Effectivement, il va falloir...jojo a écrit : Si j'ai dit de grosses bétises je compte sur...
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Vol AF447
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SpruceGoose
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#1301
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SpruceGoose
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#1302
Take it easy boy ! The Dinkum Aussie's been joking !Arekushi a écrit : 'm'énerve lui.
Aren't you that overworked and... underpaid that you lose you temper that way ?
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#1303
Bah le ton de plaisanterie je le trouve bien pédant.
Bref, si je me suis emporté je m'excuse mais c'est le genre de message qui (mal interpreté peut-être) donne franchement pas envie de participer au débat.
Fin du HS.
Bref, si je me suis emporté je m'excuse mais c'est le genre de message qui (mal interpreté peut-être) donne franchement pas envie de participer au débat.
Fin du HS.
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#1305
En gaulois j'ai toujours entendu l'expression "décrochage haute vitesse", parfois abrégée en "décrochage haut".C'est quoi le terme correct pour un décrochage a cause du passage du Mach critical ?
A ce qui se dit chez les TRI/TRE (il y aura bien quelqu'un pour trouver ça écrit dans un FCOM, j'ai la flemme), les profils supercritiques des avions modernes ne sont pas concernés.
Le 737-200 l'était, avec un rendu au simu assez impressionnant.
L'avion, l'avion, l'avion, ça fait lever les yeux, etc...
#1306
Décrochage haut d'accrod.
Le décrochage dynamique c est en évolution donc rien a voir a vec la vitesse
Le décrochage dynamique c est en évolution donc rien a voir a vec la vitesse
#avionmoche : Mais le F35 reste moche ...
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SpruceGoose
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#1307
OK - J'utilise Décrochage bas pour le décrochage par incidence ou celui en altitude non dû au phénomèune de compressibilité et Décrochage haut pour le décrochage par compressibilité.rollnloop a écrit :l'expression "décrochage haute vitesse", parfois abrégée en "décrochage haut".
Ce n'est pas faux (pour m'éviter de dire que c'est vrai). Mais je dirai que ça reste à prouver, par prudence.les profils supercritiques des avions modernes ne sont pas concernés.
... mais ça ne reste qu'un simulateur...Le 737-200 l'était, avec un rendu au simu assez impressionnant.
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#1308
Du coup quand tu auras le temps si tu pouvais corriger les bêtises que j'ai pu raconter ce serait sympaSpruceGoose a écrit :Effectivement, il va falloir...
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#1309
Oui mon cher jojo! (mais bon, ce ne sont pas vraiment des bêtises au sens où tu l'entends, juste des imprécisions gênantes)jojo a écrit :Du coup quand tu auras le temps si tu pouvais corriger les bêtises que j'ai pu raconter ce serait sympa
Je suis en train de rédiger depuis ce matin, mais il est assez difficile de le faire de manière simple et imagée (allégorique comme dirait FlyingDakota).
De plus, j'expose mon point de vue personnel sur le décrochage par incidence en fonction de la variation de densité de l'air (celui que j'appelle Décrochage bas) donc de l'altitude.
Tu sais bien que lorsque j'expose un point de vue technique, je m'applique toujours pour qu'il soit lisible et si possible dépourvu d'ambiguïté; tout ça pour pouvoir en discuter avec un minimum de précision.
(J'ai remanié plusieurs passages depuis... pour te dire).
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#1310
Je prends donc la parole… ou plutôt la plume, avec mon Etoile Précieuse de chez MontBlanc (après tout un forum de qualité mérite bien un intervenant de qualité équipé d’un matériel d’écriture de même calibre) afin de recadrer un peu tout ce qui a été écrit, car si les idées maîtresses y sont, subsistent cependant des imprécisions, voir contradictions nuisibles à une compréhension claire et sans ambiguïté pour le profane… ou non profane d’ailleurs… mais ce n’est pas grave, il n’est jamais trop tard pour se parfaire.je compte sur Spruce Goose … pour reprendre
Tout d’abord, avant d’entrer dans le vif du sujet, il serait bon de se sensibiliser sur ce qui suit.
Première partie
L’avion, pour pouvoir évoluer à son gré, dispose de ses ailes et autres plans fixes auxquels sont associés des gouvernes ; en somme des surfaces portantes.
Bien sûr, un système de propulsion y est rattaché afin qu’il puisse se déplacer horizontalement et verticalement de manière autonome et continue.
Concernant les surfaces portantes, elles sont destinées à être mises en œuvre dans un milieu matériel bien spécifique qui est l’air atmosphérique.
Cependant, l’air de l’atmosphère terrestre n’est pas constant dans ses caractéristiques physiques.
Hormis les variations météorologiques journalières et saisonnières, si l’on considère la terre et son atmosphère dans sa globalité, son uniformité, il est possible d’établir un modèle physique standard moyen de l’atmosphère -il en existe plusieurs mais toujours très proches dans leurs caractéristiques - celui nous intéressant pour l’aéronautique étant celui appelé Atmosphère Standard Internationale ou ISA en anglais (voir liens suivants par exemple).
http://fr.wikipedia.org/wiki/Atmosph%C3 ... lis%C3%A9e
http://en.wikipedia.org/wiki/Internatio ... Atmosphere
Je vous laisse donc observer les courbes de variation de pression, température, masse volumique de l’air en fonction de l’altitude.
Si les courbes de variation de température sont représentées par une succession de droites de la forme y = ax + b ; les courbes de variation de pression et masse volumiques (très proches) sont de type logarithmique/exponentiel avec donc une variation de plus en plus prononcée au fur et à mesure de l’augmentation d’altitude (ça a son importance comme nous le verrons un peu plus loin).
Bien sûr, les lois de variation de l’atmosphère standard n’ont pas été élaborées « au pif », mais découlent tout simplement des lois de la physique classique concernant les gaz (air ici, considéré comme parfait au sens sciences physiques i.e obeissant principalement aux lois de Mariotte, Gay Lussac, Charles).
N’importe quel hypotaupin récent est capable d’établir par exemple la loi Pression = f (Altitude) sur un simple claquement de doigt de ma part ; n’est-ce pas GunMan !
Pour en revenir à notre avion, cela peut paraître trivial de le dire, mais il ne peut voler que s’il est sustenté i.e si un milieu suffisamment dense est capable de rendre ses surfaces portantes efficaces.
Bref, les ailes seules ne suffisent pas, il faut de l’air, et en certaine quantité.
Votre pénichette de vacances est conçue pour évoluer sur une rivière; si cette dernière est à sec, vous n’irez pas bien loin. Retenez que dans cette exemple, la masse volumique de l’eau ne varie pas et donc le problème est simple ; c’est tout ou bien rien.
Ce n’est pas le cas pour notre avion lorsqu’il commence à monter en altitude où la masse volumique du milieu d’évolution va se réduire comme une peau de chagrin (on a dit exponentiellement), mais néanmoins sans que cela soit aussi dramatique que je veux bien le laisser croire ; le virage brutal ne s’effectuant que vers 10.000 mètres.
L’opération de sensibilisation ayant été menée à son terme, abordons à présent le sujet délicat qui nous intéresse… par le bas pour commencer.
* * * à suivre
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#1311
Deuxième partie
Le décrochage par incidence ou ‘basse vitesse’ ou ‘bas’
J’utilise le terme ‘Décrochage bas’ pour certaines raisons que vous comprendrez par la suite.
Inutile de trop insister, car vous l’avez tous compris.
Le décrochage par incidence est celui consistant à amener l’avion à une incidence telle que les filets d’air de l’extrados ne sont plus en écoulement laminaire mais turbulent, et suite au décollement de la couche limite, la force de portance est éliminée et l’avion ne sera plus sustenté.
Juste à préciser que cette incidence de décrochage est toujours la même, et indépendante de la vitesse de l’avion (à discuter plus tard si cela est rigoureusement exacte).
La vitesse de décrochage Vd correspondant à l’incidence de décrochage varie essentiellement en fonction de la masse M (si M augmente alors Vd augmente) ; du facteur de charge n (si n augmente alors Vd augmente).
Exemple :
- Le même avion chargé au maximum décrochera à une vitesse plus élevée que s’il avait été à vide
- L’avion en virage en palier sous facteur de charge n>1 décrochera à une vitesse plus élevée que s’il avait été en vol rectiligne en palier sous facteur de charge n=1
- Idem pour la manœuvre appelée ressource.
La ressource cependant peut occasionner ce que l’on appelle un décrochage dynamique.
