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ECOLE POLYTECHNIQUE DE MONTREAL

MEC4125A

Laboratoires de Genie Mecanique

SOUFFLERIE AERODYNAMIQUE

Jerome NOEL 1328624

Jean-Baptiste LEPRETRE 1536884

AUTOMNE 2010

Table des matieres

Introduction 3

1 Presentation de l’installation et des instruments de mesure 4

1.1 Presentation de la soufflerie . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 4

1.2 Instruments de mesure . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 6

1.3 Mesure des conditions atmospheriques . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 7

1.4 Hypotheses de travail . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 7

2 Mesure par balance aerodynamique 8

2.1 Etalonnage de la balance . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 8

2.2 Prises de mesures pour differentes vitesse d’ecoulement . . . . . . . . . . . . . . . 9

2.3 Approche de l’angle de decrochage . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 10

3 Mesures par prise de pression sur l’aile 12

3.1 Mesures et resultats . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 12

3.2 Analyse des resultats et calculs de la portance et trainee . . . . . . . . . . . . . . 13

4 Etude numerique a l’aide d’XFOIL 17

5 Analyse de l’ensemble des resultats 19

Conclusion 23

Annexes 23

Introduction

Ce rapport est un compte rendu du travaux pratique realise en soufflerie le 11 Novembre 2010

a l’Ecole Polytechnique de Montreal. Il fut realise dans le cadre du cours MEC4125A consacre au

laboratoire en genie mecanique.

Cette etude a trois objectifs pedagogiques majeurs :

• La mesure des forces de portance et traınee pour sur un profil d’aile en ecoulement subso-

nique par deux methodes differentes pour differentes conditions.

• Une comparaison des resultats experimentaux entre eux et avec des simulations numeriques.

• Se familiariser avec les techniques et mesures experimentales en aerodynamique.

Nous allons developper dans les pages qui suivent le deroulement du TP, les resultats obtenus,

et leur analyse.

Montreal, le 29 novembre 2010.

Jerome NOEL, Jean-Baptiste LEPRETRE.

Chapitre 1

Presentation de l’installation et des

instruments de mesure

1.1 Presentation de la soufflerie

Le departement de genie mecanique de l’Ecole Polytechnique a acquis une soufflerie aerody-

namique dans le but d’offrir un outil de pointe dans le domaine d’etude de l’ecoulement d’air

subsonique autour de profils, ailes d’avion ou autres types de profils. Cet equipement peut servir

aussi bien pour des finalites de recherche que d’enseignement. Differents types de mesures peuvent

y etre faits, que ce soit l’analyse des forces de portance et de traınee a l’aide d’une balance aerody-

namique, de la mesure de la repartition des pressions autour d’une aile et mesure du sillage d’une

aile. Ces mesures seront faites pour un profil d’aile a differentes vitesses et angles d’incidence et

seront comparer entre elles et avec des predictions numeriques.

Fig. 1.1 – Vue generale schematique de la soufflerie utilisee.

Le montage du laboratoire de « Soufflerie aerodynamique » est installe dans le laboratoire

Chapitre 1. Presentation de l’installation et des instruments de mesure 5

de la section mecanique appliquee (A-112.2). La soufflerie est de type ”Gottingen” ferme, avec

une boucle de recirculation positionnee horizontalement. Le systeme comprend : des conduits

de recirculation, une zone d’essai, un ventilateur axial a double rotor, un moteur electrique, un

controleur de vitesse a frequence variable, un filtre d’harmoniques Mirus, des fusibles, un echangeur

de chaleur, des supports et l’insonorisation pour les conduites. Les dimensions physiques de la

soufflerie sont d’environ : 10.75 m. de long, 2.47 m .de haut et 4.35 m. de large.

La contraction de la section d’entree a la zone de mesure a un rapport de section de 6,25/1. Un

anneau piezometrique est installe a l’entree et a la sortie du convergent. Le differentiel de pression

a l’anneau piezometrique peut etre enregistre a l’aide d’un capteur de pression capable de lire

un differentiel de pression de 0 a 20 po H2O. Cette difference de pression permet de calculer la

vitesse moyenne de l’air entrant dans la section de mesure.

