Résumé:
Le but de ce travail consiste à développer un nouveau programme de calcul numérique permettant de déterminer l’effet de la température génératrice ainsi que l’effet du gaz générateur sur le calcul de l’écoulement supersonique autour d’un profil d’aile pointu, en utilisant les équations régissants le choc oblique, et la détente de Prandtl Meyer, appliquées au modèle d’un gaz à haute température, calorifiquement imparfait et thermiquement parfait, inférieure au seuil de dissociation des molécules. La chaleur spécifique à pression constante ne reste plus constante et devient variable avec la température. Le nouveau modèle permettant de faire des corrections au modèle de gaz parfait conçu pour faible température génératrice, faible nombre de Mach, faible angle incidence et faible épaisseur de profil. La température génératrice est un paramètre important dans notre modèle. Le profil d’aile doit être pointu au bord d’attaque, pour permettre de voir une solution de choc attaché, de plus il est discrétisé en plusieurs panneaux sur l’extrados et l’intrados, placés l’un adjacent à l’autre. La distribution de l’écoulement sur le panneau considéré donne une compression ou une détente selon la déviation de l’écoulement par rapport au panneau précédant. L'application est faite pour l'air et 6 autres gaz qui sont H2, O2, N2, CO, CO2 et H2O(Vapeur). Le programme détermine toutes les caractéristiques dynamiques de l’écoulement et en particulier les coefficients aérodynamiques et les coefficients dynamiques de gaz. La précision de calcul dépend du nombre de panneaux considérés sur le profil d’aile. L’application est faite pour des valeurs élevées de température génératrice allant de 500K à 3500K, de nombre de Mach de 1.5 à 5 et de l’épaisseur de profil. Une comparaison entre le modèle développé et le modèle d’un gaz parfait est présenté, afin de déterminer une limite d’application de ce dernier.
