1 Chapitre Aérodynamique de laile et de lavion. 2 - Volets - Surfaces portantes : Trailing-Edge...
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1
Chapitre
Aérodynamique de l’aile et de l’avion
2
- Volets
- Surfaces portantes :
Trailing-Edge Flaps
3
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
7
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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
9
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!!
)
10
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 )
11
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
. ... .
16
(a) Internally Blown Flap
(b) Externally Blown Flap
17
(c) Upper-Surface Blowing
(d) Vectored Thrust
Four Powered Lift Configurations
18
- Position de l’aile
19
20
21
22
Dièdre :
23
24
- Bouts des ailes :
25
- Les queues:
26
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
30
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)