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Congrès de Mécanique 23-26 Avril 2013, Agadir- Maroc
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.
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.
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.
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.
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
Aile modèle.
30cm
Figure 1 : Coupe longitudinale de la veine d’essai de la
soufflerie.
1
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Une fois cette position identifiée sur la figure 3, il est
alors possible d’étudier précisément l’influence de
l’angle d’attaque sur le tourbillon d’apex, figure 4, pour
constater l’évolution de l’intensité du tourbillon avec
l’angle d’attaque et déterminer aisément l’angle de
décrochage ou angle d’éclatement de ce tourbillon [7].
2.2. Modèle et conditions d’essais en soufflerie
La figure 2 présente la maquette de l’aile delta étudiée.
Elle a une épaisseur de 5mm, un angle d’apex β=80° et
une corde de 95.5mm. Ses bords d’attaque et de fuite
sont droits. Les vitesses de l’écoulement libre utilisées
sont de 20.3 et 31 m/s, ce qui correspond à des nombres
de Reynolds de 1.3×105 et 2×105 rapportés à la corde de
l’aile delta. La gamme des angles d’attaque est variable
de α = 0 à 45°. L’aile est montée sur un support spécial
pour la mesure de la pression et, par la suite, sur un
autre support pour la mesure de la portance et de la
traînée [6].
Une rangée de prises de pression est répartie sous le
tourbillon d’apex de l’aile pour suivre l’évolution de ce
tourbillon et détecter sa position d’éclatement depuis le
bord d’attaque au bord de fuite.
2,5
x/lo=0,25
x/lo=0,30
x/lo=0,35
x/lo=0,40
2
x/lo=0,45
x/lo=0,50
x/lo=0,55
1,5
x/lo=0,60
-Cp
x/lo=0,65
x/lo=0,70
1
x/lo=0,75
x/lo=0,80
x/lo=0,90
0,5
x/lo=0,98
Aile d'angle d'apex 80°
0
15α (°
(°)20
25
30
35
α ( °)
Figure 4: Evolution du coefficient de la dépression
expérimental -Cp sous le tourbillon principal pour
Vo=20,3 m/s.
0
5
10
4. Étude par CFD
Une simulation numérique a été entreprise en utilisant le
code de calcul Fluent. Le but de cette étude était de voir
si le comportement obtenu avec les mesures
expérimentales (c.-à-d. l’évolution de l’éclatement vers
l'apex) pourrait être prévu, et avec quelle sensibilité et
détails de la simulation. La description détaillée des
positions d’éclatement de vortex utilisées dans les
comparaisons sont récapitulées dans le tableau 1.
Le modèle de turbulence Spalart-Allmaras et un
maillage non structuré ont été utilisés pour un nombre
de Reynolds de 1.3×106. Le maillage a été raffiné sur la
surface de l’aile.
Figure 2 : Modèle d’aile delta étudiée.
3. Résultats expérimentaux et discussions:
Mesure de la pression:
L’évolution de la pression, figure 3, sous le tourbillon
d’apex nous permet de suivre l’évolution de ce
tourbillon depuis son apparition jusqu’à son éclatement.
Ceci nous permet de déduire la position de l’éclatement
du tourbillon à angle d’attaque donnée (tableau 1) [7].
Les évolutions, figures 5 et 6, ainsi numériquement
déterminées sont parfaitement analogues à celles des
figures expérimentales 3 et 4 respectivement.
α=0°
α=10°
α=20°
α=30°
α=40°
3
2,5
Aile d'angle d'apex 80°
2,5
α=0°
α=5°
α=10°
α=15°
α=20°
2
2
Aile d'angle d'apex 80°
1,5
-Cp
-Cp
1,5
α=5°
α=15°
α=25°
α=35°
α=45°
1
1
0,5
0,5
0
0
0
0,2
0,4
0,6r/lo 0,8
1
1,2
0
Figure 3: Evolution longitudinale du coefficient de
dépression -Cp sous le tourbillon principal pour
Vo=20,3 m/s.
0,2
0,4
0,6 r/lo 0,8
1
1,2
Figure 5: Evolution longitudinale de –Cp numérique
sous le tourbillon principal pour Vo=20,3 m/s.
2
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3
Office National d'Etudes et de Recherches Aérospatiale
(ONERA), Technical Note No. 175,1971, 50pp.
x/lo=0.25
x/lo=0.30
x/lo=0.35
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x/lo=0.40
[4] X.Z. Huang and E.S. Hanff, A Critical Assessment
and Requirement for Ground Testing on Vortex
Breakdown Locations over Delta Wings, Symposium on
Advanced Flow Management: Vortex Flows and High
Angle of Attack – Military Vehicles.
x/lo=0.45
x/lo=0.50
2
x/lo=0.55
-Cp
x/lo=0.60
1,5
x/lo=0.65
x/lo=0.70
x/lo=0.75
1
x/lo=0.80
[5] M. Benkir, Persistance et Destruction des Structures
Tourbillonnaires Concentrées, en Particulier au dessus
d’Ailes Delta : Critères angulaires de stabilité aux
écoulements. Thèse de Doctorat, Avril 1990, Université
de Valenciennes.
x/lo=0.90
x/lo=0.98
0,5
0
0
5
10 15 20
25 30 35 40 45
α (°)
Figure 6: Evolution de -Cp numérique sous le
tourbillon principal pour Vo=20,3 m/s.
Incidence
(°)
Xvb en cm
(Expérimentale)
Xvb en cm
(Numérique)
15°
20°
22°
24°
25°
5.73
4.775
2.3875
2.3875
2.3875
7.1625
5.73
5.2525
4.2975
2.3875
[6] I. Boumrar and A. Ouibrahim, Experimental and
numerical analysis of apex vortex location on delta
wing-fuselage
combinations,
47th
International
Symposium of Applied Aerodynamics, 3AF, Paris, 2628 March 2012,
[7], I. Boumrar, Comportement des Ailes Delta à Apex
Privilégiés avec et Sans Fuselage – Etude
Expérimentale et Simulation Numérique, Thèse de
doctorat, Université Mouloud Mammeri, Tizi-Ouzou,
Sept. 2012.
Tableau 1 : Quelques positions de l’éclatement du
tourbillon d’apex.
5. Conclusion
Nous avons examiné le comportement physique de
l’écoulement vortex sur une aile delta mince, avant et
après éclatement des tourbillons d’apex qui prennent
naissance à partir des bords d’attaque de l’aile delta. Les
résultats obtenus sont comparés aux résultats
numériques particulièrement la position de l’endroit
d’éclatement de tourbillons.
Nous avons pu ainsi mettre en évidence par des mesures
expérimentales simples l’évolution du tourbillon d’apex
et la détermination de sa position d’éclatement sur l’aile
ainsi que l’angle d’attaque correspondant au
décrochage, ou angle de décrochage. Les simulations
numériques conduites donnent des évolutions du
tourbillon du bord d’attaque au bord de fuite tout à fait
analogues à celles obtenues expérimentalement.
6. Références
[1] Anthony M. Mitchell, Jean Délery, Research into
vortex breakdown control, Progress in Aerospace
Sciences 37 (2001) 385–418.
[2] A. A. PASHILKAR, Surface pressure model for
simple delta wings at high angles of attack, Sadhana
Vol. 26, Part 6, December 2001, pp. 495–515.
[3] H. Werlé, On Vortex Bursting, National Aéronautics
and Space Administration, Washington, D.C. June
1984, Translation of "Sur l'éclatement des tourbillons",
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