FOUTOIRE AUX QUESTIONS

Il n'y a aucune raison valable qui s'y oppose. Du reste un avion en virage serré, voit sa dérive se comporter comme une profondeur et vice versa…

Au niveau de la réalisation cela fait une surface parfaitement lisse, et d'un point de vue construction cela revient pour moi à fabriquer un safran de bateau qui serait planté à l'envers !!

Pour reprendre votre réflexion, non seulement la surface est parfaitement lisse, mais :

- la gouverne est plus simple à construire (pas de plan fixe coupé en corde, pas d'ajustements, pas d'étanchéïté à assurer au niveau de l'articulation),

- elle est intrinsèquement plus légère,

- plus efficace dès lors qu'elle possède un anti-tab (donc sa surface peut être diminuée, elle traînera et pèsera moins),

- plus facile à régler puisqu'elle est libre en rotation (pas de système complexe de calage variable du plan fixe),

- plus facile à compenser, l'anti-tab pouvant aussi faire office de compensateur,

- plus facile à monter sur un appareil (il n'y a que 2 articulations et qu'un point de commande, et (argument le plus important)

- il n'y a aucune différence entre l'avion manche libre ou manche bloqué (ou palonnier libre ou bloqué), ce qui diminue d'autant les cas de stabilité à vérifier lors de la conception, mais surtout, avec une gouverne monobloc, il n'y a aucune perte de stabilité lorsque les commandes sont lâchées. Bref, il n'y a quasiment que des avantages !

Si cela est aérodynamiquement acceptable ( surtout en ce qui concerne la stabilité) j'envisage de faire le longeron comme une mèche de safran en carbone avec 2 paliers auto alignants dans le fuselage et la dérive comme un safran carbone.

Votre analogie gouverne aérienne et safran est tout à fait justifiée, les fonctions étant les mêmes. Entre aérodynamique et hydrodynamique la différence n'est qu'une différence de nombre de reynolds (du moins dans le bas subsonique des avions légers).

Pour quelles raisons ne trouvent on pas (ou très peu ) d'avions légers réalisés ainsi. J'ai vu cela seulement sur des avions de chasse.

Pourquoi ne trouve-t-on que très peu d'avions légers ainsi gouvernés ? Tout simplement parce que le monde de l'aviation, imbu de son image de haute technicité est (peut être encore plus que les autres) un monde où les modes sont reines et le panurgisme roi !

Si la mode avait été aux empennages monoblocs, on se serait demandé pourquoi il n'y avait presque pas d'empennage à plan fixe et gouvernes mobiles. Et puis… il y a cet argument qui tue : si presque tous les avions sont ainsi construits, c'est sans doute qu'il y a une raison !

Toutefois, il y a des avions très connus qui utilisent le principe des empannages monoblocs tels que les Jodels D-18 et DR-400 pour la profondeur, et l'ambassadeur, ou encore les D-112 et assimilés pour la direction, mais sans anti-tab pour ces derniers…

Les trucs auxquels il faut faire attention : Une gouverne est là pour deux choses : la stabilité (l'avion léger doit être "naturellement stable") et la manœuvrabilité (il doit être "assez" facilement manœuvrable, ou maniable, sachant que stabilité et maniabilité sont 2 vocables différents pour désigner la même médaille selon qu'on la regarde du côté pile ou qu'on la regarde du côté face). Stabilité et manœuvrabilité résultent d'ailleurs des mêmes effecteurs : taille et position (autrement dit volume d'empennage) d'une part, et efficacité de l'autre, autrement dit Czmax du profil, mais aussi loi de commande… notamment de l'antitab pour les gouvernes monoblocs qui en sont équipées (et il est préférable qu'elles le soient).
La condition de stabilité (d'un avion "naturellement stable") étant que le plan avant (l'aile sur un avion classique, le canard sur un avion canard) décroche AVANT le plan arrière.

POSITION DE L'AILE :

Question d'un amateur : la position de l'aile d'un avion sur son fuselage m'interesse et j'aimerais en savoir plus :

Des éléments de réponse :

Bonjour,
Nous aussi. Mais nos informations sont d'origine livresque et, selon les sources, sont parfois contradictoires. Sur la base de nos analyses d'avions, nous avons cependant remarqué que les avions qui obtiennent les meilleures qualités aérodynamiques possèdent souvent une aile en position médiane ou médiane basse, presque jamais en position basse extrême.

Je remarque que la totalité des planeurs de compétition ont une aile médiane avec un raccordement (karman) aile-fuselage assez petit et cette aile est placée en arrière du maitre-couple du fuselage. Le planeur est il pénalisé ainsi? ne serait-il pas préférable de rétrécir le fuselage après le bord de fuite de l'aile?

Bien que l'on soit très loin des problèmes de compressibilité, il semblerait que la loi des aires joue quand même un peu. En effet, il est préférable que les maître-couples de l'aile et du fuselage ne coïncident pas. Sur planeur cela est facile de ne pas les faire coïncider pour des questions de centrage.
Sur avion, cela est beaucoup plus difficile en raison de la masse du GMP à l'extrême avant, et du passage du longeron là où se trouve les masses variables… des occupants. De fait, les maître-couples s'additionnent presque toujours, ce qui a pour effet de maximiser les traînées d'interaction dues au champ de pression autour de l'avion. Si, en outre, on a le malheur de combiner un rétreint de fuselage juste en arrière de ce pic de variation de pression, on accroit encore un peu plus les interactions.
Mais en aéronautique, comme ailleurs, on ne lutte pas contre les phénomènes de mode, et manifestement le prix du carburant n'est pas encore assez élevé pour les contrebalancer !

Je remarque aussi que la quasi totalité des avions de ligne n'ont pas d'aile médiane, le gain aérodynamique serait-il si faible entre une aile médiane, basse ou haute que le concepteur opte automatiquement pour la plus "facile" pour lui.

Les avions commerciaux ont un autre problème qui, lui, est majeur : celui de la pressurisation. Faire une découpe dans le fuselage devient donc très vite critique.
Il reste que les interaction des ailes extrême basses ou hautes des avions commerciaux, sont quelque peu corrigées par des renflements aérodynamiques, par ailleurs fort bien venus pour ranger tout ce qui doit l'être et qui pose d'autres problèmes : les trains, le carburant, les diverses servitudes, etc…
Toutefois, et si l'on en croit les analyses en soufflerie numérique, la position haute des ailes serait la moins pénalisante… Mais il ne s'agit là que de résultat de souffleries numériques face auxquelles nous gardons une certaine réserve…

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MOTOPLANEUR BIPLACE DE VOYAGE PERFORMANT :

J’ai construit à partir de plans et d’un kit très partiel (fuselage carbone vide en deux parties et longeron carbone) un motoplaneur Choucas de type aile volante avec hélice repliable automatiquement sur l’avant.
Je vole avec depuis 7 ans, soit environ 700 heures dont plus de la moitié sans moteur. Souhaitant voler beaucoup plus sans moteur, et la finesse du Choucas étant limitée, j’aimerais construire un motoplaneur biplace cote à cote vraiment plus performant, et de préférence permettant également de voyager. Je ne trouve rien qui corresponde sur le marché en biplace (en monoplace il y a le Silent 2 en kit). Je vous écris donc pour vous demander si un projet semblable serait dans les cartons d’un membre de votre association. La conception d’un motoplaneur performant me semble en effet assez proche sur beaucoup de points des objectifs d’Interaction.

Des éléments de réponse :

Bonjour,
Nous avons bien un membre qui s'occupe de ce genre de chose, mais c'est plus le côté théorique qui l'intéresse que la réalisation. Pour l'heure il défriche les conditions aux limites du vol à quasiment rien (1L /heure !)…
Maintenant l'appareil qui possède à la fois des perfos de planeur de compétition et qui permette le voyage (bagages ?), semble être un mouton à 5 pattes. Je crains qu'il ne faille choisir entre vos profils de mission. Si vous voulez les 2 à la fois, vous risquez de n'avoir ni l'un, ni l'autre, car à ces niveaux d'exigence, tout est dans l'optimisation, c'est à dire dans l'exclusion de tout ce qui n'est pas pile-poil sur le fil de la lame de couteau.
Bien cordialement

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THERE IS NO REPLACEMENT FOR DISPLACEMENT :

Est il plus interressant de réducter un moteur (par ex. VW 1600 cm3) ou de le gonfler en cylindrée ?

"There is no replacement for displacement" Des éléments de réponse de notre ami Philippe-Pierre DEJEAN (que le claviste remercie) :

Réducter le VW ???

Cette solution me semble curieuse. A condition de soigner l'échappement et l'admission (accordés) les 65 HP doivent être atteignables sans trop monter dans les tours (et garder un diamètre hélice raisonnable, compatible avec un rendement de propulsion qui ne se dégrade pas trop, surtout en montée).

Réducter un tel moteur, c'est rajouter (ou remettre en place) un volant lourd, un réducteur et probablement un amortisseur de couple, c'est à dire de la masse 77 kg + + + -> à peu près la masse d'un C65, C90 ou O-200... Qu'on trouve encore à des prix relativement abordables...

Comme le disent les américains : "There is no replacement for displacement" Il n'y a pas d'alternative à la cylindrée !

Pour éclaircir les choses on peu présenter le problème de la manière suivante :

Avec un rendement moteur donné (autour de 30% pour la majorité des moteurs 4 temps) une puissance donnée correspond à un débit d'essence.

- on rappel que la puissance utile est homogène à un débit d'énergie sur l'arbre moteur.
- également que le débit d'essence est homogène à un débit d'énergie consommée.
- que le rendement moteur est tout simplement le rapport entre l'énergie fournie sur l'arbre moteur et l'énergie consommée.

Brûler ce débit d'essence nécessite un débit d'air à travers le moteur.
Ce débit d'air est directement lié à la pression d'admission, à la cylindrée et au régime de rotation.
Si on ne veut pas prendre la voie de la suralimentation (turbo, intercooler et tripaille associée) la pression d'admission est au plus égale à la pression atmosphérique (1013.5 HPa ou 30 pouces de mercure).

Et si on limite le régime de rotation pour se servir de l'hélice en prise directe comme volant on tombe sur une l'équation qui se vérifie très bien du O-200 au O360 :

Il faut 34 cm3 pour produire un cheval de puissance à 2500 t/min
Soit en gros une canette pour 10 cv à 2500 t/min

Détail du calcul :

1 cheval (1 cv) de puissance utile (Pu) fournie sur l'arbre c'est 736 W ou un débit d'énergie de 736 Joules/s.
Rendement moteur r = Pu/Pc = 30%
Puissance chimique (pétrole) consommée Pc = 736 / 30% = 2453 Joules/s
Avec une énergie massique de Em = 42 000 000 J/kg pour le pétrole
Le débit massique de pétrole est de qe = 2453 / 42000000 = 0,00005841 kg/s soit 0.058 g/s
Pour brûler ce pétrole il faut en gros 15 fois plus d'air en masse, soit un débit d'air qair = 0,05841 x 15 = 0,876 g/s
Avec une pression d'admission de 1013 HPa et une température de 15°C (288°K), la masse volumique de l'air admis est Rho = 1,225 kg/m3.
Si le moteur tourne à 2500 t/min, soit n = 41.7 t/s, soit pour un moteur 4 temps ncycles = n/2 = 20.8 cycles/s
Et donc une Cylindrée V = qair/(Rho*ncycles) = 34,39 cm3
CQFD

Pour les moteurs VW 1200, 1300, 1600, et 1700, ça donnerait respectivement 36, 39, 48 et 52 cv.
En pratique, on peut tirer un peu plus de puissance du VW, mais uniquement parce qu'on le fait tourner plus vite (3000 à 3500 t/min) avec une hélice plus petite...
Si on reprend l'équation précédente on peut écrire ;
il faut 33 x 2500 = 82500 cm3 x t/min pour produire un CV

Vérifions la formule avec la cylindrée d'un Rotax 912 originel (1211 cm3 à 5500 t/min) : 1211*5500/82500 = 80,7 HP (on n'est pas loin du compte non?)

Donc pour produire 65 HP, il nous faudrait 82.500 x 65 = 5.362.500 cm3.t/min, ce qui peut se décliner de 900 cm3 à 6000 t/min à 2100 cm3 à 2500 t/m (ce dernier sans réducteur)
Un VW 1700 devrait tourner à 3150 t/min, on peut s'interroger sur ce qui est le plus pénalisant : la masse d'un réducteur ou la perte de rendement propulsif lié à une hélice plus petite ?
(Bien entendu, la réponse dépend de la vitesse de vol)

Si on veut profiter de la réduction de dimension et de masse du moteur que permet l'usage d'un réducteur, il faudrait rester dans la plage 1000 cm3 à 5400 t/min - 1200 cm3 à 4500 t/min

Parmi les moteurs d'automobile, on trouve des 2, 3, 4, 5, 6 et 8 cylindres
Si possible un moteur à réducter devrait avoir une bonne régularité de couple, ce qui est obtenu avec un grand nombre de cylindres, dont les pistons ne s'arrêtent pas en même temps.
On doit donc éliminer d'office les bicylindres en ligne ou boxer, et n'envisager les 4 cylindres en ligne ou boxer que si on ne trouve pas mieux...

Le 8 cylindres est parfait, mais les cylindrées disponibles sont très supérieures à 1200 cm3. Il en est de même des 5 et 6 cylindres... On trouve des 1200 cm3 à 4 cylindres (en ligne ou boxer comme le citroën GS et le VW), mais la régularité de couple laisse à désirer.

Briggs & Stratton a un 993 cm3 bicylindre en V90° (quasi homothétique de celui de la luciole), bien équilibré en inertie très fiable jusqu'à 3600 t/min, mais qu'en serait-il à 5400 t/min???
La piste des moteurs Guzzi est aussi à explorer, mais que sait-on de leur fiabilité à forte charge continue ?

La solution la plus évidente, c'est la série de petits tricylindres automobile asiatiques récents d'un litre de cylindrée :
Suzuki (Alto) - Toyota (Aygo)/Peugeot(107)/Citroën(C1) - Daiatsu - Chevrolet (ex Daewoo) - Honda Lequel est le plus adapté?
Le plus courant chez nous est le sûrement le Toyota, mais il semblerait que le plus léger est le Suzuki...
Dans tout les cas ces moteurs sont bien équilibrés en inertie et l'adaptation d'un réducteur léger (courroie) devrait être facile. Le refroidissement liquide peut être considéré comme une source de masse inutile, mais il permet également un gain de trainée de refroidissement...

Mode des PROFILS à SQUELETTE à CAMBRURE MARQUEE :

Je tiens d’abord à vous remercier pour la qualité de votre site, et de la qualité des informations aussi pertinentes qu’indispensables à toutes étapes de la conception de tout ce qui s’élève dans les airs…ou sensé le faire.

J’ai découvert sur votre forum cette remarque "Le pire de tout, c'est la mode des PROFILS à SQUELETTE à CAMBRURE MARQUEE comme la série à la mode des profils NLF"

Le profil LS413 mod est-il assimilable à cette famille de profils présentant une cambrure propre à engendrer un important coefficient de moment dans la plage des 90 m/s (et même en dessous) ?

La réponse :

Bonjour,
Des profils il y en a des catalogues pleins…. ce qui n'empêche pas 80 % des avions à travers la planète d'être équipés du NACA 2.30.12

Je ne connais pas le LS413, mais ce qui est sûr c'est que tous les profils présentent le même gradient de portance qui est la caractéristique majeure d'un profil. Or, ce gradient ne dépend pas du "profil" mais des caractéristiques géométriques de l'aile, et principalement de son allongement.



Pour le reste, un profil se caractérise accessoirement par son Czmax, le type de décrochage, son coefficient de moment, et l'importance du maintien de sa laminarité.

- Le coef. de moment est lié à la flèche de sa corde (la forme de son squelette)
- Le type de décrochage est lié à l'épaisseur du profil (e/C), le rayon de bord d'attaque (R) ... (décrochage "doux" de bord de fuite pour les profils épais, et de B.A, donc brutal, pour les profils minces)
Par ailleurs,
- Plus le Czmax est important (1,7 pour le Naca 2.30.12 qui constitue un maximum en la matière), plus le décrochage est brutal ; un décrochage "doux" étant en fait caractérisé par une sorte d'écrétage de la "pointe" de la courbe de Czmax = f(alpha), qui s'infléchie alors avant d'atteindre le maximum possible, autour de valeurs comprises entre 1,2 et 1,4.