Le pilote en piqué tire trop brutalement sur la commande de profondeur ; la gouverne se braque ; l’assiette de l’avion augmente très rapidement… trop rapidement ; l’avion qui a une masse donc une inertie a donc tendance non pas à suivre une trajectoire courbe optimale mais à adopter une trajectoire plus tendue (plus proche d’une ligne droite qu’une courbe).
Conséquence, la différence angulaire entre l’axe longitudinal de l’avion et sa trajectoire est très importante… trop importante.
Cet angle étant tout simplement l’angle d’incidence, l’avion décroche alors que le badin indique encore une vitesse élevée.
C’est le cas typique de l’association d’un facteur de charge n élevé (défavorable, on l’a vu) et d’une trajectoire non optimisée générée par l’inertie de l’appareil.
En clair, on voit bien l’avion dont le nez passe de ‘piqué ‘ vers ‘nez en l’air’, mais hélas, au lieu de remonter comme espéré, il ne fait que ‘s’enfoncer’ dans cette position cabrée… jusqu’au sol.
On va préciser que jusqu’ici, cette histoire de décrochage avec son incidence, ses vitesses etc… on l’a toujours considéré dans un environnement où l’air est dense comme au niveau de la mer (vous l’avez vu au début avec les liens atmosphère ISA).
Nous allons à présent monter d’un cran… et d’un sacré… c'est-à-dire haut en altitude.
Pour cela je vous rapporte ces 3 phrases de notre ami jojo, et c’est là que les choses vont devenir réellement intéressantes concernant les questions que vous vous posez à propos du décrochage des avions de ligne en altitude.
La 3è phrase par contre fait ressortir un fait exact… que nous allons à présent essayer de préciser dans les détails.
Sans doute, sans s’en rendre compte, dans ses 2 premières phrases, jojo fait apparaître un sujet sur lequel un esprit curieux et critique peut mener une réflexion constructive.
Et la réaction est naturelle étant donné que depuis quelques posts on a parlé de décrochage par incidence, de décrochage par approche du Mach, de bandeaux de mise en garde bas/haut sur les PFD des EFIS, de coffin corner etc…
La question posée pourrait être la suivante :
* * * à suivre
Le décrochage par incidence ou ‘basse vitesse’ ou ‘bas’
J’utilise le terme ‘Décrochage bas’ pour certaines raisons que vous comprendrez par la suite.
Inutile de trop insister, car vous l’avez tous compris.
Le décrochage par incidence est celui consistant à amener l’avion à une incidence telle que les filets d’air de l’extrados ne sont plus en écoulement laminaire mais turbulent, et suite au décollement de la couche limite, la force de portance est éliminée et l’avion ne sera plus sustenté.
Juste à préciser que cette incidence de décrochage est toujours la même, et indépendante de la vitesse de l’avion (à discuter plus tard si cela est rigoureusement exacte).
La vitesse de décrochage Vd correspondant à l’incidence de décrochage varie essentiellement en fonction de la masse M (si M augmente alors Vd augmente) ; du facteur de charge n (si n augmente alors Vd augmente).
Exemple :
- Le même avion chargé au maximum décrochera à une vitesse plus élevée que s’il avait été à vide
- L’avion en virage en palier sous facteur de charge n>1 décrochera à une vitesse plus élevée que s’il avait été en vol rectiligne en palier sous facteur de charge n=1
- Idem pour la manœuvre appelée ressource.
La ressource cependant peut occasionner ce que l’on appelle un décrochage dynamique.
Le pilote en piqué tire trop brutalement sur la commande de profondeur ; la gouverne se braque ; l’assiette de l’avion augmente très rapidement… trop rapidement ; l’avion qui a une masse donc une inertie a donc tendance non pas à suivre une trajectoire courbe optimale mais à adopter une trajectoire plus tendue (plus proche d’une ligne droite qu’une courbe).
Conséquence, la différence angulaire entre l’axe longitudinal de l’avion et sa trajectoire est très importante… trop importante.
Cet angle étant tout simplement l’angle d’incidence, l’avion décroche alors que le badin indique encore une vitesse élevée.
C’est le cas typique de l’association d’un facteur de charge n élevé (défavorable, on l’a vu) et d’une trajectoire non optimisée générée par l’inertie de l’appareil.
En clair, on voit bien l’avion dont le nez passe de ‘piqué ‘ vers ‘nez en l’air’, mais hélas, au lieu de remonter comme espéré, il ne fait que ‘s’enfoncer’ dans cette position cabrée… jusqu’au sol.
On va préciser que jusqu’ici, cette histoire de décrochage avec son incidence, ses vitesses etc… on l’a toujours considéré dans un environnement où l’air est dense comme au niveau de la mer (vous l’avez vu au début avec les liens atmosphère ISA).
Nous allons à présent monter d’un cran… et d’un sacré… c'est-à-dire haut en altitude.
Pour cela je vous rapporte ces 3 phrases de notre ami jojo, et c’est là que les choses vont devenir réellement intéressantes concernant les questions que vous vous posez à propos du décrochage des avions de ligne en altitude.
jojo a écrit : Quand tu montes, la densité de l'air diminue, l'air est moins porteur.
Tu vas donc décrocher à une vitesse supérieure.
jojo a écrit : si tu décroche à 130kts de VI à basse altitude, tu décrocheras aussi à 130kts de VI à 40 000ft.
Les 2 premières phrases sont en totale contradiction : la 1ère mentionnant une vitesse de décrochage augmentant avec l’altitude, et la 2è mentionnant une vitesse de décrochage indépendante de l’altitude.jojo a écrit : Donc effectivement à force de monter, la marge entre ta vitesse maximale et ta vitesse de décrochage se réduit...
La 3è phrase par contre fait ressortir un fait exact… que nous allons à présent essayer de préciser dans les détails.
Sans doute, sans s’en rendre compte, dans ses 2 premières phrases, jojo fait apparaître un sujet sur lequel un esprit curieux et critique peut mener une réflexion constructive.
Et la réaction est naturelle étant donné que depuis quelques posts on a parlé de décrochage par incidence, de décrochage par approche du Mach, de bandeaux de mise en garde bas/haut sur les PFD des EFIS, de coffin corner etc…
La question posée pourrait être la suivante :
Plus simplement dit, un avion décroche-t-il pareillement à 40000 ft qu’à 1000 ft, à la même incidence et à la même vitesse indiquée par le badin ?Le décrochage par incidence à haute altitude est-il rigoureusement identique au décrochage par incidence à basse altitude ?
* * * à suivre
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SpruceGoose
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#1312
Pour essayer de trouver une réponse à cette question, il sera nécessaire de faire intervenir quelques équations simples d’aérodynamique (prenez les résultats pour acquis ; il est inutile ici de faire du développement mathématique).
On considèrera que le facteur de charge n est égale à 1 afin de simplifier les choses.
L’expression de la portance Fz s’exprime simplement comme suit :
S : Surface portante avion
V : Vitesse avion dans l’air (ou Vitesse propre Vp) – ici élevé au carré
Cz : Coefficient de portance propre au profil d’aile (que l’on considère invariable, mais qui, en réalité dépend notamment du Mach M)
Cette expression convient bien, est bien adaptée, à l’avion évoluant à des vitesses faibles (Mach très peu élevé) et à des altitudes basses où l’air reste dense ; par exemple un avion d’aéro-club et son décrochage par incidence traité précédemment.
Maintenant, si l’on considère un avion de ligne évoluant à 40000 ft dans un air plutôt raréfié et pour lequel la référence de vitesse n’est plus celle indiquée par un badin de Bébé Jodel mais par un machmètre du plus bel acabit, la formule de portance précédente n’est plus adaptée à nos conditions de vol (mais elle reste exacte, quand même).
Afin de procéder à l’adaptation, il suffit de remplacer le paramètre de vitesse Vp par le nombre de Mach M.
Le Mach M s’exprime basiquement en fonction de la vitesse propre ‘Vp’ de l’avion et la célérité du son ‘a’.
C’est le rapport [ M = Vp / a ] définissant ainsi ‘de combien de fois l’avion vole-t-il plus vite que le son’.
* [Evidemment il ne s’agit pas du son généré par le système de propulsion de l’avion, mais de l’onde de perturbation de type sonore générée par le déplacement de l’avion dans le milieu. Un corps se déplaçant dans un milieu perturbe ce milieu en générant un système d’ondes ; comme lorsque vous jetez un caillou à la surface d’un étang, des vaguelettes se propagent en cercle autour du point d’impact]
* [Vp vitesse propre est celle de l’avion dans un référentiel lié à la masse d’air (où vitesse avion par rapport à une molécule d’air) – à ne pas confondre avec Vi vitesse indiquée qu’on lit sur le badin et qui est juste la retranscription en valeur de vitesse d’une déformation de capsule barométrique calibrée sur la masse volumique et la température de l’air au niveau de la mer en atmosphère standard ISA.
