Prédiction de la ligne de décrochage aérodynamique de l’écoulement transsonique autour d’une aile à profile symétrique

Abstract

Abstract The flight regime of modern transport aircraft corresponds to transonic speeds in terms of Mach number 𝑀= 0.75 − 0.85 and very high Reynolds numbers. Transonic flow occurs when both subsonic and supersonic flow regimes occur in the same local flow field. It is characterized by the development of a supersonic pocket delimited by the wall on the one hand and on the other hand by the sonic line on the upper surface of the wing. The appearance of a supersonic pocket on the lower surface of the wing is also possible, depending on the angle of incidence and the geometric shape of the wing. The present work is devoted to the evaluation and the validation of the numerical results resulting from computation of transonic flow around a classical profile NACA0012, supercritical OAT15A and NACA0012 with aileron then around a wing 3D having as basic profile NACA0012 in using the Ansys Fluent code to predict the aerodynamic stall angle. All calculations are performed using the equation k-ε turbulence model.

Résumé Le régime de vol des avions modernes de transport correspond à des vitesses transsoniques en terme de nombre de Mach 𝑀= 0.75 − 0.85 et à des nombres de Reynolds très élevés. L’écoulement transsonique se produit quand les deux régimes d’écoulements subsonique et supersonique se manifestent dans le même champ d’écoulement local. Il est caractérisé par le développement d’une poche supersonique délimitée par la paroi d’une part et d’autre part de la ligne sonique sur la surface supérieure de l’aile. L’apparition d’une poche supersonique sur l’intrados de l’aile est également possible, tout dépend de l’angle d’incidence et de la forme géométrique de l’aile. Le présent travail est consacré à l’évaluation et la validation des résultats numériques issus de calcul d’écoulement transsonique autour d’un profil classique NACA0012, supercritique OAT15A et NACA0012 avec aileron puis autour d’une aile 3D ayant comme profil de base NACA0012 en utilisant le code Ansys Fluent afin de prédire l’angle de décrochage aérodynamique. Tous les calculs sont effectués en utilisant le modèle de turbulence à deux équations 𝑘 − 𝜀 .Mot clé : Simulation numérique, Ecoulement transsonique, Décrochage Aérodynamique, Profil NACA 0012.