- le plus ou moins grand pourcentage de laminarité (entre 10 et 50 % maximum) détermine la plus ou moins grande traînée de frottement du profil. Seuls les meilleurs sont dénommés "profils laminaires", alors qu'en réalité tous les profils sont à laminarité (plus ou moins étendue).

Pour résumer la situation, hormis l'étendue de la laminarité, il suffit de mettre un volet sur un profil symétrique pour que celui-ci devienne un profil à cambrure variable avec les mêmes caractéristiques de Coefficient de portance et de coefficient de moment, selon la position du volet et donc de sa cambrure…

Pour répondre à votre question, si le profil LS413 présente une cambrure dans le dessin de son squelette, il présentera fatalement un coefficient de moment. S'il possède un volet, vous pourrez même lui donner le coefficient de moment souhaité à l'endroit souhaité de la courbe, et en particulier à l'angle d'incidence correspondant à "90 m/s et en dessous"… Car c'est par rapport à l'angle 'incidence que tout se détermine, et non par rapport à la vitesse. Entre les deux, il y aura la charge alaire et donc une fois de plus la géométrie de l'aile et plus précisément sa surface. Comme quoi, les effets dus au profil n'ont qu'une importance toute marginale.

Bien cordialement

CFD : COMPUTATIONAL FLUIDS DYNAMICS

En continuant à parcourir votre site, j'en suis venu à me poser la question de l'utilisation des codes de calculs adaptés à l'aérodynamique, plus particulièrement dans le cas de l'aviation légère et du constructeur amateur. Je ne parle pas des calculs de polaires de profils; les outils existant sont connus, et les limites sont bien identifiées.

Il existe des outils Open Source. Que valent-ils, et comment peut-on efficacement les utiliser?
Dans une démarche de conception d'un avion de tourisme, c'est un outil fort utile afin de vérifier le comportement d'un avion ou ses sous-éléments, et de l'optimiser. Il ne remplace évidement pas le savoir et les compétences d'un bon aérodynamicien, il vient juste lui permettre d'ajouter une dimension à ses études.

Je n'ai trouvé aucun article de fond concernant les codes et mailleurs sur Inter Action. Aurais-je mal cherché, où y a-t-il une raison précise?

Après avoir mené quelques recherches sur le sujet, j'en déduit que le point majeur n'est pas uniquement le code en lui même (et les paramètres qu'on utilise dans les diverses équations, Navier et Stokes et modèles de turbulences), mais surtout le maillage. En effet, si je ne me trompe pas, on y trouve généralement deux domaines: le maillage de la couche limite (zone au combien décrite dans vos articles!), et le reste du domaine. Je passe sur les diverses techniques de maillage, l'important ici est de bien tenir compte de cette spécificité des maillages à destination de l'aérodynamique pour nos domaines de vol.

Certes s'il existe des fonctions tout à fait adaptés pour les mailleurs "payants" (ICEM par exemple), il est beaucoup plus difficile de trouver l'équivalent, tout du moins sur de tels sujets, en Open Source. Pour la partie code de calcul, certains paramètres, même pour les spécialistes, restent obscurs, mais en dehors des fonctionnalités d'adaptation de maillage et d'optimisation de forme, on retrouve les mêmes fonctions pour des codes payants et open source.

Quels outils peut-on utiliser, au niveau du particulier, à des fins de validation et de tests (ce "banc d'essais virtuel", à employer avec toutes les précautions qui s'imposent)?
Que penseriez-vous de vous impliquer sur une solution Open Source existante afin de l'enrichir, à destination justement de nos domaines de vol?

Pourrait-on mettre en place une méthodologie d'utilisation afin d'en élargir l'usage à des non-experts? Il ne s'agit pas de mettre une boite de pandore dans les mains de n'importe qui, mais bien de permettre au passionnés d'aviation d'élargir l'étendue de leurs possibilités...

La réponse :

Bonjour,
La question que vous soulevez à propos des codes de calculs, et plus largement des logiciels de conception a, elle aussi, en son temps été posé. Notre position (disons celle de la "vieille" équipe) est simple.
Un logiciel est un outil, et en tant que tel, il fournira toujours une réponse. Cette dernière est-elle pertinente ? Là est le véritable fond de la question.
Pour notre part, nous avons privilégié, non l'outil, mais le "comprendre" qui est à la base de l'élaboration de l'outil. Combien d'utilisateurs de logiciel savent ce dont le logiciel est capable et, surtout, quelles sont les limites de ses capacités ?
Seconde question : en cas de problème avec le produit (issu du travail du logiciel : l'appareil se crash) qui est responsable ?

Ce sont les raisons pour lesquelles vous n'avez pas trouvé sur notre site de code de calcul. Certes, l'ordinateur est un outil extraordinaire. Néanmoins, si manier la calculette, avec les approximations inévitables peut paraître ringard, l'erreur reste maîtrisable, et surtout toujours repérable.

Certains parmi nos membres s'intéressent à cette question de l'informatisation, et il y en a je crois qui s'échangent du code, mais de manière générale, nous insistons sur le fait que cela engage des responsabilités et que cette activité reste du domaine de l'individuel et donc en marge de l'activité de l'association, tout comme la réalisation d'appareil. I-A se cantonnant strictement à la constitution d'un savoir qu'elle diffuse auprès de ses membres.

Un autre de nos membres (responsable des essais de soufflerie de un grand constructeur aéronautique), était plus que circonspect par rapport à tout ce qui était "soufflerie numérique", puisque régulièrement confronté aux dissonances entre prévisions numériques et résultat en veine réelle. Le problème est que le temps passant, plus personne n'était en mesure de dire ce que les programmes faisaient réellement. Parfois les résultats collaient, mais pas toujours, et la question fort embêtante qui se posait alors était celle de l'explication du pourquoi cela ne collait pas...


Quand on lui pose la question sur "la mise en place d'une méthodologie d'utilisation afin d'élargir l'usage des codes de calcul aéro à des non-experts", il réponds : "C'est bien là le risque ! j'y suis plutôt défavorable.

Ces outils, pour être employés avec succès et profit doivent s'accompagner d'une expérience/compétence acquise sur le terrain de la vraie vie (soufflerie/vol), sinon gare aux désillusions probables. Donc, plutôt rester avec des outils simples et faire de la CAC, conception assistée par calculette dont on apprécie mieux les limites et possibilités.

Parmi nos membres, il en est un qui s'est lancé professionnellement dans le domaine de la CAO. Il est fort probable même que votre approche l'intéresse, aussi le mieux et que vous preniez contact avec lui. Il s'agit de Didier Breyne (dbad@busmail.net).

Lorsque vous posez la question de "mettre en place une méthodologie d'utilisation afin d'en élargir l'usage à des non-experts", c'est exactement ce que nous faisons déjà, sauf que nous nous cantonnons à l'étape juste avant celle de l'utilisation du logiciel, qui est celle de la compréhension des phénomènes physiques en jeu, et de leur modélisation dans un système global. Alors bien sûr, nous travaillons à 5 % près. Mais au final, chez les "grands" avec la débauche de moyens techniques dont leurs Bureau d'Etude disposent, sont-ils en mesure de travailler à moins de 5 % ? Ce n'est pas l'impression que donne par exemple la dérive des masses de l'A-380 à l'origine de quelques problèmes commerciaux.

Pour vous entraîner à la CRC (Conception par Règle à Calculs) Le claviste d'inter action vous offre la règle à calcul virtuelle des missions APOLLO

TOURBILLONS et VORTEX :

Est-ce que les TOURBILLONS et VORTEX de saumons participent significativement à la portance et si oui dans quelles mesures et proportions ? Toutes considération structurelles de l’aile et autres faisabilités techniques mises à part, si le moteur au lieu d’être tractif en milieu d’aile (cas du bimoteur) serait propulsif en lieu et place du saumon, pourrait-il contrer ou favoriser le mouvement de l’air. Y gagnerions nous ? Y perdrions nous? Quoi et dans quelles mesures ?

La réponse :

Les tourbillons marginaux ne participent pas significativement à la portance (sauf sur aile à très très faible allongement, comme les ailes delta par exemple). Ils participent en revanche à la traînée, et de plus en plus significativement que l'allongement est faible (d'où les grands allongement adoptés par les planeurs).

Il n'est pas exclu que mettre les moteurs en lieu et place des saumons (pourvus qu'ils tournent dans le "bon" sens) améliore la situation, en partie seulement, et d'autant moins que l'allongement est important. Cela étant, on imagine les conséquences de l'arrêt intempestif et dissymétrique d'un des moteurs, sans parler de la phase de montée initiale...
Bien entendu on ne parle même pas des problèmes inertiels sur les comportements en vol, ni des problèmes constructifs de masses significativement importantes reléguées aux extrémités de voilure, sachant que la masse est un des facteurs dominants de la réussite d'un appareil.

Question d’amateur N°2 :

Disons que nous avons trouvé un procédé capable de défier la pesanteur (j'y suis presque :-)) notre cellule, moteur et chargement ne sont plus soumis au poids. Néanmoins on se déplace toujours dans l’air et par conséquent, si nous n'avons plus besoin de portance, nous avons toujours besoin de pouvoir diriger et d’être stabilisé. Dans ce cas, utiliserions nous le même système d’aile et d’empennage ? Dans quelles proportions (surface aile, envergure, profil…) ? Pourrait on utiliser un autre procédé plus efficace ?

La réponse :

En admettant qu'il soit possible de se soustraire à la gravité (!!!), si l'appareil n'est pas destiné à du vol stationnaire, les plans aérodynamiques restent ce qu'il y a de plus simple (et de plus léger) pour commander les évolutions. Bien entendu, si la masse à sustenter est nulle, les surfaces pourront être réduites à leur strict minimum... du moins si les effets inertiels de la masse sont également nuls.
Reste qu'il faut encore tenir compte de la stabilité : Même les fusées, les missiles et les flèches des indiens possèdent des plans de stabilisation... placés à l'arrière (question de foyer) !

Question d’amateur N°3 :

Dans la conception de son avion, on passe inévitablement par la case hélice. En dehors du profil, qui est affaire de professionnel et toutes considérations de faisabilité mises a part, si je tiens compte de votre cours sur l’hélice, en caricaturant, on pourrait croire que j’aurais intérêt à avoir une hélice mono pale de 5 mètres de diamètre tournant à 200 tour/min par exemple. Est on dans le vrai ?
Peut on trouver ou calculer un idéal via des abaques ou formules mathématiques liant vitesse tr/min et diamètre au meilleur rendement bipale? Tripale ?

La réponse :

Vous êtes dans le vrai... Tout dépend de la vitesse d'avancement de l'appareil, car une hélice s'adapte au moteur (en puissance et régime), mais aussi aux caractéristiques aérodynamiques de l'appareil propulsé. Plus la vitesse est lente et plus le diamètre doit être grand pour obtenir un bon rendement. A contrario, plus la vitesse est grande et plus le diamètre optimal sera petit. Rassurez vous, il n'y a pas de linéarité dans l'affaire, une vitesse infinie ne signifie pas un diamètre nul.

Question d’amateur N°4 :

Dispose t on d’une formule liant la distance sur laquelle est accéléré l’air en sortie d’hélice, son diamètre, et la puissance restituée par celle-ci. Peut on l’illustrer par un exemple ? Peut on y indexer la vitesse de l avion?

La réponse :

On parle de vitesse infinie amont comme référence de vitesse, car autour de l'avion tout est modifié par la présence du corps. On ne s'intéresse pas trop à ce qui se passe à "l'infini aval"... d'autant que la couche limite autour du fuselage entraine une partie de l'air avec lui, et l'écoulement devient rapidement chaotique. Ce que l'on sait c'est qu'en vol normal, le différentiel de vitesse entre l'écoulement brassé par l'hélice et la vitesse de vol est très faible... et d'autant plus que le rendement de l'hélice est bon (l'hélice idéale de rendement unitaire, brasserait un volume d'air infini en lui conférant une accélération nulle).

Question d’amateur N°5 :

Nous volons sur un Piper PA 28-180 hélice d’origine, pouvez vous m’expliquer comment construire un graphique liant la vitesse de l’avion de 0 à la vitesse de croisière, et la vitesse de sortie d’air de l’hélice ?

La réponse :

C'est simple : il suffit de 2 prises de pression totale :

- l'une positionnée dans l'écoulement générale (en bout d'aile à plus d'une corde en avant pour minimiser les erreurs sur la vitesse infini amont), ou dans une "bombe" tractée suffisamment loin en dessous de l'avion

- l'autre positionnée dans le souffle de l'hélice et en dehors de la couche limite du fuselage... Reste à savoir à quelle distance du plan de rotation de l'hélice que vous voulez avoir vos informations, sachant que cette vitesse va varier en fonction de cette distance, et vous faites des relevés point par point...

DIEDRE SUR JODELS :

Bonsoir,
A la suite du visionnage du documentaire de Laurent CADOUX : "Jodel Robin. La saga des avionneurs." diffusé sur FRANCE TELEVISION récement j’ai une question à vous poser :
J’ai remarqué que le saumons des ailes étaient assez fortement relevés, ils « remontent » vers le haut… pourquoi cela ?
Cela rend la fabrication de l’aile plus difficile , pour le constructeur , mais aussi pour tous les constructeurs amateurs . Pourquoi pour un petit avion léger destiné à une fabrication « plaisir » , à une utilisation personnelle, n’a-t-il pas tout simplement des ailes droites , comme sur la Luciole mc 30 ?

La réponse :

En ce qui concerne les Jodels/Robin :

Pour qu'un avion soit stable en lacet et roulis sur sa trajectoire (stabilité de route), il faut une dérive de surface suffisante (stabilité en lacet) mais également un peu de dièdre (stabilité en roulis). Le dièdre est l'angle formé par l'aile et l'horizontale (5° sur la luciole par exemple).

si on met seulement une dérive de bonne dimensions, à la moindre perturbation en roulis l'avion va s'engager dans une spirale à piquer.
Ex : l'aile gauche se lève à la suite d'une perturbation. L'avion commence à déraper sur la droite. L'effet girouette due à la dérive engage l'avion dans une spirale à piquer. pour éviter cela, on mets du dièdre aux ailes. Ce dièdre à tendance à ramener l'avion à l'horizontale.

Donc pour le dièdre, deux manières de faire : - Soit comme sur la luciole. Deux ailes démontable, légère cassure à l'emplanture et deux axes ou avec un longeron monobloc cintré au centre (fabrication fastidieuse) - soit comme Jodel avec un longeron caisson monobloc qui traverse le fuselage et le dièdre reporté sur la partie externe des ailes. ça rend effectivement l'aile plus difficile à construire, sauf pour la partie centrale qui est complètement droite.

Pourrait on faire voler un ULM avec un moteur à air comprimé ? :

Pourrait on faire voler un ULM avec un moteur à air comprimé ? La societe MDI propose un moteur de 26 kgs qui fait tourner une voiture de 5 places a 110 km/h pendant 50 km et plus loin encore en bi energie. Sachant qu'il est facile de trouver des réservoirs résistant a 300 bars et plus en composite, serait il fou de penser qu'un ulm pourrait voler a l'air comprimé?

La réponse :

Un projet gonflé assurément :-)

Plus prosaïquement : Quel est le cahier des charge de l'avion ? Faire un démonstrateur, un avion de vol local ? Quelle autonomie, quelle vitesse ? Quelle masse à emporter ???

Vous l'aurez compris, tout dépend de ce que l'on veut faire.

L'air comprimé stocke de l'énergie sous forme d'énergie POTENTIELLE " élastique ".
Récupérer avec un bon rendement cette énergie " élastique " est difficile. On essaye de convertir la pression de l'air en augmentation de volume pour récupérer une force de pression (force de Pascal F=PxS) sur un piston qui translate sur sa course en entrainant un embiellage.

Pour cela, l'idéal est de faire une détente isotherme (à température constante). En effet, si l'on détend trop rapidement de l'air comprimé (détente adiabatique), il se refroidi fortement, ce qui limite automatiquement son expansion et donc le travail mécanique que l'on peut récupérer (décapsuler une cannette de boisson gazeuse et vous verrez les effets d'une détente rapide : refroidissement et condensation de l'eau).