Cette valeur de vitesse indiquée Vi est donc faussée au fur et à mesure que l’avion prend de l’altitude et/ou que la température change.
C’est le paramètre de pilotage donné au pilote (par le badin) ; il ou elle ne s’en est jamais plaint… il ou elle est bourrin… euh, elle, non
… il ou elle fait avec depuis toujours]
La vitesse du son dans l’air n’est pas constante mais varie principalement en fonction de la température ambiante Ts (température statique).
Il est donc possible d’exprimer le Mach M en fonction de Ts ; cependant il est plus ‘parlant’ d’éliminer Ts et de le remplacer par Ps la pression statique (ou atmosphérique) du milieu ambiant.
L’air étant un gaz considéré comme parfait (vu précédemment), la relation simple reliant Ps et Ts est donnée par le physicien Laplace.
Ainsi donc (on va laisser tomber les transformations mathématiques inutiles ici), l’expression de la portance Fz va se retrouver sous une nouvelle forme :
Constatons qu’il n’y a ici rien d’incohérent :
- S augmente Fz augmente – évident
- Ps augmente (ou encore Ro) Fz augmente – évident
- Cz augmente Fz augmente – évident
- M augmente (ou vitesse exprimée différemment) Fz augmente – évident
Ce qui est nouveau est l’apparition d’un terme très important que l’on retrouve tout le temps dans les équations aérodynamiques. C’est une caractéristique (a une grande signification) aérodynamique :
On considèrera que le facteur de charge n est égale à 1 afin de simplifier les choses.
L’expression de la portance Fz s’exprime simplement comme suit :
Ro : masse volumique de l’airFz = ½ .Ro. S. Vcarré. Cz
S : Surface portante avion
V : Vitesse avion dans l’air (ou Vitesse propre Vp) – ici élevé au carré
Cz : Coefficient de portance propre au profil d’aile (que l’on considère invariable, mais qui, en réalité dépend notamment du Mach M)
Cette expression convient bien, est bien adaptée, à l’avion évoluant à des vitesses faibles (Mach très peu élevé) et à des altitudes basses où l’air reste dense ; par exemple un avion d’aéro-club et son décrochage par incidence traité précédemment.
Maintenant, si l’on considère un avion de ligne évoluant à 40000 ft dans un air plutôt raréfié et pour lequel la référence de vitesse n’est plus celle indiquée par un badin de Bébé Jodel mais par un machmètre du plus bel acabit, la formule de portance précédente n’est plus adaptée à nos conditions de vol (mais elle reste exacte, quand même).
Afin de procéder à l’adaptation, il suffit de remplacer le paramètre de vitesse Vp par le nombre de Mach M.
Le Mach M s’exprime basiquement en fonction de la vitesse propre ‘Vp’ de l’avion et la célérité du son ‘a’.
C’est le rapport [ M = Vp / a ] définissant ainsi ‘de combien de fois l’avion vole-t-il plus vite que le son’.
* [Evidemment il ne s’agit pas du son généré par le système de propulsion de l’avion, mais de l’onde de perturbation de type sonore générée par le déplacement de l’avion dans le milieu. Un corps se déplaçant dans un milieu perturbe ce milieu en générant un système d’ondes ; comme lorsque vous jetez un caillou à la surface d’un étang, des vaguelettes se propagent en cercle autour du point d’impact]
* [Vp vitesse propre est celle de l’avion dans un référentiel lié à la masse d’air (où vitesse avion par rapport à une molécule d’air) – à ne pas confondre avec Vi vitesse indiquée qu’on lit sur le badin et qui est juste la retranscription en valeur de vitesse d’une déformation de capsule barométrique calibrée sur la masse volumique et la température de l’air au niveau de la mer en atmosphère standard ISA.
Cette valeur de vitesse indiquée Vi est donc faussée au fur et à mesure que l’avion prend de l’altitude et/ou que la température change.
C’est le paramètre de pilotage donné au pilote (par le badin) ; il ou elle ne s’en est jamais plaint… il ou elle est bourrin… euh, elle, non
… il ou elle fait avec depuis toujours]La vitesse du son dans l’air n’est pas constante mais varie principalement en fonction de la température ambiante Ts (température statique).
Il est donc possible d’exprimer le Mach M en fonction de Ts ; cependant il est plus ‘parlant’ d’éliminer Ts et de le remplacer par Ps la pression statique (ou atmosphérique) du milieu ambiant.
L’air étant un gaz considéré comme parfait (vu précédemment), la relation simple reliant Ps et Ts est donnée par le physicien Laplace.
Ainsi donc (on va laisser tomber les transformations mathématiques inutiles ici), l’expression de la portance Fz va se retrouver sous une nouvelle forme :
(gamma = 1.41 on ne va pas rentrer dans le détail ici – Mach M élevé au carré)Fz = ½ .gamma . S. Ps . Cz. Mcarré
Constatons qu’il n’y a ici rien d’incohérent :
- S augmente Fz augmente – évident
- Ps augmente (ou encore Ro) Fz augmente – évident
- Cz augmente Fz augmente – évident
- M augmente (ou vitesse exprimée différemment) Fz augmente – évident
Ce qui est nouveau est l’apparition d’un terme très important que l’on retrouve tout le temps dans les équations aérodynamiques. C’est une caractéristique (a une grande signification) aérodynamique :
* * * à suivreCz.Mcarré
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#1313
La mécanique du vol de l’avion enseigne que le vol en palier est réalisé si la portance Fz est égale et opposée au poids [m.g] d’où :
Référez-vous au post #1269 de Azrayen Esquire (grand merci ! Je me permets de la reproduire dans ce post – agreement or not I don’t really care).
Par commodité, nous désignerons cette courbe par ‘Courbe en cloche Azrayen’ (je n’ai pas insinué que Azrayen était une cloche, même si certains d’entre vous peuvent le penser
).
Cette courbe (pour une profil subsonique seulement) prend donc la forme d’une cloche.
La partie verte définit le domaine de vol possible.
La courbe rouge représente l’ensemble des points de Cz maxi choisi pour le tracé.
Le point le plus haut sur la courbe définit le plafond de sustentation de l’avion et il correspond à un Mach M unique.
La sustentation n’est possible que si l’inégalité
Ici la signification est que meilleure l’aérodynamique de l’avion sera, et mieux il sera sustenté.
En clair un profil d’aile mal fagoté ne pourra pas vous emmener bien haut.
Ou encore écrit autrement :
En clair trop peu d’air, plus de vol possible. Intuitivement vous l’avez tous ressenti.
Vous constatez que pour une voilure sub/transonique, lorsque le pilote choisit une altitude de vol (pointillé horizontal bleu), le domaine de vol est limité par un Mach M de ‘Décrochage bas’ (Mach mini) et un Mach M de ‘Décrochage haut’ (Mach maxi).
[Bien sûr, pour les voilures supersoniques, la courbe en cloche Azrayen diffère et le ’décrochage haut’ n’existe pas ; on peut foncer à bride abattue tant qu’on veut pour autant que le moteur pousse suffisamment fort].
Plus l’altitude de vol choisie par le pilote est élevée et plus l’écart entre Mach mini et Mach maxi va se réduire, mais pas n’importe comment… et là est le drame (sans exagérer).
En fonction de la forme de la cloche (dépendant donc du profil choisi), l’écart se réduira plus ou moins rapidement.
Le Mach mini va augmenter ; le Mach maxi va diminuer.
Cela signifie que le pilote aura de moins en moins de marge de manœuvre en vitesse.
Il accélère et risque de se mettre en ‘décrochage haut ‘ ; il décélère et risque de se mettre en ‘décrochage bas’.
En terme plus technique : une rafale verticale vers le haut et il décroche bas ; une rafale verticale vers bas et il décroche haut ; une rafale horizontale arrière et il décroche bas ; une rafale horizontale avant et il décroche haut. Quelle angoisse !
Le courage fait bien partie des très nombreuses qualités du pilote.
Le pilote poltron qui reste toujours en croisière à basse altitude par crainte, se fera rapidement virer par son patron pour consommation excessive et exagérée de carburant, à défaut d’alcool.
