Aérodynamique

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L'aérodynamique est une branche de la dynamique des fluides qui porte principalement sur la compréhension et l'analyse des écoulements d'air, ainsi qu'éventuellement sur leurs effets sur des éléments solides qu’ils environnent. L'aérodynamisme (terme non scientifique) qualifie l'apparence d'un corps en mouvement dans l’air et sa résistance à l'avancement.

L'aérodynamique s'applique aux véhicules en mouvement dans l'air (aérodynes, automobiles, trains), aux systèmes de propulsion (hélices, rotors, turbines, turboréacteurs), aux installations fixes dans un air en mouvement subissant les effets du vent (bâtiments, tours, ponts) ou destinés à la production d'énergie (éoliennes), aux systèmes mécaniques transformant une énergie aérodynamique en énergie mécanique et vice-versa (turbines, compresseurs).

Exemple de test aérodynamique sur une voiture, ici une Ford Flex.
Quelques profils et leur trainée aérodynamique
aérodynamique de deux formes de carrosseries

Types d’aérodynamique[modifier | modifier le code]

Le champ d’études peut se subdiviser en aérodynamique incompressible et compressible en fonction du nombre de Mach, c'est-à-dire en fonction du rapport entre la vitesse de l'écoulement et celle du son.

  • L’aérodynamique incompressible concerne les écoulements pour lesquels le nombre de Mach est inférieur à 0,3 environ, ce qui autorise certaines hypothèses simplificatrices.
  • L’aérodynamique compressible quant à elle se subdivise en aérodynamique  :

Modèle mathématique[modifier | modifier le code]

L'aérodynamique est une science qui fait partie de la mécanique des fluides, appliquée au cas particulier de l'air. À ce titre, les modèles mathématiques qui s'appliquent sont :

Efforts aérodynamiques[modifier | modifier le code]

Forces[modifier | modifier le code]

Le champ de pression s'exerçant sur un obstacle induit globalement un torseur d'efforts où l'on considère généralement :

une force de traînée 
Fx, parallèle à la direction moyenne de l'écoulement ;
une force de dérive 
Fy, perpendiculaire à la direction moyenne de l'écoulement, dans le plan horizontal ;
une force de portance 
Fz, perpendiculaire à la direction moyenne de l'écoulement, dans le plan vertical.

L'expression de la force est de la forme générale :

F = q \times S \times C

q étant la pression dynamique, q = \frac12 \times \rho V^2

d'où : F = \frac12 \times \rho \times V^2\times S \times C

\rho (rhô) = masse volumique de l'air (\rho varie avec la température et la pression) ;

Surface de référence[modifier | modifier le code]

Définition de la surface de référence :

  • pour une surface portante généralement bien profilée, S est la surface projetée dans le plan horizontal (ou dans le plan vertical pour un empennage vertical ou une dérive),
  • pour un objet à forte traînée de forme (traînée de pression) comme une automobile, dont le Cx est 5 à 8 fois celui d'un fuselage d'avion[réf. souhaitée], on utilise plutôt le maître-couple ou la surface frontale[Note 1],
  • pour un objet à faible traînée de forme comme un fuselage d'avion, on utilise le maître-couple (la surface frontale) ou la surface mouillée.

Coefficients[modifier | modifier le code]

Les coefficients aérodynamiques sont des coefficients adimensionnels servant à quantifier les forces en x, y, z :

Dans la littérature anglo-saxonne le coefficient Cx est désigné par Cd (drag) et Cz par Cl (lift) la portance. Dans la littérature allemande, Cx et Cz sont désignés respectivement par Cw (Widerstand) et Ca (Achsauftrieb). Les coefficients Cx, Cy et Cz sont sans dimension (ils n'ont pas d’unité).

Les forces étant calculées ou mesurées expérimentalement (en soufflerie), les coefficients sont déterminés en posant C = \frac{F}{q\times S}

C_{x,y,z} = \frac{F_{x,y,z}} {\frac{1}{2} \times \rho \times V^2\times S}

avec :

  • S : surface de référence
  • V : vitesse relative du vent.

La traînée[modifier | modifier le code]

Le coefficient de traînée est le rapport : traînée / (surface de référence x pression dynamique).

En aviation, le coefficient de résistance est désigné par le coefficient de traînée, rapporté dans le cas de l'aile à sa surface projetée. La traînée totale est la somme de la traînée parasite (non liée à la portance) et de la traînée induite par la portance. On peut quantifier la traînée totale :

  • par un coefficient global rapporté à la surface projetée de l'aile ou à la surface mouillée totale de l'avion,
  • par une "surface de traînée équivalente" ou "surface de plaque plane" qui aurait un Cx = 1. C'est l'équivalent du produit S.Cx pour une automobile :

En aérodynamique automobile, connaître le Cx n’est pas suffisant, il est nécessaire de connaître aussi la surface frontale du véhicule. Dans un bilan de traînées comparées, on utilise le produit S . Cx. On obtient une "surface de traînée" équivalente qui aurait un Cx = 1[Note 2].

