche "h") doit permettre au concepteur de déterminer avec une marge suffisante les hauteurs de désaffleurement admissibles sur les surfaces à potentiel laminaire.

Nous venons de voir les trois types d'imperfection de surface les plus répandus, pouvant intervenir sur le point de transition : rugosité, ondulation, et désaffleurement de type marche ou rainure. Avant d'aborder l'influence des "éléments extérieurs", il reste à dire quelques mots sur le respect de la forme fabriquée comparativement au dessin de départ (profil théorique par exemple). l'épaississement du bord de fuite d'un profil pour des raisons de fabrication (bord de fuite théorique d'épaisseur nulle), s'il est effectué progressivement, ne change pas sensiblement les répartitions de pression, mais il est toutefois conseillé d'effectuer cette modification à l'intrados. Par contre, toute modification locale touchant la pente et/ou la courbure peut apporter des modifications assez conséquentes aux répartitions de pression et aux points de transition. La figure 31 montre une comparaison obtenue entre des répartitions de pression calculées sur le profil théorique de base Naca 63 115, celles mesurées en vol du même profil équipant le Bellanca Skyrocket, et celles calculées à partir du profil réel de cet avion utilisé aussi comme banc d'essai volant par une équipe de la Nasa.

On constate une légère différence dans la répartition de pression à l'extrados, le profil réel (celui qui vole) accusant une recompression plus marquée vers 50% de la corde, sans affecter sensiblement dans ce cas particulier la position de la transition. Un autre exemple, concernant les problèmes de fabrication, est présenté sur la figure 32. Il s'agit de la comparaison de courbes unitaires de portance obtenues sur deux maquettes d'un avion léger monomoteur. La première maquette à été fabriquée en mousse revêtue de tissus de verre, enduite et poncée (technologie Rutan). Par contre, la deuxième a été usinée dans la masse (bloc de dural) en commande numérique. Les maquettes, à deux échelles différentes, ont été soufflées pratiquement au même nombre de Reynolds dans deux installations différentes (Re calculé sur la corde moyenne, voisin de 500.000). La maquette en composite montre que le décollement de bord de fuite apparaît assez tôt vers une incidence de 9° avec une cassure de la pente de portance très marquée, et on ne retrouve pas l'allure du décrochage relativement doux, caractérisant les profils Naca 747A315 et 415 équipant les voilures de ces maquettes.

Par contre, la courbe de portance - Cz = f(alpha) - de la maquette "commande numérique", essayée dans une soufflerie du Centre d'essais aéronautiques de Toulouse (CEAT), présente un comportement assez voisin des résultats en 2D auquel on peut s'attendre, bien que les nombres de Reynolds "soufflerie" et "catalogue Naca" soient différents. Cet exemple montre bien l'importance d'une réalisation précise des profils laminaires afin d'obtenir les résultats prévus en dehors des incidences usuelles d'optimisation. Il faut noter toutefois que la technique des moules perdus semble satisfaisante pour la construction de profils d'ailes à l'échelle grandeur, la même précision absolue entraînant des écarts relatifs plus faibles. Il convient d'être malgré tout très soigneux dans le respect des cotes théoriques de profils laminaires à maître couple reculé.

Deux autres facteurs menacent encore la stabilité de la couche limite laminaire. Il s'agit des insectes impactant le bord d'attaque de l'aile et de la pluie. La présence d'insectes écrasés sur le bord d'attaque peut être assimilée à des rugosités discrètes et peut être étudiée en utilisant à nouveau la notion de hauteur critique. Encore une fois, le Skyrocket de la Nasa a été mis à contribution en effectuant un vol de deux heures dans des conditions propices au ramassage d'insectes : hauteur de vol de l'ordre de 150 m/sol, atmosphère chaude et humide du mois de mars au-dessus d'une zone marécageuse de la Virginie. La figure 33 montre la "récolte" obtenue sur l'aile droite de l'avion, tous les impacts d'insectes étant rassemblés dans la même section. Seulement 25% des "insectes-rugosités" étaient de hauteur critique, et causèrent une transition ("visu" à l'acénaphtène).

Deux courbes "enveloppe des hauteurs critiques de rugosité" ont été tracées sur le profil pour deux altitudes de vol (Z = 0 ft et Z = 25.000 ft). La hauteur critique admissible en altitude est plus grande, car elle correspond à un nombre de Reynolds plus petit, résultat déjà énoncé au début de ce paragraphe. A haute altitude, seulement six insectes (soit 9% du total) déclenchent la transition. Si après le décollage, on ne peut échapper à la collecte des rugosités (par passage dans les basses couches), la montée en niveau permettra de diminuer les déclenchements de transition et de diminuer la perte de performance difficile à évaluer dans ce cas. Pour un avion léger (aéro-club ou particulier), il est bien sûr envisageable de nettoyer les bords d'attaque des ailes dès le retour au sol. Si l'on admet qu'une contamination d'insectes peut dégrader sensiblement les performances d'un avion, la probabilité d'un niveau important de contamination reste malgré tout faible pour de nombreuses combinaisons de lieu, de période dans le jour, de mois dans l'année, du type de profil d'aile monté sur la voilure, et enfin du profil de la mission.

L'effet de la pluie tombant sur un profil laminaire a été étudié au MIT (Réf. N°8) sur un profil Wortmann FX-67-Kl7O, le nombre de Reynolds calculé sur la corde est de 350.000, et la précipitation réalisée en soufflerie est de 440 mm d'eau par heure. Ce profil a été soufflé avec trois types différents de revêtement pour simuler une "mouillabilité variable". Une surface "mouillable" voit le liquide s'étaler complètement sur la surface avec un angle de contact de 0°. A l'opposé, une surface non "mouillable" présente un angle de contact de 180°, et le liquide reste à la surface sous forme de goutte. Des valeurs intermédiaires sont envisageables. Lors de l'expérience, la surface de base était un gelcoat époxy, poncé soigneusement au grain 600, donnant un angle de contact de 53°. Une surface non "mouillable" a été obtenue en enduisant le profil avec de la cire, et un revêtement intermédiaire a été obtenu en savonnant la surface du profil. Les figures 34 et 35 montrent les résultats obtenus : 75% de réduction de finesse max entre le profil de référence (sec) et le profil ciré (non mouillable), et "seulement" 45% entre le profil sec et le profil savonné.

Une explication permet de se ramener aux effets des défauts déjà examinés au début de ce paragraphe. La surface non mouillable comporte des gouttelettes assimilables à des rugosités tridimensionnelles, au contraire de la surface mouillable où le liquide s'étale et se compare beaucoup plus à une imperfection de type ondulation (car la hauteur du liquide en mouvement à la surface du corps ne reste pas constante) et les effets sur la transition sont moindres. La figure 35 présente les pertes obtenues sur les courbes de portance en Cz max, en Cz0 (coefficient Cz correspondant à l'incidence nulle) et en gradient de portance pour les différents revêtements essayés.

D'autres résultats intéressants concernent les essais en basse vitesse d'un Rutan VariEze, à l'échelle 1, dans la grande soufflerie de Langley (veine elliptique de 9 x 18 m) de la Nasa, soumis à une projection d'eau simulant une forte pluie sur le canard (Fig. 36). Les projections furent d'abord simulées par une transition artificielle à 5% des cordes.

La figure 37 permet de constater une perte de portance d'environ 30%, entraînant une augmentation du moment piqueur de l'avion complet non négligeable. Un examen de la répartition 2D de pression sur le profil de type GU-25, équipant le canard, montre l'effet de la transition forcée à 5% des cordes. La perte de portance est due à un décollement, à l'extrados, de type bord de fuite (plateau de Kp à l'arrière du profil), occasionné certainement par l'épaississement de la couche limite turbulente dans la zone de forte recompression du profil après X/C = 50% (Fig. 38).

Ce décollement de bord de fuite entraîne aussi une perte d'efficacité de la gouverne (profondeur sur le canard), comme on peut le voir sur la figure 39. Pour un même Cz "équilibré avion", le braquage de la gouverne en transition déclenchée (pluie) est plus important - phénomène expérimenté en vraie grandeur sous des nuages de pluie par des pilotes de VariEze.

La figure 40 montre l'effet réel de la pluie, sur un demi-canard seulement comme indiqué sur la figure 36, et on retrouve les effets de la transition forcée réalisée au moyen de rugosités réparties ("courbes pluies" situées entre courbes lisses et courbes 5%). Des "turbulateurs" (petites ailettes en flèche), disposés à l'extrados de ce type de profil, permettent de corriger ce problème en déclenchant des petits tourbillons sur toute l'envergure du plan canard (Fig. 41).

Ces vortex redonnent de l'énergie à la couche limite décollée en cas de pluie et limitent ainsi la perte de portance et le moment piqueur. Mais ces dispositifs "installés en fixe" augmentent aussi la traînée de profil quand il n'y a pas de pluie... Le meilleur remède consiste peut-être à utiliser un profil beaucoup plus tolérant à la pluie S'il existe voire, pour des "configurations canard pures", à utiliser de bons vieux profils connus moins performants certes, mais apportant plus de tranquillité ! Là encore apparait la notion de taux d'échange : gain de performance pendant les beaux jours contre sécurité des vols par temps de pluie.

Enfin, le dernier point abordé dans ce chapitre ne concerne pas, à proprement parlé, les contraintes de fabrication, ou d'utilisation, mais est plutôt lié à ."l'architecture de l'avion". Nous avons discuté, dans la première partie de cet article consacré à l'étude des fuselages, de l'intérêt consistant à positionner l'hélice à l'arrière de façon à profiter de formes géométriques avant générant un gradient de pression négatif, combattant l'instabilité dans la couche limite laminaire. Peu de réalisations permettant d'optimiser les fuselages avant ont vu le jour et le prix à payer (refroidissement moteur, masse supplémentaire de l'arbre de transmission, assiette à la rotation ou durant l'arrondi à l'atterrissage, hélice travaillant dans les sillages des plans porteurs) n'a semble-t-il jamais été "comptabilisé proprement" par les concepteurs en vue de savoir si le taux d'échange est satisfaisant. Les principaux réalisateurs de ces configurations se sont souvent contentés d'évoquer les gains de traînée par laminarisation de l'avant de fuselage comme on a pu le faire pour "l'avion têtard' dans la première partie de cet article. Pour les avions avec hélice dite "tractive", la majorité de ceux qui volent tous les jours, le problème ne se discutait pas, étant entendu que les surfaces baignées dans le souffle d'hélice (fuselage et parties de voilure) semblaient "perdues" d'avance pour le laminaire.

Des expérimentations récentes, en soufflerie et en vol sur deux avions différents (T-34C et Skyrocket), ont été effectuées par la Nasa (Réf. n'9) afin d'explorer ce domaine mal connu. Le T-34 "banc d'essai volant" est équipé d'un "gant laminaire" bordé de plaques de garde pour éviter la contamination turbulente du profil de base de l'avion. Un mini-gant laminaire est en plus installé tout contre le fuselage, dans le sillage d'hélice comme indiqué sur la figure 42.

Ces deux gants laminaires sont équipés de films chauds dont le principe de fonctionnement a été expliqué rapidement en début de cet article. Le résultat qualitatif obtenu en vol apparaît sur les signaux des films chauds e'(t) tracés en fonction du temps sur la partie droite de la figure 42. La comparaison des signaux de fluctuation de la contrainte pariétale (exprimée en pour cent d'une valeur de référence), de part et d'autre de la ligne de transition, permet d'identifier les niveaux de fluctuation correspondant aux deux régimes (laminaire et turbulent). Sur le petit gant situé dans le sillage hélice, l'examen des signaux e'(t) met en évidence la présence de deux petites perturbations décalées d'un temps correspondant à la fréquence de passage de la pale dont les niveaux croissent avec l'éloignement en corde, en tendant vers le niveau turbulent de référence.