En supposant que la détente est une isotherme parfaite, on atteint une énergie massique de 0,5 MJ/kg (détente isotherme parfaite d'air comprimé de P1=350 bars à P2=1bar) , autant que des accumulateurs électrique haut de gamme avec les problèmes des recyclages en moins, des recharges plus rapides, une grande durée de vie des réservoirs -20 ans-, une capacité du réservoir qui reste constante durant la durée de vie de ce dernier, une mesure aisée de l'état de charge : manomètre).

Mais la réalité est beaucoup moins performante Si l'on tient compte : - des rendements de compression de l'air (50 à 60% dans le meilleur des cas),

- du rendement de " stockage " (masse de réservoir de 70 kg pour 230 litres d'air à 350 bars (84 kg d'air), soit une masse spécifique de réservoir de 70/84=0.8 kg/kg (0,3 kg/Litre) et une "efficacité massique de réservoir" = 1/ (1 + masse réservoir spécifique) = 0.55

- et du rendement de conversion en énergie mécanique (le rendement de conversion en énergie mécanique est calculé sur la base d'une détente adiabatique parfaite d'air comprimé de P1=350 bars à P2=1bar corrigé du rendement de cycle et du rendement mécanique),

Alors, l'énergie massique restituée est 200 à 300 fois plus faible que le pétrole. Autrement dit, la où il vous faut 1kg de pétrole, il vous faudra 250 kg d'air comprimé.

Cela limite automatiquement les missions " possibles " à de très courts vols.

ATTAQUE OBLIQUE sur des pales d'helices:

J'ai lu sur le Net quelques articles de votre association diffusant vos connaissances en aérodynamique, et j'aimerais avoir votre avis sur les effets de l'ATTAQUE OBLIQUE sur des pales d'hélice :
La plupart des pales qui équipent les autogires légers actuels sont dotés du profils NACA 8H12 censé être "laminaire". Etudié spécialement pour hélico en 1946, il n'a pratiquement jamais été utilisé par les grands constructeurs, faute sans doute de résultats probants sur un rotor.

Je me demandais :
1) si la laminarité observée en soufflerie pouvait être conservée pour le profil d'une pale, sachant que celle-ci travaille le plus souvent en ATTAQUE OBLIQUE lors des vols en translation.

2) comment le NACA aurait pu omettre une différence aussi fondamentale.

3) s'il existe des recueils de profils montrant les polaires sous différents angles de flêche; ou des méthodes permettant de les tirer de celles obtenues sans flêche

La réponse :

Bien que non expert dans le domaine des autogires, je me permets d'attirer votre attention sur quelques éléments en matière de profil.

Vous parlez de laminarité concernant les pales de rotor, et d'ATTAQUE OBLIQUE... En effet, dès lors que le gyro est en translation, il n'y a théoriquement que lorsque la pale se trouve être perpendiculaire au sens de déplacement, que la pale travaille en attaque droite soit environ 10° d'angle pour la pale avançante et 10° pour la pale reculante, soit en gros 5% sur la totalité de son trajet circulaire.

La laminarité de la couche-limite (C-L) sur un profil est un état extrêmement fragile puisque la C-L transite à la moindre perturbation (ce peut être simplement du bruit, et a fortiori des vibrations ce dont ne sont pas exemptes les voilures tournantes). La C-L est également extrêmement sensible à la valeur du Reynolds... Or, entre le pied et l'extrémité de pale, celui-ci est très variable, et il n'y a sans doute qu'une portion fort réduite de la pale qui travaille au "bon" Reynolds (entre 0,4 et 2 millions pour un rotor de 12 mètres de diamètre, une vitesse de croisière de 150 km/h, une fréquence de rotation de 120 rad/s et une corde de 0,3 m).

Par ailleurs, la laminarité sur un profil n'est maintenue que dans une plage restreinte d'angle d'incidence (la fameuse "poche laminaire"). Autrement dit, entre la pale reculante et la pale avançante, la variation d'angle d'incidence risque fort de dépasser l'étendue de cette poche laminaire, ce qui réduirait encore un peu plus l'éventail angulaire du disque du rotor dans lequel notre portion de pale travaillerait dans les conditions permettant le maintien de la laminarité sur son profil.

Si la C-L est particulièrement sensible à l'ATTAQUE OBLIQUE c'est que la composante transverse provoque le déversement latéral de micro-tranches d'écoulement dont les pieds sont visqueusement adhérents à la surface de la pale, initiant d'emblée un tapis de micro-vortex auquel ne résiste pas l'état laminaire de la C-L.

Autre considération : la qualité "laminaire" d'une C-L, n'a d'intérêt que si elle ramène une baisse du coef. de frottement (en gros, il y a une différence de 1 à 4 entre le Cx de frottement laminaire, et le Cx de frottement turbulent... dans les Reynolds usuels). Le problème avec une C-L laminaire, est qu'elle ne supporte absolument pas la recompression. Autrement dit, une fois dépassé le maître-couple, si la C-L est encore laminaire, elle décolle du profil. Et là, on ne parle plus de Cx de frottement, mais de Cx de pression et la différence entre Cxp et Cxf n'est plus dans un rapport de 1 à 4, mais dans un rapport de 1 à 200 (!), raison pour laquelle on trouve sur certains profils des générateurs de vortex juste en avant du maître-couple, histoire de faire transiter la C-L laminaire, en C-L turbulente (qui, elle, va rester adhérente au profil), malgré l'augmentation de traînée apporté par les générateurs de vortex eux-mêmes.

Pour avoir exploré (par le calcul) ce dont on pourrait éventuellement tirer comme amélioration de rendement (avec les hélices d'avion) si l'on remplaçait l'antique Clarc Y par un profil laminaire "moderne" (Naca série à 6 chiffres par exemple), nous nous sommes rendus compte que la laminarité apportait plus d'inconvénients que d'avantages, et qu'il y avait plutôt intérêt à faire transiter la C-L le plus tôt possible, l'hélice améliorant très sensiblement ses capacités de traction (notamment au décollage) en reculant l'angle de décrochage des pales. En somme : une hélice contaminée de moucherons, tire mieux qu'une hélice parfaitement lisse ! Un chapitre du Hoerner montre l'importance de la centrifugation de la couche limite pour l'accroissement du Cz max.

Dernière considération, sous forme de questionnement : l'auto-rotation est générée par une composante des forces aérodynamiques orientée vers l'avant du profil. La laminarité sensée diminuer les efforts de traînée serait-elle de nature à favoriser... ou à diminuer le moment moteur de l'autorotation ?

Toutes ces considérations expliquent sans doute le fait que le profil 8H12 de la NACA que vous citez, n'ait pratiquement jamais été utilisé par les grands constructeurs d'hélico, et que le NACA ne se soit pas plus investit dans ce domaine... Mais un hélico n'est pas gyro (sauf en cas de carafe moteur, et lors des exercices de panne), et les conditions d'optimalité des pales ne sont certainement pas les mêmes.

Pour répondre à votre dernière question : sans doute existe-t-il, peut-être pas des catalogues, mais du moins des études sur les attaques obliques des profils, ne serait-ce que pour les avions à aile en flèche évoluant à grande vitesse... mais les considérations de compressibilité, et de recul de ses effets (profil super-critique), a vraisemblablement pris le pas sur les questions de maintien de la laminarité... En tout cas, ce sont là des questions qui sortent du domaine de nos intérêts, qui sont essentiellement liés à "l'aérodynamique incompressible" de nos avions légers.

MODIFICATION DE VOILURE D'ATL :

A la Suite d'un projet en cours (passage en ULM d'un ATL ROBIN) je souhaite faire des modifications sur la voilure qui seraient de deux ordres :

- réduction de l'envergure de 50 cm de chaque coté (actuellement Sa = 12m2)
- augmentation de la surface des volets hypersustantateurs de 20%.

J'ai déjà un appareil de ce type remotorisé avec un Rotax 912 qui vole parfaitement (Mv 290 kg). Je travaille sur une autre cellule qui d'après mes calculs sera plus légère (aux alentours de 270 kg de Mv avec un moteur Jabiru). Et c'est sur celle-ci que j'aimerais expérimenter cette modification de voilure ; mais avant, j'aimerais avoir un avis plus technique que l'expérimentation pure, sur l'implication d'une telle modification sur les qualités de vol.

La réponse :

Si nous avons bien compris, vous comptez modifier la voilure de l'ATL par réduction de l'envergure sans toucher à la corde, avec pour conséquence une diminution, à la fois, de sa surface et de son Allongement.

En nous basant sur la fiche d'analyse de l'ATL Robin, nous avons procédé comme vous comptiez le faire à savoir : réduire l'envergure par amputation de ses extrémités.

L'aile étant trapézoïdale la diminution d'envergure de 1 m n'apporte qu'une diminution de surface alaire de 0,92 m2 (une diminution par l'emplanture aurait évidemment apporté une diminution de surface bien plus importante ; pas loin du double).

Cette diminution de surface apporte conséquemment une diminution de Surface Mouillée de 0,92 x 2 = 1,84 m2, ce qui diminue mécaniquement la traînée parasite (l'aile étant a priori une surface qui ne présente que de la traînée de frottement). Cette diminution de traînée parasite peu être chiffrée : 1,84 x 0,0045 = 0,00828 m2

Rien n'étant modifié par ailleurs, la surface de traînée parasite totale (initialement à : SCxo = 0,468 m2) va donc être ramenée à : SCxo = 0,468 - 0,00828 = 0,4597 m2

Vu ainsi, l'appareil devrait normalement voir ses performances très légèrement augmenter. Malheureusement, en procédant de la sorte, on aura touché à un paramètre important (l'allongement) qui, dans l'opération aura perdu un point complet (de 8,5 l'Allongement passe à 7,48). Cela a évidemment une incidence sur la traînée induite qui sur-compense le gain de trainée parasite. Au final donc, cela se traduit par une perte.

Pour ce qui est de la vitesse maximale et de la vitesse de croisière, cette perte n'est pas un drame, puisque l'on reste dans l'épaisseur de l'aiguille du badin ! Mais si l'on y reste c'est uniquement parce que les sources de traînée de cet appareil sont effroyables... Il en aurait été bien différemment si l'appareil avait été proche de la perfection aérodynamique.
En revanche, pour ce qui concerne les performances hors adaptation (taux de montée, pente de montée, distance de décollage, plafond), elles évoluent toutes dans le mauvais sens. Cela ne serait pas grave avec un avion qui aurait de la marge, hors l'ATL est limite partout, puisque engagé dès l'origine dans une spirale infernale masse-puissance.

Il reste une bonne surprise néanmoins : la VNO est nettement augmentée (en raison de la diminution des efforts de flexion, dus à la diminution du bras de levier).

Pour l'heure, nous n'avons pas abordé la question de l'hypersustentation, qui sera évidemment cruciale si vous voulez bénéficier de la réglementation ULM. Pour le reste, les Mv dont vous parlez nous laissent perplexes (du moins s'il s'agit d'une cellule d'ATL) : êtes-vous sûr (si je l'on se réfère au manuel de vol) de ne pas avoir oublié un petit quintal quelque part ?

NOTRE AVIS :
L'ATL est un appareil fondamentalement loupé : parti d'un Cahier des Charges d'Avion Très Léger (Mv = 200 kg ; Md = 400 kg ; Pmot = 47 ch ; Vmax 180 km/h, avec une VNE à 195 km/h), l'aventure a été abandonnée quand il était devenu évident que les spécifications échappaient à tout contrôle (Mv = 390 kg ; Md = 580 kg et Pmot = 80 ch pour une Vmax restée inchangée !), alors que l'appareil était toujours sous-motorisé !

La raison de ce fiasco est simple : l'appareil est trop lourd, et il est affligé d'une traînée parasite anormalement importante.

- La lourdeur vient de l'utilisation des composites pour le fuselage (statistiquement le matériau le plus lourd en construction aéro),

- et la traînée a pour cause le pincement du fuselage qui lui confère une aérodynamique de sphère (ce qui explique d'ailleurs certains de ses comportements erratiques en courte finale et aux grands angles).

S'il y a quelque chose qui devrait, d'abord et avant tout, être changé sur cet appareil, ce n'est pas ses ailes (une aile traîne peu), mais son fuselage, dont il faudrait "gonfler" toute la partie située en arrière de son maître-couple (l'empennage papillon pouvant être conservé, ainsi que la partie avant et la cabine).

Pour ce qui est de la masse de ce fuselage, il faudrait, soit utiliser une technologie carbone-epoxy sous vide (pour ceux qui en ont les moyens), soit adopter une technique du type de celle utilisée par Serge Pennec sur son Gaz'Aile II (structure travaillante bois + mousse "sculptée").

Associée à une motorisation à base de Jabiru détaré, voire de HKS (pour ne pas emplafonner exagérément la VNE qui devra malgré tout être sérieusement augmentée), il y aurait moyen de gagner suffisamment de masse, pour pouvoir réduire la surface aile de façon substantielle (nouveau gain de masse) et accéder facilement à la règlementation ULM. Ce faisant, l'envergure pourrait alors être ramenée à des valeurs plus communes sans pour autant toucher à l'allongement initial, gage de meilleures performances hors adaptation.

Il est vrai que l'appareil n'aurait plus alors grand chose à voir avec l'ATL de ROBIN, mais il aurait assurément bien plus de légitimité à en porter le nom !

Si vous voulez, en toute connaissance de cause, avancer dans cette voie, nous ne saurions que vous conseiller de vous rapprocher de Didier Breyne (membre d'Inter-Action et concepteur du logiciel de conception avion "PCA2000"... celui-ci fonctionnant, du reste, selon des méthodes et des principes mis au point à I-A).

RE-QUESTION d'amateur :

Merci pour cette réponse très rapide et argumentée bien que bien peu engageante… Pour info, je vole depuis 2 ans sur mon premier ATL modifié (912 UL de 80 ch) avec une Mv proche de 300kg (j'ai gagné plus de 65 kg sur l'origine) tout équipé (radio, GPS, etc.) ; je décolle en 150 m, croise a 160 km/h et suis "plein pot" a 200 km/h qui est en même temps ma VNE.
Le seul reproche que je pourrai faire à cet appareil est que l'arrière "dandine" en turbulences et que les volets ne sont que peu efficaces (peut-être peuvent-ils être agrandis ?).
Actuellement j'ai testé la vitesse minimale jusqu'à 68 km/h sans volets (vibrations, mais toujours pilotable). Je ne suis pas allé plus loin…

Juste deux autres questions :

1) Dans quelle proportion change t'on le centrage si je raccourcis les ailes avec la flèche inverse ? Cela va reculer le CG et modifier les moments mais dans quelles valeurs ?

2) la portance de l'empennage ne va t-elle pas être trop importante du fait de la diminution de la portance de l'aile ?

REPONSE :

Mv 300 kg avec un 912 (80 kg en ordre de marche)... Comment avez-vous fait pour gagner les 65 kg que vous annoncez ?
Pour ce qui est du "dandinement" à faible vitesse, c'est l'aérodynamique de sphère qui est à incriminer avec ses décollements plus ou moins alternés, plus ou moins chaotiques...
Concernant votre première question sur le centrage (puisque c'est un centrage sorti des limites avants, qui a motivé la présence d'une flèche inverse) 2 choses sont à considérer : la diminution de masse par suppression des saumons et donc la variation de la position du CG, due à cette variation de masse.

- la masse des saumons est proportionnellement négligeable (en gros 7kg / 580 kg = 0,012 soit 1,2 %). Sur sa fiche d'analyse, chaque m2 de surface mouillée d'ATL pèse en moyenne 7,36 kg. Au niveau des saumons, puisque moins chargés, on peu considérer le m2 est 2 fois moins lourd que la moyenne, contrairement aux m2 de la partie centrale qui, eux seront plus lourds).