Lorsque l’altitude de vol est proche du plafond de sustentation, l’écart devient très faible et cette zone est appelé ‘Coffin Corner’ (coin du cercueil – coin dans lequel la mort est au tournant si on vient y fleurter… décidemment l’amour rend fou… tant pis pour tous ces pilotes qui sont tous des dragueurs invétérés).
Exemple typique : l’avion espion Lockheed U2
Sur les premières versions, un appareil au décollage à la masse maximale, en vol de croisière à l’altitude de 68000 ft avait 10 kts de marge entre la Vi (badin) du Mach mini et le Mach maxi.
Bien sûr le pilotage était effectué par un PA très performant.
Mais il faut dire aussi que le profil d’aile de l’appareil avait une courbe en cloche Azrayen assez resserrée i.e cloche amaigrie dans sa partie supérieure.
Les pilotes, ces dragueurs invétérés, s’en sont plaint et le problème fut amélioré. Comme quoi, être dragueur et vouloir sauver ses balloches est une attitude très logique… des pilotes militaires intelligents, pourquoi pas !
Retenez pour le Coffin Corner : ‘La vitesse mini à tenir est très proche de la vitesse maxi à ne pas dépasser’
* * * à suivre
Pour une aile conçue pour le vol subsonique/transonique, à profil donné, il est facile de tracer une courbe caractéristique Cz.Mcarré = f(M).m.g = ½ gamma. S. Ps. Cz. Mcarré
Référez-vous au post #1269 de Azrayen Esquire (grand merci ! Je me permets de la reproduire dans ce post – agreement or not I don’t really care).
Par commodité, nous désignerons cette courbe par ‘Courbe en cloche Azrayen’ (je n’ai pas insinué que Azrayen était une cloche, même si certains d’entre vous peuvent le penser
).Cette courbe (pour une profil subsonique seulement) prend donc la forme d’une cloche.
La partie verte définit le domaine de vol possible.
La courbe rouge représente l’ensemble des points de Cz maxi choisi pour le tracé.
Le point le plus haut sur la courbe définit le plafond de sustentation de l’avion et il correspond à un Mach M unique.
La sustentation n’est possible que si l’inégalité
est vérifiée ; cette condition définit donc le domaine de vol, à condition bien sûr que le système propulseur permette de maintenir la vitesse nécessaire.Cz.Mcarré >= (2.m.g) / (gamma. S. Ps.)
Ici la signification est que meilleure l’aérodynamique de l’avion sera, et mieux il sera sustenté.
En clair un profil d’aile mal fagoté ne pourra pas vous emmener bien haut.
Ou encore écrit autrement :
Qui montre que la pression atmosphérique Ps (ou la masse volumique de l’air, c’est équivalent) doit avoir une valeur minimale afin que l’aile puisse être sustentée.Ps >= (2. m. g) / (gamma. S. Cz. Mcarré)
En clair trop peu d’air, plus de vol possible. Intuitivement vous l’avez tous ressenti.
Vous constatez que pour une voilure sub/transonique, lorsque le pilote choisit une altitude de vol (pointillé horizontal bleu), le domaine de vol est limité par un Mach M de ‘Décrochage bas’ (Mach mini) et un Mach M de ‘Décrochage haut’ (Mach maxi).
[Bien sûr, pour les voilures supersoniques, la courbe en cloche Azrayen diffère et le ’décrochage haut’ n’existe pas ; on peut foncer à bride abattue tant qu’on veut pour autant que le moteur pousse suffisamment fort].
Plus l’altitude de vol choisie par le pilote est élevée et plus l’écart entre Mach mini et Mach maxi va se réduire, mais pas n’importe comment… et là est le drame (sans exagérer).
En fonction de la forme de la cloche (dépendant donc du profil choisi), l’écart se réduira plus ou moins rapidement.
Le Mach mini va augmenter ; le Mach maxi va diminuer.
Cela signifie que le pilote aura de moins en moins de marge de manœuvre en vitesse.
Il accélère et risque de se mettre en ‘décrochage haut ‘ ; il décélère et risque de se mettre en ‘décrochage bas’.
En terme plus technique : une rafale verticale vers le haut et il décroche bas ; une rafale verticale vers bas et il décroche haut ; une rafale horizontale arrière et il décroche bas ; une rafale horizontale avant et il décroche haut. Quelle angoisse !
Le courage fait bien partie des très nombreuses qualités du pilote.
Le pilote poltron qui reste toujours en croisière à basse altitude par crainte, se fera rapidement virer par son patron pour consommation excessive et exagérée de carburant, à défaut d’alcool.
Lorsque l’altitude de vol est proche du plafond de sustentation, l’écart devient très faible et cette zone est appelé ‘Coffin Corner’ (coin du cercueil – coin dans lequel la mort est au tournant si on vient y fleurter… décidemment l’amour rend fou… tant pis pour tous ces pilotes qui sont tous des dragueurs invétérés).
Exemple typique : l’avion espion Lockheed U2
Sur les premières versions, un appareil au décollage à la masse maximale, en vol de croisière à l’altitude de 68000 ft avait 10 kts de marge entre la Vi (badin) du Mach mini et le Mach maxi.
Bien sûr le pilotage était effectué par un PA très performant.
Mais il faut dire aussi que le profil d’aile de l’appareil avait une courbe en cloche Azrayen assez resserrée i.e cloche amaigrie dans sa partie supérieure.
Les pilotes, ces dragueurs invétérés, s’en sont plaint et le problème fut amélioré. Comme quoi, être dragueur et vouloir sauver ses balloches est une attitude très logique… des pilotes militaires intelligents, pourquoi pas !
Retenez pour le Coffin Corner : ‘La vitesse mini à tenir est très proche de la vitesse maxi à ne pas dépasser’
* * * à suivre
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SpruceGoose
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#1314
Nous avons discuté longuement jusqu’à présent mais n’avons apporté aucune réponse à la question de base : Qu’en est-il donc de la vitesse indiquée de décrochage Vi en altitude ?
Pour cela prenons simplement un exemple théorique.
Déterminons la Vi de ‘décrochage bas’ d’un avion de ligne imaginaire performant dans les conditions suivantes :
- Altitude de croisière : 40.000 ft
- Température statique Ts : - 57°C ou 216°K
- Masse volumique air : 0,310 kg/m3
- Densité air Ds : 0,253
- Mach de croisière : 0,88
- Mach mini courbe Azrayen : 0,83 (pour le profil choisi – cloche assez resserrée)
- Mach maxi courbe Azrayen : 0,92 (pour le profil choisi – cloche assez resserrée)
* Le Mach mini en décrochage bas étant 0,83 ; déterminons donc la vitesse propre Vp correspondante.
Vp = M. a (vu précédemment)
a = racine (gamma. r. Ts) gamma = 1.41 et r = 287J/kg/°K
a = racine (1.41. 287. 216) = 295 m/s
D’où Vp = 0,83. 295 = 245 m/s ou 476 kts
* Déterminons l’équivalent de vitesse Ev (ou vitesse équivalente)
Ev = Vp. Racine (Ds) = 476. racine(0,253) = 239 kts
* Déterminons la vitesse corrigée Vc (ou vitesse conventionnelle)
Vc = Ev / k
k : coefficient de compressibilité de l’air égal à 0,94 à 40000 ft pour un avion se déplaçant à 250 kts de Vi (donné par tableau)
Vc = 239 / 0,94 = 254 kts
En considérant l’antenne Pitot et l’instrument de lecture sans erreurs où Vc = Vi, nous trouvons une vitesse de ‘décrochage bas’ égale à 254 kts en valeur de vitesse indiquée Vi.
Notre avion de ligne imaginaire au niveau de la mer doit avoir une vitesse de décrochage par incidence d’environ 150 kts à sa masse moyenne.
Résumé
‘Décrochage bas’ à altitude 0 : 150 kts lu au badin
‘Décrochage bas’ à 40000 ft : 254 kts lu au badin
Conclusion : la vitesse indiquée Vi de ‘Décrochage bas’ (ou par incidence) augmente avec l’altitude.
En adoptant son Mach de croisière à 0,88, quelle marge de Vi en décélération le pilote a-t-il ?
Même calcul avec M = 0,88 en croisière.
On trouve Vi = 270 kts en croisière.
La marge de décélération à la même altitude avant d’atteindre le seuil de ‘décrochage bas’ est de 270 – 254 = 16 kts
Quelle est donc maintenant la marge de Vi en accélération avant d’atteindre le ‘décrochage haut’ ?