  • la force de traînée est : \overrightarrow{F_x} = \overrightarrow{q} \times S \times C_{x} = \frac{1}{2} \times \rho_{air} \times \overrightarrow{V^2} \times S \times Cx
    ρair : masse volumique de l’air (1,225 kg/m3 à 15°C au niveau de la mer)[1]
    V  : vitesse de déplacement (en m/s)
    S  : surface de référence (surface projetée, surface mouillée, maître couple)
    Cx  : coefficient de traînée
  • L'équation fondamentale \overrightarrow{F} = m\overrightarrow{a} permet de calculer cette force de traînée :

la masse d'air concernée est (à un coefficient caractéristique près) : m = \rho_{air}\times S \times V \times T
l'accélération est (à un autre coefficient caractéristique près) : a = \frac{1}{2} \times \frac{V}{T}
La force de traînée est : F_x = \frac{1}{2} \times \rho_{air}\times V^2\times S \times C_x

La portance[modifier | modifier le code]

L’équation de la portance est similaire à celle de la traînée avec Cx remplacé par Cz ou bien Cy pour une portance latérale, d'où :

F=\frac12 \times \rho \times V^2 \times S  \times C_z

Rapport Portance / Traînée[modifier | modifier le code]

La finesse d'une aile est définie par son rapport portance/traînée Cz / Cx.

Bilan des traînées et Puissance de vol[modifier | modifier le code]

Nous considérerons ici seulement l’aérodynamique en régime subsonique à petit Nombre de Mach (avec peu ou pas d'effets dus à la compressibilité de l'air). La connaissance des forces agissant sur un avion permet d’en déduire le comportement dans les différentes phases du vol.

La traînée totale[modifier | modifier le code]

En aérodynamique, il est d’usage de décomposer la traînée totale d’un avion en trois grandes catégories :

  1. la traînée induite (par la portance)
  2. la traînée parasite que l’on décompose elle-même en :
    • traînée de frottement
    • traînée de forme ou traînée de pression
    • traînée d’interférence
  3. la traînée de compressibilité, ou traînée d'onde.

Cette multiplicité de dénomination est un découpage analytique visant à mettre en avant la contribution à la traînée de tel ou tel phénomène aérodynamique. Par exemple, la traînée induite renvoie à l'énergie induite par la portance de l'aile. La traînée d'onde renvoie à l'énergie dissipée au niveau de l'onde de choc.

En conséquence, Il convient de garder en mémoire qu'en termes physiques, seuls deux mécanismes contribuent à la traînée : le bilan de pression et le frottement pariétal (tangentiel). Ainsi, si on considère un élément de surface élémentaire de l'avion  dS au point  M muni d'une normale \tilde{n} et d'une tangente \tilde{t}, l'effort élémentaire sur cette surface s'écrit :

\tilde{F}= (p(M) \tilde{n} + T_{w}\tilde{t}) dS

On voit que si on connaît en tout point de la surface de l'avion la pression p(M) et le frottement T_{w}(M), on est en mesure d'exprimer l'ensemble des efforts aérodynamiques s'exerçant sur celui-ci. Pour ce faire, il suffit d'intégrer \tilde{F} sur toute la surface de l'avion. En particulier, la traînée s'obtient en projetant \tilde{F} sur un vecteur unitaire \tilde{u} opposé à la vitesse de l'avion. On obtient alors :

F=\int_{S}\tilde{F}.\tilde{u}=\int_{S} p(M)\tilde{n}.\tilde{u}dS + \int_{S} T_{w}\tilde{t}.\tilde{u}dS

Dans cette expression de la traînée, le premier terme donne la contribution de la pression. C'est dans ce terme qu'intervient, via une altération du champ de pression, la traînée induite et la traînée d'onde. Le seconde terme regroupe la traînée de frottement, due au phénomène de couche limite liée à la viscosité de l'air.

Traînée induite[modifier | modifier le code]

L'expression complète est traînée induite par la portance. Elle est causée par tout ce qui crée de la portance, proportionnelle au carré du coefficient de portance (Cz en français, Cl en anglais), et inversement proportionnelle à l'allongement effectif[Note 3] de l'aile. La traînée induite minimale est obtenue en théorie par une distribution de portance en envergure de forme elliptique. Cette distribution est obtenue en jouant sur la forme en plan de l'aile et sur son vrillage (variation du calage des profils en envergure).

Calcul de la résistance induite Ri :

R_i = \frac{1}{2} \rho  V^2  S C_i

avec S surface de référence et Ci coefficient de traînée induite :

C_i = C_z^2 / ( \pi \lambda e)

avec λ = allongement effectif de l'aile (allongement géométrique corrigé) et e = Oswald factor, inférieur à 1 (valeur variable, environ 0,75 à 0.85), pour tenir compte d'une répartition de portance en envergure non optimale.

