Polaires
|
La polaire d'aile permet d'obtenir les caractéristiques d'un profil en mettant en relation les coefficients de portance et de trainée en fonction de l'incidence.
Elle est dépendante de la vitese de l'écoulement de l'air et de la corde du profil : nombre de Reynolds ainsi que de l'allongement de l'aile. Les données disponibles seront recalculées pour le DA01 avec une aile de 7.5 d'allongement et fonctionnant à 2.9 M de Reynolds La polaire complète de l'avion va permettre de déterminer les performances aérodynamiques. Cette section reprend principalement : Desgranchamps : "Le projet aérodynamique" D. Marie : "Détermination des caractéristiques d'un avion léger" H.Fékété : "La construction des aéronefs légers" |
NACA report
Polaire NACA 23015
>
Volets
Trainées
Polaire avion complet
Angle de calage de l'aile
|
Les données relatives au profil NACA 23015 sont extraites de deux rapports NACA
NACA report 610 NACA report 673 Ce dernier présente l'avantage de donner des résultats avec volets "Plain flaps" de 25% de corde.  |
|
Le rapport NACA-673 donne les caractéristiques du profil NACA 23015
à allongement 6 et 0.609 M de reynolds. il faut donc recalculer les polaires pour un allongement 7,5 et 2.9 M de Reynolds. La déflexion maximale des flaps sera limitée à 25°. Les spécialistes trouveront sans doute de nombreuses approximations et racourcis dans mes estimations ...... |
|
|
|
Quand l'allongement passe de 6 à 7.5, le Cz passe de 0.934 à 0.947
Quand le nombre de Reynolds passe de 0.609 à 2.9 le Cz passe de 0.969 à 1.136 La correction s'effectue en multipliant les Cz d'origine par le produit (0.947/0.934) x (1.136/0.969)
|
|
il reste à effectuer les corrections de Cx.
N'ayant rien trouvé à me mettre sous le dent dans la littérature (sûrement mal cherché), la suite est sans doute un peu osée ! D'une part le Cx varie très peu dans une plage restreinte de nombre de Reynolds D'autre part je ne juge pas la différence entre les Cx à allongement 6 des rappots NACA et l'allongement 7.5 de mon projet très significative. J'ai donc choisi d'utiliser pour mes calculs les valeurs de Cx données pour le 23015 à allongement 6 et 3.2M de Reynolds dans le rapport NACA 610. |
|
Pour les Cx à déflexion 10° et 25°, les valeurs de Cx du rapport NACA 673 seront affectées
du facteur d'augmentation de CX entre 0.609 M Re et 3.2 M Re à déflexion 0°.
|
 
|
|
|
|
|
|
|
Avant de pouvoir calculer les performances, il faut estimer toutes les trainées parasites : empennage, fuselage, train d'atterrissage,
les interactions aile/fuselage et fuselage/empennage ainsi que les trainées de refroidissement du moteur et les ajouter à la trainée de l'aile seule te avec volets.
L'estimation de ces trainées est cependant difficile à évaluer sans essais en soufflerie avec pour conséquences d'éventuelles différences de performances entre le calcul et les essais en vol. Pour ces raisons, j'ai choisi d'utiliser en priorité les formules empiriques qui n'ont semblé les plus simples !!! |
|
Cx emp = Cx aile * 0.15 |
|
Cxf = (0.12 * l * h / SA) * 1.1 Le Cx du fuselage variant peu avec l'incidence, il est admis qu'il atteint les 3/2 de la valeur calculée au Cz maz et varie linéairement entre de Cx mini et Cx maxi de l'aile. La valeur calculée est majorée de 10% pour tenir compte des divers décrochements et entrées d'air. |
|
Elle correspond à 4 angles droits et on compte 2% du Cx de l'empennage par angle droit soit un total de 8% de la traînée de l'empennage |
|
Est assimilée à 40% de la trainée de profil de l'élément de l'aile encastré dans le fuselage Dans le cas du DA01-ULM : 7 % de Cx de l'aile volets à 0° |
|
Varie à l'inverse de la vitesse Cx rf = (0.25 + (0.15 * Cz)) / 100 |
|
Les auteurs pourrairent accorder leurs violons !!!! J'ai choisi la méthode dite "Drag Aera" qui multiplie le rapport surface frontale / surface d'aile par un coefficient de forme. roue carénée : coeff = 0.13 roue non carénée : coeff = 0.25 jambes de train arrière : coeff = 1.4 jambes de train avant : coeff = 0.3 On ajoute ensuite 20% de trainée pour tenir compte des interactions. |
|
Surface frontale x 0.004 traînée des haubans = 0.0005 |
 D'après Höerner elle est comprise entre 25% et 50% des trainées parasites. Dans le cas du DA01 c'est 39.5% .... peut mieux faire ! |