L’interieur de la zone d’essai a les dimensions suivantes : 243.84 cm. (96.0 pouces) de long,

60.64 cm (24.0 pouces) de haut et 60.64 cm. (24.0 pouces) de large. L’acces a la zone d’essai se

fait a l’aide d’un panneau amovible fabrique en acrylique d’une epaisseur de 1 po. De nombreux

orifices sont installes sur la zone d’essai permettant ainsi d’y introduire des sondes de mesure ainsi

qu’une balance qui permet de supporter les profils d’aile installes a l’interieur. Un tube de Pitot

attache a un systeme de traverse permet de mesurer le champs de vitesse ne aval du profil d’aile

teste.

Le ventilateur est entraıne directement par un moteur de 150 kW (200 HP), a vitesse variable,

moteur a induction AC. Un inverseur de transistor de type controleur de frequence variable

regule la vitesse de rotation de l’arbre du ventilateur. L’interieur des conduites amont et aval

du ventilateur a une doublure interieure perforee et enveloppee avec un isolant acoustique. La

soufflerie est construite pour operer a un nombre infini de vitesses ajustables, qui se situe entre

3.05 m/s jusqu’a 95 m/s.

Le profil d’aile que l’on a analyse est un profil NACA4412 ayant une corde de 6 pouces presente

sur la figure 1.2.

Fig. 1.2 – Profil de l’aile NACA 4412 utilise dans le TP.


1.2 Instruments de mesure

Nous avons utilise durant ce laboratoire un certain nombre d’instrument de mesure pour

effectuer nos tests.

• Mesures des Conditions atmospheriques de la salle. Il s’agit d’un instrument de marque

DAVIS. Il donne la temperature en degres Celsius de la salle au dixieme de degres pres, la

pression de la salle en mmHg, au dixieme de mmHg pres et l’humidite relative de l’air en

pourcentage, au pourcentage pres.

• Mesure de la vitesse d’ecoulement de l’air par la boucle piezoelectrique : Utilisation d’un

manometre de marque DAWYER. Il mesure la pression en amont de la zone d’essai dans la

soufflerie. Sa pression de reference est la pression atmospherique. Il permet ainsi d’obtenir

la vitesse d’ecoulement de l’air par la loi de Bernouilli. Il donne une valeur de pression en

PoH20, avec une precision au dixieme de PoH20. Nous n’avons pas utilise pas ce capteur

pour evaluer la vitesse de l’ecoulement car la precision n’est pas tres bonne pour les faibles

vitesse d’ecoulement de l’etude.

• Mesure de la frequence du moteur de la soufflerie. Il s’agit d’un instrument permettant

de mesure et de controler la frequence du moteur. Nous faisions ainsi varier la vitesse de

l’ecoulement par l’intermediaire de cet equipement. Il s’agit d’un instrument de marque

TOSHIBA. Il donne des mesures de frequence en Hertz et avec une precision d’un centieme

de Hertz. Cette frequence donne une idee de la vitesse d’ecoulement de l’air dans la soufflerie

mais n’est pas assez precise pour qu’on base toutes nos mesures dessus.

• Mesure de la force exercer sur l’aile avec la balance aerodynamique. Il s’agit d’un instrument

de mesure de marque ECD qui donne la force exercer sur la balance en kilogramme. Elle

a une precision de 0.1 kg pour la portance et de 0.001 kg pour la trainee. Elle permet

ainsi d’avoir la valeur de la force de portance et de trainee. Cet instrument necessite d’etre

etalonner avant son utilisation.

• Mesure de la pression dans le tube de Pitot. Il s’agit d’un manometre de marque OMEGA.

Sa pression de reference est la pression atmospherique. Il donne ainsi une difference de

pression : la pression dynamique, qui permet de calculer alors la vitesse de l’ecoulement

localement. Cet instrument donne des valeurs de pression en mmHg avec une precision de

0.01 mmHG. Cet appareil ne peut pas depasser une valeur de 250 mmHg.