- le CG avion étant nécessairement en avant du foyer avion (stabilité naturelle), le bras de levier de la partie manquante des extrémités d'aile (en avant du foyer aile en raison de la flèche), sera donc par rapport au CG avion, très proche de zéro.
Autrement dit, le CG des saumons se trouvent quasiment au niveau du CG avion. Et, donc, celui-ci ne va quasiment pas bouger.
Reste donc la question de la position du foyer de l'aile lui même qui va être modifiée du fait de l'existence d'une flèche inverse de 7,5°. En première approximation, le point d'application en envergure de la résultante des forces aérodynamiques va se rapprocher de l'axe du fuselage de la moitié du raccourcissement des ailes soit : 25 cm).
La flèche étant inverse, le foyer aile va donc reculer de : 25 x tan(7,5°) = 3,3 cm... par rapport au CG de l'appareil, qui lui ne bouge pas. L'appareil sera donc un peu plus centré avant, et par là un peu plus stable.
La première conséquence à cela est une déportance accrue de l'empennage (l'appareil ayant une flèche inverse indique que le centrage était déjà top en avant), et donc une charge de portance sur l'aile augmentée d'autant. Cela entraîne 2 conséquences secondes :

a) une vitesse minimale de vol qui devra être plus importante, et
b) une traînée induite plus grande sur l'aile, augmentée d'une traînée induite d'empennage, également plus grande... et donc un besoin plus grand de puissance en croisière (ou une baisse de perfo si la puissance reste inchangée).

Pour ce qui est de votre seconde question relative aux empennages, ceux-ci n'interviennent que pour l'équilibre (et la stabilité de l'équilibre) de l'avion : ils portent ou il déportent selon le centrage et les phases du vol. Leur implication (à bras de levier inchangé) est donc proportionnelle au rapport des surfaces ailes/empennages.

L'aile diminuant de surface, l'importance relative des empannages s'accroit. Autrement dit l'autorité de l'empennage en tangage (comme en lacet) sera accrue. Par ailleurs, il n'y a aucun danger du point de vue stabilité et contrôle de l'appareil, au surdimensionnement des empennages. Il y aura juste de la surface inutilement en trop qui va se traduire par un petit surcroît de traînée supplémentaire… qui passera totalement inaperçu dans le cas de l'ATL, largement pourvu en traînées parasites !

CALCUL DE CFE : Coeficient équivalent plaque plane :

En lisant les articles sur l'aérodynamique et l'origine des trainées parasites, j'ai voulu vérifier si j'étais à même, simplement et à partir des "bons" paramètres d'un avion, de déterminer son Cfe. Si j'ai effectivement bien compris l'esprit, et dans ce "si" est ma question, il est possible de déterminer, à partir d'un rendement hélice, d'une puissance moteur en croisière, et de la vitesse de croisière, la force de trainée. De là, grâce à la surface mouillée, en déduire le coefficient de frottement rapporté à cette surface mouillée, pour peu que l'on dispose de celle-ci.

J'ai tenté le calcul - fort simple certes, sur le MCR, dont un "rapport de validation PCA200" donnait les caractéristiques précises suivantes:

- vitesse de croisière à 2400m: 318 km/h
- rho à cette altitude (à partir des abaques sur l'atmosphère standard): environ 0.955
- Surface mouillée totale: 23.417 m²
- puissance max: 69kW soit 51.75kW à 75%

Avec un rendement hélice de 90% (comme annoncé dans le rapport), on obtient un Cfe de 0.006, et avec un rendement de 85%, on obtient un Cfe de 0.0057.
Or dans la section FAQ de votre site, vous annoncez un Cfe pour le MCR (sportster je suppose, le plus rapide avec la même puissance de la gamme MCR) de 0.005.
Pourriez-vous me dire où se situe mon (mes) erreur(s)?

La réponse :

Bonjour,

Le rapport PCA2000 auquel vous faites référence est issu d'un programme réalisé par Didier Breyne, qui est un de nos membres actif, et qui donc travaille "façon Inter-Action".

Comme vous le signalez dans votre message, il est toujours difficile de connaître les puissances réelles en jeu. Lorsque l'on dispose de PCA2000 (qui est avant tout un programme de conception), cela facilite la tâche parce que ce programme n'est rien moins qu'un modèle synthétique cohérent des avions. Du fait de sa cohérence, il permet de donner des valeurs à certains paramètres qui restent inconnus pour ceux qui n'ont pas procédés aux essais en vol, voire de rectifier des valeurs incohérentes (souvent avancées par les services commerciaux et marketing...).

Pour commencer quelle est la puissance réelle injectée sur l'arbre hélice ? En aéronautique "conventionnelle" on a l'habitude de donner la Vcr max à 75 % de puissance nominale, et souvent à 2400 m (8000 ft) puisque, plein gaz, le moteur ne donne plus que 75 % de sa puissance. "Plein gaz" est intéressant puisqu'il n'y a pas de perturbation apportées par un papillon des gaz partiellement ouvert. Le plus intéressant restant la puissance maxi au sol (niveau de la mer), pour les même raisons, et parce que c'est normalement la puissance nominale lorsque le moteur est au "bon régime", c'est à dire sur le sommet de sa courbe de puissance (s'il tourne plus vite ou plus lentement la puissance diminue).

Le problème avec les Rotax est que leur régime de puissance maxi continue n'est pas à 75 % mais entre 80 et 85 % de Puissance...

Seconde remarque : la puissance qui compte pour l'évaluation de la qualité aérodynamique est celle qui est réellement utile, c'est à dire celle qui va donner (par réaction) la traction communiquée à la cellule. Il y a donc un rendement hélice qui intervient, mais aussi un rendement d'installation.

Les rendements hélice plafonnent à 86 % pour une bipale lorsque tous les bons paramètres sont réunis (diamètre, facteur d'activité, VRILLAGE, régime, vitesse de translation). Ce n'est pas forcément le point où l'hélice a été adaptée, car il faut encore s'assurer que, hors adaptation (notamment lors du décollage), l'avion est encore en mesure de voler ! Il y a donc des compromis qui sont fait, et que l'on accepte pour cela un certain niveau d'inadaptation (- 1% ; - 2% ...).

Si l'hélice est une tripale, le maximum possible n'est plus qu'à 85,5 %, et plus que de 85 % pour une quadripale...

Ces chiffres proviennent des abaques Naca 640, issus des dernières mesures effectuées réellement en soufflerie. Depuis, on préfère les chiffres sorties des programmes informatiques qui n'ont avec la réalité qu'un rapport théorique (fluide non visqueux, absence de décollement, etc...). Alors évidemment on se rapproche des rendements propulsifs de Froude... Mais est-ce pour autant la réalité ?

Ensuite, il y a encore un rendement d'installation qui vient interférer et amputer la puissance utile de quelques pourcents (1 à 5 %, parfois plus, selon la qualité aérodynamique de ce qu'il y a derrière l'hélice).

Alors bien sûr, en tant qu'objet de conception, un avion est un tout qui montre le savoir-faire d'un concepteur : c'est lui qui choisi la forme de la cellule, c'est lui qui fait l'adaptation hélice, et c'est lui qui retient tel ou tel compromis. C'est la raison pour laquelle nous avions, un temps, choisi de qualifier la qualité aérodynamique avec le critère "TGS" (Traînée globale par siège), donnée en m² de surface de traînée sur le nombre de sièges, et dans laquelle n'étaient pas sortis les rendements hélice.

Le problème est qu'un concepteur voudrait disposer du détail des pertes afin de pouvoir faire ses choix en connaissance de cause. On évalue donc au plus serré, sans être absolument sûr de rien. Et c'est par le nombre des analyses sur des appareils divers (l'expérience) que des lignes de forces émerges...

Dernier point dans l'analyse des qualité aérodynamiques pures d'un appareil : la traînée induite. Quelle est-elle exactement ? Et bien, là aussi, on essaye de se rapprocher d'une réalité qui fuit. La traînée induite est fonction principale de l'allongement... Aérodynamique et non pas géométrique. Entre les 2 il y a ce fameux coefficient d'Osswald "e" dans lequel se rangent quantité de petites imperfections de distribution de Cz en envergure (présence du fuselage, de son calage sur l'aile, du VRILLAGE de celle-ci, de sa forme en plan, de la position de l'aile en hauteur, de la forme de la section du fuselage, etc...). La seule façon d'avoir une valeur réaliste de "e" est de procéder par essai en vol pour obtenir la polaire réelle sur tout le domaine de vol... Encore faut-il pouvoir accéder à ces données !

Bien entendu, on trouve dans la littérature plusieurs études empiriques qui ont été menées pour tenter d'estimer ce coefficient, car si on veut modifier quelques chose pour avoir le meilleur "e" possible, c'est avant que l'avion n'existe ; pas après lors des essais. Laquelle de ces méthodes est-elle la meilleure (à défaut de la bonne) ? Là encore, c'est la multiplicité des analyses qui pallie (un peu) à toutes ces incertitudes.

Je vous joints une fiche d'analyse concernant le MCR-01 VLA (Cfe = 5,84 ‰). Mais là encore, les 2 chiffres derrière la virgule ne doivent pas faire illusion : à défaut de résultat d'essais précis, l'appareil se positionne entre 5,5 et 6 ‰. Sachant que la limite déjà obtenue (Wight-Lightning, Piaggio Avanti) se trouve entre 3 et 3,5 ‰ ‰, il conviendrait, avant d'affiner l'analyse des MCR, de diagnostiquer l'origine de ses déficiences afin de les corriger. A titre tout à fait intuitif (l'expérience des analyses aidant), nous ne serions pas étonnés d'apprendre que la forme pincée du fuselage serait une des principales sources de la qualité aérodynamique "moyenne" de cette machine.

Bien cordialement

REPARTITION ELLIPTIQUE :

Bonjour, Je vois de manière quasi uniforme parler de REPARTITION ELLIPTIQUE de la portance, même avec des ailes rectangulaires. Si c'est le cas, pourquoi construire des ailes elliptiques, puisque ce résultat est déjà acquit avec une construction plus simple ?

La réponse :

Bonne question !

Je dois être particulièrement borné car je n'en vois pas la raison. Je conçois que la répartition de portance soit perturbée à l'extrémité de la voilure, de même la présence du fuselage n'arrange pas les choses. Mis à par ces deux parties plus ou moins affectées suivant l'allongement, la répartition de portance devrait être sensiblement linéaire, surtout avec des grands allongements.

La répartition de portance est elliptique pour une raison simple : c'est que l'aile concerne un "tube de courant" dont le diamètre est l'envergure. En déviant ce tube de courant vers le bas, l'aile crée par réaction la portance, dont la valeur est... la masse de l'avion, fois le facteur de charge.

Cette phénoménologie du tube de courant est vraie du moins au passage de l'aile. Evidemment, les choses se compliquent un peu plus vers l'arrière puisque ce tube de courant "rejeté vers le bas" se comporte comme un corps cylindrique en mouvement de translation vertical... avec contournement du fluide autour de lui de façon tourbillonnaire (les fameux tourbillons marginaux) avant que le tout ne se mélange quelque peu...
La REPARTITION ELLIPTIQUE de la portance s'explique donc par la forme du tube de courant dévié vers le bas.

Cette portance qui se réparti elliptiquement, est une "nécessité". Sa valeur, on l'a déjà dit, est donnée par la masse de l'avion fois le facteur de charge.

Pour ce qui est de l'aile, celle-ci est constituée par une succession de profils locaux (tous identiques pour une aile rectangulaire non vrillée), chacun de ces profils offrant une "capacité de portance local", limitée par le Czmax du profil local.

Si l'avion vole, c'est que la "capacité de portance" est supérieure à la "nécessité de portance". Il peut néanmoins arriver que la "nécessité de portance" augmente (sous facteur de charge - rafale, ressource), ou que la "capacité de portance" diminue (diminution de vitesse). Les 2 courbes de répartition, dont l'une (la "nécessité de portance") est elliptique, et l'autre de forme directement fonction de la forme en plan et du VRILLAGE, se rapprochent alors, voire se croisent. Ceci a pour conséquence (ailes non vrillées évidemment) :

1) lorsque l'aile est rectangulaire,
- les "capacités de portance locale" (qui ne dépendent que des caractéristiques du profil en dehors de la vitesse) étant constantes (puisque toutes les tranches de profils sont identiques) il s'en suit que celles qui sont proches de l'emplanture, seront les premières à être rattrapées par les "nécessités locales de portances". L'aile rectangulaire décroche donc "naturellement" près de l'emplanture.

2) Lorsque l'aile est trapézoïdale, c'est la "capacité locale de portance" de la tranche considérée qui va diminuer plus vite que la "nécessité de portance locale". La conséquence est que le décrochage va s'initier là où les courbes d'évolution de la "capacité" va traverser la courbe elliptique de la "nécessité". Le décrochage sur une aile trapézoïdale va donc s'initier d'autant plus près de l'extrémité de l'aile que son effilement sera important.

3) Si l'aile est elliptique, la répartition de la "capacité locale de portance" sera naturellement elliptique... Comme la courbe de la répartition de la "nécessité locale de portance". Et c'est là, où l'aile elliptique n'a pas que des avantages, car lorsque ces 2 courbes (capacité et nécessité) vont se rapprocher, elles vont naturellement se superposer avec pour conséquence un décrochage simultané de toutes les tranches d'aile. Le décrochage sera alors brutal comparable à un "déclenché" (Cf. les départs en vrille des Spitfire en dernier virage lors des meeting).

Si l'aile est vrillée, la portance devrait décroître linéairement dans les parties non perturbées, ce qui n'est pas forcément un avantage, sauf pour la tenue du longeron.

J'ai trouvé cet applet sur internet : http://adg.stanford.edu/aa241/wingdesign/winglift.html Cet applet montre également que le Cz s'écroule notablement avec la diminution de l'allongement, c'est un aspect que je n'ai jamais vu évoquer. Doit on en conclure qu'une aile de même surface, avec le même facteur de charge, et un allongement faible décroche à une vitesse plus basse qu'une aile à grand allongement ?

Je suppose que vous avez voulu dire "décroche à une vitesse plus grande" (puisque le Cz s'effondre) ?

Il y a de ça, en fait une variation d'allongement modifie le gradient de portance. Toutefois, il y a une limite maximale à ce gradient de portance qui est donné par l'allongement (théorique) infini, pour lequel le gradient de portance a pour valeur 2 pi par radian (soit 0,10966 point de Cz par degré d'incidence).

Si vous consultez un catalogue de profil comme le Abbott (profils NACA), vous vous rendrez compte (en utilisant un calque) que, quelque soit le profil, la pente de ce gradient de portance est toujours la même ! C'est la raison pour laquelle nous disons que le choix du profil n'a aucune importance, du moins au stade avant-projet d'une conception avion. Son incidence n'est que du second, sinon du troisième ordre !

Lorsque l'on passe d'un allongement infini à un allongement fini, le gradient de portance diminue. Il diminue donc avec la diminution de l'allongement, et cette diminution suit la relation suivante :
CzalphaA = 2.Pi.A / (2 + (A^2+4)^0,5) [1/rd]

Si l'allongement est "grand" (supérieur à 6), ce gradient peut être approximé avec la formule suivante : dCz/dalpha = CzaA = 2 . pi . A / (A+2) toujours en [1/rd]

Ainsi, pour un allongement de 8 par exemple, le gradient de portance est d'environ 5/rd, soit encore 0,087 point de Cz par degré.

En fait, la variation d'allongement provoque une simple rotation de la courbe Cz = f(alpha) autour d'un point fixe qui est le point alpha_zéro (angle de portance nulle).


Ce phénomène (qui est expérimentalement confirmé pour l'aile rectangulaire non vrillée), a 2 conséquences :

1) sur le vol en croisière : Chacun sait que la rencontre d'une rafale implique une modification de l'angle sous lequel le profil voit l'écoulement (angle d'incidence). Ainsi, pour une même variation de cet angle, la portance varie donc d'autant plus que le gradient de portance est grand. Autrement dit plus il y a d'Allongement et plus l'appareil est sensible aux rafales (la structure sera évidemment plus sollicitée, et le vol moins confortable).

2) sur la vitesse minimale de vol : la rotation de la courbe dans le sens d'une diminution du gradient de portance impliquant une diminution du Czmax, il s'en suit que la vitesse minimale de vol est effectivement plus faible lorsque l'allongement diminue. Il est à noter aussi que l'angle d'incidence atteint sera sensiblement plus important. Attention donc aux cordes trop grandes qui imposent un cabré trop grand de l'appareil qui peut ne pas être exploitable...