Une explication a été donnée par les spécialistes de la Nasa. Elle consiste à faire l'hypothèse que l'impact cyclique du sillage turbulent, émis par le bord de fuite de la pale (comparable à la nappe tourbillonnaire issue d'une aile) sur la couche limite, est transformé en "petites bouffées turbulentes" s'écoulant vers l'aval d'une façon cohérente et régulière. Alors, comme le montre les signaux e' des films chauds, entre ces bouffées transitionnées, la couche limite doit être naturellement et normalement laminaire. Ce concept est illustré de façon schématique par la figure 43. Quelle est la conséquence sur le plan quantitatif ? Un essai a été réalise en soufflerie sur un profil laminaire de type Naca 66-018 avec et sans la présence d'un sillage d'hélice et a incidence nulle.

Les résultats montrent (Fig. 44) une augmentation de 60% de la traînée pour le profil immergé dans le sillage par rapport au profil de base dans les mêmes conditions d'essais. Ce supplément de traînée ne représente pas la perte totale de laminarité, car une transition forcée à 5% des cordes provoque une augmentation de 150% de la trainee de profil dans les conditions de l'essai. Autrement dit l'interaction du sillage d'hélice sur le profil représente moins de la moitié de l'augmentation de traînée due à une perte quasi totale de laminarité. La Nasa prévoit des études plus approfondies sur ce sujet, afin de mieux comprendre la phénoménologie d'une part, et de mettre au point des méthodes de calcul permettant si possible de réduire la traînée des surfaces immergées dans un sillage d'hélice d'autre part. Ce dernier résultat permet de penser maintenant que l'architecture "avion classique avec hélice à l'avant" n'est pas si pénalisante sur le plan de la trainée qu'on pourrait l'imaginer.

* Résultats obtenus en pratique sur avions et planeurs.

Les surfaces aérodynamiques des planeurs modernes présentent en général un fort potentiel de laminarité en comparaison des autres machines volantes. Un exemple de calcul tridimensionnel complet, avec couche limite, montre l'étendue de laminarité réalisable sur les plans porteurs et le fuselage du planeur biplace Marianne. La figure 45 montre ce résultat pour une incidence de 0°, et le nombre de Reynolds calculé sur la corde moyenne aérodynamique est de l'ordre de $2.10^6$ (Vinf = 105 km/h). Les" surfaces colorées" en vert-bleu indiquent les zones laminaires : paramètre de forme H supérieur ou égal à 2. Le calcul a été effectué avec une rugosité répartie égale à 20 microns. Si ce résultat est tout à fait envisageable pour les plans porteurs en pratique (peu ou pas de bouchons, de porte de visite, d'aspérités notables, joints, ... etc), il en est pas de même pour le fuselage ou inévitablement l'installation d'une verrière peut entraîner la formation de marches par désaffleurement des bordures.

La figure 46 montre des résultats de soufflerie sur une maquette de planeur (fuselage + voilure partielle). Une bande rugueuse, simulant un désaffleurement de verrière de 0,75 mm à l'échelle 1, à été placée en différents endroits de la partie avant du fuselage. Les courbes montrent l'augmentation de traînée occasionnée par le supplément de frottement turbulent par rapport au fuselage lisse de base pour les différentes positions de bordure. Le Reynolds de vol est $1,2 . 10^6$, et la traînée de l'ensemble voilure-fuselage avec la verrière "longue" est 15% supérieure à celle de l'ensemble fuselage lisse.

En conclusion, si un désaffleurement de verrière est inévitable, la verrière courte est préférable, car c'est elle qui se rapproche le plus du fuselage lisse.

Les figures 47 et 48 illustrent la différence existant, sur le plan théorique, entre un avion de configuration classique avec un capot moteur entourant un moteur flat-four et un avion de voyage avec GMP arrière permettant un fuselage avant laminaire. Il convient de remarquer que l'étendue laminaire sur le capot avant de l'avion classique est certainement optimiste, compte tenu de l'absence de modélisation du souffle et du sillage d'hélice dans le calcul théorique. Les photographies suivantes présentent des résultats de transition obtenus en vol au moyen de visualisation à l'acénaphtène (Réf. N°10).

La figure 49 montre la transition obtenue à l'extrados de l'aile du Skyrocket. Le front de transition se situe à environ 45% des cordes pour un coefficient de portance de vol Cz = 0,22 et avec un nombre de Reynolds de $9,7.10^6$ calculé de façon habituelle sur la longueur de la corde de référence voilure.

La figure 50 concerne la visualisation à l'intrados pour les mêmes conditions de vol.

Sur la figure 51, les tracés des fronts intrados et extrados permettent de voir clairement l'effet de l'hélice (diminution de la surface laminaire à l'intérieur du sillage hélice), et le déclenchement de la transition pratiquement au droit des trappes de visite.

La figure 52 présente un plan du Bellanca Skyrocket avec les équipements d'essais spécifiques (sondes de sillage, "ceinture de prises de pression", et peigne de pression totale de part et d'autre du sillage hélice), ayant permis d'effectuer les mesures dont les résultats sont présentés dans cet article. Des visualisations, toujours par sublimation d'un film d'acénaphtène, ont été aussi effectuées sur la voilure d'un Rutan LongEZ.

La figure 53 montre la position de la transition obtenue à l'extrados.

Une comparaison des fronts intrados et extrados entre un LongEZ et un VariEze est présentée sur la figure 54. l'influence de la flèche prononcée sur l'apex entraîne une transition précoce (résultat prévisible), par contre le résultat obtenu (transition très en aval) sur la partie externe du VariEze est plus difficilement explicable.

Enfin la figure 55 montre qu'il peut exister aussi un écoulement laminaire sur une pale d'hélice (partie extrados de la pale), cette dernière pouvant être considérée comme une voilure en rotation.

Enfin, le front de transition obtenu sur le carénage de roue d'un VariEze montre qu'il ne faut pas négliger les plus petits gains de traînée (Fig. 56).

Conclusions et perspectives.

Les résultats de calcul, d'expérimentation au sol (soufflerie), ou en vol, présentés dans cette revue non exhaustive, permettent néanmoins de tirer les principaux enseignements suivants :

des "étendues importantes" d'écoulement laminaire sont possibles jusqu'à des grands nombres de Reynolds, sous réserve que la géométrie s'y prête (accélération de l'écoulement), et que la qualité de surface soit correcte, non seulement sur les plans porteurs, mais aussi sur les surfaces de fuselage.
les gains de traînée correspondants peuvent se traduire par une diminution de puissance installée à même vitesse avec une distance franchissable plus grande, ou bien, par une augmentation de vitesse a même puissance installée.
des contraintes de fabrication et de réalisation sont à prendre en considération et à respecter, mais ces dernières sont maintenant bien connues et identifiées.
pour les constructeurs d'avions légers et de planeurs modernes, la technologie actuelle permet d'utiliser au moins deux procédés satisfaisant ces contraintes. Ce sont les matériaux composites et les structures métalliques collées.

Il y a malgré tout danger, tout au moins inconvénient à vouloir étendre au maximum la laminarité sur avion léger (sur les plus gros aussi !). Pour les plans porteurs, le recul en corde du point de pression minimum à l'extrados peut entraîner des décrochages plus secs, voire brutaux. Des pertes d'efficacité peuvent intervenir sous la pluie pour des gouvernes de canard (danger). L'optimisation des profils laminaires à l'extrados peut conduire à des lignes moyennes très cambrées à l'arrière du profil (Cmo important). Elle limite ainsi le gain de traînée (sur le terme de frottement) par augmentation de la traînée d'équilibrage. Elle entraîne aussi une augmentation du moment de charnière pour une gouverne, ce qui peut poser des problèmes (efforts aux ailerons a grande vitesse).

Encore une fois, apparaît la nécessité du compromis et (le rédacteur le répète au risque de lasser !) la notion de "taux d'échange" lors de la conception ne doit pas être escamotée. Les perspectives d'améliorations pour repousser la transition encore plus loin, en utilisant les techniques d'aspiration de la couche limite, sont surtout envisageables pour des machines volantes plus lourdes et bien plus coûteuses que nos avions légers.

Les perspectives de progrès pour l'aviation légère concernent plutôt la maîtrise de la laminarité confrontée aux phénomènes externes, tels que la pluie et la contamination par les insectes, vis à vis des performances et de la sécurité en vol.

Références

5) "Sublimating chemical technique for boundary-layer flow visualisation in flight-testing". "Journal of Aircraft", Clifford J. Obara.
6) "The use of oil for in-flight flow visualisation". E. Curry, R. Meyer, JR. O'Connor. Nasa Technical Memorandum 84915, January 1984.
7) "Manufacturing tolerances for natural laminar flow airframe surfaces". Bruce J. Holmes. Nasa Langley Research Center, Hampton, Va.
8) "Low Reynolds number test ci Wortman FX-67-Kl7O airfoil in rain". R. John Hansman and P. Craig.
9) "Flight investigation of natural laminar flow on the Bellanca Skyrocket Il". Bruce J. Holmes, J. Obara. Nasa Langley Research Center.
10) "Natural laminar flow experiments on modern airplane surfaces". Bruce J. Holmes, Clifforc J. Obara, and Long P. Yip. Nase Technical Paper 2256, June 1984.
Photos et documents courtesy Nasa-Langley.

Démarche expérimentale : Diagnostique aérodynamique

Interaction — 2024-10-31T15:36:00Z

Techniques visuelles d'analyse aérodynamiques des avions légers

Matthieu BARREAU
Professeur à l'IUT de Cachan.

L'intégralité de cet article est disponnible au format pdf dans la rubrique "publications"

« Au cours du premier vol de distance, une quelconque tubulure creva au moteur. L'huile s'échappa et coula le long du fuselage. J'étais précisément présent au moment de l'atterrissage et je vis, alors qu'elle coulait encore, que l'huile formait avec la suie de l'échappement des traînées parfaitement nettes. On pouvait constater par exemple que là où les ailes se raccordaient au fuselage, il devait y avoir encore une défectuosité aérodynamique. Sans la suie et l'huile, on ne l'aurait jamais découverte si rapidement.
"-Regardez-moi ça ! criai-je alors que Kôler sortait de l'appareil. Nous allons faire immédiatement un essai de suie. Badigeonnez-moi tout l'appareil avec de l'huile. Et à droite et à gauche du moteur on projettera de la suie d'une façon ou d'une autre pendant le vol. Nous constaterons ainsi les défectuosités aérodynamiques qui existent encore... »

Extrait du livre de Ernst Heinkel, "A l'assaut du ciel", édité en France chez Plon, en 1955. Cité par Pierre Rousselot dans son livre "Avions Légers".

Le premier envol du produit de l'imagination et de l'habileté manuelle d'un constructeur amateur est une étape décisive.
C'est aussi le début d'une nouvelle phase enrichissante et passionnante : la mise au point et la vérification des performances.
La conception d'un avion est le fruit de choix judicieux dans un grand nombre de domaines : aérodynamique, calcul de structure, technologies diverses, entre autres. Cependant, il est rare que le compromis soit optimal du premier coup, en particulier en ce qui concerne l'aérodynamique !
La vitesse de pointe et la vitesse d'atterrissage peuvent être différentes de celles prévues. Le décrochage peut être trop vicieux.
Des techniques très simples, à la portée de l'amateur, permettent d'améliorer et de comprendre l'aérodynamique de son avion. Elles utilisent gratuitement la plus grande soufflerie du monde : le ciel !
La NASA a recensé ces techniques. Nous avons retenu ici, celles directement utilisables pour l'amateur.