• Mesure de la pression sur l’aile perforee. Il s’agit du meme instrument que celui utilise pour

la mesure de pression dans le tube de Pitot. Un distributeur permet d’evaluer la pression

dans chacune des perforations successives.


1.3 Mesure des conditions atmospheriques

Nous avons realisee ces mesures au debut et a la fin de l’experience avec l’instrument presente

precedemment.

Au debut :

To = 19.6 C

Po = 763.6mmHg

Hr = 49%

A la fin :

To = 20.4 C

Po = 763.4mmHg

Hr = 39%

1.4 Hypotheses de travail

Nous avons travaille avec les hypotheses suivantes tout le long du TP :

• Ecoulement considere permanent.

• Ecoulement considere incompressible (on travaille a faibles nombre de Mach).

• Ecoulement considere homogene.

• On neglige les effets de la gravite.

• On neglige les effets de viscosite lors de l’utilisation de l’aile perforee.

• On suppose que la difference de pression entre l’amont et l’aval de l’aile est nulle (Figure

3.2).

Fig. 1.3 – Vue schematique du volume de controle que nous etudions.

Chapitre 2

Mesure par balance aerodynamique

Dans cet partie, nous avons mesure directement les forces de trainee et portance sur l’aile a

l’aide de la balance aerodynamique.

2.1 Etalonnage de la balance

Il est necessaire avant toute mesure d’etalonner la balance sur un banc d’essai avec des poids

de masse connue.

Fig. 2.1 – Balance en position d’etalonnage de la portance.

Nous pouvons alors tracer les courbes d’etalonnage de la balance pour la portance (2.2) et la

trainee (2.3).

Nous pourrons noter que les valeurs de traınee sont negatives, cela provient d’une convention

du constructeur. On voit que ces deux courbes sont parfaitement lineaire, nous pouvons conclure

que nos balances sont bien etalonnees et continuer le TP.

Chapitre 2. Mesure par balance aerodynamique 9

Fig. 2.2 – Courbe d’etalonnage de la balance aerodynamique au niveau de la portance.

Fig. 2.3 – Courbe d’etalonnage de la balance aerodynamique au niveau de la trainee.

2.2 Prises de mesures pour differentes vitesse d’ecoule-

ment

L’idee est de mesurer les valeurs de trainee et portance pour differentes valeurs d’ecoulement

U= 10 - 15 - 20 - 25 - 30 - 35 m/s et a un angle d’attaque constant de 5 . Neanmoins, nous ne

pouvons faire varier que la frequence du moteur et lire une difference de pression ∆P dans le

tube de Pitot pour nous renseigner de la vitesse de l’ecoulement. Il faut ainsi que l’on calcule la

difference de pression equivalente a ces vitesses d’ecoulement.

On utilise alors la formule de Bernoulli realiste puisque nous considerons notre ecoulement

comme incompressible :

U =

√2

ρ∆P (2.1)

Avec,

• U , la vitesse d’ecoulement,

• ρ, masse volumique de l’air, prise a ρ = 1, 202kg.m−3. Cette valeur a ete obtenue avec le

logiciel EES. Elle prend en compte la moyenne des temperatures et pression atmospherique

de la salle. Elle prend en compte egalement l’humidite de l’air.

Nous rassemblons les resultats dans le tableau 2.4. Lorsque nous avions des oscillations, nous


avions note la valeur maximale et minimale des oscillations. Nous gardons ainsi dans ce tableau

la valeur moyenne. Le nombre de Reynolds Re est evalue avec la relation suivante :

Fig. 2.4 – Resultats de la campagne de mesure avec la balance aerodynamique.

Re =Uc

ν(2.2)

Avec,


• ν, viscosite cinematique evalue a l’aide du logiciel EES. Nous prenons ainsi en compte les

caracteristiques de l’air environnant notamment le degres d’humidite.

• c, corde de l’aile.

Et le nombre de Mach M est evalue en estimant la vitesse du son dans les conditions experi-

mentales avec le logiciel EES.