P.S. j'ai encore d'autres questions, mais j'ai peur de devenir pénible ……. c'est peut être déjà fait.

En tout cas, je ne saurais que vous conseiller de participer à notre stage, car toutes ces questions sont abordées Bien cordialement

VRILLAGE :

Je me pose des questions sur le VRILLAGE de l’aile.

On voit un peu de tout : 1° sur un Cessna, un Banbi ou un MCR à près de 15° sur un Jodel, parfois agrémenté de barrettes de décrochage (note du claviste : Lire 1 à 15° de VRILLAGE négatif).

Si le but est de retarder le décrochage des ailerons, il me semble que 1° est bien faible pour un décrochage en lisse.
Les barrettes de décrochage sont certainement plus efficaces pour faire décrocher l’aile à l’emplanture et générer des signes annonciateurs.
Avec les volets sortis, ce sera la partie portant les volets de l’aile qui va décrocher en premier car la sortie des volets augmente l’incidence de cette partie de l’aile… donc le VRILLAGE n’apporte rien dans ce cas là car les volets resteront efficaces..

Si c’est pour améliorer la répartition de la portance de l’aile, je doute que 1° suffise et si en plus on met des winglets comme c’est la mode, je ne sais pas si cela ne vient pas, en partie, contrebalancer le VRILLAGE.

Pouvez vous éclairer ma lanterne ?

La réponse :

Bonjour,

En gros, vous semblez avoir tout compris : le VRILLAGE "géométrique", cela sert plus à calmer les angoisses du concepteur qu'à autre chose (tout en compliquant la construction), car ce VRILLAGE géométrique peut être facilement remplacé par un VRILLAGE aérodynamique (il suffit pour cela de relever les ailerons dans le cas d'une aile sans volet, ce qui autorise même de pouvoir modifier ce VRILLAGE).

L'argument régulièrement évoqué du VRILLAGE "géométrique" de l'aile est la protection contre le décrochage des extrémités de voilures (et donc la possibilité pour le pilote de garder de l'autorité en roulis). Cet argument nous semble "faible". En effet, entre 1° et 3° de VRILLAGE ne protègent que de 1° à 3°. Lorsqu'un ULM en approche à 30 m/s se prend une grosse ascendance de 10 m/s, l'incidence augmente de 18° !
La protection des ailerons au décrochage, nous semblent plus efficace en jouant directement sur les causes du décrochage (forme en plan de l'aile, cambrure et rayon de bord d'attaque etc ....- voir l'article sur les extensions de bord d'attaque - wing leading edge drop - du colloque de cachan 2005 par Paul LUCAS qui avait compilé tous les rapports naca/nasa sur le sujet-).



Plus raisonnablement, une autre utilité du VRILLAGE c'est de permettre, toujours au prix d'une complication de fabrication, une adaptation de la voilure au régime de vol (par exemple pour la montée comme sur les Jodels). Cela peut être interressant pour la montée pour des avions faiblement motorisés, mais il faut se souvenir que l'on joue sur la trainée induite, qui en montée représente environ 50% de la trainée totale, mais seulement 12,5% de la puissance consomée (75% de puissance pour monter, 12,5% pour la trainée de frottement, et 12,5% pour la trainée induite), donc on ne gagne pas grand chose et ça alimente les discussions de bar d'aéroclubs. Alors que la masse, elle, intervient majoritairement, mais ca ne se vois pas (cachez cette masse que je ne saurait voir .....)

Lorsqu'il y a des volets, c'est encore plus simple : leur sortie vrille naturellement l'aile... dans le bon sens, et au moment où le VRILLAGE se révèle utile. En effet, en vol le VRILLAGE est supprimé, ce qui évite (comme sur les Jodels que vous avez cité) de voler avec des extrémités d'aile en déportance... ce qui diminue un allongement qui n'était déjà pas terrible, avec pour résultat une diminution encore plus marquée de la finesse en vol rapide.

Le pire de tout, c'est la mode des PROFILS à SQUELETTE à CAMBRURE MARQUEE comme la série à la mode des profils NLF. La cambrure amène en effet un important coefficient de moment, qui génère un très fort couple piqueur (fonction du carré de la vitesse), couple qu'il faut compenser par une forte déportance de l'empennage horizontal, qui accroît la charge alaire de l'aile (et donc sa traînée induite à laquelle se rajoute la traînée induite de l'empennage en déportance), et qui impose d'énormes efforts sur le fuselage qui doit donc être dimensionnés en conséquence (et qui sera donc un peu plus lourd).


Pour contrebalancer (à haute vitesse), les effets de cet important moment piqueur, on n'a rien trouvé de mieux que de débattre les volets en "négatif" (c'est à dire vers le haut) afin de réduire, sinon annuler les effets de la cambrure. Cela épate régulièrement les journalistes qui constatent l'augmentation immédiate de la vitesse (par réduction importantes des traînées induites). Ce qu'ils oublient, c'est que la mise en "négatif" des volets a introduit un VRILLAGE POSITIF de l'aile. La conséquence est que les charges aérodynamiques sont reportées aux extrémités de l'aile, ce qui amène 2 dangers :

1) des décrochages dynamiques d'extrémité sous facteur de charge (soit lors de manoeuvres serrées - Cf. accidents de Wheeler express -, soit aussi sous fortes rafales),

2) des ruptures en vol suite à fatigue, les longerons étant alors très nettement plus sollicités à leur emplanture.

Quant aux barrettes de décrochage, celles-ci servent, diront certains, à avertir du décrochage (c'est vrai), mais elles servent d'abord et avant tout à "positionner" le décrochage initial de l'aile, lorsque celui-ci est brutal et qu'il ne prévient pas.

C'est le choix du profil qui détermine la brutalité du décrochage. Alors qu'il existe des milliers de profils qui ont été souflés, 80 % des avions sont équipés de l'éternel Naca 2.30.12 (des Me-109 et Spitfire aux Jodels). Ce profil est généralement choisi, d'abord parce que tout le monde se copie, et pour les concepteurs qui font un choix raisonné parce qu'il présente un très fort Czmax (1,73). Cependant, comme son épaisseur relative est faible (12 % seulement, ce qui accessoirement alourdi les ailes), il présente un décrochage dit "de bord d'attaque" qui est particulièrement brutal. Cette particularité est corrigée par l'installation de décrochoirs (ou barrettes de décrochage) dont la fonction est d'écrêter la courbe de Czmax dont le maximum va être ramené à la valeur des autres profils soit 1,4 environ.

Pour ce qui concerne la brutalité du décrochage des Jodels, une seconde raison se rajoute à celle du profil : celle de la forme en plan de l'aile qui est semi-elliptique. Ce faisant, la répartition de la charge (d'origine géométrique) en envergure se rapproche de la répartition des Cz en envergure (qui est optimale pour l'aile elliptique... non vrillée et sans fuselage). Lorsqu'il y a concordance entre répartition de charge et répartition de Cz, cela signifie que le décrochage s'initie partout en même temps le long de l'envergure (Cf. certains accidents de Spitfire à l'atterrissage lors de meeting). Il est brutal et ne prévient pas.

Les questions qui se posent alors sont les suivantes :
- A quoi cela sert-il de choisir un profil à forte cambrure si c'est pour débattre les volets en "négatif" (avec tous les inconvénients qui s'en suivent) ?
- A quoi cela sert-il de choisir un profil à fort Czmax, si c'est pour le ramener à la valeur des autres profils au moyen de décrochoirs ?

Bien cordialement

PUSH PULL NG :

Nous sommes étudiants en école d'ingénieurs en aéronautique et nous avons comme projet de 2ème année de concevoir un avion de type Cessna 337 (push pull) de nouvelle génération. Ce Cessna 337 re-motorisé avec des moteurs diesel correspondrait aux besoins des associations humanitaires, travail aérien...


Nous recherchons à l'heure actuelle des informations sur tout ce qui est "rédaction du cahier des charges":

- Est ce que vous auriez des conseils à nous donner dessus ?

- Avez vous déjà réfléchi à des projets de "push pull" ?

Nous serions également intéressés par l'impact de technologies "nouvelles" sur les performances d'un un avion de ce type.

- l'utilisation de winglets est elle justifiée ?

- Quel gain en poids et perf on peut s'attendre si on utilise des éléments de structure en composite.

La réponse :

Bonsoir, Tout tourne effectivement autour du CdC (Cahier des Charges) qui devrait être normalement posé a priori, et non a posteriori comme c'est trop souvent le cas pour justifier un appareil construit sans objectif cohérent.
Les questions à se poser sont celles du profil de mission : Pour quoi faire ? Quoi transporter ? dans quelles conditions ? Combien de masse à emporter ? Quelle distance franchissable ? quelle vitesse ? Quelle altitude de vol ? Quelles contraintes de décollage-atterrissage ?
etc...

Qui dit Push-pull dit bi-moteur. Encore faut-il que ce bi-moteur ne signifie pas 2 fois plus de chances d'aller au tapis sur panne d'un des moteurs... notamment au décollage, d'un terrain en altitude, et par standard + 25°C (ou plus si c'est sous l'équateur...).
Le push-pull a un intérêt évident pour des questions de pilotage en cas d'arrêt d'un moteur, c'est à dire sans imposer l'obligation d'une formation spéciale au pilotage ni l'entretien de ce type de compétence (ce qui se traduit toujours par des coûts).

Pour réussir un avion, il n'y a, en gros, que 2 paramètres à réussir : le devis de masse et l'aérodynamique. En louper un seul, et l'avion est loupé, c'est à dire qu'il en existe déjà un qui remplira mieux le CdC que vous vous serez fixé, et que vous vous proposez de concevoir. Cela coûtera donc moins cher de reproduire l'avion existant que d'en construire un nouveau pour le CdC fixé.

Les questions que vous vous êtes posées, d'emblée, sont malheureusement inadéquates parce qu'elles devraient découler d'un CdC, et non le précéder.

Si vous analysez la multitude des avions existants, vous verrez que la motorisation compte pour une part majeure d'un devis de masse. Et le choix d'un moteur fige souvent le projet... Ce qui est sûr, c'est que les moteurs Diesel présentent les masses spécifiques les plus élevées. Un avion avec moteur Diesel sera donc nécessairement plus lourd qu'un avion à moteur à essence. Mais encore une fois tout dépend du CdC, car si c'est pour voler en non-stop pendant 15 à 20 h sans se poser, la moindre consommation du Diesel pourra contrebalancer son surcroît de masse... Tout dépend donc bien du CdC.

Les winglets. C'est de la masse, c'est du coût de fabrication, c'est de la traînée supplémentaire pour un gain marginal qui sera largement compensé par ces inconvénients. La preuve, c'est que le winglet du "voyager" de Rutan perdu au décollage, ne l'a nullement gêné (aucune dissymétrie de vol). Un simple accroissement de quelques centimètres en envergure apporte plus que ces gris-gris qui servent surtout comme argument de vente en raison de la mode ! Mais, attention, l'argument commercial, peut aussi être un argument !

Les composites. Il vous suffit de faire quelques analyses statistiques pour vous rendre compte que c'est le procédé de construction le plus lourd dans l'aviation générale. Même le tout carbone des MCR-01 de Dyn-Aéro n'arrive pas à atteindre les 202 kg de masse à vide du MC-100 de Colomban intégralement métallique... Et je ne parle même pas des plastique verre où la situation est tout simplement ahurissante. Evidemment, le plastique, c'est joli. Mais là aussi, si le critère "joli" est inscrit dans votre CdC, c'est autre chose. Mais cela risque d'être un peu contradictoire avec un profil de mission "humanitaire", la brousse, les pistes caillouteuses etc...

S'il y a un conseil à vous donner, c'est de ne pas prêter l'oreille aux sirènes de la mode, de la "modernité", du qu'en dira-t-on (surtout des journalistes), encore que tout cela peut aussi faire parti d'un CdC : le projet pouvant très bien ne pas être destiné à voler mais à décrocher des subventions ! Et de ne pas oublier surtout que nous entrons définitivement dans un monde où l'énergie va se raréfier.

Bien cordialement et bon travail

Questions d'amateurs :

Nous aurions encore besoin de vos avis sur plusieurs points.
- Savez-vous où nous pourrions trouver les poids de sièges, trains rentrants et systèmes de pressurisation ainsi que l'impact que ce dernier a sur le fuselage et la consomation?

- Quel rôle ont les haubans d'après vous? Notre avion pour rappel devra pouvoir effectuer des missions sur terrain rugueux comme en Afrique par exemple. Les haubans permettent de transmettre une partie des efforts normaux. Pensez vous à première vue qu'avec les progres actuels (exemple en aluminium) on puisse se passer des haubans ?

Partagant le meme point de vue que vous sur les composites, la raison principale de refus d'utilisation d'une structure full- composite a été le problème de maintenance. ça m'etonnerait qu'en afrique les centres de maintenance possèdent des scanners. On pense donc réaliser seulement les pièces non travaillantes en composites. C'est à dire capot de moteur, trappe trains, sièges,.. Le gain de masse apporté restera minimal.

La réponse :

Bonjour, Toutes les réponses découlent du CdC.

- Quelle vitesse prévoyez-vous ? En fonction de la réponse vous devriez avoir une idée sur la question suivante : L'aérodynamique a-t- elle plus (ou moins) de poids (décisionnel) que la légèreté ?

Il y a un Cessna (je ne me rappelle plus lequel) sans hauban qui était moins performant que son équivalent à haubans. Pourquoi ?

1) parce qu'il était plus lourd
2) parce que l'aile cantilever avait un longeron qui passait de part en part en cabine, et qu'il avait fallut surélever l'aile pour garder l'habitabilité, et donc, dégrader l'aérodynamique.

Idem pour le train rentrant. C'est plus lourd, c'est plus compliqué (risque accru de pannes), c'est plus cher à la fabrication, cela demande plus d'entretien (c'est pour l'Afrique ?)...

Par ailleurs, pour l'atterrissage en brousse, on met généralement des roues de plus grand diamètre. Il faut donc de la place pour les ranger, dans l'aile ? Ou dans le fuselage ? Avec des roues "toundra" le rangement va devenir cocasse !

Pressurisation : cela coûte cher : en prix direct, très cher en masse, et donc re-cher indirectement par ce que cela suppose de sur- motorisation. La pressurisation est-ce une nécessité ? C'est en général fait pour les avions qui monte (très) haut, et donc, qui vont loin. Question de CdC Quelle est la distance franchissable visée ?

Siège: Quel est le CdC ? Voler loin et longtemps (confort) ? ou faire des sauts de puce dans la cambrousse ? Dans ce dernier cas, 2 barres avec un simple tissus façon transat, il n'y a rien de plus léger, de plus confortable (en Afrique on transpire), de moins cher, et de plus facilement réparable.

Il n'y a rien à faire : tout tourne autour du CdC qu'il faut absolument poser avant toute chose.

Bien cordialement

HELICE de NIEUPORT 12 :

Je construis un avion Nieuport 12 selon les plans de Graham Lee.
Je suis actuellement en train d’essayer de définir le diamètre optimal de mon hélice. Comme mon avion est un biplan, j’ai lu, mais je ne sais plus où, que les pales devaient dépasser de quelques centimètres l’extrados de l’aile supérieure afin de ne pas dégrader les performances aérodynamique (si mes souvenirs sont bons).

Malgré mes quelques notions en aérodynamique, je n’arrive pas à me l’expliquer et je m’en remets donc à vous. Auriez-vous une explication à me donner, svp ? Pensez vous que je puisse prendre une hélice dont les pales seraient « en dessous » de l’extrados ? Que me conseilleriez-vous ?

La réponse :

Cher Monsieur,

Une adaptation hélice-moteur-cellule, consiste à trouver le meilleur compromis entre les caractéristiques du moteur (puissance-régime) et les caractéristiques aérodynamiques de la cellule qui se résument à la vitesse de vol à laquelle vous voulez adapter votre hélice (là où l'appareil passe la majeure partie de son temps, en général la croisière), afin d'obtenir le rendement le meilleur. Il n'y a donc qu'un seul point où l'hélice est réellement adaptée. Tous les autres points sont dit "hors adaptation", mais il convient néanmoins de vérifier que l'avion y vole encore de manière satisfaisante, notamment durant les phases de décollage.