La traînée induite est maximale à Cz élevé, donc à basse vitesse et/ou à haute altitude (jusqu’à plus de 50 % de la traînée totale). Le mécanisme de la traînée induite a été théorisé par Ludwig Prandtl (1918) de la manière suivante : Pour avoir une portance, il faut une surpression relative à l’intrados de l’aile et/ou une dépression relative à l’extrados de l’aile. Sous l'effet de cette différence de pression, l’air passe directement de l’intrados à l’extrados en contournant l'extrémité de l'aile. Il en résulte que, sous l’intrados, le flux d’air général se trouve dévié latéralement vers l’extrémité de l’aile, et que sur l’extrados le flux d’air se trouve dévié vers le centre de l’aile. Lorsque les flux respectifs de l’intrados et de l’extrados finissent par se rejoindre au bord de fuite de l’aile, leurs directions divergent, ce qui cause à la fois la traînée induite et des tourbillons en arrière du bord de fuite.[réf. souhaitée]

La puissance de ces tourbillons est maximale à l’extrémité de l’aile (tourbillons marginaux). L'énergie invisible contenue dans ces masses d'air en rotation constitue un danger pour la navigation aérienne. Elle impose une distance de séparation minimale entre avions, spécialement pour des avions légers suivant des avions de ligne.

La traînée induite est une composante importante de la traînée totale, notamment aux basses vitesses (forts coefficients de portance, et de même pour les voiles de bateaux). Réduire la traînée induite à une vitesse donnée suppose de diminuer le Cz de vol (diminuer la charge alaire), augmenter l'allongement effectif et répartir la portance en envergure de façon optimale (répartition elliptique).

Pour diminuer la traînée induite :

  • les planeurs ont des ailes à grand allongement,
  • les extrémités d’ailes d'avions de ligne peuvent porter des ailettes ou winglets qui augmentent l'allongement effectif et peuvent récupérer une partie de l’énergie du tourbillon marginal (vortex).
  • les avions rapides ont des ailes dont la forme en plan et le vrillage des profils donnent une répartition de portance proche de l'ellipse :
    • soit un trapèze d'effilement voisin de 0.5. Les avions de ligne qui volent à Mach élevé (0.85) présentent un effilement supérieur, de l'ordre de 0.3, à cause de l'angle de flèche des ailes (environ 25-30°) qui a pour effet de surcharger les extrémités de la voilure.
    • soit une ellipse comme l'aile du Spitfire. Il semble néanmoins que le plan en ellipse n'amène pas davantage vraiment significatif ; il n'a pas été repris depuis.

Traînée de frottement[modifier | modifier le code]

Dans l’écoulement d’un fluide sur une surface on constate au voisinage immédiat de la surface un ralentissement du fluide. L’épaisseur où le fluide est ralenti s’appelle la couche limite. Dans la couche limite les molécules d'air sont ralenties, ce qui se traduit en une perte d'énergie qui doit être compensée par l’énergie fournie par la propulsion de l’avion.

Nombre de Reynolds (à développer) \text{Re} = \frac{V L}\nu avec

V : vitesse en m/s
L : longueur du corps ou corde du profil en m,
\nu : viscosité cinématique du fluide (varie avec la température, environ 15.6 10-6 à 25 °C).

Traînée de forme[modifier | modifier le code]

La résistance aérodynamique d’un objet dépend de sa forme. Si l’on compare un plan perpendiculaire à l'écoulement à une sphère et à une forme en goutte d’eau, on constate que la sphère présente 50 % de la résistance du plan, et la goutte d’eau à peine 5 % de la résistance du plan. La traînée de forme est minimale quand l'écoulement n'est pas décroché. Les variations de section brutales du corps amènent des décollements, de la turbulence et donc de la traînée. Afin de réduire les décollements et la turbulence, il faut "profiler" le corps.

Traînée de profil[modifier | modifier le code]

Le coefficient de traînée d'un profil, valable pour une incidence, un allongement, un Nombre de Reynolds et un état de surface (rugosité) donnés, est la somme de la traînée de frottement et de la traînée de forme (décollements). Un corps bien profilé a une composante de traînée de forme nettement plus faible que sa traînée de frottement; son coefficient de traînée est alors rapporté à sa surface mouillée ou à sa surface en plan. Les avions les mieux profilés (les planeurs) ont un coefficient de traînée global rapporté à leur surface mouillée à peine supérieur au coefficient de frottement d'une plaque plane de même surface.
Un corps mal profilé a une composante de traînée de forme nettement plus forte que sa traînée de frottement; son coefficient de traînée Cx est alors rapporté à sa surface frontale S (le produit S.Cx donnant la "surface de traînée" en automobile).