Nous pouvons egalement calculer les coefficients aerodynamique CLetCD a l’aide des formules

suivantes :

CL =L

qA(2.3)

CD =D

qA(2.4)

Avec,

• L, portance,

• D, trainee,

• q, pression dynamique, p =f rac12ρU2,


• ρ, masse volumique de l’air, prise a ρ = 1, 202kg.m−3,

• A, surface de l’aile mesuree a A = 9.2410−2m2.

2.3 Approche de l’angle de decrochage

Il existe un angle d’attaque au de la duquel l’air sur l’aile decroche et la portance chute

alors brutalement. Il s’agit de l’angle d’attaque : αdecrochage. Nous nous placons a une vitesse


d’ecoulement de 25 m/s correspondant a un ∆P = 2, 76mmHg et a une frequence du moteur de

17,4Hz.

Nous augmentons alors l’angle d’attaque et mesurons la portance. Lorsque la portance com-

mence a chuter, nous avons trouver l’angle de decrochage. L’aile est alors tres secouee. Nous

trouvons une valeur de cet angle de αdecrochage = 16 . Cette valeur est assez proche de la va-

leur trouvee numeriquement a l’aide du logiciel X-FOIL (12 et qui nous a permis d’approcher le

decrochage). Nous reviendrons a ce sujet dans une prochaine partie.

Chapitre 3

Mesures par prise de pression sur l’aile

Nous allons dans cette partie utilise le meme profil d’air que dans la partie precedente mais

cette fois-ci, celui ci sera perfore. Cela permet ainsi de faire des mesures directement sur le bord

de l’aile. L’objectif est egalement de mesurer les forces de trainee et portance autour de l’aile.

3.1 Mesures et resultats

Dans cette partie, nous avons remplace l’aile sur la balance aerodynamique, par l’aile perforee.

Fig. 3.1 – Photo de l’aile perforee utilisee.

Nous avons fixe dans un premier temps l’angle d’attaque a 5 comme dans la partie precedente.

Pour des valeurs de vitesses d’ecoulement entre 10 et 30 m/s, nous avons mesure les pressions

de chacun des 18 trous de l’aile. Nous avons egalement mesure le profil de pression derriere l’aile

afin de determiner le profil de vitesse en aval du bord de fuite. Nous reviendrons dans la partie

suivante sur les calculs a realiser pour obtenir alors les forces de portance et de trainee sur l’aile.

Chapitre 3. Mesures par prise de pression sur l’aile 13

Dans un deuxieme temps, nous avons fixe la vitesse d’ecoulement a 25m/s et nous nous sommes

place a l’angle de decrochage de 16 . Nous avons fait alors les memes mesures que precedemment.

L’ensemble des mesures brutes sont rassemblees dans les tableaux en annexe.

3.2 Analyse des resultats et calculs de la portance et trai-

nee

Tout d’abord, nous allons presenter le calcul de la trainee D. Pour cela il faut faire une etude

sur le volume de controle presenter sur le schema 3.2.

Fig. 3.2 – Vue schematique du volume de controle que nous etudions.

Si on ecrit un petit bilan des forces (equation de Navier-Stockes) sur ce systeme de controle et

que l’on projette cette equation vectorielle sur l’axe d’ecoulement, on obtient la relation suivante :

D =

∫ ∫Airedesortie

ρU2dS −∫ ∫

Aired′entre

ρU2dS (3.1)

Avec,

• D, trainee,



Nous pouvons avoir la valeur de la vitesse d’ecoulement U avec nos mesures de pression grace

a la relation suivante :

U =

√2

ρ∆P (3.2)

Comme nous avons les valeurs de pression en aval de l’aile pour toutes les vitesses d’ecoulement

testees, nous pouvons en deduire la trainee D. Nous gardons l’hypothese de depart qui impose que

la pression reste constante quand nous nous eloignons du bord de fuite de l’aile. Nous pouvons

ainsi calculer le coefficient de trainee avec la relation :

CD =D

qA(3.3)


Avec,

• D, trainee,



Nous allons nous interesser de plus a la determination de la force de portance. Nous allons

utiliser cette fois-ci les mesures de pression autour de l’aile. Si on regarde le schema 3.3.