Pour le point d'adaptation, 3 éléments doivent être pris en compte :
- la vitesse à laquelle doit être adaptée l'hélice (75% de Pmax et 2400 m d'altitude pour un avion de voyage),
- la puissance injectée sur l'arbre et
- le régime d'adaptation.

Le facteur majeur est le diamètre hélice puisqu'il entre dans les formules à la puissance 5 !
Le facteur suivant et le régime qui, lui, entre à la puissance 3.
Si le moteur est réducté, vous avez donc un degré de liberté supplémentaire puisque vous pouvez encore jouer (dans une certaine mesure) sur le rapport de réduction.

Reste ensuite à savoir à quelle vitesse vous voulez adapter votre hélice. En général, plus un avion est lent, plus le diamètre de son hélice sera grand et plus cette dernière pourra offrir une forte traction notamment en régime partiellement décollé des pales lors de la phase initiale de décollage, ce qui va grandement faciliter cette phase.

Tout le restant n'entre en considération que de façon mineure, notamment la question que vous soulevez sur le soufflage de l'extrados de l'aile supérieure... encore que, "dépasser de quelques centimètres" l'extrados (je suppose sur un plan 3 vues), quand la veine d'air en arrière de l'hélice se contracte (en raison de son accélération - phénomène de Bernouilli), n'est vraisemblablement pas suffisant pour alimenter l'extrados de l'aile supérieure....

Sur un biplan, les plans supérieurs et inférieurs sont interactionnés, l'inter-plan se comportant en gros comme un venturi : la déportance de l'intrados supérieur étant compensé, sinon annulée par la portance de l'extrados inférieur, et vice versa. Il est donc tout à fait légitime de considérer le système des 2 plans comme un seul et unique plan (mais avec une traînée de frottement double du fait qu'il y a quand même 2 plans et donc le double de surface de frottement). Affirmation qui est à nuancer cependant par le fait que les interactions entre plan diminuent avec la distance interplan (on peut considérer que ces influences mutuelles cessent lorsque les 2 plans sont distants d'une envergure...

Pour en revenir au rapport entre votre hélice et vos plans, ce qu'il conviendrait de considérer, ce n'est pas ce qui se passe entre les 2 plans, mais le pourcentage de veine qui passe au dessus de l'extrados du plan supérieur, et le pourcentage de veine qui passe au dessous de l'intrados du plan inférieur... Mais, qu'est ce qui va changer pour que, comme vous dites, cela ne va "pas dégrader les performances aérodynamiques" ? Ce qui va modifier ces performances aérodynamiques, c'est la répartition des Cz en envergure. Or, l'endroit où agit l'hélice, c'est l'endroit où il y a le fuselage, et donc l'endroit où il y a déjà un "trou" dans la répartition des Cz en envergure... Si ce "trou" dû à la présence du fuselage entame de moitié cette répartition des Cz, l'accentuation éventuelle de ce "trou" dû au différentiel entre ce qui passe au dessus de l'aile supérieure et au dessous de l'aile inférieure, n'aura une influence que sur la moitié restante de la répartition des Cz. Autant dire que l'influence sera plus que difficile à mettre en évidence, puisque vous travaillerez "dans l'épaisseur du trait"...

Le problème des performances aérodynamiques d'un biplan réside moins dans les questions de savoir s'il y a ou non un "schouilla" de souffle hélice qui passe sur l'extrados du plan supérieur que sur l'énorme traînée de frottement générée par le surcroît de surface mouillée due à une aile "de trop" (la portance étant due en gros par la déflexion d'un tube de courant dont le diamètre est l'envergure, quels que soit le nombre de plans qu'il y a dans ce tube de courant), et aux multiples traînées de pression générées par tous les haubans et câbles de rigidification qu'il peut y avoir dans l'entreplan.

En résumé, ce n'est pas l'endroit du passage du souffle hélice par rapport au plan supérieur qui fera la différence (à notre sens non mesurable) que le diamètre hélice en soit, puisque l'avion volera à des vitesses relativement modeste. Mais, si votre adaptation hélice débouche sur un grand diamètre, il risque fort qu'une partie du souffle passe au dessus du plan supérieur. L'avion aura alors de meilleures performances, mais non pas parce qu'il y aura du souffle qui passe au dessus du plan supérieur, mais parce que l'hélice aura été correctement adaptée. C'est ainsi que naissent les légendes...

AVIONS ELECTRIQUES :

Que pensez des nouveaux avions électriques ?

La réponse :

Petites considérations d'ingénieur (en aéronautique) :

"IL N'Y A PAS DE BONNES OU DE MAUVAISES SOLUTIONS, IL N'Y A QUE DES SOLUTIONS ADAPTEES A UN USAGE !"


L'avion électrique ne sera jamais qu'un objet de loisir. Les seuls domaines où il peux être viable est l'assistance à l'envol de planeurs (puissance faible, temps d'utilisation faible), le vol de loisir de faible durée et bien sûr le radiomodélisme de petites dimensions.

Les capacités des accumulateurs éléctriques restent encore et pour longtemps, BEAUCOUP trop faibles. On stocke dans 1 kg de batterie au mieux 80 fois moins d'énergie que dans un kilo de pétrole. Si l'on tient compte des rendement de conversion en puissance mécanique, l'écart se réduit à 40 fois moins bien que le pétrole.

Sur un temps de vol très court (décollage et montée à 500 mètres d'un planeur) le vol electrique est envisageable.

Mais sur une mission plus longue (par exemple 4h de vol à 200 km/h : cahier des charges d'un avion léger de voyage) un avion correctement conçu consommera 35 kg de pétrole. Pour faire la même mission en avion électrique il faudra au minimum 1325 kg d'accus !!!!!! (et encore ce n'est que le premier pas de calcul car ce n'est plus le même avion : plus de masse = plus de surface = plus de puissance = + d'énergie etc .....)

Chaque kilo non maîtrisé se traduit (à CdC fixé), par 2 à 3 kilos de plus sur la Masse au décollage (Md)!
1325 kg - 35 kg = 1290 kg de différentiel de stockage, soit 1250 kg de différentiel GMP + stockage, ce qui donne au final un surcoût massique de 2500 kg (en plus sur la Md) si l'aérodynamique est soignée, à 3750 kg de plus si l'aérodynamique est merdique! Or, pour trimbaler 3,75 tonnes de plus, cela va en produire du CO2 à effet de serre... écolo l'avion électrique ?

Bref, si l'étude des véhicules électriques est très interressante pour les véhicules de très faible autonomie, ceux qui pensent pouvoir à terme remplacer complètement le pétrole (ou les huiles végétales d'ailleurs) par des accus se trompent lourdement (c'est le cas de le dire !).

QUALITE d'un AVION LEGER :

Je réfléchissais à certains de vos propos concernant la qualité d'un avion léger. Vous expliquez très justement qu'il y a deux critères importants :

La qualité massique
La qualité aérodynamique
Je suis tout a fait d'accord avec vous, cependant une chose me trouble lorsque pour la qualité aérodynamique vous utilisez un rapport entre la traînée pure et une plaque plane de même surface.
Ce qui me trouble dans ce raisonnement c'est qu'en suite vous faite une analyse par l'exemple en disant qu'il faut se rapprochez de 0,35 quel que soit la taille de l'avion.
Lorsque l'on fait ce raisonnement c'est oublier qu'il est bien plus difficile voir impossible d'atteindre un tel ratio sur de toute petite machine. Et lorsque vous dite que le MC100 n'est pas optimisé sur ce point, permettez moi de vous reprendre.
La surface frontale est liée à la charge marchande (à savoir pour nous, deux personnes mises cote à cote) et cette surface ne va pas réellement évoluer entre un biplace, un quadriplace plus ou moins lourd. Ce paramètre peut être optimisé (on tasse un peu plus les occupants ou on les allonge) mais il reste une donnée relativement homogène pour beaucoup d'avion léger.
Hors la surface frontale intervient de manière prépondérante dans la création de traînée par rapport à une plaque plane. Si cette surface n'évolue pas alors que la surface mouillée augmente, votre rapport fausse la comparaison.
Nous ne faisons pas des poupées russes.
Il me semble par contre possible de déterminer un référentiel qui permettrait de comparer tous les biplaces par exemple. Nous pouvons imaginer un volume aérodynamique parfait (goutte d'eau) ayant une section ronde correspondant à la section utile d'un biplace. La traînée pure ramenée sur la traînée de ce volume permettrait de comparer des machines qui ne sont pas comparable avec votre méthode. Le but étant d'emporter ce volume avec le minimum d'effort, tout ce qui représente un facteur négatif ne fera que dégrader ce coefficient.

La réponse :

Bonjour, Nous ne comprenons pas très bien le fond de ce qui vous choque lorsque nous ramenons tout à une comparaison avec la plaque plane, mais la suite semble indiquer une certaine difficulté à comprendre la phénoménologie de la physique des écoulements aérodynamiques.
Je ne pense pas que nous ayons dit sans autre explication qu'il fallait "se rapprocher de 0,35". Faites-vous référence à un coefficient ? A une surface ?

Pour ce qui est de l'optimisation (qu'il s'agisse du MC100 ou d'une autre machine), cette optimisation ne peut se faire que si, et seulement si, un CdC (Cahier des Charges) a été préalablement défini. Or, dans l'écrasante majorité des cas, ce n'est qu'une fois que l'avion vole que l'on dit : "cet avion a été destiné à ceci".

Il se trouve que si l'on prend ce "Ceci" comme CdC, celui-ci peut presque toujours être rempli avec moins, voire beaucoup moins, de moyens (moins de puissance, moins de surface, moins de... etc.), dès lors que l'on procède rationnellement, selon les méthodes que nous avons mises au point à Inter-Action depuis plus de 20 ans, et que nous continuons toujours à peaufiner.
Maintenant que ses caractéristiques principales ont été publiées par Vol Moteur, nous avons passé la luciole de Colomban à la moulinette de "l'anti-gogo" dont vous trouverez une copie ci-joint. Bien que certaines des données soit manquantes (notamment la longueur du fuselage), un rapide balayage d'estimations montre que l'appareil offre un "Cfe" (explication plus loin) compris entre 5,5 et 7 ‰ ! Si l'aérodynamique avait été correctement traitée, le Cfe aurait dû se trouver autour de 3,5 ‰ (valeur qu'obtiennent d'autres avions : donc cela n'est pas impossible), et sa vitesse aurait due (toujours avec 25 cv) tourner autour de 250 km/h. Or, si le constructeur avance une Vmax de 220 km/h, dans Vol Moteur, Ph. Tisserant indique que "à pleine ouverture" l'avion vole à 200 km/h.
Si le CdC avait été de voler à 200 km/h (toutes les autres paramètres étant égaux par ailleurs), l'appareil n'aurait nécessité qu'une puissance de 12 à 14 cv seulement (Bien entendu il aurait encore fallu démontrer qu'avec cette faible motorisation l'appareil était toujours en mesure de décoller ). Il reste donc que l'appareil présente une déficience d'ordre aérodynamique puisque sa traînée parasite est d'environ le double de ce qu'elle aurait due être. Arrivé à cette étape des constatations (c'est à dire au stade du diagnostic), il aurait fallu rechercher le pourquoi de la chose et y remédier.
Manifestement cela n'a pas été fait, et la Luciole sera donc reproduite par les constructeurs amateurs... avec ses déficiences aérodynamiques !
Mais revenons à ce que dit votre texte.

1) Il est d'abord dit que "la charge marchande "est liée avec la surface frontale". Puis dans la même phrase il est encore dit : "cette surface frontale ne va pas évoluer entre un biplace et un quadriplace plus ou moins lourd". Ce qui est pour le moins contradictoire, et la question qui se pose immédiatement est la suivante : cette surface frontale (dans votre propos) évolue-t-elle, ou n'évolue-t-elle pas avec la charge ?

2) Il est dit encore : "Or, la surface frontale intervient de manière prépondérante dans la création de traînée par rapport à une plaque plane".

Pour commencer, on ne parle de surface frontale que s'il y a décollement, autrement dit que si l'aérodynamique est complètement foutue... comme sur une bagnole par exemple. Si l'aérodynamique est réussi, c'est à dire s'il n'y a aucun décollement, les filets fluides glissent sur le revêtement, et il n'y a QUE du frottement. Dans ce cas de figure la référence n'est pas la surface frontale, mais la surface mouillée (le fuselage, le dessus et le dessous de l'ailes... etc.). Partant de là, pour évaluer le degré de réussite de l'aérodynamique, on va comparer la traînée générée par le frottement visqueux de l'air sur la surface mouillée de l'avion, avec la traînée de frottement pure que présentera la plaque plane parallèle à l'écoulement de même surface mouillée (et de même Reynolds), puisque cette plaque plane ne peut pas avoir de décollement. En outre comme on connaît parfaitement sa traînée puisque celle-ci est facilement mesurable en soufflerie, la comparaison de l'avion réel avec cet équivalent sans épaisseur (plaque plane), donne immédiatement la qualité aérodynamique obtenue. Dans tout ceci on n'a parlé, ni de masse (cela concerne la traînée induite, et non la traînée parasite), ni de volume (biplace, 4 places, etc.).

3) Votre texte dit encore ceci : "Il me semble par contre possible de déterminer un référentiel qui permettrait de comparer tous les biplaces par exemple". Bien .

Pour marquer les esprits, nous avons utilisé, non pas un référentiel, mais un équivalent plaque plane (perpendiculaire cette fois-ci à l'écoulement). Pourquoi ' Tout simplement, parce que la plaque plane, quelle soit parallèle à l'écoulement et qu'elle ne présente QUE du frottement visqueux, ou quelle soit perpendiculaire à l'écoulement et qu'elle ne présente alors QUE du décollement, cette plaque plane sépare bien les phénomènes qui sont alors isolés et parfaitement mesurables.
Ainsi, même une traînée de frottement visqueux pure peut avoir un équivalent de même valeur en traînée, généré par une plaque perpendiculaire à l'écoulement. Bien entendu, et compte tenu de l'énorme différence entre les coefficients de frottement et les coefficients de pression (lorsqu'il y a décollement), de l'ordre de 200 à 300 fois supérieur, la surface de la plaque perpendiculaire sera très nettement plus petite que celle de la plaque plane parallèle à l'écoulement. Pour fixer un ordre d'idée, la surface de traînée parasite d'un MC-15 Cri-Cri (monoplace de 2 x 15 cv) est équivalente à celle d'un carré de 30 cm de côté orienté perpendiculairement à l'"écoulement. La traînée du White-Lightning (quadriplace de 210 cv), est équivalente, quant à elle, à celle d'un carré de 31 cm de côté. Atant dire qu'à un "pouillème" près, le Cri-Cri et le W-L ont la même traînée parasite, alors que la différence de taille, ou plus exactement de surface mouillée passe de 15 à 36 m2 ! Et vous trouvez que notre modèle n'est pas pertinent ' Bigre !

4) Enfin, il est dit ceci : "Nous pouvons imaginer un volume aérodynamique parfait (goutte d'eau) ayant une section ronde correspondant à la section utile d'un biplace", dont nous ferons le commentaire suivant : Une goutte d'eau présente une forme sphérique (en réalité elle oscille très légèrement autour de la forme "mathématique" de la sphère). La sphère est, après la plaque plane perpendiculaire à l'écoulement, la pire des formes en matière d'aérodynamique, surtout au premier régime où les décollements s'initient dès avant le maître-couple !
Quant à la forme dite "en goutte d'eau" il s'agit d'une convention de dessinateur de bande dessinée (!), et qui n'a rien avoir avec aucune réalité. En outre, une goutte d'eau est... liquide. Cela signifie qu'elle est l'objet (de par le frottement visqueux avec l'air) de circulation fluide interne, torique. On est donc très loin des formes rigides des fuselages. Et de tous les appareils, ce sont ceux qui présentent des formes qui se rapprochent le plus de la sphère, qui sont les plus déficients ! Nous laisserons donc à votre appréciation les 2 dernières phrases qui disent :

- pour la première : "La traînée pure ramenée sur la traînée de ce volume permettrait de comparer des machines qui ne sont pas comparable avec votre méthode."