Même calcul avec M = 0,92 en Mach maxi
On trouve Vi = 282 kts
La marge d’accélération à la même altitude avant d’atteindre le seuil de ‘décrochage haut’ est de 282 – 270 = 12 kts
Ainsi donc le Coffin Corner dans notre exemple est de 16 + 12 = 28 kts
Si vous avez été attentifs, si vous avez bien saisi ce qui vient d’être exposé, vous devriez sans problème répondre à la question suivante :
- Tracez l’allure de la courbe Azrayen dans le cas où la vitesse Vi de décrochage est constante (donc indépendante de l’altitude) en zone sub/transonique
Ne partez pas encore, nous n’en avons toujours pas fini avec ce ‘décrochage bas’.
* * * à suivre
Pour cela prenons simplement un exemple théorique.
Déterminons la Vi de ‘décrochage bas’ d’un avion de ligne imaginaire performant dans les conditions suivantes :
- Altitude de croisière : 40.000 ft
- Température statique Ts : - 57°C ou 216°K
- Masse volumique air : 0,310 kg/m3
- Densité air Ds : 0,253
- Mach de croisière : 0,88
- Mach mini courbe Azrayen : 0,83 (pour le profil choisi – cloche assez resserrée)
- Mach maxi courbe Azrayen : 0,92 (pour le profil choisi – cloche assez resserrée)
* Le Mach mini en décrochage bas étant 0,83 ; déterminons donc la vitesse propre Vp correspondante.
Vp = M. a (vu précédemment)
a = racine (gamma. r. Ts) gamma = 1.41 et r = 287J/kg/°K
a = racine (1.41. 287. 216) = 295 m/s
D’où Vp = 0,83. 295 = 245 m/s ou 476 kts
* Déterminons l’équivalent de vitesse Ev (ou vitesse équivalente)
Ev = Vp. Racine (Ds) = 476. racine(0,253) = 239 kts
* Déterminons la vitesse corrigée Vc (ou vitesse conventionnelle)
Vc = Ev / k
k : coefficient de compressibilité de l’air égal à 0,94 à 40000 ft pour un avion se déplaçant à 250 kts de Vi (donné par tableau)
Vc = 239 / 0,94 = 254 kts
En considérant l’antenne Pitot et l’instrument de lecture sans erreurs où Vc = Vi, nous trouvons une vitesse de ‘décrochage bas’ égale à 254 kts en valeur de vitesse indiquée Vi.
Notre avion de ligne imaginaire au niveau de la mer doit avoir une vitesse de décrochage par incidence d’environ 150 kts à sa masse moyenne.
Résumé
‘Décrochage bas’ à altitude 0 : 150 kts lu au badin
‘Décrochage bas’ à 40000 ft : 254 kts lu au badin
Conclusion : la vitesse indiquée Vi de ‘Décrochage bas’ (ou par incidence) augmente avec l’altitude.
En adoptant son Mach de croisière à 0,88, quelle marge de Vi en décélération le pilote a-t-il ?
Même calcul avec M = 0,88 en croisière.
On trouve Vi = 270 kts en croisière.
La marge de décélération à la même altitude avant d’atteindre le seuil de ‘décrochage bas’ est de 270 – 254 = 16 kts
Quelle est donc maintenant la marge de Vi en accélération avant d’atteindre le ‘décrochage haut’ ?
Même calcul avec M = 0,92 en Mach maxi
On trouve Vi = 282 kts
La marge d’accélération à la même altitude avant d’atteindre le seuil de ‘décrochage haut’ est de 282 – 270 = 12 kts
Ainsi donc le Coffin Corner dans notre exemple est de 16 + 12 = 28 kts
Si vous avez été attentifs, si vous avez bien saisi ce qui vient d’être exposé, vous devriez sans problème répondre à la question suivante :
- Tracez l’allure de la courbe Azrayen dans le cas où la vitesse Vi de décrochage est constante (donc indépendante de l’altitude) en zone sub/transonique
Ne partez pas encore, nous n’en avons toujours pas fini avec ce ‘décrochage bas’.
* * * à suivre
#1315
Pas de contradiction, puisqu'il parle de VI, plus tu montes, à Vi constante, plus ta Vp est élevée.SpruceGoose a écrit :
Les 2 premières phrases sont en totale contradiction : la 1ère mentionnant une vitesse de décrochage augmentant avec l’altitude, et la 2è mentionnant une vitesse de décrochage indépendante de l’altitude.
--------------- Bensky et Mutch---------------
A la Chasse ...
Bord d'aile !!!....
Le 2/12 sur Grob...
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Le 2/12 sur Grob...
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#1316
Si la réflexion est menée de manière intuitive, peut-on s’imaginer que les filets d’air dont la densité est égale à 1 puissent se comporter identiquement lorsque leur densité est 4 fois moins élevée avec une température 5 fois moins élevée ?Qu’en est-il donc de l’incidence de décrochage en altitude ?
Est-elle identique à celle observée au niveau de la mer ?
Sachant qu’interviennent des paramètres comme l’évolution de la viscosité cinématique en fonction de la température et de la masse volumique, des problèmes d’analyse dimensionnelle, de similitude physique, des valeurs de coefficient de pression et coefficient Cz variant avec le Mach et l’incidence, la valeur du Mach critique, le facteur de compressibilité et peut-être encore autre chose – je ne suis pas aérodynamicien de formation scolaire mais plutôt océanographe – j’ai un sérieux doute sur le fait par exemple que dans l’exemple pris précédemment, si l’avion décroche à 150 kts avec une incidence de 15° à z=0 ft , il le fasse également à 254 kts à 15° à z=40000 ft.
Encore faudrait-il pouvoir l’amener à 15° d’incidence.
[Je laisse à TOPOLO le soin de nous éclairer concernant les problèmes de mécanique des fluides liés aux profils, en particulier en zone transonique, et peut-être apporter une réponse à la question.]
D’ailleurs pouvez-vous, même avec une imagination débordante digne d’une Agatha Christie, vous représenter un avion de ligne capable de se maintenir en palier à (15°- epsilon) d’incidence à la vitesse de (150 kts + epsilon) à 40000 ft où la densité de l’air avoisine 0,25 ?
EDIT Ajout : Je reste persuadé que l'incidence de décrochage de l'avion à 40000 ft est inférieure à celle obtenue au niveau de la mer.
Pour les pilotes d’aéro-club, faites le test suivant : Montez au maximum de possibilité en altitude avec votre coucou et essayez de poursuivre le vol en palier en limite de décrochage par incidence… et dites-moi ce que vous constaterez.
(Je l’ai fait en C152 à 11500 ft)
Uranus ! Oôô Dieu du ciel et des hautes sphères, je loue ta bienveillance, toi qui dans ta grande bonté, nous soulève de tes bras puissants pour nous élever de cette terre et nous faire admirer ses splendeurs insoupçonnées, mais souffre cependant de ton bon plaisir et de ton indifférence lorsque tu nous lâches pour nous laisser plonger dans les abîmes du royaume d’Hadès !
Troisième partie
Le décrochage par compressibilité ou ‘haute vitesse’ ou ‘haut’
Dans l’étude précédente, nous avons considéré l’air comme étant un fluide incompressible, bien que dans l’exemple numérique j’ai été obligé de faire intervenir le coefficient k de compressibilité.
A faible vitesse les effets de compressibilité ne sont pas perturbant pour l’écoulement de l’air autour du profil d’aile.
Mais à un certain moment, lorsque la vitesse propre Vp de l’avion approche de la célérité du son, des phénomènes néfastes dus à cette compression font leur apparition.
Le Mach critique est défini comme le Mach M de l’avion dans l’atmosphère qui induit une vitesse des filets d’air sur l’extrados atteignant la vitesse du son.
Comme dit dans les différents posts, la vitesse de l’avion dans son milieu est inférieure à la vitesse de l’écoulement fluide sur l’extrados.
La valeur de ce Mach critique dépend des caractéristiques géométriques et aérodynamiques de la surface portante.
Lorsque la vitesse d’écoulement fluide atteint la vitesse du son, une onde de choc se forme sur l’extrados. Voir post#1283 de jojo
Les conséquences néfastes sont qu’une traînée supplémentaire fait son apparition, la traînée d’onde ; qu’une chute brutale de portance se fait ressentir par diminution du coefficient de portance Cz ; que le centre de poussée est déplacé vers l’arrière entraînant un couple à piquer.
Ce dernier va entraîner l’avion dans une augmentation de son Mach M, donc accélérer davantage les filets d’air sur l’extrados mais aussi créer une nouvelle onde de choc au niveau de l’intrados cette fois. Voir post#1283 de jojo
Les ondes de choc créées peuvent être d’intensités différentes et occuper une position plus ou moins en arrière du bord d’attaque en fonction du Mach M de l’avion et autres caractéristiques du profil.