I-Diagnostiques aérodynamique à l'aide de fils de laine.

La cause principale de la dégradation des performances d'un avion provient des décollements des filets d'air et autres traînées de culot qui engendrent un accroissement de la traînée aérodynamique par non-recompression de l'écoulement. Il convient donc dans un premier temps de repérer les zones susceptibles d'en produire.

I-1 : Traquer les décollements aérodynamiques

La première technique utilisable (dans l'ordre de leur raffinement) est celle des fils de laine ("tuft test" en anglais). Elle consiste à observer le comportement d'une nappe de fils de laine fixés à l'aide d'adhésifs sur les parois. Un avion d'escorte ou une petite caméra permettent de recueillir un certain nombre de photos et de films.
Les zones les plus suspectes de produire des décollements et qui méritent donc d'être observées sont :

Décollements sur une verrière bulle de Me262

les jonctions aile fuselage
Le rétreint sur l'arrière d'une verrière
Les fuselages tronqués et/ou trop rajeunis
les raccords divers : haubans, jambes de train, mâts, ...
Les sorties d'air de refroidissement...

La localisation et la visualisation de l'étendue des décollements permettent au constructeur-pilote de mettre au point des raccords de Karman ou d'adoucir les rétreints afin d'éliminer complètement ces zones de forte traînée.

Document extrait du livre : "Me262" Cf ref. plus bas

En outre, cette méthode de diagnostic permet de visualiser l'influence des différentes protubérances telles que les écopes d'air, les venturis, les antennes et la direction locale de l'écoulement. On pourra ainsi facilement orienter les écopes dans le sens du flux.

Quelques exemples

Visualisation des décollements derrière le cockpit d'un Zenair "Zodiac"

Peter Chapman a procédé au repérage des décollements sur son Zodiac.
Les fils de laine situés au zénith de la verrière sont à peu près alignés avec le vent relatif. Par contre, plus en arrière, ils adoptent des directions erratiques traduisant des décollements importants.
Il est fort probable que quelques turbulateurs bien placés amélioreraient un peu la vitesse de croisière.
(Cliché du constructeur : Peter Chapman)

Etude de l'écoulement d'intrados de fuselage sur un "Aero-Commander" de la NASA.

L'Aero-Commander 680F du centre de recherche de la NASA est présenté avec des fils de laine attachés sur les côtés et le dessous du fuselage. Il s'agit d'étudier les écoulements sur le fuselage et de vérifier qu'il n'y a pas de décollement après le maître-couple.
La photo montre la qualité du travail des aérodynamiciens sur le fuselage (pas d'angles vifs, rajeunissement progressif, pas de rétreints trop marqués). Notez la forme des nacelles motrices, de largeur constante jusqu'au bord de fuite, afin de minimiser les trainées d'interaction dues au cumul de deux zones de recompression.
(Cliché NASA)

Visualisation des décollements sur capotage moteur de "Varieze".

Mr Steven H. Wood dans un article de la revue Sport Aviation décrit les modifications qu'il a apportées à son Varieze pour en améliorer le refroidissement moteur. La principale consiste à remplacer l'entrée d'air en écope par une prise NACA sur le fond du fuselage. Une boîte à air, placée en prise directe sur l'écope NACA, a nécessité une modification de l'arrière du fuselage qui adopta une forme en poupe de bateau. Après ces deux transformations, une amélioration de 9,5 km/h fut enregistrée. Sur l'initiative de Mr Dick Rutan, une série de tests en vol fut effectuée à l'aide de fils de laine.
La photo montre un écoulement correct au niveau de la prise NACA mais des problèmes de décollements sur les carénages moteurs.
(Cliché Mr Steven H. Wood Sport Aviation, décembre 1980)

Visualisation des écoulements sur un Wittman "Tailwind".

Des essais en vol sur un Wittman "Tailwind" menés par le département d'aérophysique du Mississipi State College attestent d'un bon écoulement général.
La photo 1 permet de mettre en évidence la naissance d'un écoulement tourbillonnaire au niveau du raccord vif de la verrière. Ce tourbillon perturbe l'écoulement sur l'extrados de la partie centrale de l'aile.
Sur la photo 2, on note un écoulement avec composante transversale au niveau de l'emplanture et une légère perturbation sur l'arrière du coin gauche du fuselage.
(Cliché August Raspet ; Sport Aviation, octobre 1956)

I-2 : Etude du décrochage

Après ces divers diagnostics sur la traînée, une utilisation particulièrement intéressante de cette méthode est l'application à l'étude du décrochage (cartographie des décollements). Cette phase fondamentale des essais en vol vise à vérifier que le décrochage est sain et que les ailerons sont bien protégés. La technique consiste donc à couvrir toute l'aile de fils de laine afin d'observer la progression des décollements en fonction de l'augmentation de l'incidence.
Pour avoir un décrochage sain, les décollements doivent apparaître à l'emplanture puis progresser graduellement vers les saumons. Les ailerons seront protégés par les divers artifices connus (extension de bord d'attaque, vrillage etc..) afin de garder un bon contrôle en roulis, alors que la partie centrale de l'aile est décrochée, et éviter les décrochages d'ailerons qui, à basse altitude, conduiront inévitablement à la catastrophe.
L'observation des motifs dessinés par les fils de laine permet de visualiser les décollements et de repérer facilement les zones de décrochage prématuré.

Quelques exemples
Visualisation du décrochage sur une aile de BD5 modifiée.

A noter comment le gonflement des bords d'attaque sur le reste de l'aile protège les zones concernées d'un décrochage anticipé.

(Cliché Seth Anderson, Sport Aviation ; août & septembre 1986 ;)

Visualisation de la propagation du décrochage sur une aile de quadriplace.

Noter la propagation progressive du décollement d'extrados au fur et à mesure que l'incidence augmente, signe d'un décrochage sain.

(Clichés extraits du remarquable ouvrage de Pierre Bonneau & Christian Briand : "Essais en vol" ; Airpress)

Visualisation de la propagation du décrochage sur un PA 28.

M. Hisham BOUK'HIL a eu l'obligeance de brûler un peu de pétrole pour l'éducation des concepteurs en herbe que nous sommes tous. A l'aide de son complice Matthieu BARREAU, ils nous présentent une vidéo de trois minutes (ATTENTION 45 Mo) sur des essais de décrochages sur PA 28.

II-Diagnostics aérodynamiques à l'aide d'huile.

II : Méthode utilisée

Quand, après une étude minutieuse des motifs des fils de laine, les zones de décollements ont été minimisées (par des méthodes correctives), on peut utiliser les méthodes de badigeonnage d'huile ou de sublimation pour étudier, encore plus finement, l'écoulement dans la couche limite.

Le badigeonnage d'huile permet de visualiser les phénomènes de transition laminaire/turbulent, les décollements et la direction des écoulements de surface. La méthode est la suivante :

On procède à un nettoyage minutieux des ailes afin de retirer toutes les poussières qui pourraient avoir une influence sur la couche limite.
On applique avec un pinceau un mélange à base d'huile de moteur automobile (par exemple, Mobil 1, 10W40 qui convient très bien pour des pressions dynamiques de 1500 N/m2, c.a.d des vitesses de 180 km/h), et de pigment colorant en poudre (oxyde ferrique Fe02, de couleur foncée, ou oxydes de titane Ti02, de couleur claire).
De la poudre de graphite, disponible dans les magasins d'art sous l'appellation "noir de fumée", ou de la poudre d'aluminium disponible chez les vétérinaires peut aussi être utilisée.
Une part en volume de pigment est mélangée avec 10 à 15 parts d'huile ce qui permet d'avoir suffisamment de contrastes sur les photos en vol. Il est important d'éviter les grumeaux qui pourraient être responsables d'une transition prématurée de l'écoulement. On peut éviter cela en mélangeant au préalable une petite quantité d'huile avec les pigments pour former une pâte homogène, à laquelle on ajoute le restant d'huile.
On peut aussi utiliser de l'huile de vidange qui sera naturellement colorée (et bien sale !).
Des particules de poussières risquant d'adhérer facilement sur le film d'huile, provoquant une transition prématurée de l'écoulement, le mélange ne devra pas être appliqué plus de trente minutes avant le vol.
L'appareil décolle, rejoint l'altitude de test et vole pendant environ 30 minutes. Le film d'huile, coloré par les pigments, s'écoule sur la paroi selon sa viscosité et la température, mais beaucoup plus rapidement dans la zone turbulente où la contrainte de frottement sur la paroi (contrainte pariétale) est la plus importante. La zone laminaire apparaît en plus foncée ou en plus claire, suivant les pigments utilisés et la couleur du revêtement de l'avion, du fait de la plus grande épaisseur du film d'huile.
On effectue quelques clichés à l'aide d'une caméra embarquée ou d'un avion d'escorte. Bien prendre soin d'avoir le soleil dans le dos du photographe afin de maximiser le contraste.

Les différentes phases de vol devront être maintenues pendant au moins 60 secondes afin que les motifs d'huile aient le temps de se former.
Pour des pressions dynamiques inférieures à 4800 Pa (soient des vitesses inférieures à 300 km/h), l'écoulement laisse assez d'huile sur la surface pour que l'on puisse étudier les phénomènes de transition et de décollement pendant au moins 30 minutes, ensuite, le contraste des photos diminue.

Pour les analyses de transition laminaire/turbulent, on a tout intérêt à fixer une bande crantée (bande rugueuse ou de papier de verre) dans le sens de l'envergure sur une longueur limitée (50 cm), qui puisse servir de témoin pour identifier l'aspect de la zone de transition laminaire/turbulent.
Après le vol, la plus grande partie de l'huile peut être nettoyée avec un chiffon, les restes partent avec un solvant.

Quelques exemples

Visualisation des traînées d'interaction et de la transition laminaire/turbulent. sur les capots d'un "Varieze"

Le badigeonnage d'huile usagée sur les surfaces d'un avion permet d'explorer le comportement de la couche limite.

Sur cette photo nous pouvons voir, au milieu de la jambe de train, une zone d'accumulation d'huile correspondant à la zone de transition laminaire-turbulent de l'écoulement.
De plus, à la jonction de la lame de train et du fuselage on aperçoit une zone de recirculation d'huile, correspondant à un décollement qui est à l'origine d'une traînée d'interaction.
(Cliché www.ez.org)

Detection de la position de la bulle* laminaire pour l'implantation de turbulateurs

Visualisation par huile de la bulle de décollement.

(ClichéBryan D. McGranahan et Prof. Michael S. Selig)

Aux angles d'incidence usuels, la couche limite transite d'un écoulement laminaire en écoulement turbulent en un certain point de la corde de l'aile. Cette zone de transition est matérialisée par une bulle de recirculation qui "épaissit" l'aile en ce point.
L'image ci-contre illustre ce phénomène.

Afin de réduire la taille de cette bulle de décollement laminaire il est d'usage chez les vélivoles d'utiliser des bandes de turbulateurs qui, en provoquant la transition laminaire/turbulent, vont d'une certaine manière "organiser" le flux turbulent et presque éliminer la bulle.

Visualisation par fumées de la bulle de décollement.

(Cliché Greg Cole and Prof. Mueller ; University of Notre Dame)

Des amateurs américains ont mené des tests à l'huile pour déterminer la position exacte de la bulle de décollement aux différents régimes de vols de leurs planeurs.

Des badigeonnages d'huile sont effectués sur trois cordes d'intrados respectivement situées à 66, 251 et 381 cm de l'emplanture.

Nota : La position des cordes est mesurée en mètres depuis l'emplanture et les positions le long de la corde (C) sont mesurées depuis le bord d'attaque.
L'emplacement des bulles est paramétré par la position de leur bord d'attaque.