- et pour la seconde : "Le but étant d'emporter ce volume avec le minimum d'effort, tout ce qui représente un facteur négatif ne fera que dégrader ce coefficient."... dont le sens profond nous a quelque peu échappé. Précision : Le "Cfe" ou encore "Coefficient de frottement équivalent plaque plane", est le rapport entre la surface de traînée parasite (SCxo) sur la surface mouillée totale (SMT).

Cfe = SCxo/SMT Comme il s'agit d'un rapport de surfaces, c'est un nombre sans dimension. Ce Cfe ne peut pas descendre indéfiniment et n'est donc jamais nul. Sa limite inférieure, pour les nombres de Reynolds qui nous occupent en aviation légère, est de l'ordre de 0,003 (encore dit 3 ‰)

Cette égalité peut encore s'écrire : SCxo = Cfe . SMT, qui montre bien que pour avoir un appareil performant, il faut minimiser son Cfe, et minimiser la SMT (Ex. : le Cri-Cri, qui par ailleurs présente une aérodynamique déplorable d'environ 9 ‰ !) Le "SCxo" est une surface (de traînée). A moins de 10 % près, c'est la traînée qu'offre une plaque plane carrée placée perpendiculaire à l'écoulement. Cette (presque) coïncidence est très pratique, parce qu'elle nous fait "toucher du doigt" la réalité physique d'un décollement.

En espérant avoir apporté quelques éclaircissement sur ces questions un peu délicates puisque l'on ne voit rien du phénomène, alors que l'on en perçoit nettement les effets.

De l'ULM a l'ULM :

J'ai parcourru l'article "De l'ULM à l'ULM" avec grand interret. Il devient évident que les progrés techniques n'ont pas apportés grand choses aux qualitées de vols de nos ULMs si l'on compare avec les avions allemands de 1924.

Pourtant que se passerrais-il si l'on reconstruirais un de ces appareils de 1924 en apportant les modifications technique d'aujourd'hui ? Ne ferrait on pas une avancé en terme de qualités de vol sur ces machines d'autan ?

Une autre question : quels appareils actuels en Ultra légers ou écolights vous semblent les plus aboutit techniquement et au regard de votre méthode de calcul, les plus "parfait" sur le marché.

Je vous pose la question car je passe a Aéro et voudrais avoir une idée de ce que je devrais visiter pour me faire une idée du type de machines qui apporterrais vraiment une différrence dans le monde UL.

Mais vous pourriez aussi approfondir cette idée de cahier des charges : Une seule configuration de vol, un regime de vol unique. L'avion On-Off ?

La réponse :

Il n'y a en fait que 2 critères de qualité à réussir pour ne pas louper un appareil :
- La qualité massique c'est le rapport Mv (masse à vide) sur Md (Masse au décollage).
- La qualité aérodynamique ou encore "rendement aérodynamique" qui est le rapport de la traînée pure (hors traînée induite) de l'appareil sur la traînée de frottement qu'aurait une plaque plane de même surface mouillée disposée parallèlement à l'écoulement.

En dessous de Mv/Md = 0,5 avec un moteur 4T, on peut considérer que l'appareil est à revoir sur ce plan là.
Quant à la traînée (aux nombres de Reynolds des ULM et avions légers) une plaque plane placée parallèlement à l'écoulement présente un Cfe (Coefficient de frottement) de 0,003 (ou encore de 3 ‰). On estime qu'au delà de 4,5 ‰ (soit 50 % de traînée supplémentaire), il y a un problème.
Reste à faire un diagnostique pour savoir où se situe ce problème (trainée de culot, inter-action aile-fuselage, traînée de refroidissement, etc...), et intervenir pour le corriger.

Les machines allemandes des années 20 avaient en général de bonnes qualités massiques. Les matériaux modernes n'y changeraient donc pas grand choses (ou de façon marginale) sauf sur les temps de fabrications... Malheureusement, si l'on regarde ce que l'on a fait avec ces matériaux modernes, c'est plutôt pire que ce qui existait avant. Et la question des qualités de vol, souvent avancée, n'est pas un arguments parce qu'elles sont indépendantes du matériaux.

Il y aurait en revanche beaucoup à gagner sur l'aérodynamique qui étaient (en général, mais il y a eu des exceptions proches des limites possibles) très moyennes. Mais si l'on regarde ce que l'on arrive à faire comme catastrophe aérodynamique avec les composites censés autoriser toutes les formes imaginables, on en reste coi ! La mode est aux fuselages pincés, alors que l'on sait depuis Eiffel (1903) quelle forme donner aux corps pour qu'ils offrent le moins de résistance possible à l'air...

Maintenant, puisque vous parlez de "qualité de vol" ( c'est à dire de pilotabilité et de stabilités), il faut savoir que c'est un domaine différent, indépendant de celui de la qualité aérodynamique, et qu'il est régit par des lois, parfaitement connues. En général les appareils actuels ont plutôt des qualités de vol acceptables, car cela est immédiatement détectable par les pilotes et que si l'on veut vendre, on fait les modifications pour améliorer tel ou tel comportement, alors que pour la qualité aérodynamique, on constate après coup que les perfos ne sont pas à la hauteur des espérances et, comme "on ne voit rien", on en reste là, ou on mets un moteur plus puissant (cf. le succès du Rotax 912 S de même masse que le 912, mais 25 % plus puissant...)

Question de J.C:

Une autre question ; quels appareils actuels en Ultra légers ou écolights vous semble les plus abouti techniquement et au regard de votre méthode de calcul, les plus "parfait" sur le marché.

La réponse :

Le plus parfait aérodynamiquement était le Heinkel He 119 V4 de 1937 (2350 cv !) qui obtenait un Cfe de 3,2 ‰ (0,0032), sans profil laminaire soit dit en passant !


Actuellement il semblerait qu'il soit rejoint par le racer "Nemesis". Il y a également le White-Lightning (4 places composite américain 210 cv 440 km/h) qui est à 3,25 ‰.
Pour le reste, Le Lancair et toutes ses copies plus ou moins conformes, y compris ULM, naviguent à plus 5,5 ‰ soit 80 % de traînée de plus que ce qu'il est possible d'obtenir !
Le MCR pour sa part tourne autour de 5 ‰ ... En revanche le MCR est celui qui a le mieux réussi son devis masse, ce qui fait qu'il représente actuellement l'ULM le mieux abouti... Mais pour un coût d'avion certifié ! On est loin de l'esprit ULM.

Un autre aspect sur lequel se pencher c'est celui de la tenue structurelle. C'est bien beau que de gratter à droite et à gauche sur la structure pour grappiller des grammes, et dégager suffisamment de masse à emporter pour ne pas voler constamment en infraction pour cause de surcharge. Mais si cela doit se faire au détriment de la tenue structurelle, cela n'a pas vraiment de sens. Pour ne citer que le "fascination" de Dallach, combien y a-t-il déjà eu de ruptures en vol sous rafale un peu forte, parce que l'appareil, pour être performant est motorisé par un 912 S, qu'il a un allongement important, et qu'il doit malgré tout tenir une masse à vide excessivement faible alors que par ailleurs ont été fait des choix d'équipement superfétatoires, mais néanmoins très pesant tels que train rentrant, hélice à pas variable ?

Question de J.C:

Pourriez vous aussi approfondir cette idée de cahier des charges : Une seule configuration de vol, un regime de vol unique. L'avion On-Off ?

La réponse :

Là, on n'est plus dans l'aéronautique... L'aéronautique, est un domaine dangereux par nature, parce que tout se termine toujours au sol. Il y a donc une exigence vitale de rigueur, de tous les instants et de tous les domaines, y compris du pilotage. Si l'avion On-Off peut représenter un idéal marketing, il va à l'encontre de l'esprit de rigueur absolue. Et ce n'est pas une attitude dogmatique que je défends là. Si l'esprit ULM se distingue de l'esprit "aéronautique" en ce sens que l'on avait plutôt affaire à une population de "consommateurs" par opposition à une population "d'utilisateurs", il semblerait que petit à petit les choses évoluent vers une plus grande responsabilité. Le concept "On-Off", c'est le concept de l'engin automobile avec lequel on s'arrête en bord de route en cas de dysfonctionnement.

Cela dit, c'est aux utilisateurs qu'il appartient de définir un CdC (Cahiers des Charges), pas au concepteur. Nous pouvons aider un (ou des) utilisateur(s) pour définir un CdC et il n'y a là aucun problème pour nous, mais nous ne pouvons pas nous substituer à eux. Ce qu'il faut encore savoir, c'est qu'il est possible de remplir un CdC donné par une multitude d'appareils tous différents les uns des autres, mais il n'y en aura qu'un seul qui le remplira avec un coût énergétique minimal.
Ceci a pour conséquence qu'un avion n'est réellement adapté qu'à un seul et unique profil de mission. En d'autre terme, l'appareil polyvalent prétendument économique en raison de sa polyvalence, n'est qu'un leurre. Tout avion polyvalent est nécessairement plus coûteux qu'un avion spécifiquement adapté à une mission donnée (CdC).
Bien entendu, il s'agit là d'une position de principe. La réalité est plus nuancée, et l'on peut tenter de trouver les moyens-termes qui permettent d'élargir une "plage" d'optimalité moyennant une dégradation acceptée de 1, 2 ou 3 % sur un certain nombre de paramètres. C'est du reste, dans cet esprit que nous travaillons.

En espérant avoir répondu à vos interrogations

AILES ANNULAIRES :

Je suis encore novice en aérodynamique; je n'arrive pas a trouver d'infos précise sur les ailes annulaires.
Je n'arrive pas a comprendre comme cela vole.
L'allongement infini a t il un avantage sur une aile normale ?
Il existe des modèles avec des hélices a l'intérieur, est ce mieux ? Je suppose que si il n'en n'existe plus aujourd'hui (sauf peut etre pour la voiture volante) c'est que finalement le rendement était peut etre mauvais. Merci d'avance pour votre aide dans mes recherches.

La réponse :

Les ailes annulaires sont catastrophiques en terme de rendement aérodynamique.
Comment ça vole? Réponse très mal et au prix de multiples asservissements. La traînée est gigantesque à faible vitesse. L'idée de l'anneau provient de la volonté de disposer d'une sorte de double flux pour le décollage et de pouvoir obtenir un fonctionnement en stato à hautes vitesses.
L'allongement infini a t il un avantage sur une aile normale ? Contrairement à ce que l'on pourrait croire leur allongement est extrêmement faible (0,5) ce qui engendre une traînée induite gigantesque. Il est illusoire de croire que l'on supprime les tourbillons marginaux par ce genre d'artifice. La Portance à un coût!

Modèles à hélice: C'est forcément mieux pour le décollage car on améliore le rendement propulsif à faible vitesse en intéressant un diamètre de veine plus grand mais au prix d'une surface mouillée supérieure., a part ça, bof !

Fabriquez votre coléoptére (Episcoplane)

AEROMODELISME :

Bonjour et bravo pour site fort intéressant ! J'aurai besoin de votre avis concernant le problème suivant, même si il ne concerne pas directement votre activité puisqu'il s'agit d'aéromodélisme. Je suppose malgré tout que même à échelle réduite les lois aérodynamiques restent sensiblement les mêmes.
Depuis longtemps j'essaie de me faire une "philosophie" sur le dimensionnement des servos utilisés sur les modèles réduits d'avions, et j'avoue que je n'y suis pas encore parvenu, faute de trouver l'information ou la méthode permettant de faire ce choix autrement qu'empiriquement.
Pour un avion de dimensions courantes : pas de problèmes, vu le faibles masses et surfaces de gouvernes mises en oeuvre, les servos dits standards font toujours l'affaire (moment au palonnier = 30 N^cm). Là où ça commence à se compliquer, c'est quand on arrive dans des envergures > 2.00 m et des masses > 8 kg.
Par exemple quels servos faut-il monter sur un avion de 2.50 m (ex : corde d'aile 530 mm, profil NACA 23015) ayant une masse d'environ 14 kg, sans pour autant tomber dans des solutions aussi ruineuses qu'inutiles, genre servos de très fort couple type numériques ?

La réponse :

Mr Pierre Rousselot, membre de l'association, à eu la gentillesse de préparer une réponse très détaillée à Mr D.
Le claviste rappelle que Mr Rousselot est l'auteur d'un très bel ouvrage: "Avions légers" dont vous pouvez retrouver les réferences dans la rubrique "bibliographie". Je laisse donc la parole au spécialiste:

Les gouvernes, autour des trois axes Gouvernails de direction et de profondeur, ailerons. Fichier .pdf (PDF - 408 ko) Clic! Données de base Introduction Mode d'action des gouvernes Méthode de calcul Mode d'action d'un volet Efforts dans les commandes) Pierre Rousselot --- avril 2003

LIFTING BODIES :

J'ai enfin lu la majeure partie de votre prose on-line. Je ne sais pas encore si je vais participer à votre stage "aviation légère", mais tout cela m'intéresse beaucoup. La conception me démange vraiment, mais j'aimerais contribuer à faire quelque chose de vraiment novateur, pas un clône de truc déjà existant......

J'aurais quelques petites questions/réflexions à vous soumettre (si vous avez le temps d'y répondre), rattachées à vos préoccupations aérodynamiques.
1) Sur les fuselages :
Vous parlez beaucoup des problèmes de trainée (les plus complexes et les plus négligés, il est vrai), mais vous ne parlez pas vraiment des problèmes de portance....du fuselage. Deux exemples de fuselages porteurs : A) l'atlantica www.wingco.com , et B) dans une certaine mesure un "canard" d'aéromodélisme, manifestement extrapolé d'un varièze, le "gryphon" :
http://perso.wanadoo.fr/aviationdesign/gryphon/Gryphon.htm

La réponse :

La problèmatique du fuselage porteur est souvent revenue dans l'aviation. En particulier dans les ailes volantes. Il est effectivement tentant de souhaiter enfermer toute la charge utile dans l'épaisseur du profil.
Cependant, elles posent à mon avis quelques problèmes:

L'allongement: en vitesse subsonique, des allongements de 7 à 10 sont souhaitables pour garantir de bonnes perfos en montées, en virage. avec des profils d'environs 13% d'épaisseur relative. Un homme assis, c'est environ 1,3 mètre de haut, celà donne une corde de 10 m et une envergure de 70 à 100 mètres!!!

Donc l'aile volante façon boeing n'est pas pour demain. De ce point de vue, l'aile volante Northop était plus interressante car uniquement destinée à transporter des bombes, donc peu épaisse.

Deuxième problème: L'hypersustentation. Pour réduire les surfaces, il faut hypersustenter. Celà entraîne un fort coef de moment que l'on équilibre avec un plan déporteur (l'empennage horizontal) situé au bout d'un assez grand bras de levier. Cette déportance, minimisée grâce au bras de levier diminue quand même un peu le Czmax de l'avion (environ 10%).
Si le bras de levier est très court (cas d'une aile volante- le profil utilisé adopte une double courbure- ce qui revient à coller un empennage déporteur au profil d'origine), la surface de "l'empennage horizontal" sera très importante et la déportance d'autant plus importante. Le Czmax avion sera donc très faible. En voulant réduire la surface du fuselage, on augmente la surface d'aile. C'est ce que l'on appelle la notion de taux d'échange.
La maximalisation d'un seul paramètre entraîne malheureusement souvent la dégradation des autres. C'est bien le problème en conception avion. Un avion est le résultat d'un compromis entre un nombre très important de paramètres et toute la difficulté est d'harmoniser les compromis. Celà ne peut se faire qu'en construisant un modèle GLOBAL de l'avion. Modèle qui permet de mesurer directement l'impact sur les perfos d'une variation de paramètre.

Question de F.M (suite):

A) Vous affirmez, logiquement, que la flèche est néfaste à la laminarité, or l'Atlantica en accuse une très prononcée pour que les élevons permettent un contrôle en tangage suffisant à la différence d'une aile volante dans sa conception. Cela voudrait-il dire qu'il ne faut PAS utiliser de profile laminaire sur les "bouts" d'aile puisqu'ils sont si loin en arrière, où que c'est quand même envisageable avec certains profils ? Dans le cas d'un renoncement à la laminarité, je m'intérroge sur le gain en surface mouillée, et donc sur la traînée de frottement (et de pression induite par la viscosité ), par rapport à un fuselage non-porteur, doté d'ailes "droites", mais à profil laminaire. Je m'interroge aussi sur les problèmes de couplage aérodynamiques entre les dérives/winglets et les elevons (jamais vu de littérature la-dessus, vous avez des graphes, abaques sur le sujet ?). Y aurai-t-il autre chose qui vous choques sur cette configuration ?