Entrer dans la zone transonique lorsque l’avion n’a pas été conçu pour conduit à la perte de contrôle plus ou moins brutale.
La limite du Mach avion, pour une altitude choisie, est celle représentée par la courbe rouge en cloche Azrayen dans sa partie droite, Mach maxi.
Si l’on reprend l’exemple numérique de l’avion étudié précédemment où le Mach maxi est de 0,92, la vitesse indiquée Vi de ‘décrochage haut’ est de 282 kts (vu précédemment).
Maintenant il vous semble évident qu’il faut essayer de modifier la géométrie de l’aile afin d’augmenter le plus possible la valeur du Mach critique, ce qui permettra à l’avion de voler plus vite.
Cela a entraîné l’apparition de profils d’ailes appelés supercritiques.
http://fr.wikipedia.org/wiki/Voilure_supercritique
Ce lien est suffisant pour prendre connaissance de cette innovation technique avec tous ses avantages.
Juste un dernier mot à propos de la remarque de rollnloop post #1294
Mach critique élevé, intensité d’onde de choc faible, position du choc très en arrière peuvent conduire à penser que les effets du Mach maxi seront minimes, d’où l’idée d’insinuer que les profils d’ailes supercritiques des avions modernes ne sont pas concernés par le ‘décrochage haut’.rollnloop a écrit : en "décrochage haut".
A ce qui se dit chez les TRI/TRE... , les profils supercritiques des avions modernes ne sont pas concernés.
Cependant restons prudents… revoyez le titre (macabre) de ce thread !
Certain (au singulier) a affirmé que certains avions (les leurs) ne pouvaient pas décrocher…
***
Je cède à présent l’écriture à une autre personne intervenante afin de compléter.je compte sur … Dakota …Topolo… ou d’autres… pour reprendre
Si c’est la gentille FlyingDakota, je lui prête alors volontiers mon Etoile Précieuse car je sais qu’elle en prendra bien soin.
Over to you, boys and girls ! Rush headlong and make us proud !
* * * The end
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SpruceGoose
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#1317
Si la réflexion est menée de manière intuitive, peut-on s’imaginer que les filets d’air dont la densité est égale à 1 puisse se comporter identiquement lorsque leur densité est 4 fois moins élevée avec une température 5 fois moins élevée ?Qu’en est-il donc de l’incidence de décrochage en altitude ?
Est-elle identique à celle observée au niveau de la mer ?
Sachant qu’interviennent des paramètres comme l’évolution de la viscosité cinématique en fonction de la température et de la masse volumique, des problèmes d’analyse dimensionnelle, de similitude physique, des valeurs de coefficient de pression et coefficient Cz variant avec le Mach et l’incidence, la valeur du Mach critique, le facteur de compressibilité et peut-être encore autre chose – je ne suis pas aérodynamicien de formation scolaire mais plutôt océanographe – j’ai un sérieux doute sur le fait par exemple que dans l’exemple pris précédemment, si l’avion décroche à 150 kts avec une incidence de 15° à z=0 ft , il le fasse également à 254 kts à 15° à z=40000 ft.
Encore faudrait-il pouvoir l’amener à 15° d’incidence.
[Je laisse à TOPOLO le soin de nous éclairer concernant les problèmes de mécanique des fluides liés aux profils, en particulier en zone transonique, et peut-être apporter une réponse à la question.]
D’ailleurs pouvez-vous, même avec une imagination débordante digne d’une Agatha Christie, vous représenter un avion de ligne capable de se maintenir en palier à (15°- epsilon) d’incidence à la vitesse de 155 kts à 40000 ft où la densité de l’air avoisine 0,25.
Pour les pilotes d’aéro-club, faites le test suivant : Montez au maximum de possibilité en altitude avec votre coucou et essayez de poursuivre le vol en palier en limite de décrochage par incidence… et dites-moi ce que vous constaterez.
(Je l’ai fait en C152 à 11500 ft)
Uranus ! Oôô Dieu du ciel et des hautes sphères, je loue ta bienveillance, toi qui dans ta grande bonté, nous soulève de tes bras puissants pour nous élever de cette terre et nous faire admirer ses splendeurs insoupçonnées, mais souffre cependant de ton bon plaisir et de ton indifférence lorsque tu nous lâche pour nous laisser plonger dans les abîmes du royaume d’Hadès !
Troisième partie
Le décrochage par compressibilité ou ‘haute vitesse’ ou ‘haut’
Dans l’étude précédente, nous avons considéré l’air comme étant un fluide incompressible, bien que dans l’exemple numérique j’ai été obligé de faire intervenir le coefficient k de compressibilité.
A faible vitesse les effets de compressibilité ne sont pas perturbant pour l’écoulement de l’air autour du profil d’aile.
Mais à un certain moment, lorsque la vitesse propre Vp de l’avion approche de la célérité du son, des phénomènes néfastes dus à cette compression font leur apparition.
Le Mach critique est défini comme le Mach M de l’avion dans l’atmosphère qui induit une vitesse des filets d’air sur l’extrados atteignant la vitesse du son.
Comme dit dans les différents posts, la vitesse de l’avion dans son milieu est inférieure à la vitesse de l’écoulement fluide sur l’extrados.
La valeur de ce Mach critique dépend des caractéristiques géométriques et aérodynamiques de la surface portante.
Lorsque la vitesse d’écoulement fluide atteint la vitesse du son, une onde de choc se forme sur l’extrados. Voir post#1283 de jojo
Les conséquences néfastes sont qu’une traînée supplémentaire fait son apparition, la traînée d’onde ; qu’une chute brutale de portance se fait ressentir par diminution du coefficient de portance Cz ; que le centre de poussée est déplacé vers l’arrière entraînant un couple à piquer.
Ce dernier va entraîner l’avion dans une augmentation de son Mach M, donc accélérer davantage les filets d’air sur l’extrados mais aussi créer une nouvelle onde de choc au niveau de l’intrados cette fois. Voir post#1283 de jojo
Les ondes de choc créées peuvent être d’intensités différentes et occuper une position plus ou moins en arrière du bord d’attaque en fonction du Mach M de l’avion et autres caractéristiques du profil.
Entrer dans la zone transonique lorsque l’avion n’a pas été conçu pour conduit à la perte de contrôle plus ou moins brutale.
La limite du Mach avion, pour une altitude choisie, est celle représentée par la courbe rouge en cloche Azrayen dans sa partie droite, Mach maxi.
Si l’on reprend l’exemple numérique de l’avion étudié précédemment où le Mach maxi est de 0,92, la vitesse indiquée Vi de ‘décrochage haut’ est de 282 kts (vu précédemment).
Maintenant il vous semble évident qu’il faut essayer de modifier la géométrie de l’aile afin d’augmenter le plus possible la valeur du Mach critique, ce qui permettra à l’avion de voler plus vite.
Cela a entraîné l’apparition de profils d’ailes appelés supercritiques.
http://fr.wikipedia.org/wiki/Voilure_supercritique
Ce lien est suffisant pour prendre connaissance de cette innovation technique avec tous ses avantages.
Juste un dernier mot à propos de la remarque de rollnloop post #1294
Mach critique élevé, intensité d’onde de choc faible, position du choc très en arrière peuvent conduire à penser que les effets du Mach maxi seront minimes, d’où l’idée d’insinuer que les profils d’ailes supercritiques des avions modernes ne sont pas concernés par le ‘décrochage haut’.rollnloop a écrit : en "décrochage haut".
A ce qui se dit chez les TRI/TRE... , les profils supercritiques des avions modernes ne sont pas concernés.
Cependant restons prudents… revoyez le titre de ce thread !
Certain (au singulier) a affirmé que certains avions ne pouvaient pas décrocher…
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Je cède à présent l’écriture à une autre personne intervenante afin de compléter.je compte sur … Dakota …Topolo… ou d’autres… pour reprendre
Si c’est la gentille FlyingDakota, je lui prête alors volontiers mon Etoile Précieuse car je sais qu’elle en prendra bien soin.
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* * * The end
#1318
Merci pour ce cours magistral.
Ça a le mérite de reprendre depuis le début, je m'étais englué avec les notions de vitesse indiqué/ vitesse vraie.
