5- Principe de vol (motoplaneurs)

Les axes utilisés pour un avion.

Les axes de rotation d'un avion forment un trièdre ayant pour origine le centre de gravité de l'aéronef comme sur l'image. On distingue donc trois axes :

l'axe de roulis autour duquel s'incline l'avion.
l'axe de tangage autour duquel l'assiette varie à cabrer, ou à piquer.
l'axe de lacet autour duquel la direction, le cap de l'aéronef, varie vers la gauche ou vers la droite.

Le pilote agit sur les commandes qui actionnent les gouvernes pour modifier l'attitude de l'aéronef sur les trois axes.

Pour obtenir un mouvement de tangage le pilote actionne le manche qui commande la gouverne de profondeur.

Elle est située le plus loin possible de l'aile, sur l'empennage horizontal ou bien sur un plan canard.

Pour obtenir un mouvement de roulis le pilote actionne latéralement le manche qui commande les ailerons.

Ces gouvernes sont généralement situées le plus loin possible de l'axe de roulis, donc vers l'extrémité des ailes.

Pour obtenir un mouvement de lacet le pilote actionne le palonnier (pédales) qui commande la gouverne de direction avec ses pieds.

Elle est située le plus loin possible de l'axe de lacet, sur l'empennage vertical.

Tableau récapitulatif
Axes avion	Angle	Gouverne	Commande	Mouvement de l’avion
Roulis	inclinaison	Ailerons	Manche GD	Fichier:Aileron roll.gif
Tangage	Assiette	Profondeur	Manche Av-Ar	Fichier:Aileron pitch.gif
Lacet	Angle de lacet	Direction	Palonnier	Fichier:Aileron yaw.gif

La plupart des aéronefs présentent un couplage en lacet-roulis : on peut commander un mouvement de roulis avec la gouverne de lacet (roulis induit). D'autre part une rotation en roulis entraîne généralement une rotation en lacet en sens inverse du virage demandé (lacet inverse).

Profondeur

Relations entre les commandes de vol et la rotation autour du centre de gravité de l’appareil
A): aileron, B): manche, C): gouvernail de profondeur, D) gouvernail de direction

Lorsque le pilote actionne le manche vers l'arrière, la gouverne de profondeur se déplace vers le haut. Au niveau de l'empennage, une force vers le bas apparait et la queue de l'aéronef se baisse. L'assiette varie alors à cabrer (point de vue pilote) et dans le même temps l'incidence augmente (point de vue aérodynamique).

En plus du rôle de contrôle en tangage, la gouverne de profondeur permet d'équilibrer les forces sur l'axe longitudinal. Plus le centre de gravité est en avant, plus la force de déportance de la profondeur doit être forte. La limite de l’efficacité de la profondeur est d'ailleurs une source de la limitation du centrage maximum avant.

Direction

Lorsque le pilote actionne le palonnier vers la droite, la gouverne de direction se déplace vers la droite. Au niveau de l'empennage, une force vers la gauche apparait et la queue de l'aéronef se déplace vers la gauche. Le nez de l'aéronef va alors se déplacer vers la droite.

Dans certains aéronefs, la roulette de queue est directionnelle et reliée au palonnier. Ceci permet de diriger l'aéronef au sol de la même manière qu'en vol avec grande précision.

Ailerons

Lorsque le pilote actionne le manche vers la gauche, l'aileron gauche se lève (et l'aileron droit s'abaisse). Au niveau des ailerons, la portance diminue à gauche (l'aile descend)et augmente à droite (l'aile monte). l'aéronef s'incline vers la gauche.

Sur certains aéronefs, la commande de roulis peut également être utilisé au sol pour se prémunir des effets du vents.

Cette commande est génératrice d'un effet secondaire indésirable : l'aileron qui se baisse génère plus de trainée que l'aileron qui lève. Cette différence de trainée gauche/droite va induire une rotation autour de l'axe de lacet inverse au coté de l’inclinaison. C'est le lacet inverse

Cet effet secondaire doit être compensé avec la commande lacet (palonnier) : A chaque action latérale sur la manche, une action au palonnier doit être réalisée simultanément afin de faire disparaitre la rotation du lacet inverse. A noter que le dosage et la synchronisation requiert une certaine expérience. Il faut également bien noter que la cause du lacet inverse est le braquage du manche, dès lors que le manche est replacé au neutre, les palonniers doivent être replacé au neutre également.

Cet effet secondaire peut être atténué par quelques stratagèmes inventés par les constructeurs d'aéronefs, comme par exemple le braquage différentiel des ailerons, le déport d'axe, l'utilisation "d'ailerons frises"...

Compensateurs d'évolution

Un compensateur d'évolution est une astuce de conception permettant de démultiplier l’effort du pilote. En effet, la surface d'une gouverne peut être trop importante pour être braquée par un pilote humain (essayez donc d'ouvrir en grand une portière de voiture à 120km/h!!). La conception de ces systèmes les rends transparent du point du vu du pilote, c'est complètement automatique. Le pilote n'a rien d'autre à faire que de piloter et de constater que les efforts aux commandes sont agréables! Les principaux systèmes utilisés en planeur sont :

Corne débordante (SF28...)
Tab automatique (ASK13...)
Servo tab

Compensateurs de régime

Un compensateur de régime permet d'actionner une commande de manière permanente, sans effort permanent. Sur les planeurs, il en existe un uniquement sur la commande de profondeur, appelé par simplification "compensateur" ou "trim" (commande de couleur verte). Lorsque le pilote souhaite maintenir une assiette différente (longue montée en moto-planeur, longue spirale...) à la place d'une action permanente, fatigante, et difficile à maintenir précisément durant un long moment, le pilote règle le compensateur. En planeur, deux types de systèmes sont utilisés pour compenser l’effort du pilote de manière permanente sur la commande profondeur :

Compensateur aérodynamique. Dans le cas d'une gouverne de profondeur, l'image présente ici un réglage du compensateur à cabrer
Compensateur par boite à ressort. Dans le cas d'une gouverne de profondeur, l'image présente ici un réglage du compensateur à cabrer

Sur un planeur, il est possible d'identifier le type de compensateur par la présence ou l'absence d'un tab sur la gouverne de profondeur. L'identification peut se faire également en déplaçant le compensateur au sol. Si le manche se déplace, il s'agit d'un compensateur par boite à ressort. Si le manche ne se déplace pas, il s'agit d'un compensateur aérodynamique. Modèle en boucle détecté : 5- Principe de vol (motoplaneurs)

Limitations

Limitations opérationnelles

Les planeurs sont conçus pour fonctionner à l'intérieur d'un certain domaine de vol. Cette enveloppe possède plusieurs points caractéristiques qui dépendent de limitations physiques :

limitation due au décrochage : Au delà de l'incidence de décrochage, l'aile ne génère plus de portance et le vol n'est plus possible. Il est possible d'en revenir par des actions adaptées.
limitation structurelle en charge statique : la structure de l'aéronef est conçue pour résister à un certain effort. Au delà de cet effort, elle casse.
limitation à cause du flutter : Le flutter (flottement en français) est une vibration dangereuse, auto excitée, du à l'entré en résonance des phénomènes de flexion et de torsion de l'aile. Le phénomène est potentiellement rapidement destructeur. Il apparaît généralement à vitesse élevée, c'est un des paramètres qui conduit à limiter la vitesse maximale d'un aéronef.

Une fois transposé dans la manuel de vol du planeur, ces limitations sont indiquées en vitesse maximale pour certaines configuration.Pour chaque planeur, ces valeurs sont disponibles dans le manuel de vol :

VNE - Velocity Never Exceed: Vitesse à ne jamais dépassée. Sur l'indicateur de vitesse elle est indiquée par un trait radial rouge. A cette vitesse, ne pas utiliser plus de 1/3 du braquage total des gouvernes. Cette vitesse est théoriquement fixe. Certains planeurs ont une VNE qui diminue en haute altitude compte tenu du fait qu'il s'agisse d'une limitation due au Flutter. Cette diminution sera indiquée dans le manuel de vol.
VA: Vitesse de manœuvre. Les commandes de l'aéronef (notamment la commande de profondeur) peut être baquée à 100% jusqu’à cette vitesse. Au delà, le braquage doit être limité car dans certaines conditions la structure du planeur peut être trop sollicitée.
VRA - Velocity Rough Air: Vitesse maximale en air agitée. Sur l'indicateur de vitesse, c'est la limite entre la fin de l'arc vert et le début de l'arc jaune. Le vol n'est permi au delà de cette vitesse qu'en air calme. Cette limitation est basée sur la résistance de la structure à une vitesse de rafale donnée.
VFE - Velocity Flap Extended: Vitesse maximale avec les volets. Sur l'indicateur de vitesse, elle est indiquée par la fin de l'arc blanc. Sur certains planeurs, une VFE différentes existe en fonction de la valeur du braquage des volets. Limitation basée sur des limites structurelles.
VLO - Velocity Landing gear Operating: Vitesse maximale de vol de manœuvre du train d’atterrissage. Elle n'est donnée par le constructeur que si elle la manipulation du train d'atterrissage ne peut pas être faite jusqu’à la VNE. Limitation basée sur des limites structurelles.

Modèle en boucle détecté : 5- Principe de vol (motoplaneurs)

Décrochages et autorotations

Généralités sur le décrochage

© Copyright article original par les auteur(s) de Wikipédia, adapté ici pour le vol en planeur - Cet article est sous CC BY-SA 3.0

En vol normal, l'écoulement de l'air est « attaché » sur les deux faces, intrados et extrados, de l'aile. Les filets d'air collent au profil de l'aile, ce qui favorise la portance. La portance dépend de l'angle d'incidence, angle que fait la corde de profil de l'aile avec le vent relatif.

À une certaine valeur de l'angle d'incidence, de l'ordre de 15 à 20°, selon les caractéristiques de l'aile profil, de l'allongement et du nombre de Reynolds, il se produit un décollement de l'écoulement aérodynamique à l'extrados de l'aile entraînant une chute de portance plus ou moins brusque : c'est à ce moment que l'aile décroche.

Du point de vu du pilote, le décrochage se classe en trois catégories :

Une abattée : l'assiette varie brusquement et amplement à piquer. C'est impressionnant mais à l'avantage de se détecter facilement.
Un enfoncement : L'assiette reste a sa position très cabrée mais l'aéronef descend rapidement. La difficulté est la détection en vol par le pilote.
Une perte de contrôle en roulis : Les ailerons ne sont plus efficaces, l'aéronef s'incline sans que le pilote ne puisse le contrôler.

La vitesse de décrochage

Évolution du coefficient de portance en fonction de l'angle d'incidence : maximum entre 15 et 19°, il diminue ensuite, en raison du décrochage.

Le décrochage dépend uniquement de l'angle d'incidence : à facteur de charge constant, une diminution de vitesse implique l'augmentation de l'angle d'incidence de l'aile pour conserver une portance équivalente (augmentation du coefficient de portance (Cz) pour compenser la baisse de vitesse). Pour une même configuration de vol (par exemple, en palier avec les volets rentrés), il existe une vitesse en dessous de laquelle l'angle d'incidence sera tellement important que les filets d'air parcourant l'extrados « décrocheront » en entraînant une perte considérable de portance. La vitesse de décrochage est souvent notée Vs (S pour stall en anglais = décrochage).

On peut donc atteindre l'incidence de décrochage définie et constante pour un profil d'aile donné, à des vitesses très variables qui sont fonctions de :

la position des dispositifs hypersustentateurs (becs, volets). Lorsqu'ils sont déployés, ils diminuent la vitesse de décrochage ;
la masse de l'aéronef. Plus elle est importante et plus la vitesse de décrochage est importante ;
le facteur de charge $n$ . Plus il est important et plus la vitesse de décrochage est importante. La vitesse de décrochage évolue selon la racine carrée du facteur de charge, comme par exemple en virage :

V i t e s s e d e c r o c h a g e_{n > 1} = V i t e s s e d e c r o c h a g e_{n = 1} * \sqrt{n}

la composante verticale de la traction fournie par le moteur ; plus la part de la poussée s'opposant à la gravité est forte, et moins la portance nécessaire pour maintenir une altitude constante est grande ;
des effets sur les ailes du souffle hélicoïdal dans le cas d'un aéronef à hélice (le souffle génère un vent relatif qui participe à la portance, cf cas du vol lent) ;
la pollution du profil (pluie, insectes...).

On parle souvent abusivement de vitesse de décrochage comme d'une caractéristique de l'aéronef, mais la vitesse de décrochage n'est jamais constante pour toutes les raisons évoquées ci-dessus. C'est l'incidence au moment du décrochage qui est constante.

