Interaction onde de choc-couche limite laminaire
en supersonique autour d'un profil d'aileModelisation asymptotique, simulation et experimentation
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Le domaine aéronautique cherche constamment des solutions pour réduire la traînée de l'aile de l'avion afin de rester compétitif et respecter les réglementations environnementales. Les ailes d'avions à écoulement laminaire naturel sont une piste prometteuse pour le vol supersonique, et des approches numériques et expérimentales sont utilisées pour comprendre les phénomènes complexes d'interaction onde de choc couche limite en régime supersonique.Un modèle analytique approximatif a été développé pour aider à comprendre les phénomènes physiques, en mettant en évidence les ...
Le domaine aéronautique cherche constamment des solutions pour réduire la traînée de l'aile de l'avion afin de rester compétitif et respecter les réglementations environnementales. Les ailes d'avions à écoulement laminaire naturel sont une piste prometteuse pour le vol supersonique, et des approches numériques et expérimentales sont utilisées pour comprendre les phénomènes complexes d'interaction onde de choc couche limite en régime supersonique.Un modèle analytique approximatif a été développé pour aider à comprendre les phénomènes physiques, en mettant en évidence les phénomènes dus à la viscosité et la compressibilité de l'air en régime supersonique. Le modèle, basé sur la théorie du potentiel de vitesse, a été résolu pour un profil d'aile mince NACA 43013 à faible angle d'incidence, en utilisant des méthodes asymptotiques et la théorie des perturbations singulières pour un nombre de Reynolds élevé et un flux laminaire. Les résultats du modèle ont été comparés avec des simulations numériques ainsi qu'avec des résultats d'essais en soufflerie supersonique sur un modèle réduit du profil d'aile NACA 43013.
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