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éme
Congrès de Mécanique 23-26 Avril 2013, Agadir- Maroc
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Analyse Expérimentale et Numérique de l’Eclatement du Tourbillon d’Apex au Dessus d’une
Aile Delta Mince.
I. Boumrar, A. Ouibrahim
Laboratoire d’Energétique Mécanique et Matériaux – LEMM - Université Mouloud Mammeri, Tizi-Ouzou, Algérie.
Résumé
Dans ce travail, on présente, à travers la distribution du champ de pression à l’extrados, les résultats de l'analyse
expérimentale de l'éclatement de vortex au-dessus d'une aile delta mince, d’angle de flèche φ=50°, à des angles d'attaque
élevés.
L’éclatement de vortex montre un saut soudain de la position mesurée et de la sensibilité des données critiques de l'aile à
partir d’un certain angle d'incidence qui est fonction de l’allongement de l’aile delta. La simulation numérique effectuée
avec le code CFD Fluent apporte beaucoup de détails et de facteurs qui contribuent à étudier et expliquer divers effets de ce
comportement. Cette contribution contient les résultats des essais effectués et de la simulation CFD associée qui traduit
fidèlement les résultats expérimentaux obtenus.
Mots Clés: Aile delta mince, CFD Fluent, Éclatement de vortex.
1. Introduction :
L’écoulement vortex joue un rôle important dans
l'aérodynamique de l'avion muni d’aile delta. La
dépression induite à l’extrados de l’aile delta par les
tourbillons principaux issus des bords d’attaque a
comme conséquence une importante augmentation des
capacités de transport en vol. Cet effet est intensivement
exploité dans la conception de l’avion civil moderne et
de l’avion militaire de combat [1-4].
Le vortex principal se produit aux faibles incidences
quand l'écoulement rencontre des bords d’attaque
suffisamment et fortement vifs. L'augmentation de
l'angle d'attaque de l'aile mène à une augmentation de
l’intensité des vortex de bord d’attaque. L’angle
d'attaque critique, auquel la structure du vortex change
sensiblement et l’éclatement de vortex se produit,
dépend surtout de la vitesse de l’écoulement et des
paramètres géométriques de l’aile delta considérée.
L’éclatement de vortex signifie une augmentation
soudaine de la section du vortex et la perte de la
régularité de l'écoulement.
De plus, l’éclatement de vortex marque également la fin
des effets favorables induits par le vortex de bord
d’attaque. Le phénomène d’éclatement de vortex a été
observé dans les expériences, grâce à des visualisations
de l’écoulement, menées en soufflerie [5] et les vols
réels. L’éclatement de vortex des ailes delta peut causer
un tangage vers le haut, dans le cas extrême, l’asymétrie
au-dessus des ailes peut induire aussi le moment de
roulis.
Pour cette raison, beaucoup de tentatives de contrôle de
l'évolution de l’éclatement du vortex au dessus de l’aile
delta ont été introduites
Le premier souci de ce travail est la localisation de la
limite de la stabilité d'un noyau de vortex via des
résultats expérimentaux, sur la distribution du champ de
pression, présentés pour montrer une manifestation
physique du phénomène d’éclatement de vortex.
Cette manifestation physique du phénomène
d’éclatement du vortex est étudiée à travers
l’écoulement en soufflerie autour d’une aile delta mince
d’angle d’apex β=80° dans des conditions subsoniques,
consolidée ensuite par des simulations numériques avec
le code de calcul Fluent effectuées aussi à différents
angles d’attaque.
2. Expérimentation
2.1 . Dispositif expérimental
Le dispositif expérimental utilisé est décrit en [6]. La
section d’essai de la soufflerie est de 100x30x30 cm, la
vitesse maximale dans la section d'essai est de 45 m/s
dans les conditions de l'écoulement uniforme.
La figure 1 montre l'installation expérimentale et la
configuration de l'aile delta d’angle d’apex β=80° dans
la veine d’essai.
Figure 1 : Coupe longitudinale de la veine d’essai de la
soufflerie.