Aide concernant le coefficient de portance

pesca'nord · Message par **pesca'nord** » 28 nov. 2013, 19:49

Salut à tous,
comme vous l'avez surement remarqué, je suis nouveau sur ce forum et largement étranger au monde de l'aviation. Je me suis permis de me tourner vers vous car je suis en ce moment pris d'un grand découragement.
En effet, dans le cadre des TPE (travaux personnels encadrés), épreuve du baccalauréat, mon groupe et moi nous sommes intéressés à l'aviation. L'objectif final est une présentation orale devant un jury de notre création finale. Seulement un simple exposé n’est pas attendu et nous avons besoin de faire, dans notre cas, des calculs. Cependant, malgré de nombreuses recherches sur la toile, impossible de trouver le coefficient de portance pour l'A380 en fonction de l'angle d'incidence (même si je sus bien conscient qu'il n'existe pas une seule liste de valeurs, ce coefficient dépendant de nombreux facteurs..) pour une masse et une surface alaire donnée par exemple pour un angle d'incidence >10* (or nous nous intéressons au décollage, donc un angle d'incidence supérieure à cette valeur). J'aurais donc voulu savoir si parmi vous, quelqu'un possède une telle liste et pourrait nous venir en aide, sans vouloir paraitre grossier de venir ''m'incruster" dans ce forum.
Je vous remercie d'avoir pris le temps de lire un si long message et vous remercie d'avance.
Pesca'nord

arogues · Message par **arogues** » 29 nov. 2013, 08:30

salut,

Deux solutions :
- soit tu change d'avion et passe sur un avion dont tu as les polaires (pourquoi prendre l'A380),
- soit tu trouve toi même ces coefs, ex pour la portance (il te faut connaitre S ce qui n'est pas évident du tout) :

Portance = 0.5 * rho * S * V² * Cl. En palier stabilité, Portance = poids donc tu mets mg à gauche et tu trouves Cl pour plein de vitesse différentes. L'ennui, je pense, c'est que S est inconnu avec précision (dépend du braquage des volets/slats).
Pour ensuite avoir le Cx, ca va être plus difficile. Un passage par la finesse est je pense le plus simple. Faut commencer à connaitre quelques equations de mécavol.

=> Mon conseil : passer sur un avion (ou juste un profil) où vous avez les polaires. Sur des profils simple (ou moins simple) type NACA tu as des simulateurs de profils pour avoir les polaires sur internet.

chuck_73 · Message par **chuck_73** » 29 nov. 2013, 10:42

Bon, le 380 c'est pas le plus évident, il est clair..
Cependant, 3secondes de google donne les infos sur la surface alaire en lisse: 845m2.

Pour ce qui est de l'impact des volets sur la surface,... là aussi faite des hypothéses: soit cela ne change pas la surface alaire, mais uniquement le Cz.
Soit cela augmente la surface alaire de 10% (par ex) et le cz.

Au pire, vous pouvez déja comparer ces deux hypothéses, étudiéer ce que cela change etc... (ca impacte aussi la trainée).
Tu peux prendre en croisiere 75% de la poussée pleine d'un moteur (y en a 4...).

tomhippo · Message par **tomhippo** » 29 nov. 2013, 18:50

Hello

Quel est le sujet exact de ton TPE? Histoire de savoir où tu veux en venir.

pesca'nord · Message par **pesca'nord** » 30 nov. 2013, 20:02

Merci a tous pour vos réponses. J'ai finalement trouvé que le coefficient de portance augmentait d'environ 0,054 a chaque fois que l'angle d'incidence augmentait de 0,5°. Pour avoir une idée de la valeur limite répondant a cette idée, pourriez-vous l'indiquer l'angle d'incidence limite(de décrochage ) moyen pour un avion de ligne du type A380 (aux environs de 18° je pense?). De plus votre idée d'utiliser un logiciel de soufflerie virtuelle m'interesse (mêmesi je ne ccomprend pas grand chose a xflr5l mais pour cela il me faudrait savoir le type d'aile présentes sur l'A380 (j'ai entendu parler de la norme NACA mais je n'en sais pas plus
Encore un grand merci pour votre aide
A l prochaine

chuck_73 · Message par **chuck_73** » 30 nov. 2013, 21:44

Xflr5 est fait pour des faibles nombre de Reynolds... A mon souvenir.
Globalement il est fait pour des maquettes modèles réduit.