Le cas spécifique du virage

En virage, le facteur de charge augmente avec l'inclinaison.

n = \frac{1}{\cos (i n c l i n a i s o n)}

Comme la vitesse de décrochage augmente lorsque le facteur de charge augmente (voir paragraphe ci-dessus). Il est possible de prédire par calcul l'augmentation de la vitesse de décrochage pour une inclinaison définie :

V i t e s s e d e c r o c h a g e_{e n v i r a g e} = V i t e s s e d e c r o c h a g e_{l i g n e d r o i t e} * \sqrt{\frac{1}{\cos (i n c l i n a i s o n)}}

Par exemple, un aéronef qui a une vitesse de décrochage de 100km/h sous un facteur de charge de 1 (=en ligne droite):

Lors d'un virage à 30° d'inclinaison, la vitesse de décrochage augmente de 7.5%, soit une vitesse de décrochage de 107.5km/h
Lors d'un virage à 45° d'inclinaison, la vitesse de décrochage augmente de 18.9%, soit une vitesse de décrochage de 118.9km/h
Lors d'un virage à 60° d'inclinaison, la vitesse de décrochage augmente de 41.4%, soit une vitesse de décrochage de 141.4km/h

les remèdes préventifs aérodynamiques

Selon les profils et la forme en plan de l'aile, il arrive que les extrémités de l'aile décrochent avant la partie centrale qui bénéficie du souffle de l'hélice. Des solutions permettent de remédier à cette anomalie :

La variation d'incidence ou de calage : L'aile est construite avec calage plus fort à l'emplanture qu'à l'extrémité. Ainsi, pendant le vol l'incidence diminue de l'emplanture vers l'extrémité. L'aile est vrillée un peu comme une pale d'hélice, ce qui permet, en retardant le décrochage des extrémités, de conserver une certaine efficacité des ailerons mais aussi de diminuer la vitesse de décrochage de l'aéronef.

La variation de profil ou de forme : Il s'agit du changement de profil entre l'emplanture et le saumon de l'aile. Le profil peut être biconvexe symétrique à l'emplanture et plan convexe à l'extrémité. A noter que l'évolution du profil peut être combinée avec le vrillage. Plus qu'un remède dans ce cas, il s'agit en fait d'une amélioration du comportement au décrochage.

L'installation de bandes de décrochages (Stall-strips en Anglais) : Il s'agit de petites pièces de section triangulaire d'environ 1cm de côté, et de 15 à 30cm de longueur. Elles sont installées sur le bord d'attaque des ailes. Elles sont presque toujours installées par paires, symétriquement sur les deux demie-ailes de l'aéronef. Installées près de l'emplanture de l'aile, leur but est de modifier localement le profil aérodynamique de l'aile, de manière que le décrochage de l'aile intervienne d'abord à l'emplanture plutôt qu'à l'extrémité de l'aile. Le contrôle en roulis est ainsi mieux préservé.

L'installation de turbulateurs : L'installation de turbulateurs, par la transition anticipée vers la couche limite turbulente qu'ils induisent, peut induire le recollement sur des zones particulières des aéronefs. Sur les planeurs, le turbulateur est souvent une mince bande en zigzag qui est placée sous l’aile et parfois sur la dérive. Sur les avions, ils peuvent prendre la forme de petites tôles verticales montées en biais.

Bande de décrochage, stall-strips en Anglais installée sur le bord d'attaque.

Bande de décrochage, stall-strips en Anglais installée sur le bord d'attaque.
Grob G 102 Astir avec une bande turbulateur sous l'aile

Grob G 102 Astir avec une bande turbulateur sous l'aile
Turbulateur monté sur un avion. Couteux en trainée, mais améliore les performances à basse vitesse

Turbulateur monté sur un avion. Couteux en trainée, mais améliore les performances à basse vitesse

le rôle du pilote vis à vis du décrochage

Fichier:Spin—an aggravated stall and autorotation..JPG

Avertisseur de décrochage sur une aile. Lorsque l'angle d'incidence approche de la valeur critique, le vent relatif aborde la palette métallique par-dessous, ce qui provoque son basculement et active l'alarme.

Le pilote tiens un rôle important dans la prévention du décrochage :

Garder une marge de vitesse vis à vis du décrochage:

De manière préventive le pilote doit avoir une bonne conscience de la vitesse de décrochage pour chaque situation de vol (ligne droite, virage, virage serré, vol sous la pluie...) dans l'objectif de conserver une marge de vitesse.

Détection du régime vibratoire "Buffeting"

Avant un décrochage, des vibrations basses vitesses ("buffeting") annoncent le décollement de la couche limite. Quelques km/h avant l'atteinte de la vitesse de décrochage, ces vibrations permettent au pilote de détecter les prémisses d'un décrochage.

Avertisseur de décrochage à palette

Sur certains aéronefs, un avertisseur de décrochage à palette permet d'avertir le pilote par un signal visuelle et une alarme sonore de l'atteinte de l'incidence de décrochage. Ce dispositif est placé au bord d'attaque de l'aile.

A noter qu'a proximité du sol (décollage, atterrissage en vol plané...), un humain a des actions instinctives contraires à la prévention du décrochage : prendre de l'altitude ou ne plus en perdre au mépris de la vitesse. L'apprentissage pratique permet de corriger ces réflexes et de remettre la conservation de la vitesse au premier plan.

Manœuvre de récupération du décrochage

Si le pilote ne perçoit pas les signaux avertisseur avant un décrochage, il est probable que l'appareil finisse par décrocher. Le taux de chute et la potentielle perte de contrôle conduiront à l'accident si la méthode de récupération n'est pas appliquée. La méthode de récupération optimale est décrite dans le manuel de vol de l'aéronef. Cependant, en l'absence d'information la méthode consiste à chercher à augmenter la vitesse au plus vite :

une fois reconnus les prémisses du décrochage,
action franche sur le manche vers l'avant pour réduire l'incidence,
augmentation rapide de puissance (si disponible) pour augmenter la vitesse,
reprendre le vol normal (assiette et inclinaison) une fois la vitesse acquise.

Suivant l'importance du décrochage, la perte de hauteur va de 50 à 150m. Le décrochage est sans risque à une hauteur suffisante, c'est la proximité du sol qui donne au décrochage son caractère dangereux. La prévention du décrochage doit être absolue dès que la hauteur disponible ne permettrait plus de le récupérer.

le décrochage avec puissance

Dans le cas de l'atteinte du décrochage avec une forte puissance moteur, le comportement de l'aéronef change légèrement :

Le facteur de charge étant inférieur à 1, la vitesse de décrochage sera plus faible.
le souffle de l'hélice peut augmenter l’efficacité de la profondeur, si le décrochage survient habituellement par une abattée, il pourrait alors survenir par un enfoncement plus difficile à détecter.
Dans certains cas, l’alarme de décrochage ne fonctionne pas correctement.

La vrille

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Schema d'une vrille

Sources de l'autorotation :

L'autorotation (ou la vrille : c'est le même concept) est un décrochage dissymétrique entretenu. Le décrochage dissymétrique signifie que seulement une des deux demie-aile dépasse l'incidence de décrochage. La source d'une vrille est donc généralement la combinaison :

d'une vitesse faible et donc d'un vol proche de l'incidence de décrochage,
d'une dissymétrie entre les deux demie-ailes qui peut être causée par :
- un aéronef qui entre en situation de dérapage important (une aile accélère, l'autre ralentie)
- une rafale verticale soudaine et puissante sur une seule demie-aile (vol de pente, entré dans un thermique...)
- Lors de l'action brutale des ailerons : l'un se lève (diminution de l'incidence) alors que l'autre s'abaisse (augmentation de l'incidence et dépassement de l'incidence de décrochage)

La demie-aile en situation de décrochage "descend" et "ralentie" brusquement (elle va devenir le centre de l'autorotation), l'autre demie-aile reste en situation de générer de la portance. L'autorotation peut être auto-entretenue indéfiniment. La vrille fait subir au pilote des contraintes physiques importantes (désorientation, fatigue, mal de l'air...). La trajectoire de vrille décrite par l'aéronef est :

L'aéronef descend quasiment sur une trajectoire verticale,
Il tourne sur lui-même (en autorotation), un tour prenant de 2 à 5 secondes,
L'assiette est variable, la vrille passe alternativement de plate à piquée (de -10 à -70 degrés), un cycle complet prend de 2 à 4 tours,
Il subit également un dérapage latéral et des oscillations en roulis,
L'aéronef perd entre 50 et 150m de hauteur par tour.

Comme pour le décrochage, c'est la proximité du sol qui donne à la vrille son caractère dangereux. La prévention de la vrille doit être absolue dès que la hauteur disponible ne permettrait plus d'en sortir.

Facteurs influant sur la vrille :

Les caractéristiques qui favorisent le déclenchement de la vrille sont nombreuses :

Effets des masses : Le centrage arrière ; Moment d'inertie important en lacet (masses en bouts d'aile) qui entretiennent la rotation...
Effets aérodynamiques : Formes arrières du fuselage influant sur l'alimentation en air des empennages aux grands angles d'assiette et de dérapage ; Dimension des empennages ; Types d'empennages, notamment position de la dérive par rapport au sillage décroché de l'empennage horizontal ; Souffle de l'hélice...

Mise en vrille volontaire - puis 3 tours - puis sortie de vrille. Observer le braquage de la gouverne de direction pour la sortie de vrille

Sortie de vrille :

La méthode de sortie optimale est décrite dans le manuel de vol de l'aéronef. Cependant, en l'absence d'information la méthode standard consiste à :

action palonnier contraire à la rotation, maintien du manche au neutre latéralement, action manche à piquer,
reprendre le vol normal (assiette et inclinaison) une fois que l'autorotation est stoppée.
Cas particulier d'une vrille à plat : il faut d'abord revenir à une vrille classique : actionner le manche latéralement dans le sens de rotation de la vrille, puis sortir de la vrille classique avec les actions ci-dessus.

Pour le pilote te l'élève-pilote, il existe des difficultés connues pour réaliser correctement la manœuvre de sortie de vrille. Connaitre ces difficultés permet au pilote de mieux les surmonter :

Détecter le bon sens de l'autorotation : la désorientation et la précipitation pourrait conclure à une erreur de sens. Une manœuvre au palonnier dans le mauvais sens ne permettra pas de sortir de vrille. L'analyse du sens doit être consciencieuse.
Réflexe du retour à l'inclinaison nulle : par action réflexe, le pilote actionne le manche latéralement pour revenir ailes horizontales : ceci aurait pour conséquence une vrille à plat dont il est impossible de sortir directement. Le manche doit rester au neutre latéralement tant que la vrille n'est pas stoppée.
L’abandon précoce des actions : Durant la vrille, le pilote pourrait trouver le temps long et abandonner les actions qu'il entreprend au bout de quelques secondes. Après avoir re-vérifier le sens de la vrille, il faut maintenir les actions pendant plusieurs seconde avec ténacité car suivant la complexité de la vrille, il faut entre 1 et 3 tours pour en sortir.

Modèle en boucle détecté : 5- Principe de vol (motoplaneurs)

Virage engagé

Le virage engagé est un virage où l'assiette varie progressivement à piquer. L'aéronef descend et la vitesse augmente rapidement, alors que la planeur est en virage :

si l'angle d'inclinaison est important, le facteur de charge augmente en même temps que la vitesse et peut dépasser le maximum.
si l'angle d'inclinaison est faible, la vitesse augmente fortement. Au moment où le pilote prend conscience de la situation, une action trop brusque à forte vitesse peut avoir pour conséquence le dépassement du facteur de charge maximum.

Le risque est la rupture structurelle en vol.

Pour le pilote et l'élève pilote, cette situation peut survenir pour deux raisons :

Virage avec un angle d'inclinaison trop important, maintien de l'assiette impossible : L'action sur la gouverne de profondeur pour maintenir l'assiette n'est plus possible car le manche est en butée arrière.
Virage avec un angle d'inclinaison acceptable, avec mauvais maintien de l'assiette : L'action sur la gouverne de profondeur pour maintenir l'assiette est possible, mais le pilote ne réalise pas les actions nécessaire pour maintenir l'assiette en virage.

Dans les deux cas pour sortir du virage engagé, le pilote doit avant tout revenir à une inclinaison faible, puis revenir à une assiette adaptée par une action très modérée sur le manche si le planeur ne revient pas spontanément à la bonne assiette. Modèle en boucle détecté : 5- Principe de vol (motoplaneurs)

Exercices

Ces documents sont disponibles afin de stimuler l'apprentissage par d'autres moyens que la simple lecture. Chacun est libre de les utiliser comme il l'entend: en autonomie, dans le cadre d'un devoir donné par un ATO/DTO, en TP lors de cours en DTO...etc. Wiki-SPL.net propose le contenu mais n'a pas vocation à répondre aux demandes d'aides à l'apprentissage. Ce rôle est assuré par les formateurs des ATO/DTO dont il faudra se rapprocher !

Cahier d’exercices N°1 Document à imprimer. Prévoir un matériel basique (règle, crayon...).
QCM d'entrainement : quiz.wiki-spl.net - module 5 TMG

Aérodynamique, Concepts de base, lois et définitions

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L'aérodynamique est une branche de la dynamique des fluides qui étudie les écoulements d'air, et leurs effets sur des éléments solides. En aéronautique, l'aérodynamique s'applique aux déplacements des aérodynes, principalement sur leur aile et leur système de propulsion (hélices, rotors, turbines, turboréacteurs).

Unités, lois et définitions

Unités utilisées

Forces en Newton (N) (ou kg par approximation, mais pas officiel. 1kg = env. 10N)
Surface en mètre carré (m²)
Pression en Pascal (Pa)
Vitesse en mètre par seconde (m/s)

Autres définitions utiles

La Densité (sans unité) : en aéronautique, le gaz pris comme référence (densité = 1) est l'air au niveau du sol en conditions standards.
Les pressions :
- La pression statique : C'est la pression de l'air mesurée lorsqu'il n'y a aucun mouvement, notée $P_{s}$
- La pression dynamique : C'est l'augmentation de pression de l'air générée lorsqu'il se déplace (l'air frappe l'obstacle, la pression augmente), notée $P_{d} = \frac{1}{2} ρ V^{2}$
- La pression totale : En aéronautique, on simplifie à la somme $P r e s s i o n t o t a l e = P r e s s i o n s t a t i q u e + P r e s s i o n d y n a m i q u e; P_{t} = P_{s} + P_{d}$

Lois de Newton

la première loi de Newton simplifiée au cas des aéronefs :
- Si un aéronef évolue sur une trajectoire rectiligne et à vitesse constante, alors la somme des force qu'il subit est nulle.
- Réciproque : Si la somme des efforts qu'un aéronef subit est nulle, alors il évolue sur une trajectoire rectiligne et à vitesse constante.
la seconde loi de Newton simplifiée au cas des aéronefs :
- Si un aéronef évolue sur une trajectoire courbe ou si sa vitesse n'est pas constante, alors la somme des éfforts qu'il subit n'est pas nulle.
- Réciproque : Si la somme des efforts qu'un aéronef subit n'est pas nulle', alors il évolue sur une trajectoire courbe ou sa vitesse n'est pas constante.