Traînée d’interférence[modifier | modifier le code]

La distribution de portance en envergure est localement perturbée par la présence du fuselage ou des nacelles moteurs. Elle présente en général des pics (aux emplantures d'ailes) et un creux (au niveau du fuselage, entre ces deux pics).

Traînée de compressibilité[modifier | modifier le code]

C'est une traînée rencontrée lorsque la vitesse d'écoulement impose une variation de densité au fluide, comme les ondes de chocs en aérodynamique transsonique et supersonique.

La puissance totale de vol[modifier | modifier le code]

La puissance de vol est le produit de la somme des traînées par la vitesse :

P = R_{tot} V

La traînée totale étant :

R_{tot}  = q \times S \times C_x

avec la pression dynamique :

q  = \frac{1}{2} \times \rho_{air}\times V^2

La puissance résistante (l'énergie dépensée par unité de temps) est :

P = R_{tot} \times V = \frac{1}{2} \times \rho_{air}\times V^3 \times S \times C_x

avec P en watts, Rtot en newtons et V en m/s,
rho_air étant la masse volumique de l'air en kg/m3
Cx étant le coefficient de traînée totale rapporté à la surface portante S en m²

Puissance minimale de vol[modifier | modifier le code]

La traînée de frottement varie (et augmente) à peu de choses près (influence du Reynolds) avec le carré de la vitesse. Par contre la traînée induite diminue avec la vitesse et tend vers zéro à très grande vitesse. Il existe une vitesse, supérieure à la vitesse de décrochage mais inférieure à la vitesse de finesse max, où la puissance de vol est minimale. Cette vitesse est celle du taux de chute minimum pour un planeur.

Les termes de l’aérodynamique de l’aile[modifier | modifier le code]

Termes géométriques[modifier | modifier le code]

Allongement 
L’allongement d'une surface portante, sur un aérodyne à voilure fixe (non tournante), est le rapport entre l’envergure et la "corde moyenne" ; c'est aussi le rapport du carré de l'envergure à la surface. C’est une caractéristique essentielle pour la finesse. Plus l’allongement est grand, plus la finesse de l’aile est grande (plus l’angle de plané est faible). La pente de portance dépend de l'allongement.
Angle de calage 
Angle formé par la corde de l’aile et l’axe de référence du fuselage.
Angle d’incidence 
Angle formé par la corde de profil de l’aile et le vecteur vitesse, aussi appelé angle d’attaque.
Bord d’attaque 
Dans le sens de l'écoulement, c'est la partie avant du profil. Il est généralement de forme arrondie, de rayon plus important sur les machines subsoniques et plus fin sur les machines supersoniques.
Bord de fuite 
Dans le sens de l'écoulement, c'est la partie arrière et amincie du profil.
Corde de profil 
c'est la droite reliant le bord d’attaque au bord de fuite (voir aussi profil (aéronautique)).
Dièdre 
voir dièdre (avion)
Effilement 
c'est le rapport de la corde d'extrémité sur la corde d'emplanture; il peut être égal à 1 (aile dite "à corde constante") ou inférieur à 1 (aile trapézoïdale "effilée").
Emplanture 
Partie de l’aile en contact avec le fuselage.
Envergure 
Distance entre les deux bouts d’aile.
Épaisseur relative 
Rapport de l'épaisseur (distance maximum entre intrados et extrados) à la corde du profil.
Extrados 
Surface supérieure de l’aile ou du profil.
Intrados 
Surface inférieure de l’aile ou du profil.
Hypersustentateurs 
Les dispositifs hypersustentateurs sont le plus souvent des surfaces mobiles dont la fonction est de modifier la courbure de profil de l’aile afin d’en augmenter la portance. Ils sont généralement constitués de becs de bord d’attaque et de volets de courbure disposés au bord de fuite. Le bec de bord d’attaque prolonge vers l’avant et vers le bas la courbure du profil pour augmenter l'incidence maximale et donc la portance maximale du profil. Les volets de courbure sont braqués vers le bas pour augmenter la portance, mais cela augmente aussi la traînée aérodynamique (cet effet de freinage est recherché à l'atterrissage, mais pas au décollage). Ils sont utilisés pour les phases de vol à basse vitesse (décollage, atterrissage, ravitaillement en vol d'un chasseur à réaction supersonique par un avion ravitailleur subsonique). Les volets de courbure sont parfois braqués vers le haut à vitesse élevée pour réduire et adapter la cambrure (courbure) du profil au Cz de vol, ce qui réduit légèrement la traînée (planeurs).
Il existe d'autres dispositifs hypersustentateurs faisant appel au contrôle de l'écoulement : soufflage, aspiration de la couche limite. Le souffle des hélices augmente de façon très importante la portance des surfaces placées derrière elles.
Profil 
voir profil (aéronautique).
Saumon 
Carénage de forme variable, le plus souvent arrondi, disposé à l'extrémité de l’aile. Une aile peut cependant être coupée net, sans présenter de saumon.
Surface alaire 
C’est la surface projetée de l’aile dans le plan horizontal, y compris la surface incluse dans le fuselage.
Winglet 
Ce sont des extensions généralement verticales fixées à l’extrémité de l’aile dans le but d’augmenter l'envergure efficace de l’aile (et donc son allongement effectif) pour diminuer la traînée induite par la portance. Correctement installés, les winglets peuvent récupérer une partie de l'énergie dissipée dans les tourbillons marginaux.