Cepenl'évolution anique du vol est la même et elle sera plus accessible en terme de moyen pour faire des expérience sur des modèles réduits. Pas mal de sites web détails d'ailleurs très bien la mécanique du vol associée...

Pour la "norme" NACA c'est une façon de présenter les profils d'ailes d'avions etc... Ce n'est pas vraiment une norme mais plus un système de classement.
Pour le profil de l'a380 faut oublier... C'est gardé secret car c'est aussi de là qu'on tient une très grande partie des perfos d'un avion

Cependant vous pouvez très bien utiliser xflr5 pour vos calculs (ou d'autres outils) au final la seule chose qui vous interresse C'est l'evolution du CZ en fonction de l'incidence. Si vous restez sur des objets et vitesse de type maquette vous n'avez plus les effets de mach et de compressibilite... Ca change tout. Pour un avion reel voir les info qué vous trouverrez sur des dr400 cirrus etc... Bref des appareils qui volent bas et lentement...

Il a fallu quasiment un siecle pour en arriver là... Vous allez avoir du mal a synthetiser autant de connaissances pour un public non averti...

Dubble · Message par **Dubble** » 30 nov. 2013, 23:41

chuck_73 a écrit :Bon, le 380 c'est pas le plus évident, il est clair..
Cependant, 3secondes de google donne les infos sur la surface alaire en lisse: 845m2.

Pour ce qui est de l'impact des volets sur la surface,... là aussi faite des hypothéses: soit cela ne change pas la surface alaire, mais uniquement le Cz.
Soit cela augmente la surface alaire de 10% (par ex) et le cz.

Au pire, vous pouvez déja comparer ces deux hypothéses, étudiéer ce que cela change etc... (ca impacte aussi la trainée).
Tu peux prendre en croisiere 75% de la poussée pleine d'un moteur (y en a 4...).

Calculer la poussée en kN d'un moteur c'est assez difficile.
Surtout avec des problèmes de rendement ou efficacité inconnus.
D'autant que le Cx de l'aile on s'en fout, ce qui compte c'est le Cx de l'aile plus tout le reste.

Enfin pour calculer une polaire d'un profil c'est super relou.
Une polaire réelle c'est ça par exemple :
http://www.ijser.org/paper/Analysis-of- ... rfoil.html
Partie 5, premier graphe dans discussions : quasi linéaire au début puis chute rapide lors du décrochage (tu peux regarder le reste pour voir à quel point c'est la merde, même si toutes les équations ne sont pas passées)

Enfin, l'A380 vole à un régime transsonique auquel d'autres phénomènes peuvent apparaitre.
Si je peux te conseiller plusieurs choses :
Restreins toi à un régime purement subsonique (<100m/s c'est une bonne valeur, au sol) et 2D
Restreins toi à des généralités sur le type d'avion.
Si tu veux parler de l'A380, fais le, ça pourra un peu impressionner le jury d'avoir une masse de 560 tonnes, mais précise bien que tu travailles en ordre de grandeur, tu marqueras des points.

Autre piste pour calculer la poussée d'un moteur tu peux calculer en plusieurs étapes. Tu pars de la source et tu arrives au résultat :
Calcul de la puissance thermique = consommation en kéro * énergie massique du kéro * rendement de la combustion (=pourcentage du kéro brulé)
Calcul de la puissance mécanique = puissance thermique * rendement
Calcul de la vitesse de l'air : débit massique*(v1² -v2² )=puissance mécanique * un coeff non constant mais proche de 1 (hypothèse sur la pression du débit sortant = pression atmosphérique pour ici et juste après)
Calcul de la force : F=débit massique * (v1-v2)
Voilà, ça sort peut être un peu du cadre du tipe mais ça te sera utile pour la suite, pour le bac notamment. Si tu comprends ce raisonnement et que tu peux ressortir les formules sans devoir les démontrer par des théorèmes spéciaux, tu seras d'office rangé dans la catégorie des bons élèves en physique, car ça fait fortement appel à : l'analyse dimensionnelle et la réflexion, l'estimation des ordres de grandeur (sur les rendements notamment) et ça prouve que tu comprends le principe physique du moteur à réaction

chuck_73 · Message par **chuck_73** » 01 déc. 2013, 16:04

Euh Dubble, tu aimes sortir l'arillerie lourde là...