Le théorème de Bernoulli et ses développements

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Le théorème de Bernoulli est la formulation mathématique du principe de Bernoulli qui énonce que dans le flux d'un fluide incompressible [...], le long d'une même ligne du courant, la quantité de Bernoulli se conserve, soit :

\frac{1}{2} ρ v^{2} + ρ g z + p = c o n s t a n t e

où :

p

est la pression en un point (en Pa ou N/m²) ;

ρ

est la masse volumique en un point (en kg/m³) ;

v

est la vitesse du fluide en un point (en m/s) ;

g

est l'accélération de la pesanteur (en N/kg ou m/s²) ;

z

est l'altitude du point considéré (en m).

La constante dépend de la ligne de courant considérée.

Ce théorème manipulé de différentes manières permet de prédire les paramètres physiques dans un flux. Il est notamment utilisé pour prédire le fonctionnement d'un tube de Pitot afin de déterminer la vitesse de l'aéronef.

Efforts aérodynamiques

L'écoulement de l'air autour d'un profil créer des variations de pressions. La pression qui s'exercent sur les surfaces va alors créer des efforts que l'on peut simplifier à:

une force de portance: F_z, perpendiculaire à la direction moyenne de l'écoulement, dans le plan vertical.
une force de traînée: F_x, parallèle à la direction de l'écoulement ;
la somme des deux: R_a, la résultante aérodynamique.

Des essais en soufflerie ont permis de découvrir que les forces aérodynamiques générées par une aile dépendent de certains paramètres. Les résultats de ces essais ont permis de modéliser l’influence de chacun d'eux dans une formule. Les paramètres sont détaillés ci-dessous :

$F o r c e d e T r a i n e e = F_{x} = \frac{1}{2} ρ S V^{2} C_{x}$

$F o r c e d e P o r t a n c e = F_{z} = \frac{1}{2} ρ S V^{2} C_{z}$

La masse volumique de l'air

$ρ$ - Il s'agit de la masse de l'air par unité de volume. Par commodité, elle est souvent présentée en kg/m3. Toutes autres choses égales par ailleurs, lorsque la masse volumique diminue, les forces aérodynamiques diminuent (vérifiable grâce à la formule).

Concrètement pour le pilote planeur :

Sa valeur standard est de 1.225kg/m3 ;
Si l'altitude augmente, la masse volumique diminue. Si la température augmente, la masse volumique diminue ;
ce paramètre est subit par le pilote.

Surface de référence

$S$ - En aéronautique, la surface de référence d'une aile est appelée Surface Alaire et est la surface projetée sur le plan horizontal, incluant l'espace de fuselage entre les deux demie-ailes. Elle est exprimée en mètres carré (m²). Dans le cas spécifique des empennages verticaux (dérive), c'est la projection vertical qui est prise en compte. Toutes autres choses égales par ailleurs, plus la surface alaire est importante, plus les forces aérodynamiques seront fortes (vérifiable grâce à la formule).

Concrètement pour le pilote planeur :

La surface alaire est définie par le constructeur de l'aéronef, et le pilote ne peut pas la changer.
sauf dans le cas où le constructeur prévoit des éléments mobiles permettant de changer la surface (exemple : Dispositif hypersustentateur)

Vitesse de l'écoulement

$V$ - En aéronautique, il s'agit de la vitesse de l'aéronef par rapport à l'air. Pour les calculs aérodynamique, elle est exprimé en m/s (bien que les instruments des pilotes fonctionnent en km/h ou en kt). Toutes autres choses égales par ailleurs, Les forces aérodynamiques varient au carré de vitesse. Si la vitesse est multipliée par 3, les forces aérodynamiques seront multipliées par 9 (vérifiable grâce à la formule).

Concrètement pour le pilote planeur :

Généralement, la vitesse d'un planeur varie de 70 à 250km/h (de 20 à 70m/s)
C'est le pilote qui choisi sa vitesse en vol (sauf rafale de vent transitoire)

Coefficients

Les lignes noires représentent le flux d'air, l'aile étant présentée en coupe, l'angle α est l'angle d'incidence.

$C x, z$ - Les coefficients aérodynamiques sont des coefficients sans dimensions permettant de prendre en compte l’influence du profil sur les forces, pour une position donnée :

C_x : le coefficient de traînée, permet d'évaluer l'influence du profil sur la trainée ;
C_z : le coefficient de portance, permet d'évaluer l'influence du profil sur la portance.

Il faut noter que les coefficients changent à chaque fois que le profil est placé différemment dans l'écoulement : les coefficients dépendent fortement de l'angle d'incidence du profil. Toutes autres choses égales par ailleurs, plus l'incidence est grande, plus les coefficients sont grands et donc plus les forces aérodynamiques seront fortes. Cependant, l'augmentation n'est pas possible à l'infinie. Au delà d'un angle d'incidence de 15 à 20° suivant le type d'aile, le flux d'air devient brusquement très mauvais et le Cz diminue brusquement. On dit que l'aile décroche.

Concrètement pour le pilote planeur :

Le pilote ne peut pas changer la forme du profil, sauf si le constructeur prévoit des éléments mobiles permettant de changer la surface ou la courbure de l'aile (exemple : Dispositif_hypersustentateur)
Mais grâce a ses commande, le pilote peut orienter le profil de l'aile différemment dans l'écoulement, faire varier l'incidence et donc agir sur le Cz (et le Cx mais c'est la variation de Cz que recherche le pilote !).

Pour aller plus loin : Dans la littérature anglo-saxonne le coefficient $C_{x}$ est désigné par $C_{d r a g}$ et $C_{z}$ est désigné par $C_{l i f t}$ . Aussi, les coefficients ne peuvent être mesurés mais seulement déterminés par calcul en posant $C_{x, z} = \frac{F_{x, z}}{\frac{1}{2} ρ V^{2} S}$ (les forces étant mesurées expérimentalement (en soufflerie).

Rapport Portance / Traînée = la finesse !

Le rapport portance/traînée d'une aile est nommé finesse aérodynamique. Elle représente le rendement de l'aile.

En effet, dans le cas d'une aile d'aéronef, il faut chercher à avoir le plus fort C_z avec le plus faible C_x possible. Autrement dit, il faut que le rapport $\frac{C_{z}}{C_{x}}$ soit le plus grand possible. Ce rapport est l'expression de la finesse de l'aile d'un point de vu des aérodynamiciens, elle est strictement identique à la notion de finesse classique connue des pilotes :

$\frac{C_{z}}{C_{x}} = \frac{D i s t a n c e h o r i z o n t a l e p a r c o u r e}{h a u t e u r p e r d u e} = \frac{V i t e s s e h o r i z o n t a l e (V_{x})}{V i t e s s e v e r t i c a l e (V_{z})} = F i n e s s e$

Forme d’un profil aérodynamique

Vocabulaire sur un profil d'aile

Extrados: dessus du profil ou de l'aile.
Intrados: dessous du profil ou de l'aile.
Bord d’attaque: partie avant du profil. Il est généralement de forme arrondie.
Bord de fuite: partie arrière et amincie du profil.

corde: Segment de droite entre le bord d'attaque et le bord de fuite
épaisseur relative: $\frac{E p a i s s e u r m a x i m a l e (m m)}{C o r d e (m m)}$
ligne de cambrure: ligne courbe qui se situe exactement entre l'intrados et l'extrados. Sur un profil parfaitement symétrique, la ligne de cambrure est confondue avec la corde.
cambrure (relative): $\frac{C a m b r u r e m a x i m a l e (m m)}{C o r d e (m m)}$
incidence: Angle d'incidence α entre la corde de profil et le vent relatif (vecteur noir).

Angle de Calage: Angle entre la corde du profil et l'axe du fuselage (Cet angle est choisi par le concepteur pour des raisons de visibilité et d'incidence maximum au roulage).
Angle d'incidence: Angle entre la corde du profil et le vente relatif (ou la trajectoire, le vent relatif étant directement la conséquence du déplacement de l'aéronef).
Pente: Angle entre la trajectoire de l'aéronef et l'horizon. Une pente nulle équivaut à un vol en palier.

La forme de l’aile

envergure: distance mesurée entre les deux extrémités de l'aile (entre les deux saumons d'aile).
allongement (sans unité): $A l l o n g e m e n t = \frac{E n v e r g u r e^{2} (m^{2})}{S u r f a c e a l a i r e (m^{2})} = \frac{E n v e r g u r e (m)}{C o r d e m o y e n n e (m)}$ Un grand allongement améliore la finesse.
emplanture: Il s'agit de la jonction de l’élément, l'endroit où il est attachée (emplanture de l'aile, du plan fixe de profondeur...)
corde à l’emplanture: corde mesuré au niveau de emplanture
corde à l’extrémité: corde mesurée au niveau du saumon d'aile
forme en plan de l’aile: forme géométrique de l'aile (aile rectangulaire, aile trapézoïdale, aile elliptique...)

forme en plan RECTANGULAIRE
forme en plan TRAPEZOIDALE
forme en plan ELLIPTIQUE
forme en plan TRAPEZOIDALE avec flèche inverse

Écoulement en 2D

Portance sans effet de sol (l'aile est dans un espace sans limite). Orange = haute pression / Bleu = basse pression

Pour devenir pilote, la pleine compréhension de ce paragraphe n'est pas requise. Il faudra appréhender les grands principes.

Modèles mathématiques

L'aérodynamique est une science qui fait partie de la mécanique des fluides, appliquée au cas particulier de l'air. À ce titre, les modèles mathématiques qui s'appliquent sont :

les équations de Navier-Stokes lorsque les effets visqueux ne sont pas négligeables. Le paramètre principal quantifiant ces effets est le nombre de Reynolds ;
les équations d'Euler ou de fluide parfait, lorsque les effets visqueux sont négligeables ;
l'équation de Stokes lorsque les effets visqueux sont prépondérants et les effets inertiels du fluide négligeables (nombre de Reynolds proche de zéro ;
l'équation d'état du gaz (modèle du gaz parfait pour l'air).

Le point d’arrêt: Au point d'arrêt, la vitesse du fluide est nulle et toute l'énergie cinétique de ce fluide est transformée en énergie de pression. Sur un profil, le point d'arrêt est localisé approximativement au bord d'attaque, mais dépend de l'angle d'incidence du moment.

Distribution de pression: L'écoulement autour d'un profil créer des variations de vitesse dans l’écoulement, occasionnant des variations de pression. Pour avoir une force de portance vers le haut, il faut créer une dépression au dessus de l'aile, et une surpression en dessous. La forme du profil est alors construite en conséquence.

Centre de pression: C'est le point où s'appliquerait la somme de toute les pressions à l'intrados, et à l'extrados.

Influence de l’incidence: Comme vu plus haut, lorsque l'incidence augmente, les coefficients aérodynamiques augmentent

Séparation de l’écoulement aux fortes incidences: Lorsque l'incidence du profil est trop importante (entre 15 et 20°), un décollement de couche limite se produit, le flux ne s'écoule plus le long du profil. Le profil ne génère plus de portance.

Fichier:Lift curve fr.svg
graphique donnant l'évolution du coefficient de portance en fonction de l'angle d'incidence. Le décrochage survient dans ce cas pour un angle d'incidence supérieur à 15°.
Fichier:Angles de portance et de décrochage.svg
influence de l’angle d'incidence sur la portance

Écoulement en 3D

L'étude de l'écoulement sur aile complète, en 3D, permet d’appréhender d'autres phénomènes.

Tourbillon marginaux sur une aile

Étude de la NASA sur les turbulences de sillage. Un tourbillon est créé par le passage d'une aile d'avion, révélé par la fumée.

Les tourbillons marginaux

Les tourbillons marginaux naissent de la différence de pression entre l'intrados et l'extrados au niveau du saumon de l'aile. Un mouvement spontané de l'air créer cette forme circulaire, qui se transforme en tourbillon avec l'avancement de l'aéronef. Ils sont des éléments important de ce que l'on nomme la turbulence de sillage.

Pour les planeurs, c'est un phénomène néfaste à la performance mais relativement faible compte tenu du grand allongement de l'aile.

Pour les aéronefs lourd, c'est un phénomène important qui peut devenir dangereux pour les aéronefs léger. Cela a conduit les autorités aéronautiques à définir des distances minimales entre avions en fonction de leurs poids respectifs au décollage, à l'atterrissage et en vol.

Un tourbillon peut également apparaitre sur des parties formant des angles avec le plan des ailes, telles que par exemple les volets quand ils sont abaissés. Une image du tourbillon marginal est parfois visible avec de la condensation de vapeur d'eau qui se forme dans des conditions de basse pression. C'est surtout le cas des avions de chasse en forte accélération ou avec un angle d'incidence élevé. Ou encore des avions de ligne au décollage ou à l'atterrissage dans un air humide. Il ne faut pas confondre cette condensation avec les trainées de condensation qui sont provoquées par la vapeur d'eau échappée des moteurs.