Termes aérodynamiques[modifier | modifier le code]

Angle de plané 
Angle compris entre l’horizontale et la trajectoire (descendante).
Couche limite 
Couche d’air au contact de la surface de l’aile. Les particules au voisinage immédiat de l’aile sont dotées d’une vitesse propre inférieure à celles situées dans la couche plus externe. Des études récentes (référence?) montrent que dans ce cadre la traînée aérodynamique d'une surface très finement striée peut être inférieure à celle d'une surface lisse.
Décrochage du profil
Lorsque, à vitesse constante du fluide on accroît la valeur de l'angle d'incidence, la portance générée par le profil augmente, passe par un maximum (entre 15 et 18 degrés, approx.) et diminue plus ou moins brutalement. Les caractéristiques de ce phénomène dépendent du profil considéré, de l'allongement de la surface et des conditions de l'écoulement (nombre de Reynolds, nombre de Mach, état de la couche-limite).
Décrochage de l'aile 
Le décrochage commence localement à l'endroit le plus chargé aérodynamiquement, et s'étend plus ou moins brusquement à toute la surface de l'aile. L'asymétrie du décrochage (qui peut amener une perte de contrôle en roulis) est plus dangereuse que le décrochage lui-même.
Finesse 
Rapport entre la portance et la traînée. C'est aussi le rapport de la vitesse horizontale sur la vitesse de chute : pour un appareil volant à 180 km/h (soit 50 m/s) et une vitesse de chute de 5 m/s la valeur du rapport est de 10. C'est aussi le rapport entre la distance parcourue et la perte d'altitude : pour une finesse de 10, quand l'avion parcourt 10 m, il descend de 1 m. La finesse maximale ne dépend pas du poids mais du coefficient de portance et donc de l'incidence de l’aile. La vitesse de finesse maximale augmente avec le poids pour un même avion.
Moments aérodynamiques 
Ce sont les couples qui s’appliquent sur les trois axes d'un aéronef. On distingue les moments de tangage, de roulis et de lacet.
Nombre de Reynolds 
Nombre sans dimension représentant le ratio entre les forces d'inerties et les forces visqueuses. Pour une viscosité et une géométrie données il sert à déterminer la transition théorique entre un écoulement laminaire et un écoulement turbulent.
Étude de la NASA sur les tourbillons créés par les extrémités de voilure qui a montré l'évolution de nuages de fumées dans le sillage d'un avion, illustrant ainsi leur taille et leur puissance.
Portance 
Force perpendiculaire au flux de l’air et orientée vers l’extrados (surface extérieure de l’aile située sur le dessus). Pour comprendre la portance, il faut se remémorer nos cours de physique newtonienne. Tout corps au repos reste au repos, et tout corps animé d’un mouvement continu rectiligne conserve cette quantité de mouvement jusqu’à ce qu’il soit soumis à l’application d’une force extérieure. Si l’on observe une déviation dans le flux de l’air, ou si l’air à l’origine au repos est accéléré, alors une force y a été imprimée. La physique newtonienne stipule que pour chaque action il existe une réaction opposée de force égale. Ainsi, pour générer une portance, l’aile doit créer une action sur l’air qui génère une réaction appelée portance. Cette portance est égale à la modification de la quantité de mouvement de l’air qu’elle dévie vers le bas. La quantité de mouvement est le produit de la masse par la vitesse. La portance d’une aile est donc proportionnelle à la quantité d’air dévié vers le bas multipliée par la vitesse verticale de cet air. Pour obtenir plus de portance, l’aile peut soit dévier plus d’air, soit augmenter la vitesse verticale de cet air. Cette vitesse verticale derrière l’aile est le flux descendant.
Tourbillon marginal 
Tourbillon présent à l'extrémité d'une surface portante, généré par la différence de pression entre l’intrados et l’extrados. Ce tourbillon peut être très marqué dans le cas d'une aile à faible allongement et à forte incidence (aile delta, Concorde au décollage). Une partie de l'énergie dissipée dans ce tourbillon peut être récupérée en prolongeant l'aile par des ailettes spécifiques appelées winglets.
Traînée 
La traînée aérodynamique est la résultante des forces qui s’opposent au mouvement d’un mobile dans un gaz; c’est la résistance à l’avancement. Elle s’exerce dans la direction opposée à la vitesse du mobile et s’accroît avec le carré de la vitesse, excepté pour la composante de traînée induite par la portance qui diminue avec la vitesse.
  • Ordre de grandeur : la traînée aérodynamique est de l'ordre de :
    2 à 3 % de la portance pour un planeur de compétition (finesse 50),
    5 % pour un avion de ligne récent ou pour un moto-planeur (finesse 20),
    7 à 12 % pour un avion léger (finesse 14 à 8),
    12 % jusqu'à 20 à 25 % pour une machine à faible allongement (Concorde) ou peu profilée (ULM pendulaire).

