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Chapitre

Aérodynamique de l’aile et de l’avion

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- Volets

- Surfaces portantes :

Trailing-Edge Flaps

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4

Basic Wing Section

Wing with Flap

CL

Basic Wing Section

Wing with Flap

CL

CD

Lift and Drag Coefficient Curves for Wings with Flaps

5

6

 

Effect of Leading-Edge Flaps and Boundary Layer Control on Lift Coefficient Curves

Basic Wing Section

Wing with Leading-Edge Flap or Slat or Boundary Layer Control

CL

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8

Estimation de l’accroissement de Clmax avec les volets: puisque les volets en général changent L=0 main non la pente Clleur effet est un

accroissement de l’angle absolue utile.Au décollage on utilise une ouverture partielle des volets alors qu’à l’atterrissage l’ouverture est complète. Si les données du profil avec les volets ne sont pas disponibles, en première approximation on prend un incrément de 10 degrés au décollage et de 15 à l’atterrissage.

Flap Flap

Fla

pped

Are

a Flapped Area

h.l.

a af

h lD

S

S

2cos . .

CL aCL no flapmax ( ) CLmax

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Effets de la flèche:

Avantages:-Réduit le nombre de Mach local par rapport à une aile droite , M cos( donc permet d’augmenter le Mach critique.

- Réduit l’épaisseur relative vue par l’écoulement par rapport à une aile droite (figure Clmax =f(t/c) de Raymer). -Améliore la stabilité aéroélastique

Inconvénients: - réduit Cl et l’efficacité aérodynamique (finesse)L/D!!

)

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1 m1 m

LE = 45o

V

c (swept wing) = c (unswept wing) / cos LE

Mcrit = 1.0 - cos0.6 .25c (1.0 - Mcrit (unswept) )

t

cmax

swept wing

( )

t

cmax

unswept wing

( )

= (cos LE )

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12

13

• On peut utiliser la formule de déjà vue ou la formule semi-empirique pour l’aile et le fuselage (voir Raymer) en subsonique

Avec,

= la flèche de l’aile au maximum de l’épaisseur

= surface de référence – surface couverte par le fuselage

= facteur de portance du fuselage = d le diamètre du fuselage= il est augmenté pour tenir compte des «winglets»

LC

F

S

S

tan1AR42

AR2C

réf

oséeexp

2

2tmax

2

22L

2lc

tmax

oséeexpS

F

2

b

d107,1

AR AR2,1AReff

21 M

4.5 )Portance de l’avion au complet

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. Surfaces horizontales de stabilisation

Comme première approximation il suffit de les traiter comme des ailes supplémentaires

Upwash Downwash

C C C CL whole aircraft L ing body L due to horizontal tail L due to canard ( ) ( ) ( ) ( ) w strake

CL ( )due to horizontal tail CL t

1

S

St

15

21 10 3

71

0 725

o C

AR

c

l

z

bL avg

h

h .

zh

lh

.25 croot

.25 croot

lc

.25 croot

cavg est la corde géométrique moyenne de l’aile

avec son effilement

 Pour le canard CL ( )due to canardCL c 1

uS

Sc

u c

AR

ARl

c

03 0330 31 04 6 1 7

. ... .

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(a) Internally Blown Flap

(b) Externally Blown Flap

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(c) Upper-Surface Blowing

(d) Vectored Thrust

Four Powered Lift Configurations

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- Position de l’aile

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20

21

22

Dièdre :

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- Bouts des ailes :

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- Les queues:

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27

- Sortie de vrille :

28

- Géométrie de la queue :

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4.7 )Traînée totale pour tout l’avion

eo : efficacité de Oswald

ilitécompressib

Dwave

induite

L22L1

parasite

DOD CCKCKCC

2oLLL

L122

o1

CC

CK2K,0K

ARe

1K

Dmin

Dmin

0

0.05

0.1

0.15

0.2

0.25

0.3

-1 -0.5 0 0.5 1 1.5

CD = 0.02 + 0.15 CL2

CL

CD = 0.0335 + 0.15 CL2 - 0.09 CL

CD

CLminD = 0.3

Traînée parasite:traînée indépendante de la portance (friction, pression) Traînée induite: vortex des bouts d’aile, séparation due à l’angle d’attaque, interactions entre la l’aile et l’empennage …

1.3))(cos045.01(61.4 15.068.0 LEo ARe

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Type C fe

Jet Bomber and Civil Transport 0.0030

Military Jet Transport 0.0035

Air Force Jet Fighter 0.0035

Carrier-Based Navy Jet Fighter 0.0040

Supersonic Cruise Aircraft 0.0025

Light Single Propeller Aircraft 0.0055

Light Twin Propeller Aircraft 0.0045

Propeller Seaplane 0.0065

Jet Seaplane 0.0040

Un avion subsonique conçu possède une traînée dominée par la friction

plus une petite partie due à la séparation.

Coefficient de friction équivalent pour tout l’avion

ref

wetfeD

SSCC min

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Cfe peut être estimé par des données statistiques ou calculé composante par composante :

PLDDmisc

ref

wetcfcD CC

SFFSCC &min

C C k CD D Lo min minD 1

2

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Pour une plaque plane :

et

èreminlarégimeenR

328,1C

e

f

turbulentrégimeenM144,01ReLog

455,0C 65,0258,2

10

f

avec Re le nombre de Reynolds

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Traînée en supersonique: règle de la surface

0

0.2

0.4

0.6

0.8

1

1.2

0 0.2 0.4 0.6 0.8 1

Axial Distance, x/l

Cro

ss-S

ecti

on

al A

rea,

A/A

max

CS

A

lDmax

wave

4 52

.

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Wasp Waist

Area Distribution. Amax = 41 ft2Area Distribution. Amax = 45 ft2

Note: Both aircraft have the same internal volume 

Figure 4.33 Area Ruling of the T-38 Fuselage (Brandt collection)