Fig. 3.3 – Vue schematique de l’aile.

Le profil d’une aile d’avion est concu de telle sorte que l’ecoulement d’air autour de l’aile

engendre une force de portance, verticale et dirigee vers le haut, qui compense le poids de l’avion

et lui permettant ainsi de voler. Cette force est engendree par la difference de pression qui s’etablit

entre les deux parois de l’aile (l’intrados et l’extrados). Nous avons d’apres le schema 3.3 :

L = FNcos(α) − FAsin(α) (3.4)

D = FNsin(α) − FAcos(α) (3.5)

Avec,

FN =

∫ BF

BA

(−Pecos(θ) + τesin(θ))dAe +

∫ BF

BA

(Picos(θ) + τisin(θ))dAi (3.6)

FA =

∫ BF

BA

(Pesin(θ) + τecos(θ))dAe +

∫ BF

BA

(−Pisin(θ) + τicos(θ))dAi (3.7)

Comme on n’a pas de mesure du cisaillement, nous allons ici negliger l’effet de frottement de

l’ecoulement, ce qui nous permettrait d’approximer la portance et de calculer DP , la trainee due

uniquement aux elements de pression.


Et par la methode de sommation, on obtient au final :

FN =BF∑BA

− Pecos(θ)dAe +BF∑BA

Picos(θ)dAi (3.8)

FA =BF∑BA

Pesin(θ)dAe +BF∑BA

− Pisin(θ)dAi (3.9)

Nous connaissons dans ces formules les elements de pression, mais on ne connaıt pas les

surfaces et les angles θ. Nous avons alors reproduit a l’echelle 1, le profil de l’aile sur du papier

millimetre en marquant les 18 points de mesure de pression. Nous avons ensuite divise le profil en

petit segment rectiligne centree sur chaque point de mesure. Nous allons faire l’hypothese que la

Fig. 3.4 – Vue schematique de l’aile segmentee.

pression est constante sur chaque segment et est egale a la pression du point de mesure interieur

au segment. Pour chaque segment, nous pouvons mesurer sur notre dessin sa longueur Li et son

inclinaison par rapport a l’horizontale, il s’agit de θi. Et comme nous avons mesure durant le TP

la profondeur de l’aile, nous avons ainsi la valeur de dAi. Nous pouvons ainsi calculer la valeur

de la portance L et de la trainee due a la pression DP .

Nous pouvons alors en deduire les coefficients aerodynamiques equivalents :

CL =L

qA(3.10)

CDp =Dp

qA(3.11)

Avec,

• L, portance,

• Dp, trainee due aux efforts de pression,






Nous avons ainsi la valeur de CL, CD et CDp pour chaque vitesse d’ecoulement testee. Nous

pouvons egalement calculer la valeur de CDF , le coefficient correspondant a la trainee due aux

forces visqueuses. Nous avons la relation suivante :

CD = CDp + CDF (3.12)

Soit

CDF = CD − CDp (3.13)

Et nous pouvons egalement determiner le coefficient de pression Cp qui s’exprime de la facon

suivante :

Cp =∆P

q(3.14)

Nous rassemblons les resultats finaux dans le tableau 3.5.

Fig. 3.5 – Resultats de la campagne de mesure avec les tubes de Pitot.

L’ensemble des mesures est rassemble dans les tableaux en annexes.

Chapitre 4

Etude numerique a l’aide d’XFOIL

XFOIL est un logiciel interactif gratuit et tres populaire de conception aerodynamique de

profil d’aile developpe par le Professeur M. Drela du Massachussetts Institute of Technology.

Ce programme permet de predire de facon tres realiste et tres rapide la distribution de pression

et de forces visqueuses autour d’un profil d’aile en 2-D, en incorporant une modelisation de la

couche limite qui permet de predire sa transition et son decrochage a haut angle d’attaque. XFOIL

fonctionne en mode non-dimensionnel et requiert les entrees suivantes :

• un fichier contenant les coordonnees du profil non-dimensionalisees par la corde. Dans notre

cas, ce n’est pas necessaire, car XFOIL incorpore deja des profils NACA. Il s’agit juste

d’entrer ”naca 4412” a la premiere ligne de commande.