À vitesse constante, la traînée est équilibrée par une force propulsive (avion à moteur) ou par une perte d’énergie potentielle (perte d'altitude dans le cas d'un planeur).

Actions du vent sur les ouvrages[modifier | modifier le code]

Plus le vent relatif est fort, plus une force de pression va s'exercer sur les ouvrages et les matériaux composants l'avion. Des termes correctifs sont donc à inscrire dans les équations de paramètres, dans la mesure où le vent ne brise aucun matériel.[évasif]

Aérodynamique en soufflerie[modifier | modifier le code]

Voir Soufflerie

Aérodynamique numérique[modifier | modifier le code]

Les essais en soufflerie sont le plus souvent inaccessibles aux particuliers de par leur coût très élevé. Depuis les années 1980, plusieurs logiciels ont été développés permettant de traiter numériquement l'aérodynamique de corps fuselés (en écoulement peu ou pas décollé) et sont maintenant disponibles sur Internet. La puissance de calcul croissante des ordinateurs personnels depuis les années 1990 a rendu la plupart de ces logiciels facilement exploitables, avec des temps de calcul très courts.

Bibliothèque de profils[modifier | modifier le code]

Il existe un très grand nombre de profils, généralement classés par famille, comme les profils NACA. On trouve la plupart de ces profils, avec leurs coordonnées, sur le site suivant :

  • UIUC Airfoil Coordinates Database - Version 2.0 (plus de 1550 profils). UIUC = University of Illinois at Urbana-Champaign

L'utilitaire suivant permet de convertir un fichier de profil à divers formats (Selig, dxf, Xfoil, etc…) :

  • ConCord (Conversion of airfoil Coordinates),

Logiciels 2D[modifier | modifier le code]

Un modèle du NASA X-43 Scramjet, (véhicule hypersonique volant à Mach 7), généré par ordinateur en utilisant un code de Mécanique des Fluides Numérique

Un logiciel de profil 2D analyse un profil d'aile d'allongement infini; les caractéristiques calculées, notamment la pente de portance, sont différentes de celles d'une aile d'allongement fini. Mis à part les programmes "Profile" de R. Eppler, Javafoil et Profoil, la plupart reprennent le logiciel Xfoil établi par Mark Drela du MIT aux États-Unis.

  • Profile, établi par Richard Eppler de l'Université de Stuttgart, en Allemagne. Ce logiciel présenté en 1980 est disponible sur le serveur de la Nasa à la référence TM 80210 "A Computer Program for the Design and Analysis of Low Speed Airfoils". Une version modifiée a été écrite par l'aérodynamicien américain John Roncz en 1990. Extrait de ce site (Public Domain Areonautical Software): "Although this program is of great historical importance and one still finds current papers that refer to calculations made with PROFILE, it is not the program of choice for someone learning about airfoil plus boundary layer calculations. I would recommend Xfoil for today's students."
  • Javafoil, écrit par Martin Hepperle, sur la base du code Eppler. Le programme est un "applet" utilisant le langage "Java"; le programme n'étant pas chargé sur l'ordinateur de l'utilisateur. Depuis 2002, ce logiciel peut prendre en compte un profil "multi-éléments" (profils disposés en cascade) ainsi que l'effet de sol. Comme dans le code Eppler, les décollements laminaires localisés (laminar separation bubble) ne sont pas pris en compte, ce qui affecte les résultats surtout aux petits nombres de Reynolds (moins de un million).
  • Profoil, écrit par Michael S. Selig (UIUC, Applied Aerodynamics Group, University of Illinois, USA) à partir de 1991, sur la base du code Eppler. La dernière version Profoil-WWW (V1.1) établie en 1997 est disponible sur le web depuis 2005, sous forme de pages html (les calculs sont effectués par le serveur; il n'existe pas de version pour PC autonome). Profoil est étudié pour créer un profil en utilisant la méthode dite "inverse" : on part d'une distribution de vitesses souhaitée pour créer le profil, alors que la méthode classique (dite "directe") part d'un profil existant et calcule la distribution des vitesses le long du profil. Profoil ne dispose pas d'outils pour analyser le profil créé, ce qui implique d'utiliser d'autres logiciels.
  • Xfoil, écrit par Mark Drela à partir de 1986, est un logiciel libre dont la dernière version 6.97 a été publiée en avril 2008. Xfoil calcule l'écoulement sur un profil en 2D (allongement infini). L'écoulement peut être choisi de type parfait ou visqueux, avec dans ce cas la prise en compte d'une couche limite conforme à la réalité et le calcul de l'emplacement de la transition laminaire-turbulent qui est essentiel pour établir le coefficient de traînée. Xfoil permet de travailler en méthode directe ou en méthode inverse. En méthode directe, on étudie les pressions d'un profil donné. En méthode inverse, le profil est défini à partir d'une distribution de pression donnée. Cette méthode permet aussi de modifier localement ou de "lisser" un profil dont la distribution de pression ne varie pas régulièrement).