En croisiere à vitesse constante, tu peux faire l'approximation que la trainée égale la poussée...
tu vas me dire, qu'on ne connait pas la trainée... c'est pas faux
Mais tu peux déja connaitre le Cz, car la portance est oppposée au poids... donc connaissant V, S et rho, tu connais Cz,
Connaissant la polaire tu connais la poussée...

Biensur, ca reste empirique, par ce que généralement on connait la polaire d'un profil et pas celle d'un avion... bon, bah on conscidére ca comme une hypothése, ca ne changera rien à l’exercice mathématique.

Pour ton lien, tu es parti sur des modelisation avec turbulences, tu m'étonnes que tu ne trouves pas ca facile. Il y a diverses techniques pour calculer des performances avions (théorie de ligne portante, de la surface portante,... etc).

Pour ma part, sur les shémas que tu présentes, il n'y a rien d'extra-ordinaire, on reconnait bien sur le graphe Cl en fonction d'alphe:
-une partie quasi linéaire
- une partie ou cz est constant voir diminue ->décrochage

Pour Cx, il ne fait qu'augmenter avec un mini à zero... au passage, on remarque que le profil 4412 n'est pas symetrique (meme pas besoin de voir le profil ni de connaitre les infos sur les profils NACA).

Donc, pour faire simple:
l'A380 c'est joli, mais c'est pas le mieux pour des études à réaliser ainsi. L’éventail de vitesse est trop large et par conséquent fait appel à des connaissances qui ne sont pas encore à votre portée (mathématiquement parlant).
prenez un avion "simple' (Robin, Jodel,...) bien documenté.
Vous épargnerez ainsi les effets de bords, les phénomènes de flèche, de Mach, de traînée d'onde, etc...
Bref, vous devez (à mon avis, vous limiter à une étude à des vitesse inférieur à mach 0.3), d'une part par ce que cela fait plus d'un siécle qu'on les étudie, que les outils mathématiques sont relativement simple (pas d'intégrales surfaciques etc...) et qu'en même temps la théorie rejoint trés bien la pratique.

Vous pouvez jeter un oeil au bouqin "Determination des caractéristiques d'un avion léger", trés peu de mathématique lourdes... ou sur le modélisme réduit:
http://techniquemodelisme.free.fr/Model ... .htm#chap8 par ex.
http://www.gilbert-pernot.fr/ailes_calc ... ction.html

Sachant que durant la 2nd guerre mondiale on réussissait bien à faire des avions qui volaient bien en ayant comme outil que des régles à calcul et des abaques... pas d'ordinateur..

pesca'nord · Message par **pesca'nord** » 04 déc. 2013, 21:19

Salut à tous,
j'ai bien lu vos post et je constate que la quantité de choses à dire est assez conséquente. Cependant, étant donné qu'un autre groupe s’intéresse déjà aux turboréacteurs, notre groupe doit plus s'axer sur la "partie aile".. J'avoue que beaucoup de chose que vous énoncez ici me sont encore étrangères et il me faudra faire des recherches pour les comprendre mais surtout les exploiter ( c'est le but du TPE me direz vous

). Pour ce qui est de la problématique, nous n'en avons pas encore réellement dégagé et l'objectif finale reste assez floue. Nous avions pensé par exemple a un problème du typ comment réduire au maximum les distances de décollages mais je ne suis pas sur que celui ci soit le mieux..
Encore une fois, un grand merci pour vos réponses

Dubble · Message par **Dubble** » 05 déc. 2013, 01:40

Je mettais juste l'accent sur le fait que le Cx du profil et le Cx de l'avion c'est pas la même chose.
Sur un avion léger, l'ordre de grandeur c'est 50/50 entre les ailes et le reste

Je ne résiste pas à l'envie d'aller un peu plus loin

P=mg=8400N pour un DR400-120ch à 850kg
On considère ce DR400 à 5000 pieds (densité de l'air = 1) à 50m/s
On a 1/2 ρ S v² = 17750N donc Cz=0.47
Une polaire que j'ai pour un profil asymétrique me donne Cx=0.02
Soit une finesse de 23 : plus du double de la finesse max de notre Dr400..