• l’angle d’incidence.

• le nombre de Mach.

• le nombre de Reynolds.

En quelques secondes, XFOIL vous donne les coefficients de portance et de traınee, la distribu-

tion du coefficient de pression sur l’intrados et l’extrados ainsi que d’autres parametres interessants

tels que la forme de la couche limite et son point de transition sur chaque surface.

Nous faisons ainsi tourner le logiciel pour les valuers de vitesse testees dans notre etude et en

fixant une valeur d’angle d’attaque de 5 . On obtient les resultats rassembles dans le tableau 4.1.

Fig. 4.1 – Resultats des essais numeriques avec XFOIL.

Nous pouvons egalement evalue l’angle d’attaque correspondant au decrochage de la couche

Chapitre 4. Etude numerique a l’aide d’XFOIL 18

limite. Par tatonnement, pour une vitesse d’ecoulement de 25m/s nous trouvons une valeur nu-

merique de 12 . L’image 4.2 presente alors le profil de pression autour de l’aile a cet angle. On

peut bien apercevoir le debut du decollement.

Fig. 4.2 – Profil de pression autour de l’aile aux decrochage obtenue avec le logiciel XFOIL.

Chapitre 5

Analyse de l’ensemble des resultats

Nous pouvons tout d’abord tracer les courbes du coefficient CL en fonction du nombre de

Reynolds avec nos trois methodes de calcul qui sont :

• Mesure directe par la balance.

• Mesure avec le tube de Pitot et les perforations dans l’aile.

• Simulation numerique sur XFOIL.

On obtient alors le graphe 5.1.

Fig. 5.1 – Courbes de CL n fonction du nombre de Reynolds obtenue avec trois methodes.

Nous pouvons egalement tracer l’evolution de CD en fonction du nombre de Reynolds avec les

trois techniques d’estimation.

Ces courbes presentent plusieurs interets :

• Tout d’abord, comme nous avons etalonne les balances avec des poids dont on connaıt

parfaitement la masse, on peut dire que les erreurs sont tres minimisees sur la mesure de

portance et trainee de la balance. On connait donc avec une precision au dixieme de la

portance et une precision au centieme de la trainee.

Chapitre 5. Analyse de l’ensemble des resultats 20

Fig. 5.2 – Courbes de CD n fonction du nombre de Reynolds obtenue avec trois methodes.

• Les valeurs des mesures de trainee obtenues avec le tube de Pitot apparaissent tres proches

de celle obtenue avec la balance. Cela permet d’appuyer nos hypotheses d’incompressibilite

et surtout notre hypothese que la difference de pression entre l’amont et l’aval de l’aile est

nulle (Figure 3.2). (C’etait une hypothese assez audacieuse mais qui finalement est realiste)

• Pour la mesure de portance avec les prises de pression sur l’aile perforee, cela apparaıt plus

nuancee. Les valeurs sont eloignees de l’ordre de 0.4N des valeurs obtenues avec la balance

soit environ un ecart relatif de 30% ce qui est enorme.

Cela peut provenir de deux phenomenes : l’erreur de precision de la balance au maximum

de 0.1N et surtout nos hypotheses lors du calcul de la portance : Les pressions et vitesses

mesurees peuvent etre considerees comme bonne puisqu’il s’agit de la meme methode que

lors de l’evaluation de la trainee. Par contre, comme il n’y a pas enormement de point de

mesure, l’hypothese de diviser le profil d’aile en segment et surtout de considerer que la

pression est constante sur chaque segment est sans doute particulierement discutable au

vue de ces resultats. De plus, la mesure des angles se fait au mieux a une precision de 1

degres.

Nous pouvons egalement tracer la courbe de CDF

CD(Trainee issue des forces visqueuses/ Trainee

totale) en fonction du nombre de Reynolds. On obtient la courbe 5.3.

Nous pouvons en outre evaluer les profils de pression sur l’aile en fonction de l’abscisse xc.