Aile droite après un vol à 96 km/h

Corde 0,66 m, bulle de séparation à 0,46C.

Corde 0,251 m, bulle de séparation à 0,51C

Corde 0,381 m, bulle de séparation à 0,51C

Aile droite après un vol à 130 km/h

Corde 0,66 m, bulle de séparation à 0,43C

Corde 0,251 m, bulle de séparation à 0,48C

Corde 0,381 m, bulle de séparation à 0,50C

Aile droite après un vol à 130 km/h avec des turbulateurs temporaires

Corde 0,251 m, Turbulateurs temporaires installés à 0,49C (Point médian des bulles de séparations à 96 et 130 km/h.

Corde 0,251 m, Turbulateurs temporaires installés à 0,49C (Point médian des bulles de séparations à 96 et 130 km/h.

Etude de la transition laminaire/turbulent sur un Winglet

Montage expérimental du winglet

Turbulateurs placés à 3mm derrière le début de la bulle laminaire.

Quel effet une bande de turbulateurs a-t-elle sur la bulle de décollement laminaire (zone de recirculation) d'un profil laminaire lorsqu'elle est placée à l'emplacement de cette bulle ? Comment se comporte cette bulle lorsque les turbulateurs sont placés de plus en plus en arrière de la zone de séparation ?
Pour répondre à ces questions, Davis Horton, un étudiant d'Oxford a réalisé des essais d'écoulement d'huile sur un winglet de planeur.

Le mode opératoire consiste à monter à environ 75 cm sur le côté d'une camionnette, un Winglet de planeur ; à enduire l'extrados d'huile de lubrification automobile, puis à faire des "vols simulés" à environ 105 km/h sur autoroute.
L'opération était renouvelée pour des positions de plus en plus reculées de la bande de turbulateurs.

Sans turbulateurs.

Turbulateurs placés à 13mm derrière le début de la bulle laminaire.

La zone laminaire est identifiée par une couleur de plus en plus foncée en partant du bord d'attaque jusqu'à la bulle de décollement laminaire (zone de transition) dans laquelle stagne l'huile (zone de recirculation, et donc d'accumulation d'huile et de pigments, augmentant le contraste sur la photo). Enfin la zone entièrement turbulente est matérialisée par une couleur claire qui s'obscurcit lorsqu'on approche du bord de fuite à cause de l'accumulation de l'huile à ce niveau.
Ces essais semblent prouver que, même lorsque la bande de turbulateurs (bande crantée) est placée à l'arrière de la bulle de décollement laminaire, elle réduit sensiblement son étendue et, vraisemblablement, son épaisseur.

Commentaires de Mr Dick Johnson

"Voilà de très intéressantes photos d'écoulement d'huile. Celle avec les turbulateurs placés à 6 mm en amont de la bulle est excellente car elle montre que cette bulle de séparation est bien supprimée et les écoulements adhèrent bien en amont et en aval des turbulateurs.

Turbulateurs placés sur le début de la bulle laminaire.

Turbulateurs placés à 25mm derrière le début de la bulle laminaire.

Les autres positions des turbulateurs, au début de la bulle ou en arrière de celle-ci, ne semblent par offrir d'aussi bonnes performances, et il s'avère que l'huile est plus épaisse en amont du turbulateur sur toutes ces photos.
Peut être que l'emplacement non optimum des turbulateurs risque d'épaissir la bulle de décollement. Un peigne de sillage permettrait d'explorer de manière plus précise la traînée afin de déterminer la meilleure position de la bande crantée."
(Cliché standardcirrus)

III- Diagnostics aérodynamiques par sublimation.

La technique qui utilise la sublimation (passage direct de l'état solide à l'état gazeux) de composants chimiques permet de repérer les zones d'écoulements laminaires et turbulents.
Elle est donc particulièrement bien adaptée pour mesurer l'étendue de la zone laminaire.
Cette méthode consiste à déposer un film très fin de naphtalène sur la surface à étudier puis à visualiser la sublimation de ce film.

La méthode est la suivante :

On procède à un nettoyage minutieux des ailes afin de retirer toutes les poussières qui pourraient avoir une influence sur la couche limite.
On dissout de la naphtaline dans un solvant adapté (par exemple du trichloréthylène, proportion 1 pour 8 en volume).
A l'aide d'un pistolet à peinture réglé entre 1,5 et 2 bars et équipé d'une buse plate, on pulvérise la solution sur l'aile.
Les consommations normales sont d'environ 0,3 à 0,5 litre de mélange par mètres carrés, ce qui donne une couche de naphtalène d'environ 5 à 10 mm.
On laisse le solvant s'évaporer. Une fine couche de naphtalène solide apparaît alors en surface.
Pour éviter des transitions laminaire/turbulent prématurées, causées par des particules chimiques un peu trop grosses, on peut balayer la surface avec une brosse douce.

Quand l'avion effectue un vol test, les régions de frictions importantes (écoulement turbulent) entraînent une sublimation rapide du naphtalène alors que sur les zones laminaires, la sublimation est beaucoup plus lente et laisse une pellicule blanche en surface (pour des températures comprises entre 0 et 30° et des vitesses inférieures à 450 km/h, les temps de sublimations varient entre quelques minutes et plusieurs dizaines de minutes).
On peut donc repérer les imperfections qui provoquent une transition prématurée.

IV- Détection acoustique de la transition laminaire/turbulent.

Cette méthode complémentaire des observation d'huile et de naphtalène permet de détecter en direct les variations de positions de la transition laminaire/turbulent. On peut ainsi étudier l'influence de la pluie, du brouillard ou des insectes sur la couche laminaire. La technique consiste à écouter la couche limite par l'intermédiaire de capteurs de pression totale. La couche laminaire étant bien plus silencieuse que la couche turbulente, on peut identifier la zone de transition.

La méthode est la suivante :

On utilise des tubes capteurs de pression totale fixés à l'aide d'adhésifs sur les parois des ailes.
Les tubes seront décalés de plus ou moins 5% de la corde locale autour de la position supposée de la transition laminaire/turbulent.
Les tubes capteurs de pression totale sont des tubes d'acier inoxydable de 15/10eme de diamètre extérieur dont l'une des extrémités est écrasée en forme d'ovale dont le diamètre du petit axe n'excèdent pas 4/10eme de millimètre. Ces tubes sont ensuite branchés sur des flexibles en caoutchouc (de 2 millimètre de diamètre extérieur et de 15/10eme de diamètre intérieur) reliés à un peigne de sélection dans la cabine.
Un tube muni d'une oreillette peut être branché sur ce peigne de sélection et permet à l'opérateur d'écouter le tube de son choix.
Un bon casque (-20 dB) procure une atténuation suffisante des bruits environnants.
Les données acoustiques sont enregistrées manuellement en vol. La couche limite laminaire est plus silencieuse que la couche limite turbulente. Il faut donc étalonner chaque tube. A chaque vitesse de vol, les trois tubes situés sur la même corde sont écoutés un à un. Quand un tube est sélectionné sur le peigne, le signal sonore est étalonné en effectuant une manoeuvre qui provoque un facteur de charge de 2G (par exemple un virage à 60° d'inclinaison). Cette manoeuvre à pour effet d'augmenter l'incidence de l'aile et de provoquer une avancée significative de la zone de transition devant le tube sélectionné. De cette manière chaque tube peut être étalonné indépendamment de sa réponse acoustique particulière.
Il suffit, une fois l'avion revenu en palier, d'écouter à nouveau les trois tubes situés sur la même corde pour détecter la position de la zone de transition.

Conclusion.

La difficulté dans la compréhension des phénomènes aérodynamiques est liée à l'invisibilité de l'air. A défaut de corriger les déficiences aérodynamiques de son avion l'amateur curieux utilisant les techniques visuelles d'analyse aérodynamiques décrites précédemment, pourra voir l'invisible et comprendre un peu mieux l'incompréhensible !

Matthieu BARREAU (Mai 2003)

*Note : Contrairement à l'usage qui veut que l'on traduise "laminar bubble" par "bulbe de décollement laminaire", nous avons choisi d'utiliser le français "bulle" bien plus parlant à nos yeux.

Sources pour en savoir plus :

"Visual Techniques for Analyzing Aircraft Performance"
Joseph J. Cornish du département d'aérophysique de l'université du Mississippi.
Sport Aviation (décembre 1960).

"The use of oil for in-flight flow visualisation"
Robet E. Curry ; Robert R. Meyer, jr., Mauren O'Connor.
NASA technical Mémorandum 84915, revised january 1984.

"Flow visualisation techniques for flight research"
David F. Fisher, Robert R. Meyer, Jr.
NASA technical Mémorandum 100455 ; octobre 1988

"Natural Laminar Flow Experiments on Modern Airplane Surfaces"
Bruce J. Holmes, Clifford J. Obara, Long P. yip
NASA technical paper 2256 ; juin 1984

"Laminarité et aviation légère"
Alain Bugeau.

"Me 262"
J. Richard Smith, Eddie J. Creek, Tom Tullis (dessinateur), Arthur L. Bentley (dessinateur)
Ed. Classic Publication ; (Juillet 2002)
www.classic-books.co.uk
ISBN : 1903223008

Démarche expérimentale : Utilisation des générateurs de tourbillons (vortillons).

Interaction — 2024-10-31T15:35:52Z

Démarche expérimentale de diagnostic et de correction aérodynamiques :
Amélioration du contrôle en roulis sur un Varieze.
John Dee et Harry Abbott

Après une période prolongée de panne, mon VariEze vole à nouveau et les petits bugs typiques redeviennent d'actualité !
Je n'ai jamais été complètement satisfait du contrôle en roulis à la vitesse de 80 nœuds (148 km/h) et en dessous. Et depuis le retour au service il semble être plus mauvais qu'avant.
Première question... Quels changements pouvait expliquer la dégradation ?

Deux possibilités viennent à l'esprit :
J'avais jointoyé le trou de passage du tube de gauchissement d'ailerons pour empêcher la perte d'air de refroidissement. Mais les joints en caoutchouc étaient dégradés et je les ai enlevés sans remplacement.
J'ai installé des écopes de refroidissement à l'intrados de l'emplanture.
Mes symptômes étaient un lacet inverse modéré avec une réponse pauvre en roulis.
Je croyais que les modifications sus-citées pouvaient être la cause de ce problème, mais il n'en était rien !
Nous énoncerons d'abord ce qui nous semble être la cause principale puis nous verrons en quoi les deux modifications ont pu aggraver la sévérité du problème.
Note du rédacteur : les raies onduleuses sont engendrées par une distorsion optique à travers la verrière de l'avion suiveur.
Pour aider à diagnostiquer le problème, Bob Greider a scotché des fils de laine à l'aide de ruban adhésif sur l'extrados et l'intrados de l'aile. Nous avons volé à de diverses vitesses avec Bob dans son Long-EZ pour observer ce qui se passait.
Diagnostic de Greider : Écoulement dans le sens de l'envergure en amont des ailerons sur l'extrados seulement et à basses vitesses.
Ceci a expliqué le lacet inverse modéré avec une réponse pauvre en roulis.

J'ai réinstallé les joints en caoutchouc d'aileron, et suis allé voler.
Légère amélioration et retour au faible niveau de contrôle en roulis que j'avais précédemment.

Nous avons rediscuté du problème avec Harry Abbott et John Dee.
Nous avons décidé de tester à nouveau l'écoulement au niveau des ailerons en utilisant des fils de laine à l'extrados et à l'intrados de l'aile et à divers autres emplacements qui nous intéressaient.
Nous avons volé aux vitesses s'étendant de 120 nœuds jusqu' à ma vitesse anémométrique minimum de 55 nœuds. Nous avons commencé à 120 nœuds et avons diminué la vitesse par tranche de 10 nœuds
Pour chaque tranche de vitesse, une photo à été prise.

