Effet de volets et d'ailerons
Nous commencerons par le cas d'une plaque plane, les formules pouvant se généraliser facilement dans le cas où le profil de l'aile est courbe. Les ailerons occupent par exemple sur la plaque la disposition indiquée par la figure 84, je, désigne le braquage du premier aîleron A'CDD', 1 celui du second B'EFF',
Pour étudier l'écoulement, il faut utiliser des mouvements coniques T (M, @) que l'on peut définir ‘de la façon suivante. Dans la région x — 0,l'écoulement T (M,@) est identique à l'écoulément CA4M,-X),
et dans la région x — © il est identique à l'écoulement C. (M,æ). On'a une interprétation immédiate des écoulements T, qui rend compte de l'uti- Fig. 84 lisation possible dans les effets de volets et d'ailerons (1) : l'écoulement T (M,a4) s'établit lorsque “Le plan Ox x, étant matérialisé, on fait pivoter, d'un angle -@, le quadrant Mæ.x, autour de Mæ, CRE gure 58). Dès lors, le mouvement étudié peut s'obtenir immédiatement, par une superposition d'écoulements coniques schématisés de la manière suivante
TG (A,-i ©C: (Bi) : EXAB, +1) (IV. 5) CMP SES CD EL E (CD, - Y.) CCE VS) Ter.) E (EF, =-Y;).
Naturellement, pour qu'un tel schéma soit valable sans complications supplémentaires, il faut que le coefficient de pression soit nul, en dehors de (R). C'est ce qui aura lieu si l'allongement réduit de la plaque et des volets est su- DÉriIeur our éSsaln 2-1.
Appliquons ces principes.au calcul du (se local d'une plaque, °pouraquetle
lés cônes de Mach des points A,,B;,C,D,E,F ont la disposition donnée par la figure
84. On peut alors placer l'origine au point À et écrire immédiatement le C local, ÉHAioietion de y. [y 8 x,); on posera AA' = 1, CA' = c, BCD SAT: d'après les résultats obtenus aux numéros 4.1.10105e CŸÙ 4o1e020201e!
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TN Ps PT OV M RE ES (1) Nous avons indiqué cette méthode, dans une note ax comptes rendus, en décembre 1947 (ref.z).
L'intérêt des mouvements T, que nous indiquons ici a été indtqué dans l'ar \ paru en même temps que notre note (ref.N° 32). r. Es PA ae ce
: ne dope eur 85, la répartition du c, en envergure. D'une façon géné- Ta€ On pourra d'ailleurs écrire le c, local d'une aile rectangulaire mince quelconque, munie de volets ou d'ailerons.
En effet, si on pose
2 u C DE AM PAS Dh E TO ER VAT Éd one) ESS AO CARO CR
T ë ul ERP me (ue) =" 0 DE LA FER OS SÉANCES ARE NT SLT RCA ONR
on a, avec les notations habituelles
SR 4 c, Gare ee É (n, +10) + À (n,-1 0) S 2 | E [ne + b à m=m | + (IV.59) 2
Pr
On peut facilement calculer le C, global. Remarquons pour celà que
2 n, c 2 ns A RAI EN L00N RAT TT ECO | PNG MSC NTOUNE
Ê Yz E (n,#n,1-c) - Ÿ (n,-1 + neo | + E (n-n:1-c) - f met oi].
La valeur moyenne de f s'obtient très facilement; d'où
4 à: 1 4 K EYE) ! de, REMCE0) un pen. ne
On voit également que le calcul des moments ne fait aucune difficulté.
4.1.2.3.- Quelques remarques sur l'étude de l'effet de flèche.
Nous ne pouvons ici développer une théorie de l'aile en flèche. Nous nous contenterons donc de quelques remarques.
4gei.2.3.1.- Ütude de l'aile en flèche à "bord d'attaque supersonique" (6 coté Y=—1}), voir figure 66.
Cette étude ne présente aucune difficulté, dans le cas où l'allongement ré-
duit n, est supérieur Pere . Reprenons les notations du numéro 4.1.1.2.%.; 1-cos
soit 7 (Ë) l'angle définissant le profil infiniment mince de l'aile, supposé
constant en envergure [j (E) = F--(Eiu- ÿ ],l'écoulement s'obtiendra en superpo-
sant comme précédemment
1) des écoulements coniques débordant le cône de Mach, centrés sur O0" 2) des écoulements portants céntrés sur AA' et BB'
3) enfin des écoulements autour de l'aile d'envergure infinie en dérive, ayant même profil que le profil de l'aile et dont les bords d'attaque coïncident avec OA et OB.
Pour simplifier l'étude, nous supposerons que les cônes de Mach des points O, A, B, n'interfèrent pas sur l'aile, ce qui permettra d'étudier séparément miteffet -dèe tête" (écoulements coniques cenbrés sur-00') et !l'effetde bouts (écoulements coniques centrés sur AA' ou BB'}), "L'effet de tête" s'étudie immédiatement, d'après les formules du numéro 4.1. 1. 2. 14 |
Le coefficient de pression, sur la face x. = + O, s'écrit