Pour le fun, puisque tu es pointilleux:
La poussée ne suffit pas, il faut aussi éviter de faire fondre l'avion qui chauffe à cause des frottement. Par exemple il est bien connu que la longueur du concorde augmentait de plusieurs cm pendant sa croisière (12cm?). On trouve aussi facilement des anecdotes de pilotes téméraires ayant fait fondre telle antenne de leur avion...Bien sûr, pour les voilures supersoniques, la courbe en cloche Azrayen diffère et le ’décrochage haut’ n’existe pas ; on peut foncer à bride abattue tant qu’on veut pour autant que le moteur pousse suffisamment fort.
L'autre limite est l'alimentation en air des moteurs, il faut que le flux d'air arrivant sur le compresseur reste subsonique. Sinon les ondes de choc et les aubes de compresseur ne font pas bon ménage.
Vu qu'il n'a pas de souris un Rafale est limité à M1.8 malgré sa poussé supérieur au Mirage 2000 qui revendique 2.2 (avec ses souris mobiles).
#1319
Je crois qu'on peut dire bravo et merci à SpruceGoose, parce qu'on a là un sacré travail de défrichage accessible au non-spécialiste. Accessible, certes, moyennant un solide effort d'attention, mais c'est incontournable car le thème est complexe. Je n'avais pas encore croisé d'article accessible sur le sujet en parcourant le web francophone. Etant moi-même en grande difficulté quand il s'agit de traiter un tel sujet de manière pas trop rébarbative, je salue donc l'initiative.
Pas d'autre intervention pour l'instant, d'autant que je m'en vais relire tout cela.
"Centre, Habu 21, request flight level six eight zero"
"Habu 21, Centre....sir....if you think you can make it, you're cleared to flight level six eight zero...and please advise when reaching."
"Centre, Habu 21. Roger, descending to flight level six eight zero and will advise."
Pas d'autre intervention pour l'instant, d'autant que je m'en vais relire tout cela.
"Centre, Habu 21, request flight level six eight zero"
"Habu 21, Centre....sir....if you think you can make it, you're cleared to flight level six eight zero...and please advise when reaching."
"Centre, Habu 21. Roger, descending to flight level six eight zero and will advise."
#1320
Le Blackbird 
Ceci dit je vais probablement me faire une impression et garder dans un coin l'explication de SpruceGoose
Ceci dit je vais probablement me faire une impression et garder dans un coin l'explication de SpruceGoose
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#1321
Ca serait bien si tu pouvais faire un petit exposé sur les significations, protections, enfin tout ce qui concerne les informations des bandeaux liés aux vitesses du PFD de ton avion.Dakota a écrit :...
Je sais, il n'y a pas tout dans la doc avion... mais ça pourra donner une idée à tout le monde.
* * *
On ne traite que la partie aérodynamique ici.jojo a écrit : La poussée ne suffit pas,
* * *
#1322
Eh bien je prends note de cette commande et j'essaierai de m'en acquitter de façon claire.SpruceGoose a écrit :Ca serait bien si tu pouvais faire un petit exposé sur les significations, protections, enfin tout ce qui concerne les informations des bandeaux liés aux vitesses du PFD de ton avion.
#1323
Certes totalement différent du décrochage haut, les grandes vitesses sont le lieu d'un autre soucis : le flutter (flottement en français ?).
Ce phénomène est bien connu des vélivoles et des petits avions rapides.
La VNE d'un avion est une limite en dessous de laquelle le pilote est protégé de ce phénomène potentiellement destructeur (ce n'est pas forcément le flutter qui dimensionne la Vne, mais j'imagine que ça l'est pour certains avions).
En revanche, ce que l'on ne dit jamais en instruction (pilote privé j'entends), c'est que cette VNE est certes fixe pour un avion mais que contrairement à ce qui est indiqué sur l'anémomètre, cette vitesse est une vitesse VRAIE, et non indiquée.
C'est-à-dire qu'à vitesse indiquée égale plus on monte, plus on se rapproche de cette limite (air moins dense, donc moins de particules pour contrer une éventuelle oscillation).
Prenons l'exemple d'un bon vieux DR400 (Vno=260km/h, Vne=308km/h). On est en croisière à 12000ft et on se prépare à descendre à la Vno pour atterrir. Jusque là rien d'anormal, on se sent protégé. Notre vitesse indiquée est de 260km/h soit environ 325km/h en vitesse vraie en conditions standards. Donc notre marge que l'on croyait plus que suffisante est en réalité négative de plus de 15km/h, vis-à-vis du flutter.
C'est étonnant que cette subtilité soit rarement connue du monde des pilotes privés. Dans un manuel de planeur, la Vne dépend de l'altitude et de la masse du planeur.
Ma question : les liners sont-ils limités par ce phénomène de flutter ? Ou leur design est-il fait de telle manière que l'avion est toujours protégé du flutter tant que l'on reste en deçà des vitesses limites ?
Ce phénomène est bien connu des vélivoles et des petits avions rapides.
La VNE d'un avion est une limite en dessous de laquelle le pilote est protégé de ce phénomène potentiellement destructeur (ce n'est pas forcément le flutter qui dimensionne la Vne, mais j'imagine que ça l'est pour certains avions).
En revanche, ce que l'on ne dit jamais en instruction (pilote privé j'entends), c'est que cette VNE est certes fixe pour un avion mais que contrairement à ce qui est indiqué sur l'anémomètre, cette vitesse est une vitesse VRAIE, et non indiquée.
C'est-à-dire qu'à vitesse indiquée égale plus on monte, plus on se rapproche de cette limite (air moins dense, donc moins de particules pour contrer une éventuelle oscillation).
Prenons l'exemple d'un bon vieux DR400 (Vno=260km/h, Vne=308km/h). On est en croisière à 12000ft et on se prépare à descendre à la Vno pour atterrir. Jusque là rien d'anormal, on se sent protégé. Notre vitesse indiquée est de 260km/h soit environ 325km/h en vitesse vraie en conditions standards. Donc notre marge que l'on croyait plus que suffisante est en réalité négative de plus de 15km/h, vis-à-vis du flutter.
C'est étonnant que cette subtilité soit rarement connue du monde des pilotes privés. Dans un manuel de planeur, la Vne dépend de l'altitude et de la masse du planeur.
Ma question : les liners sont-ils limités par ce phénomène de flutter ? Ou leur design est-il fait de telle manière que l'avion est toujours protégé du flutter tant que l'on reste en deçà des vitesses limites ?
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SpruceGoose
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#1324
En fait FlyingDakota, l'explication du décrochage bas du coffin corner est très simple.Dakota a écrit :Etant moi-même en grande difficulté quand il s'agit de traiter un tel sujet de manière pas trop rébarbative,
C'est toujours le point litigieux sur lequel les pilotes ont des doutes.
Cette vitesse de décrochage en Vi est-elle indépendante de l'altitude ou pas, et là on voit de tout.
Il suffit de se souvenir de cette courbe caractéristique de Cz.M2.
Elle est exprimée en Mach (adaptée au conditions d'utilisation du liner dans son environnement).
Donc on travaille en Mach et on redescend "la chaîne anémométrique classique" en passant successivement de M vers Vp, puis vers Ev, puis vers Vc, puis vers Vic, puis vers Vi. (on a l'habitude de faire l'inverse)
A partir du moment où l'on connaît les conditions [EDIT] atmosphériques de la position de l'avion, ça va tout seul.
Un jour tu seras certainement TRI/TRE*** et cette question revient très souvent (à moins que tu ne le sois déjà).
Et c'est ballot de s'emmêler les crayons ou de se tromper dans les explications à "l'élève".
*** Ne dis pas non! Quand tu en auras marre de voler et que tu préfèreras être un peu plus souvent à la maison
(Par contre, le piège : ne jamais devenir responsable de la formation ou officier de sécurité)
* * *
#1325
Effectivement, pour les avions supersoniques, les limitations "hautes" en vitesse sont de nature assez différentes, sans entrer dans les détails (si j'ai le temps je tenterai de faire mieux dans le semaine), on peut trouver:
- Vitesse limite à cause de l'échauffement d'une partie de la cellule (le pare-brise par exemple), en général, on a alors une température d'impact limite (exemple: Mirage-F1)
- Vitesse limite à cause de l'échauffement des aubes de compresseur, en gros, au delà d'une certaines valeur de Mach, le moteur mange son potentiel à la vitesse grand V (de mémoire, moins de 2' au delà de M2.34 pour un F-14)
Dans ces 2 dernier cas là, ce n'est pas la portance qui limite la vitesse.