Sur l'intrados, pas de gros problèmes décelé, les filets d'air sont bien alignés dans le sens de la vitesse de vol.
Par contre, c'est une tout autre histoire sur l'extrados au niveau des ailerons.
L'écoulement reste raisonnablement aligné avec la vitesse pour des vitesses de vol élevées.
Quand on ralenti, l'assiette du fuselage augmente ainsi que l'incidence de l'aile.
À 90 nœuds, on commence à voir les fils de laine s'orienter dans la direction de l'aile et dans le sens emplanture/saumon.
Sur une aile à flèche nulle, aucun problème. Mais sur l'aile en flèche du Vari Ez, l'écoulement des filets d'air tend à avoir une composante en envergure qui apparaître (Note du traducteur : Notez les dépôts laissés par l'eau sur les ailes de Vari-EZ qui ont volés dans la pluie).
À 80 nœuds, un décollement des filets d'air se produit bien à l'arrière de la partie la plus épaisse de la corde juste devant l'aileron. L'intrados de l'aileron conserve un écoulement correct grâce à la surpression d'intrados. L'extrados de l'aileron à l'emplanture est noyé dans la couche limite de l'apex à forte flèche de la voilure. Il est probable qu'une composante en envergure de l'écoulement due à l'apex vienne perturber l'aileron et provoquer un décollement prématuré des filets d'air. De plus, le déclenchement de ce décollement peut être aggravé par une fuite d'air à travers la charnière d'aileron.
Les deux possibilités que j'avais évoqués en début d'article ont certainement aggravé le problème en créant un courant d'air à travers les fentes d'ailerons.
Les joints manquants ont permis à l'air de refroidissement de pressuriser les boîtes d'aileron, et les écopes d'emplantures ont augmenté l'augmentation de pression de l'écoulement près de la racine arrière de l'aile.

(Un ami nous a mentionné avoir eu plus ou moins le même problème avec son VariEz quand il a perdu quelques attaches de capot dans le même secteur, permettant au capot supérieur de se soulever et à l'air de fuir plus ou moins de la même manière.)
Après réflexion, John et Harry avaient suggéré d'implanter des générateurs de vortex en amont des ailerons.
Harry les a donc installés en quelques minutes a la racine des ailerons. Il les a fabriqués rapidement dans une bande en aluminium. Nous avons effectué de nouveau des vols de contrôle.
Les vitesses les plus élevées ont produit des efforts plus élevés lors des sollicitations en roulis, un pas en arrière, toutefois à 80 nœuds le contrôle en roulis fut nettement amélioré.
Les images montrent un bon alignement des fils de laine derrière les générateurs de vortex, avec l'écoulement dans le sens de l'envergure commençant après les vortillons.
John Lambert

Essais avec fils de laine pour visualiser l'écoulement sur les ailerons avec et sans vortillons

Visualisation des écoulements à diverses vitesses.	Visualisation des effets des vortillons installés sur le premier tiers intérieur des ailerons.
100 noeuds (185,2 km/h)

90 noeuds (167 km/h)

80 noeuds (148 km/h)

70 noeuds (130 km/h)

60 noeuds (111 km/h)
	Indisponible [1]

Rapport d'essais

Les ailerons sur le variez sont localisés à la jonction du plan d'apex et de l'aile et un décollement à leur niveau semble être la cause la plus probable de la faible réponse en roulis à faible vitesse.
Harry Abbott suggérait d'étudier le comportement de la couche limite en utilisant des fils de laine scotchés sur l'extrados de l'aile au niveau des ailerons et en dehors de ceux-ci.
Ce que nous avons fait.
Nous avons photographié les fils de laine de l'aile droite tous les 10 nœuds depuis 100 nœuds jusqu'à 60. Le comportement des fils de laine de l'aile gauche étant complètement symétrique, nous ne les avons pas photographiés.

Après ce premier essai, Harry a fabriqué à l'aide d'une paire de ciseaux et d'une bande d'aluminium autocollante un ensemble de générateurs de vortex. Après quelques négociations avec le constructeur de l'appareil, Harry a installé six vortillons à environs trois pouces (7,5cm) en amont de la charnière intérieure de l'aile droite.
Pour un contrôle en roulis symétrique, six autres vortillons furent installés sur l'aile gauche. L'emplacement des générateurs de vortex est celui correspondant à l'endroit où l'écoulement avait changé de direction de longitudinal à 100 nœuds à transversal (dans le sens de l'envergure) à 60 nœuds .
Une fois encore, nous avons fait une série de photo de 100 à 70 nœuds. A 60 nœuds, Harry put voir que les fils de laine derrière les vortillons étaient complètement décollés de la surface avec un angle significatif et tourbillonnants. Suggérant que le décollement sur l'aileron résultait d'un angle d'incidence important, mais également, puisque les fils tournoyaient et toujours dans la direction longitudinale plutôt que dans le sens de l'envergure, que les générateurs de vortex semblaient essayer de faire leur travail en pénétrer la région séparée d'écoulement par l'intermédiaire d'énergiques tourbillons.
Harry utilisait un appareil photo numérique ce qui nous permit de consulter rapidement les photos sur ordinateur.
Qu'avons nous vu :

Sans vortillons l'écoulement de la couche limite sur l'aileron était longitudinal à 100 nœuds et stagnant dans le sens de l'envergure à 60 nœuds en aval de la ligne d'articulation de l'aileron.
Cela implique une séparation de l'écoulement sur les ailerons aux faibles vitesses. Avec les vortillons, l'écoulement de la couche limite reste longitudinale à toutes les vitesses. L'écoulement défléchi reste attaché. Cette observation confirmait les impressions de Johns notant des efforts de gauchissement plus importants.
Sans les vortillons, la réduction de la vitesse entraîne une avancée vers l'intérieur de l'aile du point de transition vers un écoulement décollé.
Le flux transversal dans le sens de l'envergure de la couche limite devient évident aux endroits où il n'y à pas de charnière, suggérant que les rivets des fixation des charnières pourraient avoir déclenché la couche limite, introduisant assez de turbulence pour activer légèrement l'écoulement en aval.
(Notez que le premier fil de laine après l'aileron coté saumon est toujours orienté transversalement, quel que soit la vitesse, probablement à cause d'une fuite d'air à travers la jonction aileron/aile. En outre, le fil de laine côté emplanture vibre rapidement à toutes les vitesses, ce que l'on ne peut pas voir sur un cliché, au point de s'emmêler avec son voisin.).
Au total, nous avons eu une expérience très enrichissante avec notre avion "expérimental", et avons appris un peu plus sur l'aérodynamique appliquée.
Et d'ailleurs, nous avons vu un Learjet avec des vortillons installés juste en avant des ailerons ! Ainsi, nous ne sommes pas les premiers à essayer de résoudre un problème de gauchissement d'ailerons de cette manière !
John Dee et Harry Abbott

(Avec l'aimable autorisation de messieurs John Dee et Harry Abbott ainsi que de Mr John Dee, ouaibmaître du site Ez)

[1] Le cliché à 60 noeuds avec vortillons n'est pas disponible mais le pilote de l'avion suiveur dit avoir vu les fils de laine toujours alignés longitudinalement, mais légèrement décollés de la surface et tourbillonnants.

Démarche expérimentale : Diminution de la traînée de culot par turbulateurs.

Interaction — 2024-10-31T15:35:48Z

Diminution de la traînée de culot sur automobile.

Diagnostique

L'utilisation très facile de fils de laine scotchés sur les carrosseries permet, pour un coût dérisoire, de traquer les décollements générateurs de traînées de culot.
C'est d'autant plus instructif que les décollements aérodynamiques ne manquent pas sur une automobile : "personne n'est inutile, au pire elle sert de mauvais exemple", ce proverbe alsacien est on ne peu plus valable dans ce cas et la visualisation expérimentale des multiples déficiences aérodynamiques présentent sur une auto en sera d'autant plus instructive.

Correction aérodynamique

Travaux Pratiques

Proposition d'expérience à effectuer sur la poupe d'une auto pas trop tronquée (ex : Visa, AX etc ...)

Effectuer une première expérience de visualisation des écoulements sur la poupe de l'auto à l'aide de fils de laine. Ce reporter au descriptif de la methode dans l'article : "Techniques visuelles d'analyse aérodynamique des avions légers. (3,5 Mo)".
Les fils de laine permettent de détecter des décollements à l'origine de traînées de pression importantes. L'utilisation de turbulateurs (qui amènent un surcroit de traînées par création de tourbillons) peut dans certains cas améliorer le bilan global de traînée du véhicule en réduisant la taille du culot décollé. C'est ce que l'on se propose de faire dans l'expérience suivante.

Fabriquer une série de turbulateurs :
* Il faut leur donner une "envergure" deux à trois fois plus grande que la couche limite locale.
* Ce sont des ailes de faible allongement (un peu comme des ailes Delta). Leur incidence max de décrochage est de ce fait assez élevée (30°). Ce sont les tourbillons marginaux très puissants qui permettent de redynamiser la couche limite et de rendre cette dernière fortement turbulente et donc assez adhérente.

Mise en place des turbulateurs :
Mettre en place une rangée de turbulateurs en quinconce avec une incidence par rapport au vent relatif local (révélé par les fils de laine) de 25 à 30° max. Attention, il faut être en dessous de l'incidence de décrochage du turbulateur.

Vérifier l'écoulement ainsi obtenu à l'aide de fils de laine.

Aérodynamique des véhicules routiers

Interaction — 2024-10-31T15:27:14Z

Sommaire

Aérodynamique des VEHICULES à PROPULSION HUMAINE (VPH) & VEHICULES CARENNES (STREAMLINED)

Les traînées des véhicules routiers se composent de :

La traînée de pression (plus que majoritaire dans les véhicules qui nous intéressent) décollements, culots, turbulences.
La traînée de frottement visqueux (Couche limite laminaire ou turbulente)
La traînée des trains de roulements (roues tournantes)
Les traînées d'interaction entre les différents éléments de la carrosserie.
La traînée induite par la portance (dans le cas ou la forme fuselée génère une portance non nulle).
La traînée des écoulements internes (ventilation de l'habitacle).

PAC-CAR-II - LA référence absolue !

la PAC CAR II détentrice du reccord absolue au marathon Shell (5385 km avec l'équivalent en hydrogène d'un litre de pétole) présente les caractéristiques suivantes :

Longueur : L = 2,78 m
Largeur : l = 0,57 m
Hauteur : h = 0,61 m
Voie : 0,50 m
Empattement : 1,50 m
Surface frontale : Sf = 0,254 m²
Coef. de traînée de pression : Cxp = 0,075 (Soufflerie)
Surface de traînée : SUTRA = Sf.Cxp = 0,01905 m²
Surface Mouillée Totale : SMT = 3,246 m²
Coef. de frottement équivalent plaque plane : Cfe = 5,87/1000
50 % trainée de pression, 50 % traînée de frottement !
Nombre de Reynolds à 35 km/h : Re = 1,6.10^6
Masse à vide : Mv = 29 kg
Pneu : Michelin radial 45-75R16 Coef. resistance au roulement : Crr = 0,001
Pneu : Michelin 35-406 with tube. Coef. resistance au roulement : Crr = 0,002

(Courtoisie http://www.paccar.ethz.ch/)

La traînée de pression (plus que majoritaire dans les véhicules courant ne représente ici que 50 % de la traînée totale - c'est exceptionnel pour un véhicule routier).

La surface frontale (Sf = 0,254 m² ) est réduite par une position très allongée du pilote et par le carrossage négatif des roues.