Les winglets (ailettes de bout d'aile) tendent à diminuer l'importance du tourbillon marginal en transformant une partie de son énergie pour réduire la traînée. On dit qu'elles augmentent l'allongement aérodynamique.

Les composantes de la trainée

La trainée totale peut se décomposer afin de mettre en avant la contribution à la traînée causée par tel ou tel phénomène aérodynamique. La connaissance des différents sources de trainée permet au pilote d'agir spécifiquement pour leur contrôle et leur diminution.

Dans l’écoulement d’un fluide sur une surface on constate au voisinage immédiat de la surface un ralentissement du fluide. L’épaisseur où le fluide est ralenti s’appelle la couche limite. Dans la couche limite les molécules d'air sont ralenties, ce qui se traduit par une perte d'énergie. Ce phénomène est d'autant plus grand que la surface en contact avec l'écoulement est importante. On parle également de surface mouillée pour évoquer cette composante de la trainée.

La résistance aérodynamique d’un objet dépend de sa forme. Si l’on compare les traînées d'un disque perpendiculaire à l'écoulement, d'une sphère de même diamètre et d'une forme profilée également de même diamètre (présentant la forme dite de façon abusive "en goutte d’eau"), on constate que la sphère suscite 50 % de la résistance du disque, et la "goutte d’eau" à peine 5 % de la résistance de ce même disque. La traînée de forme est minimale quand l'écoulement n'est pas décollé. Les variations de section brutales du corps amènent des décollements, de la turbulence et donc de la traînée. Afin de réduire les décollements et la turbulence, il faut "profiler" le corps. Les avions les mieux profilés (les planeurs) ont un coefficient de forme très faible.

L'expression complète qui devrait être utilisée est traînée induite par la portance. Elle est causée par tout ce qui crée de la portance, proportionnelle au carré du coefficient de portance (C_z), et inversement proportionnelle à l'allongement effectif. Elle est réduite par la présence de winglet. La traînée induite est une composante importante de la traînée totale, notamment aux basses vitesses (forts coefficients de portance).

Pour aller plus loin : Le mécanisme de la traînée induite a été théorisé par Ludwig Prandtl (1918) de la manière suivante : Pour avoir une portance, il faut une surpression relative à l’intrados de l’aile et/ou une dépression relative à l’extrados de l’aile. Sous l'effet de cette différence de pression, l’air passe directement de l’intrados à l’extrados en contournant l'extrémité de l'aile. Il en résulte que, sous l’intrados, le flux d’air général se trouve dévié latéralement vers l’extrémité de l’aile, et que sur l’extrados le flux d’air se trouve dévié vers le centre de l’aile. Lorsque les flux respectifs de l’intrados et de l’extrados finissent par se rejoindre au bord de fuite de l’aile, leurs directions divergent, ce qui cause à la fois la traînée induite et des tourbillons en arrière du bord de fuite.

Effet de sol

© Copyright article original par les auteur(s) de Wikipédia, adapté ici pour le vol en planeur - Cet article est sous CC BY-SA 3.0

En aéronautique, dans le cas d'un aérodyne à effet de sol, le vol à proximité du sol augmente légèrement la portance (la portance est plus grande à incidence identique), ce qui permet, à portance égale, de réduire l'angle d'incidence et la déflexion et donc la Traînée induite par la portance. Cela améliore la finesse (le Rapport Portance / Traînée) de l'engin.

Concrètement pour le pilote :

La puissance nécessaire pour voler en effet de sol est inférieure. Dans le cas imaginaire d'un aéronef disposant de trop peu de puissance, ce dernier pourrait décoller, mais ne jamais pouvoir voler sans l’effet de sol et donc ne jamais monter plus haut que quelques mètres (cas du Flyer des frères Wright)
Lors de l’atterrissage (en vol plané ou en quasi-vol plané), l'aéronef va subitement mieux planer lorsqu'il entre en effet de sol à quelques mètres du sol. Le pilote doit avoir conscience du phénomène pour agir correctement et accompagner cette phase de l'atterrissage.

Fichier:Flügel ohne Bodeneffekt.png
Portance sans effet de sol (l'aile est dans un espace sans limite). Orange = haute pression / Bleu = basse pression
Fichier:Positiver Bodeneffekt.png
Portance avec effet de sol (le sol se trouve en bas de l'image et la pression sous l'aile a augmenté). Orange = haute pression / Bleu = basse pression

la couche limite

Profil de vitesse au travers d’une couche limite au-dessus d’une plaque.

La couche limite est la mince couche d'un écoulement au voisinage immédiat d'un objet, dans laquelle se manifestent les phénomènes de frottement et de viscosité. Plus vulgairement, la vitesse du flux d'air diminue au fur et à mesure que l'on s'approche de l'objet car il "frotte" du plus en plus sur cet objet.

La couche limite doit normalement exister tout autour du profil d'aile. Mais dans des conditions spécifiques, elle peut se "décoller" et l'écoulement ne suit plus le profil de l'aile. Un décollement important occasionne le décrochage. Un décollement moindre peut occasionner la perte de contrôle sur les gouvernes si ces dernières ne sont correctement alimentés en air. Des dispositifs spécifiques permettent de redonner de l'énergie à la couche limite pour éviter son décollement, au prix d'une trainée supérieure. Turbulateur, soufflage de la couche limite, aspiration au bord de fuite.... Lorqu'un indiqué par le constructeur, ces éléments doivent absolument être présent pour garantir la sécurité et la performance du vol.

Cette couche limite peut être de type laminaire ou turbulente, mais cette connaissance n'est pas demandée au pilote de planeur.

"Décrochage"
Écoulement sur un profil à incidence adaptée (pas de décollement de couche limite).
"Décrochage"
Écoulement sur un profil à forte incidence (couche limite décollée à l'extrados - décrochage).

Circonstances spéciales

Contaminations courantes des profils en planeur

pluie: les gouttes d'eau recouvrent l'aéronef. Les plus petites restent immobiles et collées à la surface (dans la couche limite où le flux d'air est plus faible). Les plus grosses peuvent parcourir l'aéronef de l'avant vers l'arrière. Le profil est déformé et cela peut occasionner une baisse jusqu’à 50% des performances ainsi qu'une augmentation de la vitesse de décrochage. Certains modèles de planeur ne peuvent tout simplement pas décoller avec les ailes chargées de gouttelettes.
poussière: Les poussières accumulées lorsqu'un planeur est dans le hangar peuvent conduire à une baisse des performances. Dû au principe de couche limite, la poussière ne sera pas soufflée et restera présente durant tout le vol.

système de démoustication des bords d'attaques sur un planeur performant

contamination du bord d’attaque: Des objets peuvent venir s'accumuler autour du point d'arrêt (bord d'attaque), notamment les insectes. Sur un planeur performant, la somme des cadavres de moustique peut représenter une baisse notable des performances. Des systèmes "démoustiqueurs en vol" peuvent exister en très haute performance.

Le givrage sur la cellule

Cristaux de glace se formant en "double cornes" sur le bord d'attaque d'un profil, dans un tunnel de givrage expérimental de la NASA.

Le givrage est l'apparition de glace à certains endroits de l'aéronef. Contrairement à l'aviation professionnelle, les planeurs ne sont pas équipés de systèmes de dégivrages.

glace sur la surface: l'aéronef peut se recouvrir de neige/givre sur toute la surface (au sol notamment), ce qui dégrade l'état de surface. Le profil d'aile est déformé ce qui occasionne une baisse des performances et une augmentation de la vitesse de décrochage. Le dégivrage avant le décollage est indispensable.
glace au point d’arrêt les profils: En vol, l'aéronef peut accumuler un bourrelet de givre/neige sur le bord d'attaque des profils, ou pire de l'eau surfondue impacte le point d'arrêt et givre un peu loin (givrage double cornes). En condition de givrage sévère, le profil d'aile est fortement modifié en quelques minutes, l'aile perd sa capacité portante et l'aéronef ne peut plus maintenir son vol.
effets du givre sur le contrôle: Le givrage sur les gouvernes peut fortement modifier l'équilibrage des gouvernes et peuvent devenir instables puis vibrer. Le givrage entre les gouvernes et les parties fixes peut bloquer les gouvernes entrainant l'impossibilité de contrôler l'attitude de l'aéronef.

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Modèle en boucle détecté : 5- Principe de vol (motoplaneurs)

Aérodynamique, Concepts de base, lois et définitions

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L'aérodynamique est une branche de la dynamique des fluides qui étudie les écoulements d'air, et leurs effets sur des éléments solides. En aéronautique, l'aérodynamique s'applique aux déplacements des aérodynes, principalement sur leur aile et leur système de propulsion (hélices, rotors, turbines, turboréacteurs).

Unités, lois et définitions

Unités utilisées

Forces en Newton (N) (ou kg par approximation, mais pas officiel. 1kg = env. 10N)
Surface en mètre carré (m²)
Pression en Pascal (Pa)
Vitesse en mètre par seconde (m/s)

Autres définitions utiles

La Densité (sans unité) : en aéronautique, le gaz pris comme référence (densité = 1) est l'air au niveau du sol en conditions standards.
Les pressions :
- La pression statique : C'est la pression de l'air mesurée lorsqu'il n'y a aucun mouvement, notée $P_{s}$
- La pression dynamique : C'est l'augmentation de pression de l'air générée lorsqu'il se déplace (l'air frappe l'obstacle, la pression augmente), notée $P_{d} = \frac{1}{2} ρ V^{2}$
- La pression totale : En aéronautique, on simplifie à la somme $P r e s s i o n t o t a l e = P r e s s i o n s t a t i q u e + P r e s s i o n d y n a m i q u e; P_{t} = P_{s} + P_{d}$

Lois de Newton

la première loi de Newton simplifiée au cas des aéronefs :
- Si un aéronef évolue sur une trajectoire rectiligne et à vitesse constante, alors la somme des force qu'il subit est nulle.
- Réciproque : Si la somme des efforts qu'un aéronef subit est nulle, alors il évolue sur une trajectoire rectiligne et à vitesse constante.
la seconde loi de Newton simplifiée au cas des aéronefs :
- Si un aéronef évolue sur une trajectoire courbe ou si sa vitesse n'est pas constante, alors la somme des éfforts qu'il subit n'est pas nulle.
- Réciproque : Si la somme des efforts qu'un aéronef subit n'est pas nulle', alors il évolue sur une trajectoire courbe ou sa vitesse n'est pas constante.

Le théorème de Bernoulli et ses développements

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Le théorème de Bernoulli est la formulation mathématique du principe de Bernoulli qui énonce que dans le flux d'un fluide incompressible [...], le long d'une même ligne du courant, la quantité de Bernoulli se conserve, soit :

\frac{1}{2} ρ v^{2} + ρ g z + p = c o n s t a n t e

où :

p

est la pression en un point (en Pa ou N/m²) ;

ρ

est la masse volumique en un point (en kg/m³) ;

v

est la vitesse du fluide en un point (en m/s) ;

g

est l'accélération de la pesanteur (en N/kg ou m/s²) ;

z

est l'altitude du point considéré (en m).

La constante dépend de la ligne de courant considérée.

Ce théorème manipulé de différentes manières permet de prédire les paramètres physiques dans un flux. Il est notamment utilisé pour prédire le fonctionnement d'un tube de Pitot afin de déterminer la vitesse de l'aéronef.

Efforts aérodynamiques

L'écoulement de l'air autour d'un profil créer des variations de pressions. La pression qui s'exercent sur les surfaces va alors créer des efforts que l'on peut simplifier à:

une force de portance: F_z, perpendiculaire à la direction moyenne de l'écoulement, dans le plan vertical.
une force de traînée: F_x, parallèle à la direction de l'écoulement ;
la somme des deux: R_a, la résultante aérodynamique.

Des essais en soufflerie ont permis de découvrir que les forces aérodynamiques générées par une aile dépendent de certains paramètres. Les résultats de ces essais ont permis de modéliser l’influence de chacun d'eux dans une formule. Les paramètres sont détaillés ci-dessous :

$F o r c e d e T r a i n e e = F_{x} = \frac{1}{2} ρ S V^{2} C_{x}$

$F o r c e d e P o r t a n c e = F_{z} = \frac{1}{2} ρ S V^{2} C_{z}$

La masse volumique de l'air

$ρ$ - Il s'agit de la masse de l'air par unité de volume. Par commodité, elle est souvent présentée en kg/m3. Toutes autres choses égales par ailleurs, lorsque la masse volumique diminue, les forces aérodynamiques diminuent (vérifiable grâce à la formule).

Concrètement pour le pilote planeur :

Sa valeur standard est de 1.225kg/m3 ;
Si l'altitude augmente, la masse volumique diminue. Si la température augmente, la masse volumique diminue ;
ce paramètre est subit par le pilote.

Surface de référence

$S$ - En aéronautique, la surface de référence d'une aile est appelée Surface Alaire et est la surface projetée sur le plan horizontal, incluant l'espace de fuselage entre les deux demie-ailes. Elle est exprimée en mètres carré (m²). Dans le cas spécifique des empennages verticaux (dérive), c'est la projection vertical qui est prise en compte. Toutes autres choses égales par ailleurs, plus la surface alaire est importante, plus les forces aérodynamiques seront fortes (vérifiable grâce à la formule).

