Calcul des performances aérodynamiques de la configuration aile-fuselage Ara M100 par maillage hybride

IV.7. Forces de chaque angle d'incidence

Tableau (IV.2) : Forces de pression

Vecteur force : (0 Y 0)
NOM DE ZONE	Force (N) á=-3.017^0	Force (N) á=-2.873^0	Force (N) á=0^0	Force (N) á=2.873^0	Force (N) á=3.017^0
s-body	115.465	142.445	452.058	773.929	789.647
s-extrados	1508.474	1595.735	2781.304	4219.39	4289.822
s-intrados	-1764.418	-1674.777	-625.895	157.91	189.432
s-tip	-0.324	-0.285	0.939	2.528	2.608
force totale (avion)	-140.803	63.118	2608.406	5153.759	6071.511

Tableau (IV.3) : Forces de viscosité

Vecteur force : (X 0 0)
NOM DE ZONE	Force (N) á=-3.017^0	Force (N) á=-2.873^0	Force (N) á=0^0	Force (N) á=2.873^0	Force (N) á=3.017^0
s-body	51.526	42.894	42.677	42.697	42.701
s-extrados	26.752	22.615	22.741	21.747	21.621
s-intrados	25.375	21.311	21.804	22.055	22.071
s-tip	0.178	0.15	0.142	0.151	0.152
force totale (avion)	103.833	86.971	87.365	86.651	86.747

IV.8.Calcule des coefficients pour chaque á

ct =

F"

2 pV2S

1

F_~

Cd =

2 PV&S 1

(IV. 2)

(IV. 3)

Tableau (IV.4) : Valeurs de Cl et Cd pour chaque á

Angles Coefficients	á=-3.017^0	á=-2.873^0	á=0^0	á=2.873^0	á=3.017^0
Coefficient de portance(Cl)	-0.006	0.004	0.184	0.365	0.433
Coefficient de trainée(Cd)	0.00308	0.00258	0.00259	0.00258	0.00258

IV.8.1. Courbe du coefficient de portance Cl

Les calculs ont été effectuées pour un nombre de Mach à l'infini M=0.8027 et un nombre de Reynolds de 13.1*10⁶. Les mesures des coefficients aérodynamiques Cd (coefficient de trainée) et Cl (coefficient de la portance) pour ce cas sont présentés dans les figures (IV.41), (IV.42). Les graphes de Cl et Cd en fonction de l'angle á est tracé par logiciel ORIGIN.

Figure (IV.41) : Variation de Cl en fonction de Alpha (ORIGIN)

IV.8.2. Courbe du coefficient de trainée Cd

Figure (IV.42) : Variation de Cd en fonction de Alpha (ORIGIN)

IV.8.3. La polaire

La variation des coefficients de portance et de traînée en fonction de l'angle d'incidence est souvent représentée sur un seul diagramme (IV.43). Un tel diagramme s'appelle la polaire, c'est une courbe de Cd en fonction de Cl pour différents angles d'incidence.

Figure (IV.43) : Variation de Cl en fonction de Cd (ORIGIN)

Les résultats obtenus par fluent sont comparés avec l'expérimental et [22, 23].

On voit que le coefficient de portance est proportionnel à l'angle d'incidence tant que l'écoulement est laminaire, puis augmente ensuite moins rapidement en écoulement turbulent. L'avion à une portance négative ceci signifie qu'il y a une surpression à l'extrados et une dépression à l'intrados.

On voit également que le coefficient de trainée varie relativement peu dans la zone des petits angles d'incidence, ensuite il augmente rapidement dans la zone des grands angles.

Donc l'évolution des ces courbes obtenus ont presque une même allure que l'expérimental et [22, 23].