Les décollements, culots et turbulences sont réduits aux minima par une forme fuselée convexe (pas de rétreints, forme bien "gonflée") en "berlingot" de rapport L/D = 5,6 se terminant à la poupe par une arrête verticale formant derive.
A noter, un soin tout particulier pour minimiser les décollements par vent de travers par utilisation de généreux rayons de raccordements entre l'extrados et les flancs du fuselage.

Sur la vidéo ci contre des essais en soufflerie de la PAC CAR II, vous noterez les décollements visibles lors de l'essais en incidence latérale (vent de travers) ainsi que la visualisation à la cane à fil de laine du tourbillon trombe qui se forme en aval de la carène lorsque celle ci est en incidence latérale.
Egalement visible sur la fin de cette vidéo, le sillage turbulent très bien matérialisé par le filet de fumée lorsque ce dernier "lèche" le pantalon de roue arrière.

La traînée de frottement visqueux (Couche limite laminaire ou turbulente).

Il est probable que la PAC CAR II obtienne un proportion non négligeable d'écoulement laminaire en conditions idéales (pas de vibrations, pas de turbulences, pas de pollution de la carène par des insectes).

Le ruban adhésif placé au premier tiers de la caréne lors de l'essai en soufflerie est sans doute destiné à forcer la transition laminaire/turbulent au droit de maitre couple afin de simuler l'écoulement en conditions réelles (turbulent).

Au Reynolds du véhicule (1,6 million) correspondant à sa vitesse de croisière de 35 km/h le coefficient de trainée d'une plaque plane est de 4/1000 en régime turbulent et de 3/1000 en régime de transition laminaire/turbulent. En supposant que 30% de la carène est en régime de transition laminaire/turbulent et que le reste est en turbulent, on obtient un coefficient de trainée équivalent plaque plane de :

Cfe = 30%.Cfe laminaire/turbulent + 70%.Cfe turbulent
Cfe = 0,3 x 3/1000 + 0,7 x 4/1000 = 3,7/1000

La surface mouillée estimée à SMT = 3,246 m² engendre donc une surface de traînée visqueuse de :

SUTRA visqueuse = SMT . Cfe
SUTRA visqueuse = 0,012 m²

Si l'on compare cette SUTRA de traînée visqueuse à la SUTRA soufflerie = Sf.Cxp = 0,01905 m² et à la SUTRA réelle sans doute pas très loin de 0,024 m² (les mesures de soufflerie ne tiennent pas compte de la rotation des trains de roues), on constate que la surface de traînée réelle est "en gros" deux fois plus élevée .
Ce résidu de traînée de pression est équivalant à carré de 11 cm de côtés placé perpendiculaire à l'écoulement et qui ouvre un culot en permanence.
Ce résidu de traînée de pression provient sans doute des petits décollements résiduels, de la traînée des trains de roulements (roues tournantes), et des traînées d'interaction.

La traînée des trains de roulements (roues tournantes)
Minimisé par carénage total des roues dans des pantalons enveloppants. On ne distingue presque plus les pneumatiques.

Les traînées d'interaction entre les différents éléments de la carrosserie.
Les pantalons de roues sont inclinées de manière à donner du carrossage négatif. Cela permet d'augmenter l'angle de raccordement avec la carène et donc de minimiser les traînée d'interaction.

La traînée induite par la portance (dans le cas ou la forme fuselée génère une portance non nulle).
Sur la Pac Car II le problème semble réglé en donnant une incidence négative de 2,5° et une courbure très faible à la carène.

Charles MOCHET - VELOCAR - SUPERVELOCAR
Créateur du vélo à pédalage horizontal MOCHET (Vélo-Vélocar ou Vélorizontal)
Le Super Velocar, présente un très joli carènage, beau par sa simplicité.

(Courtoisie http://www.velorizontal.com/)

VECTOR

Concus au début des années 1980 pour la compétition, les Vectors furent les premiers vélomobiles à rechercher la performance pure.
La forme de carène suit un profil eiffel avec un maitre couple situé au premier tiers, et des rétreints très progressifs jusqu'à une arrête verticale au bord de fuite.
Les carènnages très enveloppants minimisaient la traînée des éléments roulants.

Reccord de l'heure (1980) : 59,45 km/h
Reccord de sprint 94,77 km/h
Sf.Cxp = 0.046 m²

(Courtoisie http://home.comcast.net/~jeff_wills/vector/vector.htm)

John Simon - MOBY streamliner

Reccord de sprint en 1985 : 95,11 km/h

(Courtoisie )

whitehawk

Essais en soufflerie

(Courtoisie )

DREAMLINER III

Le rapport d'essais aérodynamiques (Clic !)

Essais en soufflerie du DREAMLINER III.

Longueur : 5.36 m
Hauteur : 0.74 m
Largeur : 0.50 m, 0.57 au niveau des roues.
Masse avec pilote : 350 kg
Voie : 0.34 m
Moteur 353cc refroidissement liquide, deux cylindre, deux temps
Puissance : 50 cv
Moteur supplémentaire 85cc refroidie par air, monocylindre, 2 temps.
Puissance du moteur supplémentaire : 8 cv
Transmission par chaine.

(Courtoisie http://www.geocities.com/motorcity/2078/index.html)

BUB 7

BUB 7 est la moto la plus rapide du monde : 564,7 km/h
A noter, la petite dérive pour augmenter la stabilité de route à haute vitesse.
Sur la deuxième vidéo, on distingue bien l'épaissisement de la couche limite et l'augmentation du sillage en aval du carénage.

(Courtoisie http://www.seven-streamliner.com/)

Video des essais en soufflerie (clic !)

VARNA DIABLO

Le Varna Diablo 3 avec le Canadien Sam Whittingham à son guidon a pulvérisé son précédent record de vitesse pour VPH en atteignant 132 km/h (soit en gros un dixième de Mach !!!)
Poli aérodynamique, carénage enveloppant en berlingot afiné sur la poupe, surface frontale réduite au minimum, étagement des sections et SURTOUT, très gros potentiel du cycliste furent les recettes du succès !
Sf.Cxp = 0.02 m²

(Courtoisie )

ESSAIS aux fils de laine avec et sans verrière
Notez les écoulements décollés sur la poupe à l'origine des traînées de pression
La version complètement carénée présente une discontinuité du fuseau au maitre couple source potentielle de décollements..

(Courtoisie)

ESSAIS aux fils de laine d'un tricycle à carenage souple
Notez les écoulements décollés sur la poupe.

(Courtoisie)

ESSAIS aux fils de laine
Très intéressante visualisation aux fils de laine. Notez les décollements au niveau de "l'ouverture" des liserets. Le rétreint trop prononcé en arrière du cockpit conduit à des décollemnts à l'origine d'un petit culot aérodynamique.

(Courtoisie http://www.wisil.recumbents.com/)

ESSAIS aux fils de laine d'un VPH à carenage tissus
Notez la direction des fils de laîne au niveau de la tête du pilote !

(Courtoisie)

Simulation numérique des écoulements sur le casque d'un cycliste
On imagine bien le culot aérodynamique provoqué par la position non optimale de la tête du cycliste.
Sur la video ci dessous, on visualise le culot derrière le cycliste.

Répartition des champs de pression sur Ecomobile
On notera :

les zone de "surpression" en rouge sur la proue (zone idéalement placée pour une ouverture de ventilation)
Les zones de "dépression en bleu foncées, situées en gros au maître couple et au premier tiers du véhicule. La recompression de l'écoulement à partir de ce point de pression minimale est sujet aux risques de décollements d'où un rétreint TRES progressif jusqu'à la poupe pour essayer de "récupérer" la pression amont et minimiser ainsi la traînée de pression.
(Courtoisie)

Lignes de courant & champs de pression sur Vélomobile

(Courtoisie )

Vélo-couché caréné & surface frontale !

Spectaculaire photo d'un vélo couché caréné où il est indéniable que la position du pilote minimise la surface frontale. Malheureusement, il est fort probalbe que la traînée des deux roues dépasse en valeur la traînée de tout le reste du véhicule.

(Courtoisie)

Les "Chaise longue volantes" NSU de Gustav Adolf Baumm (1920 - 1955)

Adepte des motos couchés (!) Gustav Adolf Baumm artiste graphiste chevronné, avec l'aide des techniciens de NSU, dessina une carrosserie plus aérodynamique qui permit de briser 11 records mondiaux de vitesse en 1954.

1954/1955
151 km/h avec un moteur de 50cc
218 km/h avec un 125 cc

Pour les records de 1956 sur le grand lac salé la Baumm II a été modifié avec un moteur à compresseur de 50 cc (10 ch) qui lui permit d'atteindre 196 km / h, avec moteur de 100 cc (15,5 ch) 222 km/h et avec le moteur de la R11 125 cc ( 20 ch) 242 km/h.

Après la chute mortelle du dessinateur lors d'une manifestation de voitures en 1955 fut développé la Baumm III. Ce modèle était confortable et économique, HP Müller établi un record de consommation sur une distance de 500 km à la moyenne de 100 km/h et 1,13 l/100 km (5,65 l de carburant pour les 500 km).

(Courtoisie NSU)

NSU Delpin III

Véhicule de reccord NSU : 339,4 km/h avec un moteur de 500 cm3 en 1956.
Notez l'empennage vertical en guise de dérive pour améliorer la stabilité en lacet.

(Courtoisie NSU)

SOLAR CHALLENGE CAR
Voiture solaire en soufflerie. Sur la vidéo jointe, un essai aux fils de laine sur route ouverte. On distingue très nettement les décollements et le sillage engendré par le rétreint trop prononcé derrière le poste de pilotage.

(Courtoisie )

Coro-liner
Concilier légèreté et aérodynamisme : Carène en Coroplast autour d'un vélo couché.
Le constructeur à pu rouler à la vitesse moyenne de 53 km/h pendant 45 minutes, soit 13 km/h de mieux que sans carènage.
Le nez du carénage pivote en avant pour libérer l'accès et des "trappes à bombes" permettent le passage des pieds.

Spécifications techniques :

longueur : 2650 mm
Largeur : 460 mm
Hauteur hors tout : 1110 mm
Hauteur de carène : 860 mm
Garde au sol : 250 mm
Masse totale : 15.5 kg
Coût total : 80 €
Temps de fabrication : 80 heures
(Courtoisie http://www.recumbents.com)

Aérodynamique des AUTOMOBILES

Aerodynamique de la Daihatsu UFE3
Avec 1,39 litres aux 100 km Daïhatsu à démontré son savoir faire dans les véhicules économiques. Le secret : une masse à vide de 440 kg et une surface de traînée SUTRA=Sf.Cxp=0,235 m² ; (soit un Cxp=0,168).
La carène est un modèle de conception : fuseau en berlingot arrondie, pantalons de roue enveloppants avec arrête vive devant et rayon de raccordement derrière pour raccrocher l'écoulement perturbé par la rotation de la roue. Roues arrières entièrement carénnées.

(Courtoisie Daihatsu)

Essais à l'encre sur maquette de soufflerie
Visualisation des écoullements sur une maquette de soufflerie à l'aide de gouttes d'encres déposées avant l'essai. Les traînées laissées par l'encre permettent d'étudier les écouleemnts.

(Courtoisie GM)

Essais aux fils de laine sur automobile Tatra

Visualisation des décollements sur le rétreint trop prononcé d'une automobile Tatra. Etude en tunnel aérodynamique au moyen de fumées.

(Courtoisie )

Essais aux filets de fumées sur VW Coccinelle

Cette photo aimablement transmise par le Professeur Wolf-Heinrich Hucho (http://www.aerowolf.de/) présente une VW Coccinelle dans le tunnel aérodynamique de VW. On constate un décollement aérodynamique au niveau de la glace de custode.