Concrètement pour le pilote planeur :

La surface alaire est définie par le constructeur de l'aéronef, et le pilote ne peut pas la changer.
sauf dans le cas où le constructeur prévoit des éléments mobiles permettant de changer la surface (exemple : Dispositif hypersustentateur)

Vitesse de l'écoulement

$V$ - En aéronautique, il s'agit de la vitesse de l'aéronef par rapport à l'air. Pour les calculs aérodynamique, elle est exprimé en m/s (bien que les instruments des pilotes fonctionnent en km/h ou en kt). Toutes autres choses égales par ailleurs, Les forces aérodynamiques varient au carré de vitesse. Si la vitesse est multipliée par 3, les forces aérodynamiques seront multipliées par 9 (vérifiable grâce à la formule).

Concrètement pour le pilote planeur :

Généralement, la vitesse d'un planeur varie de 70 à 250km/h (de 20 à 70m/s)
C'est le pilote qui choisi sa vitesse en vol (sauf rafale de vent transitoire)

Coefficients

Les lignes noires représentent le flux d'air, l'aile étant présentée en coupe, l'angle α est l'angle d'incidence.

$C x, z$ - Les coefficients aérodynamiques sont des coefficients sans dimensions permettant de prendre en compte l’influence du profil sur les forces, pour une position donnée :

C_x : le coefficient de traînée, permet d'évaluer l'influence du profil sur la trainée ;
C_z : le coefficient de portance, permet d'évaluer l'influence du profil sur la portance.

Il faut noter que les coefficients changent à chaque fois que le profil est placé différemment dans l'écoulement : les coefficients dépendent fortement de l'angle d'incidence du profil. Toutes autres choses égales par ailleurs, plus l'incidence est grande, plus les coefficients sont grands et donc plus les forces aérodynamiques seront fortes. Cependant, l'augmentation n'est pas possible à l'infinie. Au delà d'un angle d'incidence de 15 à 20° suivant le type d'aile, le flux d'air devient brusquement très mauvais et le Cz diminue brusquement. On dit que l'aile décroche.

Concrètement pour le pilote planeur :

Le pilote ne peut pas changer la forme du profil, sauf si le constructeur prévoit des éléments mobiles permettant de changer la surface ou la courbure de l'aile (exemple : Dispositif_hypersustentateur)
Mais grâce a ses commande, le pilote peut orienter le profil de l'aile différemment dans l'écoulement, faire varier l'incidence et donc agir sur le Cz (et le Cx mais c'est la variation de Cz que recherche le pilote !).

Pour aller plus loin : Dans la littérature anglo-saxonne le coefficient $C_{x}$ est désigné par $C_{d r a g}$ et $C_{z}$ est désigné par $C_{l i f t}$ . Aussi, les coefficients ne peuvent être mesurés mais seulement déterminés par calcul en posant $C_{x, z} = \frac{F_{x, z}}{\frac{1}{2} ρ V^{2} S}$ (les forces étant mesurées expérimentalement (en soufflerie).

Rapport Portance / Traînée = la finesse !

Le rapport portance/traînée d'une aile est nommé finesse aérodynamique. Elle représente le rendement de l'aile.

En effet, dans le cas d'une aile d'aéronef, il faut chercher à avoir le plus fort C_z avec le plus faible C_x possible. Autrement dit, il faut que le rapport $\frac{C_{z}}{C_{x}}$ soit le plus grand possible. Ce rapport est l'expression de la finesse de l'aile d'un point de vu des aérodynamiciens, elle est strictement identique à la notion de finesse classique connue des pilotes :

$\frac{C_{z}}{C_{x}} = \frac{D i s t a n c e h o r i z o n t a l e p a r c o u r e}{h a u t e u r p e r d u e} = \frac{V i t e s s e h o r i z o n t a l e (V_{x})}{V i t e s s e v e r t i c a l e (V_{z})} = F i n e s s e$

Forme d’un profil aérodynamique

Vocabulaire sur un profil d'aile

Extrados: dessus du profil ou de l'aile.
Intrados: dessous du profil ou de l'aile.
Bord d’attaque: partie avant du profil. Il est généralement de forme arrondie.
Bord de fuite: partie arrière et amincie du profil.

corde: Segment de droite entre le bord d'attaque et le bord de fuite
épaisseur relative: $\frac{E p a i s s e u r m a x i m a l e (m m)}{C o r d e (m m)}$
ligne de cambrure: ligne courbe qui se situe exactement entre l'intrados et l'extrados. Sur un profil parfaitement symétrique, la ligne de cambrure est confondue avec la corde.
cambrure (relative): $\frac{C a m b r u r e m a x i m a l e (m m)}{C o r d e (m m)}$
incidence: Angle d'incidence α entre la corde de profil et le vent relatif (vecteur noir).

Angle de Calage: Angle entre la corde du profil et l'axe du fuselage (Cet angle est choisi par le concepteur pour des raisons de visibilité et d'incidence maximum au roulage).
Angle d'incidence: Angle entre la corde du profil et le vente relatif (ou la trajectoire, le vent relatif étant directement la conséquence du déplacement de l'aéronef).
Pente: Angle entre la trajectoire de l'aéronef et l'horizon. Une pente nulle équivaut à un vol en palier.

La forme de l’aile

envergure: distance mesurée entre les deux extrémités de l'aile (entre les deux saumons d'aile).
allongement (sans unité): $A l l o n g e m e n t = \frac{E n v e r g u r e^{2} (m^{2})}{S u r f a c e a l a i r e (m^{2})} = \frac{E n v e r g u r e (m)}{C o r d e m o y e n n e (m)}$ Un grand allongement améliore la finesse.
emplanture: Il s'agit de la jonction de l’élément, l'endroit où il est attachée (emplanture de l'aile, du plan fixe de profondeur...)
corde à l’emplanture: corde mesuré au niveau de emplanture
corde à l’extrémité: corde mesurée au niveau du saumon d'aile
forme en plan de l’aile: forme géométrique de l'aile (aile rectangulaire, aile trapézoïdale, aile elliptique...)

forme en plan RECTANGULAIRE
forme en plan TRAPEZOIDALE
forme en plan ELLIPTIQUE
forme en plan TRAPEZOIDALE avec flèche inverse

Écoulement en 2D

Portance sans effet de sol (l'aile est dans un espace sans limite). Orange = haute pression / Bleu = basse pression

Pour devenir pilote, la pleine compréhension de ce paragraphe n'est pas requise. Il faudra appréhender les grands principes.

Modèles mathématiques

L'aérodynamique est une science qui fait partie de la mécanique des fluides, appliquée au cas particulier de l'air. À ce titre, les modèles mathématiques qui s'appliquent sont :

les équations de Navier-Stokes lorsque les effets visqueux ne sont pas négligeables. Le paramètre principal quantifiant ces effets est le nombre de Reynolds ;
les équations d'Euler ou de fluide parfait, lorsque les effets visqueux sont négligeables ;
l'équation de Stokes lorsque les effets visqueux sont prépondérants et les effets inertiels du fluide négligeables (nombre de Reynolds proche de zéro ;
l'équation d'état du gaz (modèle du gaz parfait pour l'air).

Le point d’arrêt: Au point d'arrêt, la vitesse du fluide est nulle et toute l'énergie cinétique de ce fluide est transformée en énergie de pression. Sur un profil, le point d'arrêt est localisé approximativement au bord d'attaque, mais dépend de l'angle d'incidence du moment.

Distribution de pression: L'écoulement autour d'un profil créer des variations de vitesse dans l’écoulement, occasionnant des variations de pression. Pour avoir une force de portance vers le haut, il faut créer une dépression au dessus de l'aile, et une surpression en dessous. La forme du profil est alors construite en conséquence.

Centre de pression: C'est le point où s'appliquerait la somme de toute les pressions à l'intrados, et à l'extrados.

Influence de l’incidence: Comme vu plus haut, lorsque l'incidence augmente, les coefficients aérodynamiques augmentent

Séparation de l’écoulement aux fortes incidences: Lorsque l'incidence du profil est trop importante (entre 15 et 20°), un décollement de couche limite se produit, le flux ne s'écoule plus le long du profil. Le profil ne génère plus de portance.

Fichier:Lift curve fr.svg
graphique donnant l'évolution du coefficient de portance en fonction de l'angle d'incidence. Le décrochage survient dans ce cas pour un angle d'incidence supérieur à 15°.
Fichier:Angles de portance et de décrochage.svg
influence de l’angle d'incidence sur la portance

Écoulement en 3D

L'étude de l'écoulement sur aile complète, en 3D, permet d’appréhender d'autres phénomènes.

Tourbillon marginaux sur une aile

Étude de la NASA sur les turbulences de sillage. Un tourbillon est créé par le passage d'une aile d'avion, révélé par la fumée.

Les tourbillons marginaux

Les tourbillons marginaux naissent de la différence de pression entre l'intrados et l'extrados au niveau du saumon de l'aile. Un mouvement spontané de l'air créer cette forme circulaire, qui se transforme en tourbillon avec l'avancement de l'aéronef. Ils sont des éléments important de ce que l'on nomme la turbulence de sillage.

Pour les planeurs, c'est un phénomène néfaste à la performance mais relativement faible compte tenu du grand allongement de l'aile.

Pour les aéronefs lourd, c'est un phénomène important qui peut devenir dangereux pour les aéronefs léger. Cela a conduit les autorités aéronautiques à définir des distances minimales entre avions en fonction de leurs poids respectifs au décollage, à l'atterrissage et en vol.

Un tourbillon peut également apparaitre sur des parties formant des angles avec le plan des ailes, telles que par exemple les volets quand ils sont abaissés. Une image du tourbillon marginal est parfois visible avec de la condensation de vapeur d'eau qui se forme dans des conditions de basse pression. C'est surtout le cas des avions de chasse en forte accélération ou avec un angle d'incidence élevé. Ou encore des avions de ligne au décollage ou à l'atterrissage dans un air humide. Il ne faut pas confondre cette condensation avec les trainées de condensation qui sont provoquées par la vapeur d'eau échappée des moteurs.

Les winglets (ailettes de bout d'aile) tendent à diminuer l'importance du tourbillon marginal en transformant une partie de son énergie pour réduire la traînée. On dit qu'elles augmentent l'allongement aérodynamique.

Les composantes de la trainée

La trainée totale peut se décomposer afin de mettre en avant la contribution à la traînée causée par tel ou tel phénomène aérodynamique. La connaissance des différents sources de trainée permet au pilote d'agir spécifiquement pour leur contrôle et leur diminution.

Dans l’écoulement d’un fluide sur une surface on constate au voisinage immédiat de la surface un ralentissement du fluide. L’épaisseur où le fluide est ralenti s’appelle la couche limite. Dans la couche limite les molécules d'air sont ralenties, ce qui se traduit par une perte d'énergie. Ce phénomène est d'autant plus grand que la surface en contact avec l'écoulement est importante. On parle également de surface mouillée pour évoquer cette composante de la trainée.

La résistance aérodynamique d’un objet dépend de sa forme. Si l’on compare les traînées d'un disque perpendiculaire à l'écoulement, d'une sphère de même diamètre et d'une forme profilée également de même diamètre (présentant la forme dite de façon abusive "en goutte d’eau"), on constate que la sphère suscite 50 % de la résistance du disque, et la "goutte d’eau" à peine 5 % de la résistance de ce même disque. La traînée de forme est minimale quand l'écoulement n'est pas décollé. Les variations de section brutales du corps amènent des décollements, de la turbulence et donc de la traînée. Afin de réduire les décollements et la turbulence, il faut "profiler" le corps. Les avions les mieux profilés (les planeurs) ont un coefficient de forme très faible.

L'expression complète qui devrait être utilisée est traînée induite par la portance. Elle est causée par tout ce qui crée de la portance, proportionnelle au carré du coefficient de portance (C_z), et inversement proportionnelle à l'allongement effectif. Elle est réduite par la présence de winglet. La traînée induite est une composante importante de la traînée totale, notamment aux basses vitesses (forts coefficients de portance).

Pour aller plus loin : Le mécanisme de la traînée induite a été théorisé par Ludwig Prandtl (1918) de la manière suivante : Pour avoir une portance, il faut une surpression relative à l’intrados de l’aile et/ou une dépression relative à l’extrados de l’aile. Sous l'effet de cette différence de pression, l’air passe directement de l’intrados à l’extrados en contournant l'extrémité de l'aile. Il en résulte que, sous l’intrados, le flux d’air général se trouve dévié latéralement vers l’extrémité de l’aile, et que sur l’extrados le flux d’air se trouve dévié vers le centre de l’aile. Lorsque les flux respectifs de l’intrados et de l’extrados finissent par se rejoindre au bord de fuite de l’aile, leurs directions divergent, ce qui cause à la fois la traînée induite et des tourbillons en arrière du bord de fuite.

Effet de sol

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En aéronautique, dans le cas d'un aérodyne à effet de sol, le vol à proximité du sol augmente légèrement la portance (la portance est plus grande à incidence identique), ce qui permet, à portance égale, de réduire l'angle d'incidence et la déflexion et donc la Traînée induite par la portance. Cela améliore la finesse (le Rapport Portance / Traînée) de l'engin.

Concrètement pour le pilote :

La puissance nécessaire pour voler en effet de sol est inférieure. Dans le cas imaginaire d'un aéronef disposant de trop peu de puissance, ce dernier pourrait décoller, mais ne jamais pouvoir voler sans l’effet de sol et donc ne jamais monter plus haut que quelques mètres (cas du Flyer des frères Wright)
Lors de l’atterrissage (en vol plané ou en quasi-vol plané), l'aéronef va subitement mieux planer lorsqu'il entre en effet de sol à quelques mètres du sol. Le pilote doit avoir conscience du phénomène pour agir correctement et accompagner cette phase de l'atterrissage.