Par contre, si tu utilises la finesse réelle (disons 6 à cette vitesse), tu peux remonter aux données du moteur :
T = 1/2 ρ S v² Cx donc T=1400N et la puissance fournie par l'hélice à l'avion : 70kW
notez que si on convertit ça en chevaux et qu'on considère que 70kW c'est 75% de la puissance du moteur : le moteur fournit à l'avion une puissance maximale de 126ch, donc la valeur 6 est plutôt bien tirée de mon chapeau.
Le rendement de l’hélice est d’environ 0.80, donc le moteur fournit à l’hélice 87 kW
le rendement thermodynamique du moteur est de 0.6 environ, la combustion du carburant
doit fournir 143 kW. Enfin en utilisant la valeur de 43.5 MJ/kg pour du carburant aviation, on
trouve une consommation horaire de 17 L/h. Mais seulement 70% environ du carburant injecté
est réellement brûlé dans le moteur, on retombe sur nos pattes avec une conso de 24L/h

J'aime bien ce raisonnement qui montre qu'on a au final que 34% de la puissance qu'on paie.

nikonblaze · Message par **nikonblaze** » 07 août 2017, 15:09

Dubble a écrit :Je mettais juste l'accent sur le fait que le Cx du profil et le Cx de l'avion c'est pas la même chose.
Sur un avion léger, l'ordre de grandeur c'est 50/50 entre les ailes et le reste

Je ne résiste pas à l'envie d'aller un peu plus loin

P=mg=8400N pour un DR400-120ch à 850kg
On considère ce DR400 à 5000 pieds (densité de l'air = 1) à 50m/s
On a 1/2 ρ S v² = 17750N donc Cz=0.47
Une polaire que j'ai pour un profil asymétrique me donne Cx=0.02
Soit une finesse de 23 : plus du double de la finesse max de notre Dr400..

Par contre, si tu utilises la finesse réelle (disons 6 à cette vitesse), tu peux remonter aux données du moteur :
T = 1/2 ρ S v² Cx donc T=1400N et la puissance fournie par l'hélice à l'avion : 70kW
notez que si on convertit ça en chevaux et qu'on considère que 70kW c'est 75% de la puissance du moteur : le moteur fournit à l'avion une puissance maximale de 126ch, donc la valeur 6 est plutôt bien tirée de mon chapeau.
Le rendement de l’hélice est d’environ 0.80, donc le moteur fournit à l’hélice 87 kW
le rendement thermodynamique du moteur est de 0.6 environ, la combustion du carburant
doit fournir 143 kW. Enfin en utilisant la valeur de 43.5 MJ/kg pour du carburant aviation, on
trouve une consommation horaire de 17 L/h. Mais seulement 70% environ du carburant injecté
est réellement brûlé dans le moteur, on retombe sur nos pattes avec une conso de 24L/h

J'aime bien ce raisonnement qui montre qu'on a au final que 34% de la puissance qu'on paie.

Excellent Bubulle !! Merci pour ce calcul. J'ai trouvé des pdf méca flux sur google avec des cas concret sur un dr400 c'est super interessant aussi.

nikonblaze · Message par **nikonblaze** » 07 août 2017, 15:25

Je cherche à connaitre le Cx d'un WT9/VL3 comparé à un DR400/C172.
Le DR400 à 0° d'incident est à environ Cx=0.03 je crois.

je ne comprends pas le facteur S. La surface Alaire des ailes n'intervient que s'il y a une incidence supérieure à 0°. Ce n'est pas plutot la surface frontale normale au flux d'air qu'on doit prendre?

Dubble · Message par **Dubble** » 07 août 2017, 15:35

Edit : je viens de voir que tu venais de déterrer le topic.

S est toujours la surface des ailes.
On rapporte la trainée totale à la surface des ailes.
C'est un choix arbitraire, une histoire de convention en somme.

chuck_73 a écrit :Bon, le 380 c'est pas le plus évident, il est clair..
Cependant, 3secondes de google donne les infos sur la surface alaire en lisse: 845m2.

Pour ce qui est de l'impact des volets sur la surface,... là aussi faite des hypothéses: soit cela ne change pas la surface alaire, mais uniquement le Cz.
Soit cela augmente la surface alaire de 10% (par ex) et le cz.

Au pire, vous pouvez déja comparer ces deux hypothéses, étudiéer ce que cela change etc... (ca impacte aussi la trainée).
Tu peux prendre en croisiere 75% de la poussée pleine d'un moteur (y en a 4...).

Normalement on prend S comme constante et c'est Cz qui porte l'augmentation de surface due au braquage des volets.
D'où des Cz qui peuvent atteindre 3 parfois sur les airbus.