Fichier de profil. La saisie du fichier de profil demande de respecter certaines règles, notamment une bonne définition géométrique au bord d'attaque (densité des points et régularité de la variation de courbure), notamment pour les profils minces à bord d'attaque pointu. Les profils disponibles sur Internet (NASG ou UIUC database) manquent souvent de définition au niveau du bord d'attaque, ce qui peut faire planter le calcul, les itérations d'équilibre ne convergeant pas. Ceci peut être corrigé (mais pas toujours) par un lissage manuel ou mathématique dans Xfoil ou par un lissage graphique, en utilisant un outil de dessin externe gérant les rayons de courbure (curve radius dans Rhino par exemple).

Volets. Le profil étudié peut être cambré localement (déflexion d'une partie de la surface), mais reste monoprofil. Xfoil ne traite pas les configurations multi-profils dites "multi éléments" comme les profils équipés de becs de bord d'attaque et de volets à fente. Les polaires obtenues sont valable pour un allongement infini, et doivent être corrigées pour une application réelle à allongement fini.

Validité. La pente de portance (relation Cz / incidence) calculée est légèrement supérieure à celle donnée par les essais en soufflerie. Le niveau de coefficient de traînée calculé est le plus souvent inférieur de 15 à 20 % à celui donné par les essais en soufflerie. Les conditions d'écoulement en soufflerie sont inévitablement plus ou moins turbulentes, notamment dans le cas des anciennes souffleries (essais NACA), ce qui augmente la traînée mesurée (la transition turbulente est plus avancée). Des mesures visuelles en vol portant sur l'emplacement de la transition ont confirmé les calculs faits avec Xfoil.

Méthode inverse. Un coefficient de portance étant fixé, on agit graphiquement sur la distribution de vitesses affichée, ce qui modifie le profil initial. Cette méthode permet de "lisser" un profil présentant des irrégularités locales et d'optimiser les performances en façonnant le champ de pression en accord avec les transitions laminaire/turbulent.

Il existe un forum de discussion Xfoil en anglais, dans Yahoo Groups.

  • Glider3d, Profili2 et Mecaflux, sont basés sur Xfoil, dans une interface Windows.

Logiciels 2D/3D[modifier | modifier le code]

Ces logiciels sont basés sur Xfoil (2D) en rajoutant une prise en compte des effets d'une envergure finie (3D).

  • MIAreX traite la portance non linéaire selon le modèle LLT (Lifting Line Theory). Il est limité à l'étude de l'aile seule; les effets de dièdre et de flèche sont ignorés.
  • XFLR5 ajoute des possibilités 3D dans une interface Windows. Ce logiciel permet d'étudier le comportement des profils et des ailes. Il reprend les développements 3D en mode "ligne portante non-linéaire" prototypés dans MIAReX.

Logiciels 3D[modifier | modifier le code]

  • AVL (Athena Vortex Lattice) est un logiciel libre qui a été écrit et développé à partir de 1988 par Harold Youngren et Mark Drela, et porté sur Windows en 2004 (AVL 3.26).

AVL calcule l'équilibre, la portance et la traînée induite d'une configuration complète en 3D présentant plusieurs surfaces portantes. Les parties mobiles (volets, ailerons, etc…) sont définies par une déformation de la ligne moyenne du profil. À la différence d'Xfoil, le calcul considère un écoulement de type fluide parfait, avec les limitations suivantes :

  • pas de viscosité, donc pas de frottement (la traînée de frottement doit être calculée séparément),
  • pas de séparation (pas de décrochement à grande incidence); les pentes de portance sont linéaires : les indications obtenues ne sont vraiment valides qu'aux faibles angles d'attaque, hors décrochement aérodynamique (disons moins de 7 à 10°),
  • l'écoulement est incompressible; le calcul reste valide en subsonique subcritique (Mach < 0.7)

La définition détaillée des masses permet de calculer les inerties et les modes propres (Eigenmode) en tangage et en roulis-lacet. Visualisation du comportement en dynamique.