- En montée, la poussée n'est plus suffisante (la poussée diminue très vite avec l'altitude) pour maintenir la vitesse nécessaire pour obtenir une portance égale au poid, la vitesse décroit, la portance aussi, et si on est pas sur une trajectoire doucement descendante, ça va se terminer par un décrochage, souvent une vrille, et aussi une extinction réacteur (c'est ce qui peut arriver en fin d'un climb-zoom). Mais là encore, on ne décroche pas parce que l'on accélère, mais bien parce que l'on ralentie.
De manière général pour une voilure supersonique, à incidence constante, la Cz varie peu avec le Mach (voir augmente parfois), donc la portance ne diminuera pas à incidence constante en augmentant la vitesse... (pas de décrochage haut au sens explique plus haut, si j'ai bien compris SG).
Alors que peut il arriver ? et bien pas mal de chose:
- Tout d'abord, il peut devenir impossible, alors que le mach augmente d'atteindre l'incidence souhaitée, quand le mach augmente le point d'application de la portance recule, provoquant un couple à piquer, qu'il faut contrer avec une commande à cabrer de la profondeur. On peut comprendre que l'efficacité de la profondeur diminue en supersonique, cela peut réduire fortement l'incidence maximal atteignable. Pour les cas que je connais, ça n'empèche pas le vol en palier, par contre ça limite fortement le facteur de charge maximal, mais comme l'incidence est limiteé par l'efficacite de la commande, on ne risque pas de décrocher en tirant sur la manche, tout au plus il ne se passera rien...
- Autre cas, plus subtil, et qui concerne (à ma connaissance) uniquement les avions delta pur (sans profondeur). pour ces avions là, la stabilité est due aux caractéristiques "auto-stable" du profil: en gros quand l'incidence augmente, le couple piqueur intrinsèque de la voilure augmente.
En génaral c'est vrai jusqu'à une certaine incidence, au délà, le couple piqueur n'augmente plus (voir diminue), l'avion devient instable, et sujet à l'auto-cabrage. Cette incidence limite est celle que l'on conseille de ne pas dépasser (sinon il n'est plus possible de contrer l'auto-cabrage et l'incidence augmente jusqu'à ce que cela se termine mal: soit la portance fini par s'effondrer et c'est le décrochage, souvent assymétrique et la vrille, soit la portance suit, etle facteur de charge augmente au delà des limites structurelles, c'est la rupture.)
Le problème, c'est que cette incidence limite diminue avec le Mach.
L'exemple typique est le SR-71, à Mach faible (subsonique) l'avion reste stable jusqu'à une incidence de 15 deg, autour de Mach 3.0, cette incidence limite est de l'ordre de 8deg, ce qui, à 70,000ft conduit à une portance suffisante pour un facteur de charge de l'ordre de 1.5, (ce qui est très proche de la limite structurelle en supersonique).
Donc un SR-71 vole à M3.0 et 70,000, et effectue un virage avec un facteur de charge de 1.5, son incidence est voisine de 8 deg, le pilote décide de serrer son virage, il utilise sa profondeur pour augmenter son incidence, celle-ci passe à 9, puis 10 degrés, à partir de là, même avec le manche plein piqué, l'incidence va continuer à augmenter (pitch-up / autocabrage), le facteur de charge augmente, et l'avion se desintègre (bon, il n'a pas décroché, mais ce n'est pas mieux). Il n'y a pas beaucoup de littérature sur ce phénomène, mais il parait que ça va très vite (quelques secondes entre le dépassement de l'incidence limite et la désintégration).
Mais on commence à être assez HS par rappor au comportement d'un Airbus (et de l'AF447 en particulier).
Par contre, il me semble bien que pour ce genre de voilure, le risque le plus important en cas de dépassement d'une certaine valeur de Mach, ce sont bien les phénomènes de vibrations auto-entretenues (flutter) qui conduisent aussi à la destruction de la cellule. (Mais là, je ne suis clairement pas le spécialiste de l'aéro-élasticité des voilures à fort allongement en régime haut subsonique, donc je passe bien volontier la main).
- Vitesse limite à cause de l'échauffement d'une partie de la cellule (le pare-brise par exemple), en général, on a alors une température d'impact limite (exemple: Mirage-F1)
- Vitesse limite à cause de l'échauffement des aubes de compresseur, en gros, au delà d'une certaines valeur de Mach, le moteur mange son potentiel à la vitesse grand V (de mémoire, moins de 2' au delà de M2.34 pour un F-14)
Dans ces 2 dernier cas là, ce n'est pas la portance qui limite la vitesse.
- En montée, la poussée n'est plus suffisante (la poussée diminue très vite avec l'altitude) pour maintenir la vitesse nécessaire pour obtenir une portance égale au poid, la vitesse décroit, la portance aussi, et si on est pas sur une trajectoire doucement descendante, ça va se terminer par un décrochage, souvent une vrille, et aussi une extinction réacteur (c'est ce qui peut arriver en fin d'un climb-zoom). Mais là encore, on ne décroche pas parce que l'on accélère, mais bien parce que l'on ralentie.
De manière général pour une voilure supersonique, à incidence constante, la Cz varie peu avec le Mach (voir augmente parfois), donc la portance ne diminuera pas à incidence constante en augmentant la vitesse... (pas de décrochage haut au sens explique plus haut, si j'ai bien compris SG).
Alors que peut il arriver ? et bien pas mal de chose:
- Tout d'abord, il peut devenir impossible, alors que le mach augmente d'atteindre l'incidence souhaitée, quand le mach augmente le point d'application de la portance recule, provoquant un couple à piquer, qu'il faut contrer avec une commande à cabrer de la profondeur. On peut comprendre que l'efficacité de la profondeur diminue en supersonique, cela peut réduire fortement l'incidence maximal atteignable. Pour les cas que je connais, ça n'empèche pas le vol en palier, par contre ça limite fortement le facteur de charge maximal, mais comme l'incidence est limiteé par l'efficacite de la commande, on ne risque pas de décrocher en tirant sur la manche, tout au plus il ne se passera rien...
- Autre cas, plus subtil, et qui concerne (à ma connaissance) uniquement les avions delta pur (sans profondeur). pour ces avions là, la stabilité est due aux caractéristiques "auto-stable" du profil: en gros quand l'incidence augmente, le couple piqueur intrinsèque de la voilure augmente.
En génaral c'est vrai jusqu'à une certaine incidence, au délà, le couple piqueur n'augmente plus (voir diminue), l'avion devient instable, et sujet à l'auto-cabrage. Cette incidence limite est celle que l'on conseille de ne pas dépasser (sinon il n'est plus possible de contrer l'auto-cabrage et l'incidence augmente jusqu'à ce que cela se termine mal: soit la portance fini par s'effondrer et c'est le décrochage, souvent assymétrique et la vrille, soit la portance suit, etle facteur de charge augmente au delà des limites structurelles, c'est la rupture.)
Le problème, c'est que cette incidence limite diminue avec le Mach.
L'exemple typique est le SR-71, à Mach faible (subsonique) l'avion reste stable jusqu'à une incidence de 15 deg, autour de Mach 3.0, cette incidence limite est de l'ordre de 8deg, ce qui, à 70,000ft conduit à une portance suffisante pour un facteur de charge de l'ordre de 1.5, (ce qui est très proche de la limite structurelle en supersonique).
Donc un SR-71 vole à M3.0 et 70,000, et effectue un virage avec un facteur de charge de 1.5, son incidence est voisine de 8 deg, le pilote décide de serrer son virage, il utilise sa profondeur pour augmenter son incidence, celle-ci passe à 9, puis 10 degrés, à partir de là, même avec le manche plein piqué, l'incidence va continuer à augmenter (pitch-up / autocabrage), le facteur de charge augmente, et l'avion se desintègre (bon, il n'a pas décroché, mais ce n'est pas mieux). Il n'y a pas beaucoup de littérature sur ce phénomène, mais il parait que ça va très vite (quelques secondes entre le dépassement de l'incidence limite et la désintégration).
Mais on commence à être assez HS par rappor au comportement d'un Airbus (et de l'AF447 en particulier).
Par contre, il me semble bien que pour ce genre de voilure, le risque le plus important en cas de dépassement d'une certaine valeur de Mach, ce sont bien les phénomènes de vibrations auto-entretenues (flutter) qui conduisent aussi à la destruction de la cellule. (Mais là, je ne suis clairement pas le spécialiste de l'aéro-élasticité des voilures à fort allongement en régime haut subsonique, donc je passe bien volontier la main).
Intel(R) Core(TM) i7-14700KF 3.40 GHz / 32GB RAM
GPU : NVIDIA GeForce RTX 4060 Ti / Win 11