Coefficient de pression

En dernier lieu, nous avons relevé les valeurs du coefficient de pression le long du profil sur l'intrados et l'extrados pour une incidence nulle, à Ma = 0,5 et Ma = 0,8. Le coefficient de pression à l'abscisse $x$ est défini de la manière suivante :

$C_p =$ $\frac{p-p_{\infty}}{q_{\infty}}$    avec   $ q_{\infty} = \frac{1}{2} \rho  U_{\infty}^2 $  la pression dynamique et $p_{\infty} = 1 atm$.

Ces valeurs sont retranscrites sur le graphe ci-dessous, le profil d'aile permet de situer les prises de pression sur le NACA.

Comme les valeurs des coefficients de pression sur l'intrados et l'extrados sont confondues, on retrouve le fait que l'angle d'attaque de l'écoulement est nul et que le profil d'aile est symétrique.

Les coefficients de portance et de traînée peuvent être calculés par intégration des coefficients de pression sur une surface. Par conséquent, en intégrant $C_p$ d'après le graphe ci-dessus, on retrouve le résultat donné précédemment : les coefficients de traînée et de portance sont très faibles à incidence nulle.

On peut noter également les points suivants :

$ C_p$ > 0 : surpression locale
$ C_p$ < 0 : dépression locale

Concernant l'influence du nombre de Mach, plus celui-ci augmente, plus la valeur absolue du coefficient de pression augmente. Ce résultat est conforme à la relation théorique :

$ C_p \propto \frac{1}{\sqrt{(1-Ma^2)}}$