L'intérêt majeur d'AVL est de modéliser simplement et de pouvoir explorer rapidement des conditions de vol équilibrées ou non. On peut rechercher la répartition de portance en envergure, un décrochage (un excès de Cz) local, les valeurs de déflexion des surfaces mobiles nécessaires à l'équilibre, les valeurs définissant les stabilités (moments et dérivées en tangage, lacet), etc… Si un problème est mis en évidence, la configuration peut être modifiée à l'écran ou dans le fichier de définition et réexaminée très rapidement. Essayer de faire la même chose à la main, ou avec une feuille de calcul (tableur), ou bien avec un outil qui demande un maillage complet de la surface (comme Fluent) demanderait beaucoup plus de temps : des heures au lieu de secondes. Des comparaisons AVL-Fluent montrent qu'AVL, par sa souplesse et sa rapidité, est mieux adapté aux phases initiales de projet (voir liens 5 et 6).

AVL n'a pas été conçu pour traiter les interactions des surfaces portantes avec le fuselage, ce qui demande des corrections délicates. Des comparaisons entre AVL et des essais en soufflerie donnent une idée des corrections nécessaires. Les effets de propulsion (souffle d'hélice) ne sont pas traités non plus.

Depuis août 2010 AVL peut prendre en compte l'effet de parois fixes placée à proximité du modèle, ce qui permet de modéliser le comportement du modèle en soufflerie. La dernière version (AVL 3.31, avril 2011) est disponible pour Linux.

  • ASWING a été écrit par Mark Drela sur la base d'AVL pour étudier l'aérodynamique, les contraintes structurales et la déformée en vol d'un avion présentant une souplesse importante (aile à grand allongement, fuselage très mince). Le site présente une vidéo de déformation de planeur et d'aile volante. Application type : étude de la rupture en vol de l'aile volante à haute altitude "Helios" de la NASA. À la différence de Xfoil ou AVL, ce logiciel n'est pas dans le domaine public.

Logiciels d'hélices[modifier | modifier le code]

  • Xrotor, écrit par H. Houngren et M. Drela entre 1998 et 2004 (version 7.53), dernière version 7.55 sous Unix, concerne spécialement les hélices. En accès libre depuis 2011. Le logiciel prend en compte : hélices classiques, contra-rotatives, hélices carénées(ducted fan), rotors d'hélicoptères, éoliennes. Différents outils permettent de modifier rapidement les caractéristiques dimensionnelles et de faire varier le calage et le vrillage des pales pour avoir un rendement de propulsion optimal. Les hélices carénées sont mieux prises en compte par DFDC.
  • DFDC Ducted Fan Code Design. Dérivé de Xrotor, DFDC est un outil d'analyse et de conception d'hélices tournant à l'intérieur d'un carénage. Le logiciel permet de faire varier la forme du carénage, le nombre et la forme des pales, etc… On peut rajouter un deuxième rotor et un stator (pour redresser le flux). DFDC a été écrit et développé à partir de 2005 par Harold Youngren/Mark Drela et porté sur Windows en 2006 (DFDC 7.0).
  • QPROP (Drela) est un outil d'analyse de performance d'un ensemble moteur électrique-hélice propulsive ou d'un ensemble hélice réceptrice-générateur électrique (éolienne). Qprop a été écrit et développé à partir de 2004 par Mark Drela et porté sur Windows en 2007 par H. Youngren (Qprop 1.22).
  • QMIL est un complément de QPROP destinée à l'analyse et la conception d'hélices entraînant des génératrices (éoliennes ou windmill en anglais).
  • JavaProp, écrit par Martin Hepperle, fonctionne comme JavaFoil sous forme d'applet java.
  • Heliciel, depuis 2009 (sous windows). Ce logiciel payant prend en compte : hélices classiques aériennes ou marines, contra-rotatives, hélices carénées, rotors d'hélicoptères, éoliennes, hydroliennes. Fournit le modèle 3D de la pale au format IGS pour réalisation ou intégration en CAO. Différents outils permettent de modifier rapidement les caractéristiques dimensionnelles et de faire varier le calage et le vrillage des pales pour avoir un rendement de propulsion optimal. Une base de données interactive de performances de profils (intégrant xfoil) permet la définition du vrillage en fonction de finesses locales optimales après calcul des vitesses induites.

Notes[modifier | modifier le code]

  1. Le maître couple peut être plus petit que la surface frontale.
  2. Une voiture de surface frontale 2 m2 ayant un Cx de 0.3 a une "surface de traînée" de 2 x 0,3 = 0,6 m2
  3. L'allongement effectif de l'aile peut être différent de l'allongement géométrique; généralement plus petit; quelquefois plus grand (effet de plaque d'extrémité, winglets)

Références[modifier | modifier le code]

  1. Paramètres atmosphériques standards définis par l'OACI : air sec, P0=1015 hPa, T0=288 K (15°C), Ra=287 ρ0=P0/RaT0, ρ=1.228kg/M3

Annexes[modifier | modifier le code]

Articles connexes[modifier | modifier le code]

Liens externes[modifier | modifier le code]