Fichier:Flügel ohne Bodeneffekt.png
Portance sans effet de sol (l'aile est dans un espace sans limite). Orange = haute pression / Bleu = basse pression
Fichier:Positiver Bodeneffekt.png
Portance avec effet de sol (le sol se trouve en bas de l'image et la pression sous l'aile a augmenté). Orange = haute pression / Bleu = basse pression

la couche limite

Profil de vitesse au travers d’une couche limite au-dessus d’une plaque.

La couche limite est la mince couche d'un écoulement au voisinage immédiat d'un objet, dans laquelle se manifestent les phénomènes de frottement et de viscosité. Plus vulgairement, la vitesse du flux d'air diminue au fur et à mesure que l'on s'approche de l'objet car il "frotte" du plus en plus sur cet objet.

La couche limite doit normalement exister tout autour du profil d'aile. Mais dans des conditions spécifiques, elle peut se "décoller" et l'écoulement ne suit plus le profil de l'aile. Un décollement important occasionne le décrochage. Un décollement moindre peut occasionner la perte de contrôle sur les gouvernes si ces dernières ne sont correctement alimentés en air. Des dispositifs spécifiques permettent de redonner de l'énergie à la couche limite pour éviter son décollement, au prix d'une trainée supérieure. Turbulateur, soufflage de la couche limite, aspiration au bord de fuite.... Lorqu'un indiqué par le constructeur, ces éléments doivent absolument être présent pour garantir la sécurité et la performance du vol.

Cette couche limite peut être de type laminaire ou turbulente, mais cette connaissance n'est pas demandée au pilote de planeur.

"Décrochage"
Écoulement sur un profil à incidence adaptée (pas de décollement de couche limite).
"Décrochage"
Écoulement sur un profil à forte incidence (couche limite décollée à l'extrados - décrochage).

Circonstances spéciales

Contaminations courantes des profils en planeur

pluie: les gouttes d'eau recouvrent l'aéronef. Les plus petites restent immobiles et collées à la surface (dans la couche limite où le flux d'air est plus faible). Les plus grosses peuvent parcourir l'aéronef de l'avant vers l'arrière. Le profil est déformé et cela peut occasionner une baisse jusqu’à 50% des performances ainsi qu'une augmentation de la vitesse de décrochage. Certains modèles de planeur ne peuvent tout simplement pas décoller avec les ailes chargées de gouttelettes.
poussière: Les poussières accumulées lorsqu'un planeur est dans le hangar peuvent conduire à une baisse des performances. Dû au principe de couche limite, la poussière ne sera pas soufflée et restera présente durant tout le vol.

système de démoustication des bords d'attaques sur un planeur performant

contamination du bord d’attaque: Des objets peuvent venir s'accumuler autour du point d'arrêt (bord d'attaque), notamment les insectes. Sur un planeur performant, la somme des cadavres de moustique peut représenter une baisse notable des performances. Des systèmes "démoustiqueurs en vol" peuvent exister en très haute performance.

Le givrage sur la cellule

Fichier:World's Largest Weathervane - Whitehorse, Yukon (12449293644).jpg

Cristaux de glace se formant en "double cornes" sur le bord d'attaque d'un profil, dans un tunnel de givrage expérimental de la NASA.

Le givrage est l'apparition de glace à certains endroits de l'aéronef. Contrairement à l'aviation professionnelle, les planeurs ne sont pas équipés de systèmes de dégivrages.

glace sur la surface: l'aéronef peut se recouvrir de neige/givre sur toute la surface (au sol notamment), ce qui dégrade l'état de surface. Le profil d'aile est déformé ce qui occasionne une baisse des performances et une augmentation de la vitesse de décrochage. Le dégivrage avant le décollage est indispensable.
glace au point d’arrêt les profils: En vol, l'aéronef peut accumuler un bourrelet de givre/neige sur le bord d'attaque des profils, ou pire de l'eau surfondue impacte le point d'arrêt et givre un peu loin (givrage double cornes). En condition de givrage sévère, le profil d'aile est fortement modifié en quelques minutes, l'aile perd sa capacité portante et l'aéronef ne peut plus maintenir son vol.
effets du givre sur le contrôle: Le givrage sur les gouvernes peut fortement modifier l'équilibrage des gouvernes et peuvent devenir instables puis vibrer. Le givrage entre les gouvernes et les parties fixes peut bloquer les gouvernes entrainant l'impossibilité de contrôler l'attitude de l'aéronef.

Modèle en boucle détecté : 5-2 Mécanique du vol (motoplaneurs) Modèle en boucle détecté : 5- Principe de vol (motoplaneurs)

Stabilité

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La stabilité longitudinale d'un avion est son aptitude à revenir à sa position d'équilibre initial en tangage quand la trajectoire a été modifiée par le |pilote ou par un agent extérieur (ascendance, turbulence). Cette stabilité est indispensable au vol.

Stabilité longitudinale statique

Méthode pour obtenir la stabilité statique

Afin d'avoir un aéronef stable (qui à tendance à revenir de lui-même a sa position initiale), le centre de gravité de l'aéronef doit être en avant du foyer de l'aile. C'est lors de la conception de l'aéronef que l'aile doit être placée de manière adéquate par rapport au centre de gravité de l'aéronef. C'est une condition indispensable. Exemples :

Rappel : 
*Toutes les forces qui s'exercent sur un aéronef génèrent un moment (ou plus vulgairement : une tendance à la rotation) par rapport au centre de gravité de l'aéronef.
*La force de portance est exercée au niveau du foyer de l'aile. Elle créée un moment par rapport au centre de gravité de l'aéronef.

Cas du centre gravité en avant du foyer: Si la portance augmente, l'aéronef à tendance à piquer et l'incidence diminue. La portance revient à sa valeur initiale. L'aéronef est stable (Stabilité statique positive)
Cas du centre gravité sur le foyer: Si la portance augmente, l'aéronef n'évolue pas. Après l'augmentation, la portance ne change plus. L'aéronef est ni stable, ni instable (Stabilité statique neutre)
Cas du centre de gravité en arrière du foyer: Si la portance augmente, l'aéronef à tendance à cabrer et l'incidence augmente. La portance augmente alors encore plus et l'incidence augmente à nouveau (jusqu'au décrochage). L'aéronef est instable (Stabilité statique négative)

Aéronef STABLE. Si la portance augmente, l'aéronef tourne autour du centre de gravité à piquer, et la portance revient à sa valeur initiale.
Aéronef INSTABLE. Si la portance augmente, l'aéronef tourne autour du centre de gravité à cabrer, et la portance augmente encore...etc

Cas de la traction et de la trainée: Ces forces ont un rôle dans l'équilibre à moindre échelle qui ne sera pas étudier ici dans la stabilité longitudinale de l'aéronef.

Cas des gouvernes: Les gouvernes ont un axe de rotation par rapport à un bâti, ce qui change légèrement le raisonnement. Afin qu'une gouverne soit elle-même stable, la position de son centre de gravité par rapport à l'axe de rotation est importante. Le centre de gravité des gouvernes est ajusté par des masses.

Méthodes pour réaliser l’équilibre

Il est donc acquis que le centre de gravité doit toujours être en avant du foyer de l'aile pour avoir une réaction stable de l'aéronef. Mais d'un point de vu statique, cet état n'est pas à l'équilibre. Il y un moment piqueur. Afin de revenir à une situation d'équilibre, il est nécessaire de créer une force pour compenser le moment piqueur.

Formule classique. Le moment piqueur est compensé par un empennage à l'arrière de l'aile qui créé une déportance
Formule canard. Le moment piqueur est compensé par un empennage à l'avant de l'aile qui créé une portance

Pour aller plus loin :

La formule ailes volantes utilise un profil d'aile spécifique auto-stables (profil à double courbure, simple courbure inversée...) qui n'a pas besoin d’empennage horizontal. L'expérience montre que cela reste moins performant qu'un ensemble aile + empennage.

Stabilité longitudinale dynamique

Bien que l'aéronef soit stable d'un point de vu statique (stabilité statique positive), les réactions naturelles de l'aéronef à auto-corriger un écart peut être exagérés et générer un écart dans l'autre sens plusieurs fois de suites :

un peu plus faible que l'écart précédant (stabilité dynamique positive). L'écart initial est amorti en quelques oscillations.
identique à l'écart précédant (stabilité dynamique neutre). L'écart initial est auto-entretenu indéfiniment.
plus important que l'écart précédant (stabilité dynamique négative). L'écart initial est accentué à chaque oscillation.

La gestion du centre de gravité

Comme vu plus haut, le concepteur de l'aéronef fait en sorte de placer le centre de gravité de l'aéronef en avant du foyer. Mais le centre de gravité de l'aéronef dépend de la charge utile (masse du pilote, masse des bagages, masse du carburant...). Le concepteur autorise alors une variabilité ce cette charge utile pour s'adapter à l'usage courant de l'aéronef, et détermine toutes le positions du centre de gravité associées. Enfin, il détermine l'emplacement de l'aile de son aéronef pour faire en sorte que toute la plage du centre de gravité soit en avant du foyer de l'aile.

Le comportement en vol de l'aéronef est différent suivant la position du centre de gravité :

Si le planeur est centré plutôt proche de la limite avant: La stabilité longitudinale est forte. Le planeur est plutôt lourds aux commandes, les performances sont légèrement dégradées.
Si le planeur est centré plutôt proche de la limite arrière : La stabilité longitudinale est juste suffisante. Le planeur est plutôt maniable, léger aux commande, les performances sont optimisées, les phénomènes comme le décrochage et la vrille sont plus marqués sans posé de soucis.
Si le planeur est centré au delà de la limite arrière (INTERDIT) : le planeur est instable et dangereux, la vrille est plus susceptible d'apparaitre et le constructeur ne garantie pas que l'aéronef puisse sortie de vrille.

Le actions obligatoire du pilote :

Avant de voler, le pilote doit s'assurer que le centre de gravité de l'aéronef se situe dans la plage autorisé.
Si le pilote est trop léger par rapport au minimum fixé par le constructeur, des systèmes de lest existent.

Stabilité dynamique latérale ou directionnelle

Stabilité latérale

C'est la stabilité d'un avion en mouvement en dehors de son plan de symétrie (plan axial vertical). On a alors trois types de mouvements : rotation en lacet, rotation en roulis, translation latérale.

Ce DC3 fait la girouette autour de son Centre des Masses

La stabilité en lacet est la capacité de l'avion à conserver sa direction (son cap) malgré les perturbations. Cette stabilité est obtenue en dotant l'avion d'une dérive (empennage vertical) de surface suffisante : placé en travers par une perturbation, l'avion fera alors face au vent sous l'effet de la portance (latérale) de la dérive, ce qui le ramènera au neutre. Finalement, lors de ce retour au neutre, l'avion se comporte comme une girouette en tournant autour de son centre des masses, ce qui est mis en application en vrai grandeur avec le DC3 ci-contre.
La stabilité en roulis, plus exactement la stabilité spirale, capacité de l'avion à corriger un excès ou un défaut d'inclinaison en virage. L'équilibre en roulis étant généralement un équilibre instable, faiblement divergent donc pilotable, on ne peut pas parler de « stabilité en roulis ».
Quand il y a un translation latérale (vol en attaque oblique, glissade vers l'intérieur du virage ou dérapage vers l'extérieur), on doit étudier les effets de cette translation sur le comportement en roulis (roulis induit par le lacet), stabilité spirale.

Surfaces de stabilisation

L'empennage étant placé à l'arrière par définition :

la stabilité en lacet est assurée par la dérive (empennage vertical),
la stabilité en tangage est assurée par le stabilisateur (empennage horizontal),
la stabilité en roulis en ligne droite est généralement nulle ou faiblement négative, rarement positive,
la stabilité en roulis en virage (la stabilité spirale) dépend du couplage complexe entre l'effet dièdre et la stabilité de lacet.

Modèle en boucle détecté : 5- Principe de vol (motoplaneurs)

Contrôle

© Copyright article original par les auteur(s) de Wikipédia, adapté ici pour le vol en planeur - Cet article est sous CC BY-SA 3.0

Généralités

Les axes utilisés pour un avion.

Les axes de rotation d'un avion forment un trièdre ayant pour origine le centre de gravité de l'aéronef comme sur l'image. On distingue donc trois axes :

l'axe de roulis autour duquel s'incline l'avion.
l'axe de tangage autour duquel l'assiette varie à cabrer, ou à piquer.
l'axe de lacet autour duquel la direction, le cap de l'aéronef, varie vers la gauche ou vers la droite.

Le pilote agit sur les commandes qui actionnent les gouvernes pour modifier l'attitude de l'aéronef sur les trois axes.

Pour obtenir un mouvement de tangage le pilote actionne le manche qui commande la gouverne de profondeur.

Elle est située le plus loin possible de l'aile, sur l'empennage horizontal ou bien sur un plan canard.

Pour obtenir un mouvement de roulis le pilote actionne latéralement le manche qui commande les ailerons.

Ces gouvernes sont généralement situées le plus loin possible de l'axe de roulis, donc vers l'extrémité des ailes.

Pour obtenir un mouvement de lacet le pilote actionne le palonnier (pédales) qui commande la gouverne de direction avec ses pieds.

Elle est située le plus loin possible de l'axe de lacet, sur l'empennage vertical.

