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La carte des densités dans ces conditions est sensiblement la carte des pressions et des températures (à l'échelle près).

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actuelle et même l'aviation très prochaine. Elle varie suivant la température très sensiblement d’après la loi de Sutherland :

Le Haas | K — 142 > 10, C=— 102,5, 1+7

pour l’air et dans le système d’unités C. G.S.

On voit l'intérêt des lois de la similitude, qui permettent une réduction considérable des dimensions des maquettes, sans laquelle on ne pourrait songer à entreprendre une étude interférométrique de l’écoulement de l’air autour de surfaces sustentatrices, et plus particulièrement des ailes d’un aéroplane, puisque les interféromètres usuels n offrent guère de champ dépassant 6 X 6 cm. Grâce à ces lois également, la soufflerie sera peu encombrante et d’une manipulation aisée, sa réalisation sera relativement facile et peu coûteuse; de plus il sera possible de se contenter de l’alimenter en la branchant sur un réseau d’air comprimé, la vitesse étant obtenue par simple détente de l'air, ce qui présente d'appréciables avantages pour des essais, comme on va le voir.

L'étude mécanique de l’écoulement de l’air autour d’une aile d’avion.

Cette étude n’a été réalisée qu'assez récemment (1). Elle présente des difficultés particulières au voisinage des parois de l’aile, qui peuvent causer une modification dans la répartition des pressions autour de la sonde : on a vu, en effet, quertes indications d’une prise de pression dynamique n’ont de valeur, que si l’orifice de prise de pression se trouve au point d'arrêt de l'écoulement autour de la sonde. Cette condition n'est pas réalisée dans les zones à fort gradient de pression; or, au voisinage d’un obstacle (l'aile d'avion ici) ou d'une paroi, il existe en général un gradient de pression élevé, surtout en amont de cet obstacle où se trouve le point d'arrêt de l'écoulement, point ou la pression alleint son maximum (?).

Mais, même si l’on opère dans une région à pression constante, le rapprochement de la sonde et de la paroi de l'obstacle finit par aboutir à une modificalion de la zone perturbée par la sonde. On peut admettre, par approximation, que celte zone perturbée n’est pas sensiblement modifiée tant qu’elle n’arrive pas au contact de la paroi, et par conséquent que la méthode de mesure reste valable jusqu'à ce moment; or, il est possible de délimiter cette zone d’interaction de la paroi de l'aile et de la sonde, dans laquelle les mesures ne sont plus valables : Au moment, en effet, du contact de la paroi de l'aile avec la zone perturbée par la sonde, la pression sur la surface de l’aile éprouve une modificalion qui s’accentue avec le rapprochement de la sonde, et la mesure de cette

(1) A. LAPRESLE, — Déjà cité.

(2) Voir les cartes de répartition de pression autour d'une aile, à la fin de l'ouvrage. Le point d'arrêt se trouve sur la partie amont de l'aile (bord d'attaque), sa position dépend de la forme de l'aile et de son angle d'attaque. Le bord de fuite de l'aile est également une région de fortes variations de pression, puisque l'extrados (partie supérieure de l'aile dans le cas du val normal de l'avion) est en dépression, et que l'intrados (partie opposée à l'extrados) est en surpression,

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pression en un point de la surface de l’aile, s'obtient en perçant dans la paroi de l’aile un orifice de faible dimension sans saillie, ni bavure, cet orifice étant relié à un manomètre par des canalisations intérieures, placées dans l’aile. L'expérience montre que la zone d’interaction ainsi déterminée, commence à une distance de l’aile qui est grosso modo à peu près constante sur l’extrados et l’intrados, (dans les régions à fort gradient de pression du bord d'attaque et du bord de fuite, cette zone s'étend sensiblement plus loin) et ne dépend que des dimensions de la sonde : D'où la nécessité d'utiliser les sondes les plus petites possibles.

Il reste à définir l'orientation de la vitesse de l’air, car l'indication d’un pilot varie avec son inclinaison sur cette vitesse : Une erreur de 3 à 4 degrés entraîne une erreur de 1% sur la valeur de la pression statique et cette erreur croît très rapidement avec l'erreur d'orientation. La direction de l’écoulement de l’air, au point où s'effectue la mesure, est matérialisée par la direction que prend un fil léger et court fixé à l’arrière du Pitot, ce fil doit donc rester dans l’axe du Pitot pendant la mesure.

Cette méthode permet de tracer la carte des lignes d’égale pression et celle des lignes d'écoulement autour d’une aile d'avion, mais la précision obtenue est insuffisante et la zone d'interaction n’est pas connue. Cette zone d’interaction s'étend jusqu'à 3 cm environ de l’extrados et de l’intrados d’un profil Gôttingen n° 430, de 18 cm de corde, lorsqu'on utilise des sondes constituées par des aiguilles de 1,4 millimètres de diamètre.

Pour des vitesses plus grandes, comparables ou supérieures à la vitesse du son, les indications d’un Pitot deviennent peu sures (1) et les gradients de pression sont considérables; enfin, pour les surfaces sustentatrices de faibles dimensions (portion d’hélice aérienne, aïlettes de compresseur et de turbines) la zone d'interaction s’étendrait trop; il devient donc préférable de recourir à un procédé de mesure n’introduisant aucun corps matériel dans le milieu à étudier; les méthodes optiques sont les seules à offrir une solution à ce problème; elles ont fait l’objet de nombreuses recherches depuis une cinquantaine d'années, mais elles ont concerné presque uniquement l'étude de la détente des gaz dans les tuyères de turbines, et l’étude du sillage des projectiles. En aéronautique, leur réalisation serait applicable à de nombreux cas : Ailes d’avions — Gouvernes d'avions — Dispositifs hypersustentateurs — Hélices aériennes — Voilures tournantes — Aïlettes de compresseurs, de turbines et de machines soufflantes — Phénomènes vibratoires des gaz de silencieux, de tuyauteries d’admission.

(1) Les indications d'un pitot en vitesse supersonique sont moins sûres qu'en régime subsonique, parce que cet instrument est nécessairement précédé d'une onde de choc, au travers de laquelle la recompression peut ne pas s'effectuer suivant la loi adiabatique calculée par PRANDTL, u, u, = a; u, et u, étant les vitesses avant et après le choc, a la célérité du son à la gorge de la tuyère. Or on verra des cas où cette formule n’est pas vérifiée par l'étude optique. TREMBLOT a montré qu'elle est acceptable dans le cas d'un pitot, à condition de tenir compte d'une légère compression qui peut se produire en avant de cette onde de choc. Comme il n'est pas possible de prévoir la valeur de cette compression, on est conduit à chercher des formes effilées qui évitent toute compression.

R. TREMBLOT a également indiqué des formes de prise de pression statique. Voir le chapitre IV de l'ouvrage déjà signalé.