Introduction

La grande majorité des avions de transport de type Aibus ou Boeing ont une vitesse de croisière comprise entre Mach 0.70 et 0.85.

Or, dans ce domaine de vol l'écoulement autour de l'aile est transsonique, c'est à dire que les effets de compressibilité de l'air sont à prendre en compte.

D'autre part, il peut exister des zones de l'intrados ou de l'extrados pour lesquelles l'écoulement est localement supersonique (on parle alors de poches supersoniques) comme nous pouvons le constater sur la figure ci-dessous, où les différents régimes d'écoulement ont été schématisés.

Différents régimes d'écoulement autour d'un profil d'aile, source : Anderson, Fundamentals of aerodynamics.

Le choc alors formé peut interagir avec la couche limite et entraîner une instabilité de tremblement nuisible à la structure de l'avion.

On rappelle ici la définition du nombre de Mach :

$M=\frac{U_{\infty}}{a}$

avec a la vitesse du son dans l'air donnée par la formule suivante

$a=\sqrt{\gamma*R*T}$

Et $U_{\infty}$ la vitesse de l'écoulement à l'infinie amont.

 

Notre projet consiste à étudier l'interaction choc/couche limite et de mettre en évidence l'apparition du tremblement (buffet) autour d'un profil d'aile supercritique conçu par Dassault, ainsi que d'étudier la transition laminaire-turbulent dans la couche limite et son effet sur les instabilités. Pour cela nous utiliserons le code NSMB (Navier Stokes Multi Bloks).