Tableau récapitulatif
Axes avion	Angle	Gouverne	Commande	Mouvement de l’avion
Roulis	inclinaison	Ailerons	Manche GD	Fichier:Aileron roll.gif
Tangage	Assiette	Profondeur	Manche Av-Ar	Fichier:Aileron pitch.gif
Lacet	Angle de lacet	Direction	Palonnier	Fichier:Aileron yaw.gif

La plupart des aéronefs présentent un couplage en lacet-roulis : on peut commander un mouvement de roulis avec la gouverne de lacet (roulis induit). D'autre part une rotation en roulis entraîne généralement une rotation en lacet en sens inverse du virage demandé (lacet inverse).

Profondeur

Relations entre les commandes de vol et la rotation autour du centre de gravité de l’appareil
A): aileron, B): manche, C): gouvernail de profondeur, D) gouvernail de direction

Lorsque le pilote actionne le manche vers l'arrière, la gouverne de profondeur se déplace vers le haut. Au niveau de l'empennage, une force vers le bas apparait et la queue de l'aéronef se baisse. L'assiette varie alors à cabrer (point de vue pilote) et dans le même temps l'incidence augmente (point de vue aérodynamique).

En plus du rôle de contrôle en tangage, la gouverne de profondeur permet d'équilibrer les forces sur l'axe longitudinal. Plus le centre de gravité est en avant, plus la force de déportance de la profondeur doit être forte. La limite de l’efficacité de la profondeur est d'ailleurs une source de la limitation du centrage maximum avant.

Direction

Lorsque le pilote actionne le palonnier vers la droite, la gouverne de direction se déplace vers la droite. Au niveau de l'empennage, une force vers la gauche apparait et la queue de l'aéronef se déplace vers la gauche. Le nez de l'aéronef va alors se déplacer vers la droite.

Dans certains aéronefs, la roulette de queue est directionnelle et reliée au palonnier. Ceci permet de diriger l'aéronef au sol de la même manière qu'en vol avec grande précision.

Ailerons

Lorsque le pilote actionne le manche vers la gauche, l'aileron gauche se lève (et l'aileron droit s'abaisse). Au niveau des ailerons, la portance diminue à gauche (l'aile descend)et augmente à droite (l'aile monte). l'aéronef s'incline vers la gauche.

Sur certains aéronefs, la commande de roulis peut également être utilisé au sol pour se prémunir des effets du vents.

Cette commande est génératrice d'un effet secondaire indésirable : l'aileron qui se baisse génère plus de trainée que l'aileron qui lève. Cette différence de trainée gauche/droite va induire une rotation autour de l'axe de lacet inverse au coté de l’inclinaison. C'est le lacet inverse

Cet effet secondaire doit être compensé avec la commande lacet (palonnier) : A chaque action latérale sur la manche, une action au palonnier doit être réalisée simultanément afin de faire disparaitre la rotation du lacet inverse. A noter que le dosage et la synchronisation requiert une certaine expérience. Il faut également bien noter que la cause du lacet inverse est le braquage du manche, dès lors que le manche est replacé au neutre, les palonniers doivent être replacé au neutre également.

Cet effet secondaire peut être atténué par quelques stratagèmes inventés par les constructeurs d'aéronefs, comme par exemple le braquage différentiel des ailerons, le déport d'axe, l'utilisation "d'ailerons frises"...

Compensateurs d'évolution

Un compensateur d'évolution est une astuce de conception permettant de démultiplier l’effort du pilote. En effet, la surface d'une gouverne peut être trop importante pour être braquée par un pilote humain (essayez donc d'ouvrir en grand une portière de voiture à 120km/h!!). La conception de ces systèmes les rends transparent du point du vu du pilote, c'est complètement automatique. Le pilote n'a rien d'autre à faire que de piloter et de constater que les efforts aux commandes sont agréables! Les principaux systèmes utilisés en planeur sont :

Corne débordante (SF28...)
Tab automatique (ASK13...)
Servo tab

Compensateurs de régime

Un compensateur de régime permet d'actionner une commande de manière permanente, sans effort permanent. Sur les planeurs, il en existe un uniquement sur la commande de profondeur, appelé par simplification "compensateur" ou "trim" (commande de couleur verte). Lorsque le pilote souhaite maintenir une assiette différente (longue montée en moto-planeur, longue spirale...) à la place d'une action permanente, fatigante, et difficile à maintenir précisément durant un long moment, le pilote règle le compensateur. En planeur, deux types de systèmes sont utilisés pour compenser l’effort du pilote de manière permanente sur la commande profondeur :

Compensateur aérodynamique. Dans le cas d'une gouverne de profondeur, l'image présente ici un réglage du compensateur à cabrer
Compensateur par boite à ressort. Dans le cas d'une gouverne de profondeur, l'image présente ici un réglage du compensateur à cabrer

Sur un planeur, il est possible d'identifier le type de compensateur par la présence ou l'absence d'un tab sur la gouverne de profondeur. L'identification peut se faire également en déplaçant le compensateur au sol. Si le manche se déplace, il s'agit d'un compensateur par boite à ressort. Si le manche ne se déplace pas, il s'agit d'un compensateur aérodynamique. Modèle en boucle détecté : 5- Principe de vol (motoplaneurs)

Limitations

Limitations opérationnelles

Les planeurs sont conçus pour fonctionner à l'intérieur d'un certain domaine de vol. Cette enveloppe possède plusieurs points caractéristiques qui dépendent de limitations physiques :

limitation due au décrochage : Au delà de l'incidence de décrochage, l'aile ne génère plus de portance et le vol n'est plus possible. Il est possible d'en revenir par des actions adaptées.
limitation structurelle en charge statique : la structure de l'aéronef est conçue pour résister à un certain effort. Au delà de cet effort, elle casse.
limitation à cause du flutter : Le flutter (flottement en français) est une vibration dangereuse, auto excitée, du à l'entré en résonance des phénomènes de flexion et de torsion de l'aile. Le phénomène est potentiellement rapidement destructeur. Il apparaît généralement à vitesse élevée, c'est un des paramètres qui conduit à limiter la vitesse maximale d'un aéronef.

Une fois transposé dans la manuel de vol du planeur, ces limitations sont indiquées en vitesse maximale pour certaines configuration.Pour chaque planeur, ces valeurs sont disponibles dans le manuel de vol :

VNE - Velocity Never Exceed: Vitesse à ne jamais dépassée. Sur l'indicateur de vitesse elle est indiquée par un trait radial rouge. A cette vitesse, ne pas utiliser plus de 1/3 du braquage total des gouvernes. Cette vitesse est théoriquement fixe. Certains planeurs ont une VNE qui diminue en haute altitude compte tenu du fait qu'il s'agisse d'une limitation due au Flutter. Cette diminution sera indiquée dans le manuel de vol.
VA: Vitesse de manœuvre. Les commandes de l'aéronef (notamment la commande de profondeur) peut être baquée à 100% jusqu’à cette vitesse. Au delà, le braquage doit être limité car dans certaines conditions la structure du planeur peut être trop sollicitée.
VRA - Velocity Rough Air: Vitesse maximale en air agitée. Sur l'indicateur de vitesse, c'est la limite entre la fin de l'arc vert et le début de l'arc jaune. Le vol n'est permi au delà de cette vitesse qu'en air calme. Cette limitation est basée sur la résistance de la structure à une vitesse de rafale donnée.
VFE - Velocity Flap Extended: Vitesse maximale avec les volets. Sur l'indicateur de vitesse, elle est indiquée par la fin de l'arc blanc. Sur certains planeurs, une VFE différentes existe en fonction de la valeur du braquage des volets. Limitation basée sur des limites structurelles.
VLO - Velocity Landing gear Operating: Vitesse maximale de vol de manœuvre du train d’atterrissage. Elle n'est donnée par le constructeur que si elle la manipulation du train d'atterrissage ne peut pas être faite jusqu’à la VNE. Limitation basée sur des limites structurelles.

Modèle en boucle détecté : 5- Principe de vol (motoplaneurs)

Décrochages et autorotations

Généralités sur le décrochage

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En vol normal, l'écoulement de l'air est « attaché » sur les deux faces, intrados et extrados, de l'aile. Les filets d'air collent au profil de l'aile, ce qui favorise la portance. La portance dépend de l'angle d'incidence, angle que fait la corde de profil de l'aile avec le vent relatif.

À une certaine valeur de l'angle d'incidence, de l'ordre de 15 à 20°, selon les caractéristiques de l'aile profil, de l'allongement et du nombre de Reynolds, il se produit un décollement de l'écoulement aérodynamique à l'extrados de l'aile entraînant une chute de portance plus ou moins brusque : c'est à ce moment que l'aile décroche.

Du point de vu du pilote, le décrochage se classe en trois catégories :

Une abattée : l'assiette varie brusquement et amplement à piquer. C'est impressionnant mais à l'avantage de se détecter facilement.
Un enfoncement : L'assiette reste a sa position très cabrée mais l'aéronef descend rapidement. La difficulté est la détection en vol par le pilote.
Une perte de contrôle en roulis : Les ailerons ne sont plus efficaces, l'aéronef s'incline sans que le pilote ne puisse le contrôler.

La vitesse de décrochage

Évolution du coefficient de portance en fonction de l'angle d'incidence : maximum entre 15 et 19°, il diminue ensuite, en raison du décrochage.

Le décrochage dépend uniquement de l'angle d'incidence : à facteur de charge constant, une diminution de vitesse implique l'augmentation de l'angle d'incidence de l'aile pour conserver une portance équivalente (augmentation du coefficient de portance (Cz) pour compenser la baisse de vitesse). Pour une même configuration de vol (par exemple, en palier avec les volets rentrés), il existe une vitesse en dessous de laquelle l'angle d'incidence sera tellement important que les filets d'air parcourant l'extrados « décrocheront » en entraînant une perte considérable de portance. La vitesse de décrochage est souvent notée Vs (S pour stall en anglais = décrochage).

On peut donc atteindre l'incidence de décrochage définie et constante pour un profil d'aile donné, à des vitesses très variables qui sont fonctions de :

la position des dispositifs hypersustentateurs (becs, volets). Lorsqu'ils sont déployés, ils diminuent la vitesse de décrochage ;
la masse de l'aéronef. Plus elle est importante et plus la vitesse de décrochage est importante ;
le facteur de charge $n$ . Plus il est important et plus la vitesse de décrochage est importante. La vitesse de décrochage évolue selon la racine carrée du facteur de charge, comme par exemple en virage :

V i t e s s e d e c r o c h a g e_{n > 1} = V i t e s s e d e c r o c h a g e_{n = 1} * \sqrt{n}

la composante verticale de la traction fournie par le moteur ; plus la part de la poussée s'opposant à la gravité est forte, et moins la portance nécessaire pour maintenir une altitude constante est grande ;
des effets sur les ailes du souffle hélicoïdal dans le cas d'un aéronef à hélice (le souffle génère un vent relatif qui participe à la portance, cf cas du vol lent) ;
la pollution du profil (pluie, insectes...).

On parle souvent abusivement de vitesse de décrochage comme d'une caractéristique de l'aéronef, mais la vitesse de décrochage n'est jamais constante pour toutes les raisons évoquées ci-dessus. C'est l'incidence au moment du décrochage qui est constante.

Le cas spécifique du virage

En virage, le facteur de charge augmente avec l'inclinaison.

n = \frac{1}{\cos (i n c l i n a i s o n)}

Comme la vitesse de décrochage augmente lorsque le facteur de charge augmente (voir paragraphe ci-dessus). Il est possible de prédire par calcul l'augmentation de la vitesse de décrochage pour une inclinaison définie :

V i t e s s e d e c r o c h a g e_{e n v i r a g e} = V i t e s s e d e c r o c h a g e_{l i g n e d r o i t e} * \sqrt{\frac{1}{\cos (i n c l i n a i s o n)}}

Par exemple, un aéronef qui a une vitesse de décrochage de 100km/h sous un facteur de charge de 1 (=en ligne droite):

Lors d'un virage à 30° d'inclinaison, la vitesse de décrochage augmente de 7.5%, soit une vitesse de décrochage de 107.5km/h
Lors d'un virage à 45° d'inclinaison, la vitesse de décrochage augmente de 18.9%, soit une vitesse de décrochage de 118.9km/h
Lors d'un virage à 60° d'inclinaison, la vitesse de décrochage augmente de 41.4%, soit une vitesse de décrochage de 141.4km/h

les remèdes préventifs aérodynamiques

Selon les profils et la forme en plan de l'aile, il arrive que les extrémités de l'aile décrochent avant la partie centrale qui bénéficie du souffle de l'hélice. Des solutions permettent de remédier à cette anomalie :

La variation d'incidence ou de calage : L'aile est construite avec calage plus fort à l'emplanture qu'à l'extrémité. Ainsi, pendant le vol l'incidence diminue de l'emplanture vers l'extrémité. L'aile est vrillée un peu comme une pale d'hélice, ce qui permet, en retardant le décrochage des extrémités, de conserver une certaine efficacité des ailerons mais aussi de diminuer la vitesse de décrochage de l'aéronef.

La variation de profil ou de forme : Il s'agit du changement de profil entre l'emplanture et le saumon de l'aile. Le profil peut être biconvexe symétrique à l'emplanture et plan convexe à l'extrémité. A noter que l'évolution du profil peut être combinée avec le vrillage. Plus qu'un remède dans ce cas, il s'agit en fait d'une amélioration du comportement au décrochage.