(Courtoisie VW AG)

Essais aux filets de fumées sur maquette de VW Coccinelle à très faible nombre de Reynolds
Même essai aérodynamique mais à très faible nombre de Reynolds dans la soufflerie à fumées de l'association AERODYNE.

http://aerodyne-cachan.blogspot.com

Cette fois, le décollement laminaire à lieu prématurément au sommet du toit du véhicule. C'est un effet du très petit nombre de Reynolds, l'écoulement laminaire étant beaucoup plus instable que l'écoulement trubulent que l'on rencontre à plus fort Reynolds.

Ford Prob V
En 1985, Ford présentait son concept car Ford Probe V dont le Cxp atteignait 0,13 au prix d'une longueur de véhicule démesurée

(Courtoisie Ford)

KAMM
L'ingénieur Kamm avait étudié l'influence des rétreints tronqués sur l'aérodynamique des automobiles. Il était arrivé à la conclusion qu'une poupe tronquée au bon endroit entrainait une pénalisation en traînée acceptable eu égard à la diminution de l'encombrement que celà permettait.

(Courtoisie VW)

HONDA Insight

Etudes aérodynamique sur la Honda insight.
La honda insight avec sans poupe tronquée présente un Cxp = 0,25. (Masse à vide : 398 kg ; Cxp = 0,25 d'où une consomation de 3.6 L/100 Km)
La photo du bas représente une remorque "intégrée" aérodynamiquement à la carène de la voiture par des paroies souples qui permettent à l'ensemble de prendre des virages, accroisent l'effilement et font tomber le Cxp à 0,12.
Exemple probant, pour ceux qui en douterait, de l'efficacité aérodynamique d'une poupe éffilée (au détriment certes de l'encombrement).

(Courtoisie Honda)

Simulation du phénomène d'aspiration
(Courtoisie )

Essais aux fils de laine sur automobile SAAB

Modele de la SAAB en soufflerie.

(Courtoisie )

Visualisation de l'écoulement autour d'une automobile DS de citroën.

On constate un décollement important un peu avant le hayon arrière causant une traînée de culot importante. On peut noter également le très bon écoulement sans décollement sous la voiture.

(Courtoisie H. Werlé, ONERA)

Visualisation des tourbillons marginaux et de la déflexion.

Cette visualisation en soufflerie est réalisé par une grille sur laquelle sont fixés des fils de laine. On obtient ainsi une coupe du sillage. On visualise très bien les tourbillons marginaux et la déflexion induite par la portance crée par le véhicule.

(Courtoisie)

Essais en soufflerie SOCEMA - GREGOIRE
(Courtoisie)

Un joli plat de spaghetti : Décollements et traînée de culot

Visualisation aux fils de laine du colut aérodynamique sur une honda civic. sur le flanc gauche, un carénage supplémentaire en carton est ajouté pour vérifier l'influence sur les décollements.

(Courtoisie)

Trainée de pression et traînée induite sur formule 1
Paradoxalement les formules 1 ont des traînées déplorables (Cxp = 1 voir plus). En effet, la débauche de puissance de ces engins les contraint à rechercher des appuis aérodynamiques pour accélérer ou freiner.

(Courtoisie)

Décollements, recirculation et culots sur jeep
Visualisation avec des bulles d'hélium des décollements, de la recirculation et des culots sur une jeep.

(Courtoisie)

Filets de fumées sur BMW 328
Visualisation des écoulements aérodynamique à l'aide de fumées sur une BMW 328 à carène de type JAREY.

(Courtoisie)

Tricot sur NSU !
Test en soufflerie d'une NSU. Notez les décollements multiples au niveau des montants de pare brise ainsi que la direction peu ortodoxe des fils de laine sur les flancs.

(Courtoisie)

Naissance de l'aérodynamique des véhicules routiers !
Test en soufflerie d'automobile RUMPLER

(Courtoisie VW AG)

Bionic Car - Etude Mercedes pour un monospace !

En se basant sur l'étude des formes d'un poisson ;, les designers de Mercedes ont conçu ce petit monospace "bionic". A partir de l'étude d'un petit poisson tropical au Cxp étonnant de 0.06, les ingénieurs ont réalisé une première maquette de soufflerie à l'échelle 1/4 qui réussit à obtenir un Cxp = 0,095. L'utilisation des formes étudiées précédement sur un petit monospace à permis à Daimler-Chrysler d'optenir le Cxp reccord de 0,19 sur son bionic Car.

(Source MERCEDES

Décollement aérodynamique sur VW Beetle !

le est aux fils de laine montre des décollements qui n'interviennent que au niveau du par choc arrière de l'auto. Ceci est certainement du à la dépression engendrée par les puissants tourbillons marginaux dus à la cambrure importante du toit. Ce que l'on gagne en trainée de pression et en partie perdu en traînée induite par la portance.

(Courtoisie VW)

Aérodynamique des POIDS LOURDS

Simulation numériques des écoulements aérodynamiques sur un camion. Clic (5,8 Mo)
"L'aérodynamique : C'est une forme de politesse". Autre manière de dire que notre 38 tonnes ressemble à un pilier de rugby malpoli !
Décollements multiples dès le capot du tracteur !!

Simulation numériques des écoulements aérodynamiques sur le tracteur d'un semi remorque. Clic (5,3 Mo)
Le ruck violent entre le tracteur 'un semi remorque et les pauvres petites particules...!!

Essais Aérodynamiques correctifs sur camion (NASA)

Entre 1973 et 1982, le NASA Dryden Flight Research Center a mené une campagne d'essais de type "décéllération" afin de montrer les moyens de réduire la traînée des camions, autobus, automobiles et habitations. De nombreuses configurations ont été évaluées au moyen d'une camionette en forme de boîte, d'un camion à deux essieux, et d'un semi-remorque.

Les résultats de trois configurations d'essai de la camionette sont d'un grand intérêt pour l'industrie du transport lourd en démontrant la possibilité d'obtenir des Cxp = 0,25 pour les poids lourds.

Une troisième configuration de la camionette équipée d'une poupe tronquée à permis de réduire la traînée et d'atteindre un coefficient de traînée de Cxp = 0,242.

Le rapport d'essais :
Heavy-Duty Truck aerodynamic design

Heavy-Duty Truck aerodynamic design

Courtoisie NASA

(Courtoisie NASA)

ECOULEMENT SUR UN PROFIL

Interaction — 2024-10-31T14:34:28Z

Au paragraphe 5) Décollements et gradient de vitesse (ou de pression), je lis :
...
En effet, par sa seule présence, un corps épais plongé dans un écoulement oblige les filets fluides à le contourner donc à parcourir un chemin nécessairement plus long dans un même laps de temps (sinon il y aurait accumulation), donc à le parcourir à une vitesse qui sera d'autant plus élevée que l'objet est épais.
...

J'ai déjà vu ailleurs cette explication de l'accélération de l'écoulement du au "chemin plus long à parcourir dans le même temps" et je la trouve pour le moins discutable sinon totalement fausse. La bonne explication selon moi tient dans la remarque entre parenthèses (sinon il y aurait accumulation) qui est en fait une référence a la loi de conservation des flux énoncée au début de l'exposé. L'écoulement accélère non pas parce que la distance est plus grande mais parce que la section est plus faible. Mettons ces deux explications concurrentes à l'épreuve d'une expérience discriminante : que se passe-t-il dans l'écoulement le long d'une plaque sans épaisseur (ou plutôt, disons, d'épaisseur négligeable) mais avec cambrure et corde parallèle à l'écoulement ? selon la théorie de la "distance plus grande à parcourir", la distance est plus grande aussi bien du côté concave que du côté convexe, donc il devrait y avoir accélération des 2 côtés. Selon la théorie de "conservation des flux", la section diminue du côté convexe, augmente du côté concave, donc l'écoulement doit accélérer du côté convexe, ralentir du côté concave. Que dit l'expérience ?

Merci pour votre commentaire.

Contournement du bord de fuite. Pour un profil, l'explication est un peu plus complexe et fait appel à une séquence d'évènements mis en évidence par Prandtl, à savoir :

Au démarrage de l'écoulement ou à la mise en incidence, on a affaire à un écoulement potentiel plan sans déflexion avec contournement du bord de fuite (BF) par l'écoulement.

Cet écoulement est impossible en permanence, car le bord de fuite à rayon nul engendrerait une accélération centripète de contournement très grande, voire infinie et donc une force "visqueuse" très importante, ce qui n'est pas possible. Cette zone s'enroule et se détache emportée par le fluide sous le nom de tourbillon libre. Le "vide" ainsi créé accroît la différence de pression statique sur l'extrados, entre le bord d'attaque BA et le bord de fuite BF, donc la vitesse d'écoulement et la différence de pression extrados-intrados donnant la portance, le tout s'accompagnant d'une déflexion de l'écoulement. Nous sommes bien en présence d'évènements imbriqués.
Cette différence de vitesses extrados-intrados est équivalente à un tourbillon lié à l'aile superposée à l'écoulement incident et d'intensité égale et opposée à celle du tourbillon libre : tout ceci entraîne une déflexion de l'écoulement ; une vitesse au niveau du bord de fuite égale à l'extrados et à l'intrados (effet utilisé pour le calcul de la portance sous le nom d'hypothèse de Joukowski).

Donc tourbillon lié, libre, différence de pression et vitesse sont les mêmes aspects du phénomène de génération de portance. Pour la plaque concave, c'est l'aspect déflexion (= changement de direction) de l'écoulement qui domine, donc la réaction sur la plaque et non le changement de vitesse. On voit d'ici la complexité des phénomènes imbriqués et les interactions possibles. Le tout est aussi lié par les sections des filets fluides.

RIBLET

Interaction — 2024-10-31T14:34:26Z

J'étudie actuellement les problèmes d'état de surface des avions. Je sais que les avions de ligne sont recouverts d'une peinture munie de stries. A quoi servent ces rayures ? (A recoller la couche limite ?) De plus, comment sont-elles orientées par rapport au sens de l'écoulement d'air ? Je vous remercie.
Salutations.
C.

Bonjour,
Il ne s'agit pas de peinture, mais d'un film plastique strié longitudinalement. Ces stries (appelées "riblet") sont microscopiques, et ne servent pas à recoller une couche limite décollée (phénomène macroscopique qui nécessite des turbulateurs qui peuvent dans certains cas avoir une dizaine de centimètres de hauteur !), mais à diminuer la production d'énergie turbulente dans la couche limite. En clair, l'écoulement est turbulent, mais moins agité que sans riblets.
Pour une explication plus rigoureuse, vous pouvez consulter le bouquin de turbulence de Chassaing (page 262).

Cette diminution de la production d'énergie turbulente tend à retarder la transition laminaire-turbulent de cette couche limite, et à gagner sur le coefficient de frottement qui est plus faible en laminaire qu'en turbulent.

Le problème qui se pose est celui de la maintenance de l'état de propreté de ces riblets car, vu leurs petites dimensions, un nettoyage courant a vite fait de les combler. L'autre problème est la masse apportée par ce film compte tenu des surfaces à couvrir, masse dont le transport n'est pas gratuit. Les gains en consommation étant marginaux et compensés (sinon surcompensé) par les pertes en masse à emporter, cette mode semble avoir rapidement passé.