(Figure 5.4) (Attention, afin d’avoir une bonne vision des pressions, nous faisons le choix de la

convention suivante : CP > 0 indique une depression.)

Nous allons tracer ces profils de pression sur l’aile en comparaison avec les valeurs obtenues

avec le logiciel XFOIL. Nous le faisons pour deux vitesses d’ecoulement U=10 m/s et U=25m/s.

(On obtient les courbes figures 5.5) Nous pouvons egalement tracer le profil de pression au moment

du decrochage (pour une vitesse d’ecoulement de U=25m/s, αdecrochage = 16 ) et le comparer

aux valeurs obtenues par simulation numeriques. Il s’agit du debut du decrochage, au moment


Fig. 5.3 – Courbes de CDFCD

fonction du nombre de Reynolds obtenue avec trois methodes.

Fig. 5.4 – Courbes (sur l’intrados et l’extrados) de CP (Pression autour de l’aile) pour les differentes

vitesses d’ecoulement en fonction de l’abscisse xc .

ou la portance commence a redescendre avec l’augmentation de la valeur de l’angle d’attaque.

On a a ce moment a peu pres la portance maximale. Mais, attention, ce n’est pas une situation

acceptable et securitaire en vol puisque nous sommes a la limite de la perte de portance.

Toutes ces distributions de pression ainsi que les courbes de CL et CD demontrent un decalage

entre les donnees issues de simulations numeriques et celle obtenues par mesures avec les tubes

de Pitot. Pour une faible vitesse d’ecoulement (U=10m/s), les profils restent assez proches entre

les deux techniques. En augmentant la vitesse, on voit une disparite augmenter fortement. Les

depressions sur l’extrados avec les mesures apparaissent bien plus importantes que les valeurs

obtenues par simulations numeriques (jusqu’a 10 fois plus). On peut se demander d’ou vient cette

difference, surtout que la simulation par XFOIL est connu comme tres realiste. Nos mesures sur


Fig. 5.5 – Comparaison du profil de pression sur l’aile entre les mesures experimentales sur l’aile

perforees et les valeurs obtenues par simulation numerique.

l’aile perforees sont sans doute pas totalement correctes. La presence des trous sur l’aile influent

sans doute sur le profil de pression. On peut voir egalement des oscillations sur ce profil obtenues

experimentalement.

Neanmoins, il ne faut pas oublier que XFOIL travaille avec les equations de Navier-Stockes

et que cela reste un modele. Il ne prend pas en compte la turbulence (ou tres peu) et donc les

tourbillons et recirculation. (surtout issus des effets de bords) Ainsi, nous ne peut pas negliger et

se passer de la partie soufflerie dans le developpement d’aeronef.

Si l’envergure de l’aile aurait ete plus courte, le coefficient de portance CP ne devrait pas en

theorie changer puisqu’il ne depend pas de la geometrie. (C’est d’ailleurs l’avantage des coefficient

aerodynamique) Neanmoins, si nous refaisions des mesures sur cette aile, nous n’obtiendrions

sans doute pas les meme valeurs a conditions experimentales identiques. En effet, l’aile etant plus

courte, l’ecoulement sur l’aile prendrait compte encore plus des effets de bord et notamment des

tourbillons qui viennent perturber et diminuer le portance de l’aile.

Conclusion

Cette etude et ce TP pratique nous a permis de decouvrir l’univers de la soufflerie. Nous avons

ainsi travailler sur les points suivants :

• Decouverte des installations,

• Mesures des conditions experimentales,

• Utilisation des instruments de mesure,

• Analyse des mesures et estimations de la portance et trainee avec deux methodes experi-

mentales differentes,

• Utilisation de simulation numerique (XFOIL),

• Analyse et comparaison des resultats en prenant en compte les hypotheses utilises dans les

calculs.

Nous avons ainsi pu evaluer et comprendre les enjeux et objectifs des souffleries, qui reste un

moyen necessaire et inevitable de la conception des aeronefs.


Nous allons presenter dans les pages suivantes les resultats bruts et retravailles des mesures

de Pitot avec l’aile perforee.

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