La réponse :

Que de questions!!!!!
Oui, la flèche est néfaste à la laminarité! Un écoulement longitudinal non négligeable apparaît qui vient épaissir la couche limite sur les saumons.
Autre problème de l'aile volante de type Horten. afin de ne pas utiliser de profils à double courbure trop prononcée, les frères Horten avaient adopté des ailes à forte flèche et très fortement vrillées.
Celà pénalise beaucoup les perfos à grande vitesse car à faible Cz (croisière) les extrémités d'ailes sont déporteuses. Le coef d'oswald se "casse la geule" et la traînée induite (Cxi = (Cz)2/Pi.l.e) qui est normalement négligeable à grande vitesse, redevient importante.
Encore une fois la notion de taux d'échange.

Autre choses qui me "choquent":
Le choix de la configuration "propulsif".
Sans parler des problèmes de sécurité posés par l'enclume et le hachoire situés dans le dos des passagers (que se passe t'il en cas de crash? Méditer l'histoire du Capitaine Ferber mort écrasé par son moteur au début du siècle); que dire du rendement de l'hélice placée dans le sillage (couche limite) du fuselage. Améliorer l'aérodynamique du fuselage pour perdre en rendement d'hélice.... pas sûr que ce compromis soit le meilleur.
Enfin l'utilisation d'un arbre de transmission avec tous les problèmes que celà entraîne.

Question de F.M (suite):

De manière générale, je serais intéressé d'en savoir plus sur les fuselages porteurs pour l'aviation générale (ça paraît à priori dommage d'avoir juste un truc qui "traîne"), si vous avez des références..... D'où le lien avec un appareil aux antipodes de l'atlantica à fuselage porteur : le suppositoire tri-surface :
2) Sur les configurations : vous abondez dans le sens des analyses courrament faites sur le Starship et l'Avanti. A notre échelle, les suisses mettent au point un "tri-surface", inspiré de l'avanti. Par rapport à un MCR dont il n'arrive pas tout à fait à égaler les performances, ni la masse. L'avantage de cette formule est paraît-il de minimiser la trainée en jouant à la fois sur le plan canard et le plan horizontal pour produire le minimum de traînée en croisière (je ne sais pas si l'avanti permet de le faire, les volets sur le canard ne semble servir qu'à l'hyper-sustentation), et de pouvoir utiliser des volets en ayant la capacité de contrebalancer le moment piqueur avec le plan horizontal arrière. En fait , bien que la formule ne semble pas concluante pour la formule "VLA" économique, je me pose la question de son intérêt pour des puissances et vitesse supérieures. Il paraît que les avantages de la formule tri-surface utilisée par piaggio sont déposées et protégées par un brevet, donc publiques, savez-vous comment le trouver ? Auriez-vous des références sur les comparaisons tri-surfaces / canard / géométrie classique d'un point de vue mécavol (trim en croisière, en approche) /pénalités en terme de traînée induite et masse structurale (les moments de flexion à l'emplanture doivent être assez supérieurs à ceux de l'atlantica par exemple)..... D'après un ami américain qui a travaillé sur le sujet, ces questions de trim ne se poseraient que dans le cas d'appareils à chargement variables (valable donc pour l'avanti, mais pas pour un monoplace par exemple, pour un biplace+bagages ?)

La réponse :

Pfff. Là j'avoue que je sèche. Le mieux serait de contacter Mr Bugeau, aérodynamicien chez Dassault, membre de l'association et spécialiste du trois surfaces (auteur de l'article "Laminarité et aviation légère" ainsi que d'une étude aérodynamique de la configuration trois surfaces parue dans expérimental ) alain.bugeau@wanadoo.fr

Question de F.M (suite):

3) Sur la propulsion :
Votre article descend en flèche les réacteur DGEN de price-induction. Je m'interrogeais sur la viabilité de ces engins, qui ne poussent pas assez à mon avis (en altitude surtout en pour les hautes vitesses) . Un rapide calcul à l'aide de leur logiciel d'avant projet, pour une hypothétique cellule de BD-5J remotorisé à l'aide d'un de leur engins me donne une vitesse de près de 290 noeuds, ce qui me semble pas mal pour un premier avant projet (en fait j'ai pris cet avion comme exemple, parceque ses caractéristiques sont facilement disponible : géométrie, masse, masse du moteur, surface mouillée). Pas pu extrapoler à un biplace (mono ou bi-réacteur), mais ça me semble pas complètement foutu. En fait, pour faire le lien avec votre article sur la laminarité, pour réaliser une cellule laminaire maximale genre "têtard", en formule propulsive, c'est probablement la seule solution quand on sait les problèmes de transmission de puissance à l'hélice avec des moteurs en position centrale. J'admet que ça limite les formules concevables, mais en concevant l'appareil autour du moteur (en non pas en adaptant des jets à des cellules standard), comme ça devrait être le cas pour tout avion (surtout pour un jet !), je pense qu'il n'est pas impossible de concevoir quelque chose de taille réduite qui croiserait vers 300 noeuds ou plus, alors que par exemple l'adaptation d'un turboprop type walter serait moins simple et ferait une cellule plus lourde.

La réponse :

D'accord avec vous sur les conculsions, mais n'oubliez pas de méditer les conséquences de choix trop extrèmes: Cas du V-prob MAx, fuselage tétard, laminarité très étendue, moteur propulsif et crash au premier vol vraisemblablement par instabilité due aux profils NLF aux faibles reynolds et un mort à la clef car pas de casque!
Méfiez vous aussi des logiciels miracles qui de plus sont diffusés par ceux là même qui vendent les DGEN!
Pour moi, ces petits réacteurs ne sont bons que pour deux choses:
motorisation des missiles de croisières
Motorisation des drônes rapides.

Question de F.M (suite):

4) Culture générale :
Vous semblez avoir une passion pour les racers Caudron, avez-vous déjà analysé le Bugatti 100-P ?
Des commentaires sur cet avion ?

La réponse :

Oui, en fait c'est moi: le ouaibemaître alias Matthieu BARREAU qui suis passionné par ces avions. Ce que j'aime c'est le rapport performance/simplicité de ces avions dont le CFe (maintenant vous savez ce que c'est) varie entre 4,5 et 5,5. Pour info, 5,5 c'est le CFe du Colomban ban bi.
Et tout celà sans profils laminaires!!!!
Riffard était un grand bonhomme.
Je n'ai jamais analysé le Bugatti 100P. Superbe avion, mais il n'a jamais volé. L'avion est très interressant mais les solutions adoptées me semblent très compliquées.

Question de F.M (suite):

Pour terminer, vos critiques de Rutan sont bien etayées, mais puisque vous semblez maitriser la plupart des choses que lui ne maîtrise pas, avez-vous conçu et réalisé un appareil dans le cadre de l'association par exemple ? en dehors ? Comme on dit, "la critique est aisée, mais l'art est difficile", non ? Je trouve votre cahier des charges bien optimiste : croiser à 600 km/h avec 135 cv et 2 personnes, je n'y crois pas beaucoup. Le NEMESIS NXT devrait aller à ces vitesse, mais avec plus de 300 cv, et le lancair legacy de Darryl Greenamyer atteint ces vitesses grâce à une préparation moteur qui l'amène à délivrer plus de 500 cv.... Au fait, pour avoir vu les résultats de courses en classe "sport" à Reno, le Varieze de Klaus savier se classait plutôt mieux que certains Venture ou Lancair, et avec des puissances raisonables je crois me souvenir, comme quoi....

La réponse :

Une précision: L'article sur les Canard est un article de commande du Magazine Experimental, à l'époque dirigé par F. Besse. Il sagissait de présenter le point de vue: "contre" de manière argumentée.
Et de fait, on nous reproche souvent ces écrits (le ton est je vous l'accorde volontairement provocateur) mais rarement les faits exposés.

Des pistes sont suivies pour concrétiser des projets mais le temps et l'argent manquent souvent aux membres de l'association.

Pour le cahier des charges, vous avez raison il est très optimiste. Il sagit en fait des limites théoriques du possible avec un moteur style "Inter action" et tout le reste bien optimisé. C'est la raison d'être de l'association et donc un but loin devant.
Cependant, plus raisonnablement il est possible d'atteindre les 400, 450 km/h dans les mêmes conditions et "relativement" facilement. Je veux dire que tout ce qui est nécéssaire pour atteindre de telles perfos est parfaitement connu!

Le varieze de Klaus Savier est d'une redoutable beauté/éfficacité. Avec un CFe proche de 4 il flirte effectivement avec les meilleurs. Notez cependant que tout à été fait pour éliminer le culot traditionnel des canard (par exemple le cône d'hélice très bien fait). De plus, une savante préparation moteur lui permet de "tirer" plus de 145 cv de son O-200 !!! +45% On peut saluer la performance et continuer à soutenir que la même qualité de réalisation/finition appliquée à une formule classique donnerait de meilleurs résultats tout simplement parce que l'on pourrait mettre une aile de plus faible surface. Quand on compare des avions parmis les meilleurs, un petit rien de différence peut entraîner de grandes variations de leurs perfos.

Pour toutes les autres questions et autres discutages de coup, je ne peux que vous inviter à suivre l'un de nos stages.
amitiées

PUISSANCE, FORCE DE TRACTION, DIAMETRE BALAYE PAR LE ROTOR :

Je vous écrit car je cherche désespérément une formule liant la puissance, la force de traction, le diametre balayé par le rotor, et le NOMBRE DE PALES pour une meme surface balayé.
On trouve beaucoup de formule liant puissance, surface, traction, mais jamais elles impliquent le nombre de pale.
POURQUOI?!!

La réponse :

On trouve en revanche des abaques qui donnent le rendement, et le calage des pales lorsque l'on entre "Cp" (coef. de puissance) en ordonnée, et le "J" (Coef. d'avancement) en abscisse.

Cp = P / (rho, N³. D⁵)
J = V / (N.D)

Or il existe une abaque pour chacune des hélices bipales, tripales et quadripales (chaque stagiaire les reçoit avec l'épaisse documentation remise durant notre stage). Et nous savons par ailleurs que la NACA a publié dans les années trente des rapports concernant des hélices à 5 et 6 pales.
En outre, il existe des formules de correction du facteur d'activité par pale, les abaques étant données pour un AF (activity factor) de 80. Or, il se trouve, par exemple, qu'une hélice bipale corrigée pour un AF global de 210 (AF par pale de 105), a quasiment les mêmes caractéristiques qu'une hélice tripale corrigée de même AF Global (210) mais d'AF par pale de 70. Bien entendu, il y aura une petite différence sur le rendement avec la tripale, parce qu'il y a quand même une pale supplémentaire qui traîne.
Le facteur d'activité (AF) étant en gros un équivalent d'une sorte de rapport entre surface de la pale et l'Aire du disque balayé, le tout pondéré (évidemment) par la la distance au rayon des portions de pale considérés.

Comme vous l'avez dit dans votre texte, la pale d'hélice peut être considérée comme une aile, sauf qu'elle tourne autour d'un moyeu. Le problème de la génération de la portance d'une aile est tout à fait identique... la rotation autour d'un moyeu en moins !
Pourquoi une aile génère-t-elle de la portance ? L'explication la plus simple est : parce qu'elle défléchie un tube de courant vers le bas (action égale réaction), un tube de courant dont le diamètre est... l'envergure ! Que l'aile soit monoplane, qu'elle soit biplane, triplane ou en store vénitien (ce qui a existé !), ne change strictement rien du point de vue de la portance (ou du point de vue de la traction en ce qui concerne l'hélice), dès lors que ces diverses géométries ne changent rien à la forme du tube de courant dévié vers le bas. La différence qu'il y a concerne la traînée car lorsqu'il y a 2 ou 3 ailes, elles traînent 2 ou 3 fois plus qu'une aile seule, du moins en traînée parasite, car la traînée induite (par la portance), elle, n'est pas modifiée, puisque la portance n'a pas changée !

Question de D.R:

Pourtant, il me semble logique de penser que plus le nombre de pale augmente sur une meme surface balayée par le rotor, plus la force de traction est importante POUR LA MEME PUISSANCE? Si l'AIRE balayée par la surface du rotor n'était que la seule condition pour augmenter la traction, pourquoi toutes les hélices ne seraient-elles pas à 2 ou 3 pales?

La réponse :

Les diverses abaques montrent qu'à conditions équivalentes, plus il y a de pales, moins le rendement est élevé, encore que la perte soit très faible (de 1 à 2 % environ).

Question de D.R:

J'ai aussi entendu parler de soufflantes qui avaient un meilleur rapport traction/puissance qu'une hélice classique POUR LE MEME DIAMETRE (donc meme AIRE). Est-ce juste par le carénage que ce rendement est amélioré, où alors aussi parce-que ces soufflantes on PLUS DE PALES?

La réponse :

Cela n'a rien à voir avec le nombre de pales. Il suffit, au moyen des abaques hélice, d'établir point par point, une courbe de traction hélice-moteur, depuis la vitesse zéro jusqu'à la vitesse de croisière pour se rendre compte qu'avec une hélice à pas fixe dont les pales ont été adaptées (calées ) pour une croisière, qu'en statique, la traction est relativement faible (parce que les pales sont plus ou moins, voire complètement, décrochées), puis que cette traction augmente à un maximum lorsque la vitesse a augmentée (parce que les pales ont fini par raccrocher), puis qu'elle diminue naturellement pour atteindre leur traction minimale, égale à la traînée de l'avion à la vitesse d'équilibre ( la croisière, ou la vitesse max si le moteur est à puissance max). Autrement dit, si la vitesse d'avancement est trop faible (ou nulle) les pales décrochent et la traction est faible.
Que fait un carénage de soufflante ? Il fait 2 choses : il canalise l'écoulement d'une part, il cloisonne le profil de pale à son extrémité.
En canalisant l'écoulement, il communique à la veine d'air une certaine vitesse avant qu'elle ne parvienne à l'hélice, c'est comme si celle-ci avait une certaine vitesse d'avancement. Les pales ne sont plus décrochées.
En cloisonnant les extrémités de pales, il empêche que l'écoulement ne contourne son extrémité. Comme une aile cloisonnée (telle qu'en soufflerie pour avoir un allongement quasi-infini), la pale se comporte donc comme si son allongement était plus grand, ou comme si son facteur d'activité était plus petit.
La réalité confirme cela puisque les carénages d'hélice apportent effectivement un plus dans les engins qui ont une très faible vitesse d'avancement (paramoteur, overcraft, etc.). Ces mêmes carénages deviennent par contre un inconvénient pour des vitesses plus grandes, car le carénage traîne et cette traînée est fonction du carré de la vitesse, et parce que l'allongement de la pale (facteur d'activité inverse) perd son intérêt lorsque le Cz de fonctionnement diminue, comme pour une aile (les avions très rapide n'ont aucun intérêt à avoir beaucoup d'allongement.
Voilà, pour le reste Rendez-vous au stage...

DISTINCTION DES SURFACES DE TRAINEES :

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?

La réponse :

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 génant. 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 !

METHODES SYNTHETIQUES & METHODES ANALYTIQUES :

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")....

La réponse :

Pour faire simple : avec les méthodes analytiques, vous fixer 9 paramètres et vous calculez le 10 ème, avec une méthode synthétique, vous fixer 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 auto-correctrice : 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 methodes anglo-saxonnes assez décevantes type "Raymer, Roskam, Torenbeek", du nom de leurs auteurs, qui sont des bibles dans l'industries (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 terme 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 methodes à re-définir 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 raisonable (en dessous de 250 noeuds, ça ne semble pas valoir le coup). Quand 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.

ADAC :

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 ?

La réponse :

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 moyen d'obtenir un gain significatif (ex. : des volets simples) ; mais au fur et à mesure que l'on se rapproche de ces limites (volets double 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 sensée 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 militaire 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 serai 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 un 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.

RIBLET :

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.

La réponse :

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 dizaines 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 sur-compensé) 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

ECOULEMENT SUR UNE PROFIL :

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 ?

La réponse :

Merci pour votre commentaire.

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 déflection 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 déflection 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 déflection 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 déflection (= 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.