Calcul des performances aérodynamiques de la configuration aile-fuselage Ara M100 par maillage hybride

X/C

Figure (IV.14) : Variation d'Y⁺ plus sur chaque station de l'aile (GRFWIN)

IV.4.1.4. Contours de pression statique sur ARA M100

Les figures (IV.13), (V.14) et (IV.15) montrent respectivement la distribution de pression sur toute la surface de l'avion ainsi que la distribution sur le profil d'aile.

Figure (IV.15) : Répartition de la pression statique sur ARA M100 extrados (Tecplot)

Figure (IV.16) : Répartition de la pression statique sur ARA M100 intrados(Tecplot)

IV.4.1.5. Contours de pression statique sur le profil d'aile

Figure (IV.17) : Contours de pression sur le profil d'aile IV.4.1.6. Contours de mach sur l'avion

Figure (IV.18) : Contours de Mach sur l'avion

IV.4.1.7. Contours de Mach sur le profil d'aile

Ligne sonique

Figure (IV.19) : Contours de Mach sur le profil d'aile

IV.4.1.8. Vecteurs vitesse sur l'avion au plan de symétrie

Figure (IV.20) : Vecteurs vitesse sur l'avion au plan de symétrie

IV.4.1.9. Vecteurs vitesse sur le profil d'aile

Décollement de la
couche limite

Point d'arrêt

Figure (IV.21) : Vecteurs vitesse sur le profil d'aile

Interprétation des résultats

L'écoulement amont arrive avec un angle d'incidence de 2.873⁰ degrés et il est entièrement subsonique. Au bord d'attaque se situe le point d'arrêt de l'écoulement, autour duquel se présente une zone de ralentissement (basses vitesses), due aux forts gradients de pression. Ensuite le fluide subit une accélération dans son mouvement sur l'extrados du profil qui conduit a la présence d'une zone localement supersonique (1 < M < 1.34). Cette zone est séparée de l'écoulement extérieur par la ligne sonique (figure IV.17). On observe alors la formation d'une onde de choc droite forte (avec une petite courbure), a l'extrados en aval du bord d'attaque. En aval du choc l'écoulement devient subsonique et décélère en dehors de la couche limite jusqu'a atteindre le nombre du Mach infini M₈.

Jusqu'à l'apparition de l'onde de choc, la couche limite est complètement attachée sur la

paroi. Lorsque l'onde incidente rencontre la couche limite, elle provoque une forte augmentation de la pression statique, qui se propage en aval du choc et entraine l'épaississement de la couche limite.

Sur l'intrados du profil, l'écoulement est complètement attaché à la paroi solide. Dans la
partie concave on observe une accélération. Le nombre de Mach atteind des valeurs de

l'ordre de 0.8 et la pression statique diminue. Ensuite le fluide décélère sur la partie convexe, ce qui provoque une élévation de la pression statique.