Très cordialement

(PS : Merci à David Alfano pour ses explications complémentaires)
Pour en savoir plus :

Effet des parois rainurées (« riblets ») sur la structure d'une couche limite turbulente

Aircraft viscous drag reduction using riblets

ADAC

Interaction — 2024-10-31T14:34:23Z

Je passerai cette année des concours d'écoles d'ingénieur, et une des épreuves à l'oral (pompeusement appellée Travail d'Initiative Personnel Encadré) nous permet de faire un exposé sur un sujet presque libre. J'ai donc choisi de parler des avions à décollage et atterrissage court. J'ai quelques difficultés à me procurer des informations fiables. Je me permet donc de vous demander des tuyaux.
J'avoue que j'hésite à pousser la mécanique du vol au-delà du manuel de pilote, c'est à dire de sortir des explications simplistes (et fausses dans certains cas). Cependant je n'ai pas dans ma filière de cours de mécanique des fluides, et l'immersion ne me semble pas très aisée. Peut-être pouvez-vous me conseiller un ouvrage adapté ?
Je parle d'un certain nombre de dispositifs hypersustentateurs, mais je ne suis pas sûr d'avoir fait le tour. Existe t'il quelque chose en dehors des becs de bord d'attaque, volets, et ailes soufflées et du très particulier Varivol de Gérin ?
Je finis par deux exemples chocs : le Breguet 941S et le presque ULM Slepcev Storch. Y a t'il des stols plus performants ?

A notre connaissance, non. La raison en est simple : les phénomènes physiques mis en jeu pour créer la portance présentent nécessairement des limites qui, par principe, ne peuvent pas être franchies. Quand on en est loin, il est facile avec très peu de moyens d'obtenir un gain significatif (ex. : des volets simples) ; mais au fur et à mesure que l'on se rapproche de ces limites (volets doubles fente, à recul, etc...), les gains deviennent de plus en plus marginaux (phénomène de saturation), pour un investissement qui devient de plus en plus important (en complexité, en masse, en coût, en in-sécurité), comme par exemple avec les volets soufflés.
S'il s'agit de le faire avec une finalité qui dépasse la seule question aéronautique (cas de l'Etendard qui, s'il n'avait pas été muni d'un tel système, n'aurait pas pu être embarqué), la question peut être revue (d'autant que les budgets de l'époque semblaient, eux, être illimités !). Mais pour l'aviation légère, voire moins légère, la masse non négligeable qu'un tel système supplémentaire apporte, et l'accroissement de surface portante que cette sur-masse réclame pour être emporter, sur-compense très rapidement l'économie de surface qu'était sensé apporter cet artifice hypersustentateur.
Par ailleurs, d'élémentaires questions sécuritaires se posent d'emblée :
Que se passe-t-il en cas de carafe moteur ?
Le système fonctionne-t-il sur batterie ? Combien de temps ?
A quelle vitesse vais-je me poser en campagne puisque l'hypersustentation a disparue ?
Que se passe-t-il si la panne survient en approche alors que je vole déjà à une vitesse bien inférieure à la vitesse minimale de sustentation en lisse ?
Que se passe-t-il si la panne est asymétrique ?

Question:Existe-t'il des vidéos de Br 941 ?

La réponse :

Peut-être, mais nous n'en n'avons pas. (Si d'éventuels lecteurs en ont, qu'ils nous fassent signe, nous transmettrons).

Question : J'ai bien peur que la formule STOL, que je pense encore d'actualité - ne serait-ce pour les pays n'ayant pas de pistes luxueuses - ne soit plus ou moins enterrée. Les avions de transport militaires ne décollent pas sans 800 m de piste et seuls certains avions légers et ULM (et encore ...) semblent taillés pour l'aviation champêtre.

La réponse :

En fait l'aviation champêtre existe déjà, et elle est bien plus efficace que l'aviation des ailes soufflées : c'est celle des autogires...

Question : J'espère me tromper. Savez-vous si des recherches sont en cours dans ce domaine ? Il serait tout de même dommage qu'une technologie comme l'aile soufflée soit tout simplement perdue.F.

La réponse :

Il existe une technologie bien plus efficace que le soufflage des ailes, mais c'est une technologie de laboratoire.
Je pense à celle du tapis tournant (cylindre tournant au bord d'attaque entraînant une bande souple qui contourne la quasi-totalité du profil à une vitesse égale à la vitesse de vol).

Cette technologie permet de supprimer le frottement visqueux (puisqu'il n'y a plus de gradient de vitesse, la peau se déplaçant à la même vitesse que l'écoulement), et donc de supprimer tout décollement (l'écoulement est adhérent jusqu'à plus de 110 ° d'incidence !).
Mais est-ce que cela va amener beaucoup de Cz max ? Oui, en théorie, à condition que cela se fasse entre 2 cloisons, ou à condition que l'envergure tende vers l'infini ! Pourquoi ? Parce que l'aile (pour faire simple) ne fait que défléchir un tube de courant dont le diamètre est l'envergure, et qu'en bout de plume la surpression d'intrados s'empresse de compenser la dépression d'extrados, d'où les tourbillons marginaux dont l'importance croît avec la baisse de vitesse. Alors, bien sûr, on peut "gratter" un peu dans les coins du tube de courant pour le rendre moins rond...

Mais on ne le rendra jamais plus carré qu'un carré dont le côté a toujours pour dimension... l'envergure ! La potentialité de gain d'un dispositif hypersustentateur se situe donc approximativement dans la différence de surface entre un rond et un carré, l'extrémité du carré constituant une discontinuité (acceptable pour les mathématique, mais non pour la physique) que l'on peut, certes (et avec quels coûts !), approcher, mais jamais atteindre (asymptote).

La problématique est d'ailleurs la même que pour ceux qui tentent par moult dispositifs de diminuer ces tourbillons marginaux parce qu'ils sont responsables aussi de la traînée induite...
Cordialement.

METHODES SYNTHETIQUES & METHODES ANALYTIQUES

Interaction — 2024-10-31T14:34:22Z

Alors, voila briêvement, je suis ingénieur aéro-elasticien, mais ma passion c'est plutôt les petites machines rapides, ou tout du moins efficaces, et l'industrie lourde des gros porteurs, ça roupille beaucoup trop à mon goût, bref c'est pas de ce côté qu'il faut chercher l'innovation.
Si j'avais eu vent de votre stage de conception "avions légers", j'y aurait participé avec grand plaisir, mais je viens just de découvrir votre association, et je me pose une question, qui a l'air fondamentale à vos yeux :
Je ne cerne pas bien ce que vous appelez "methodes synthétiques" en regard des methodes analytiques (que vous jugez "classiques")....

Pour faire simple : avec les méthodes analytiques, vous fixez 9 paramètres et vous calculez le 10 ème, avec une méthode synthétique, vous fixez 1 paramètre, et en fonction des exigences du cahier des charges (masse à transporter, vitesse, distance franchissable), vous calculez les 9 autres... Evidemment, comme peu de choses sont connues, nous fixons des paramètres plausibles (issus des statistiques), et nous procédons par itérations successives. La méthode constitue l'inélégance par excellence pour les puristes mathématiciens, mais la méthode marche, elle est compréhensible par le quidam moyen (qui veut résoudre un problème pratique et qui s'en fout de la méthode : lui, à terme, il veut voler) et, autre avantage, elle est autocorrectrice : 2 choses l'une : soit il y a une réponse au problème et les itérations font que tous les paramètres convergent vers leur valeur finale, soit il n'y a pas de solution et les paramètres divergent : il faut donc modifier les conditions de départ, ou modifier le cahier des charges. Nous, nous faisons cela sur le papier, d'autres le font sur objet (il faut se remémorer l'aventure ATL de chez Robin dont la première itération sur objet était : 195 kg à vide et 43 cv, et la dernière itération : 340 kg, et 85 cv... toujours insuffisants)

Question de F.M :... J'ai pour ma part travaillé avec des méthodes anglo-saxonnes assez décevantes type "Raymer, Roskam, Torenbeek", du nom de leurs auteurs, qui sont des bibles dans l'industrie (surtout le monde anglo-saxon), mais qui ne permettent au final au mieux que d'égaler ce qui se fait de plus performant, mais certainement pas de progresser....

La réponse :

On peut qualifier l'aérodynamique (subsonique s'entend) comme une "science close". Tout ou presque, est déjà connu. Tout ou presque a déjà été testé, et les anciens étaient certainement moins manchots que les modernes qui semblent être handicapés par la technologie censée les aider, une technologie qui permet, certes, de formidables performances en terme de rapidité, mais qui a la fâcheuse tendance à rendre la pensée visqueuse... La roue existe, inutile donc de la réinventer. En revanche, il y aurait de gros efforts à faire en termes d'adaptation (des moyens aux fins), et d'optimisation qui n'est certainement pas une maximisation d'un paramètre comme l'entend le sens commun (pendant que les autres paramètres dérivent...), mais au contraire la recherche de la constellation des valeurs pour les paramètres, qui permettent, ensembles, de donner le résultat le mieux adapté au cahier des charges initial. Le progrès aérodynamique n'est donc pas illimité ! Au contraire, et cette limite est asymptotique : on pourra toujours s'en rapprocher d'une quantité, d'abord de plus en plus petite, nécessairement ; ensuite on pourra le faire pour un coût qui, lui, est exponentiel. Le tout est de savoir à quel prix on fixera la limite de l'acceptable économique.

Question de F.M :...En fait je ne suis même pas arrivé par ces méthodes à redéfinir un avion type MC-100 ou MCR-01 VLA (je pensais "étalonner" les formules d'estimation statistiques avec ce type d'avion, sans succès). J'avais dans l'idée de dessiner un jet de sport autour de 2 DGEN de Price-Induction, mais je suis arrivé assez rapidement aux même conclusions que votre étude sur la propulsion "on-line", c'est-à-dire que la poussée de ces moteurs n'est vraiment pas suffisante (si jamais ils voient le jour) pour garantir une vitesse de croisière qui donnerait une consommation au kilomètre raisonnable (en dessous de 250 noeuds, ça ne semble pas valoir le coup). Quant au budget pour le réaliser.......
Votre site ne fait d'ailleurs pas mention de vos activités en dehors du stage annuel et on en sait assez peu sur votre association au final (on a envie d'en savoir plus !).

La réponse :

Nous sommes tous des bénévoles, dispersés qui plus est sur tout le territoire national, ce qui ne simplifie pas les choses. Chacun bidouille donc dans son coin, selon ses potentialités dont la première est le temps. Le moment fort est évidemment notre stage de juillet où quantité d'anciens membres reviennent, soit pour rafraîchir leurs connaissances ou pour dépasser leur acquis, soit pour faire profiter les autres de leurs réflexions, mais tous reviennent surtout pour le plaisir de partager intensément une passion commune qui ne se limite pas seulement à voler.

DISTINCTION DES SURFACES DE TRAINEES

Interaction — 2024-10-31T14:34:20Z

Lorsque l'on s'interesse au détail des traînée, comment fait on pour séparer les cfe de surfaces portantes et les cfe de surfaces non portantes ?

Les Cfe des surfaces portantes s'extraient des données de profils que l'on trouve dans les catalogues de profils... Si un profil donne un Cx de 0,006 c'est que son Cfe est de 3/1000 puisque la surface mouillée projetée d'un profil est égale à 2 fois sa surface en plan... Non ?
Le Cfe du fuselage (et de tout le reste) n'est donc plus qu'une différence (pondérée des surfaces mouillées projetées respectives) entre Cfe global et Cfe surfaces portantes. Cela suppose évidemment que l'on connaisse le profil utilisé, mais une fois faite la distinction entre profils laminaires et non-laminaires, les différences ne sont pas énormes... Cela suppose aussi que l'on inclut les traînées supplémentaires des guignols de volets, etc... dans le Cfe des surfaces non portantes, ce qui n'est pas très gênant. Reste, en revanche les traînées dues à l'existence de fuites au niveau des volets et qui intéressent un pourcentage non négligeable de l'envergure. Mais comme dit : nous nous intéressons aux avions bien faits, pas aux loupés !