L'installation de bandes de décrochages (Stall-strips en Anglais) : Il s'agit de petites pièces de section triangulaire d'environ 1cm de côté, et de 15 à 30cm de longueur. Elles sont installées sur le bord d'attaque des ailes. Elles sont presque toujours installées par paires, symétriquement sur les deux demie-ailes de l'aéronef. Installées près de l'emplanture de l'aile, leur but est de modifier localement le profil aérodynamique de l'aile, de manière que le décrochage de l'aile intervienne d'abord à l'emplanture plutôt qu'à l'extrémité de l'aile. Le contrôle en roulis est ainsi mieux préservé.

L'installation de turbulateurs : L'installation de turbulateurs, par la transition anticipée vers la couche limite turbulente qu'ils induisent, peut induire le recollement sur des zones particulières des aéronefs. Sur les planeurs, le turbulateur est souvent une mince bande en zigzag qui est placée sous l’aile et parfois sur la dérive. Sur les avions, ils peuvent prendre la forme de petites tôles verticales montées en biais.

Bande de décrochage, stall-strips en Anglais installée sur le bord d'attaque.

Bande de décrochage, stall-strips en Anglais installée sur le bord d'attaque.
Grob G 102 Astir avec une bande turbulateur sous l'aile

Grob G 102 Astir avec une bande turbulateur sous l'aile
Turbulateur monté sur un avion. Couteux en trainée, mais améliore les performances à basse vitesse

Turbulateur monté sur un avion. Couteux en trainée, mais améliore les performances à basse vitesse

le rôle du pilote vis à vis du décrochage

Fichier:Spin—an aggravated stall and autorotation..JPG

Avertisseur de décrochage sur une aile. Lorsque l'angle d'incidence approche de la valeur critique, le vent relatif aborde la palette métallique par-dessous, ce qui provoque son basculement et active l'alarme.

Le pilote tiens un rôle important dans la prévention du décrochage :

Garder une marge de vitesse vis à vis du décrochage:

De manière préventive le pilote doit avoir une bonne conscience de la vitesse de décrochage pour chaque situation de vol (ligne droite, virage, virage serré, vol sous la pluie...) dans l'objectif de conserver une marge de vitesse.

Détection du régime vibratoire "Buffeting"

Avant un décrochage, des vibrations basses vitesses ("buffeting") annoncent le décollement de la couche limite. Quelques km/h avant l'atteinte de la vitesse de décrochage, ces vibrations permettent au pilote de détecter les prémisses d'un décrochage.

Avertisseur de décrochage à palette

Sur certains aéronefs, un avertisseur de décrochage à palette permet d'avertir le pilote par un signal visuelle et une alarme sonore de l'atteinte de l'incidence de décrochage. Ce dispositif est placé au bord d'attaque de l'aile.

A noter qu'a proximité du sol (décollage, atterrissage en vol plané...), un humain a des actions instinctives contraires à la prévention du décrochage : prendre de l'altitude ou ne plus en perdre au mépris de la vitesse. L'apprentissage pratique permet de corriger ces réflexes et de remettre la conservation de la vitesse au premier plan.

Manœuvre de récupération du décrochage

Si le pilote ne perçoit pas les signaux avertisseur avant un décrochage, il est probable que l'appareil finisse par décrocher. Le taux de chute et la potentielle perte de contrôle conduiront à l'accident si la méthode de récupération n'est pas appliquée. La méthode de récupération optimale est décrite dans le manuel de vol de l'aéronef. Cependant, en l'absence d'information la méthode consiste à chercher à augmenter la vitesse au plus vite :

une fois reconnus les prémisses du décrochage,
action franche sur le manche vers l'avant pour réduire l'incidence,
augmentation rapide de puissance (si disponible) pour augmenter la vitesse,
reprendre le vol normal (assiette et inclinaison) une fois la vitesse acquise.

Suivant l'importance du décrochage, la perte de hauteur va de 50 à 150m. Le décrochage est sans risque à une hauteur suffisante, c'est la proximité du sol qui donne au décrochage son caractère dangereux. La prévention du décrochage doit être absolue dès que la hauteur disponible ne permettrait plus de le récupérer.

le décrochage avec puissance

Dans le cas de l'atteinte du décrochage avec une forte puissance moteur, le comportement de l'aéronef change légèrement :

Le facteur de charge étant inférieur à 1, la vitesse de décrochage sera plus faible.
le souffle de l'hélice peut augmenter l’efficacité de la profondeur, si le décrochage survient habituellement par une abattée, il pourrait alors survenir par un enfoncement plus difficile à détecter.
Dans certains cas, l’alarme de décrochage ne fonctionne pas correctement.

La vrille

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Schema d'une vrille

Sources de l'autorotation :

L'autorotation (ou la vrille : c'est le même concept) est un décrochage dissymétrique entretenu. Le décrochage dissymétrique signifie que seulement une des deux demie-aile dépasse l'incidence de décrochage. La source d'une vrille est donc généralement la combinaison :

d'une vitesse faible et donc d'un vol proche de l'incidence de décrochage,
d'une dissymétrie entre les deux demie-ailes qui peut être causée par :
- un aéronef qui entre en situation de dérapage important (une aile accélère, l'autre ralentie)
- une rafale verticale soudaine et puissante sur une seule demie-aile (vol de pente, entré dans un thermique...)
- Lors de l'action brutale des ailerons : l'un se lève (diminution de l'incidence) alors que l'autre s'abaisse (augmentation de l'incidence et dépassement de l'incidence de décrochage)

La demie-aile en situation de décrochage "descend" et "ralentie" brusquement (elle va devenir le centre de l'autorotation), l'autre demie-aile reste en situation de générer de la portance. L'autorotation peut être auto-entretenue indéfiniment. La vrille fait subir au pilote des contraintes physiques importantes (désorientation, fatigue, mal de l'air...). La trajectoire de vrille décrite par l'aéronef est :

L'aéronef descend quasiment sur une trajectoire verticale,
Il tourne sur lui-même (en autorotation), un tour prenant de 2 à 5 secondes,
L'assiette est variable, la vrille passe alternativement de plate à piquée (de -10 à -70 degrés), un cycle complet prend de 2 à 4 tours,
Il subit également un dérapage latéral et des oscillations en roulis,
L'aéronef perd entre 50 et 150m de hauteur par tour.

Comme pour le décrochage, c'est la proximité du sol qui donne à la vrille son caractère dangereux. La prévention de la vrille doit être absolue dès que la hauteur disponible ne permettrait plus d'en sortir.

Facteurs influant sur la vrille :

Les caractéristiques qui favorisent le déclenchement de la vrille sont nombreuses :

Effets des masses : Le centrage arrière ; Moment d'inertie important en lacet (masses en bouts d'aile) qui entretiennent la rotation...
Effets aérodynamiques : Formes arrières du fuselage influant sur l'alimentation en air des empennages aux grands angles d'assiette et de dérapage ; Dimension des empennages ; Types d'empennages, notamment position de la dérive par rapport au sillage décroché de l'empennage horizontal ; Souffle de l'hélice...

Mise en vrille volontaire - puis 3 tours - puis sortie de vrille. Observer le braquage de la gouverne de direction pour la sortie de vrille

Sortie de vrille :

La méthode de sortie optimale est décrite dans le manuel de vol de l'aéronef. Cependant, en l'absence d'information la méthode standard consiste à :

action palonnier contraire à la rotation, maintien du manche au neutre latéralement, action manche à piquer,
reprendre le vol normal (assiette et inclinaison) une fois que l'autorotation est stoppée.
Cas particulier d'une vrille à plat : il faut d'abord revenir à une vrille classique : actionner le manche latéralement dans le sens de rotation de la vrille, puis sortir de la vrille classique avec les actions ci-dessus.

Pour le pilote te l'élève-pilote, il existe des difficultés connues pour réaliser correctement la manœuvre de sortie de vrille. Connaitre ces difficultés permet au pilote de mieux les surmonter :

Détecter le bon sens de l'autorotation : la désorientation et la précipitation pourrait conclure à une erreur de sens. Une manœuvre au palonnier dans le mauvais sens ne permettra pas de sortir de vrille. L'analyse du sens doit être consciencieuse.
Réflexe du retour à l'inclinaison nulle : par action réflexe, le pilote actionne le manche latéralement pour revenir ailes horizontales : ceci aurait pour conséquence une vrille à plat dont il est impossible de sortir directement. Le manche doit rester au neutre latéralement tant que la vrille n'est pas stoppée.
L’abandon précoce des actions : Durant la vrille, le pilote pourrait trouver le temps long et abandonner les actions qu'il entreprend au bout de quelques secondes. Après avoir re-vérifier le sens de la vrille, il faut maintenir les actions pendant plusieurs seconde avec ténacité car suivant la complexité de la vrille, il faut entre 1 et 3 tours pour en sortir.

Modèle en boucle détecté : 5- Principe de vol (motoplaneurs)

Virage engagé

Le virage engagé est un virage où l'assiette varie progressivement à piquer. L'aéronef descend et la vitesse augmente rapidement, alors que la planeur est en virage :

si l'angle d'inclinaison est important, le facteur de charge augmente en même temps que la vitesse et peut dépasser le maximum.
si l'angle d'inclinaison est faible, la vitesse augmente fortement. Au moment où le pilote prend conscience de la situation, une action trop brusque à forte vitesse peut avoir pour conséquence le dépassement du facteur de charge maximum.

Le risque est la rupture structurelle en vol.

Pour le pilote et l'élève pilote, cette situation peut survenir pour deux raisons :

Virage avec un angle d'inclinaison trop important, maintien de l'assiette impossible : L'action sur la gouverne de profondeur pour maintenir l'assiette n'est plus possible car le manche est en butée arrière.
Virage avec un angle d'inclinaison acceptable, avec mauvais maintien de l'assiette : L'action sur la gouverne de profondeur pour maintenir l'assiette est possible, mais le pilote ne réalise pas les actions nécessaire pour maintenir l'assiette en virage.

Dans les deux cas pour sortir du virage engagé, le pilote doit avant tout revenir à une inclinaison faible, puis revenir à une assiette adaptée par une action très modérée sur le manche si le planeur ne revient pas spontanément à la bonne assiette. Modèle en boucle détecté : 5- Principe de vol (motoplaneurs)

Exercices

Ces documents sont disponibles afin de stimuler l'apprentissage par d'autres moyens que la simple lecture. Chacun est libre de les utiliser comme il l'entend: en autonomie, dans le cadre d'un devoir donné par un ATO/DTO, en TP lors de cours en DTO...etc. Wiki-SPL.net propose le contenu mais n'a pas vocation à répondre aux demandes d'aides à l'apprentissage. Ce rôle est assuré par les formateurs des ATO/DTO dont il faudra se rapprocher !

Cahier d’exercices N°1 Document à imprimer. Prévoir un matériel basique (règle, crayon...).
QCM d'entrainement : quiz.wiki-spl.net - module 5 TMG

Mécanique du vol

Forces agissant sur un aéronef

Poids: le poids de l'aéronef s'applique au centre de gravité de l'aéronef. Sa direction est toujours vertical.
Portance: la force de portance est générée par les ailes. elle s'applique à un endroit particulier de l'aile appelé centre de poussée. Sa direction est toujours perpendiculaire à la trajectoire de l'aéronef.
Trainée: la force de trainée est générée principalement par les ailes. elle s'applique à un endroit particulier de l'aile appelé centre de poussée. Sa direction est toujours parallèle à la trajectoire de l'aéronef.
Traction: La force de propulsion s'applique au niveau de dispositif motopropulseur. Par simplification elle est considérée comme parallèle à la trajectoire de l'aéronef.

Autres définition utiles à la compréhension

Le poids apparent: Vulgairement, il s'agit de la "force ressentie par le pilote, verticalement, sur ses fesses". Le poids apparent est strictement égal et opposé à "la force supportée par les ailes, la portance". On dit que la portance de l'aile compense le poids apparent. $P o r t a n c e = P o i d s a p p a r e n t$
le facteur de charge: Vulgairement, c'est un chiffre qui permet d'indiquer le niveau de charge des ailes. Si le facteur de charge est de 2, la portance générée par les ailes est 2 fois plus grand que le poids de l'aéronef (dans un virage à 60°, le facteur de charge est de 2). $n = \frac{P o r t a n c e}{P o i d s} = \frac{P o i d s a p p a r e n t}{P o i d s}$
Force déviatrice: C'est une projection horizontale d'une force qui a pour conséquence de faire dévier la trajectoire de l'aéronef.
Vol rectiligne stabilisé: La première loi de Newton permet de prédire que lors d'un vol rectiligne et stabilisé, la somme des forces appliquées à l'aéronef est nulle (toutes les forces se compensent). Ce principe sera très utile à la compréhension.

les différentes situations de vol rectiligne stabilisé

Force appliquée à l'aéronef en vol horizontal rectiligne et stabilisé
Force appliquée à l'aéronef en vol en monté, rectiligne et stabilisé
Force appliquée à l'aéronef en vol en descente, rectiligne et stabilisé
Force appliquée à l'aéronef en vol plané rectiligne stabilisé

En vol horizontal: la portance compense le poids, la traction compense la trainée. Le facteur de charge est égal à 1
Montée rectiligne stabilisée: Une partie du poids devra être compensée par la traction du groupe motopropulseur (il faut donc plus de traction qu'en vol horizontal). La portance compense un poids apparent qui est légèrement inférieur au poids. Le facteur de charge est inférieur à 1.
Descente rectiligne stabilisée: Une partie du poids va "aider" à la traction (comme le poids aide un cycliste dans une descente). La portance compense un poids apparent qui est légèrement inférieur au poids. Le facteur de charge est inférieur à 1.
Vol plané rectiligne stabilisé: C'est une particularité du vol en descente où la traction du groupe motopropulseur est nulle. Afin de compenser la force de trainée, il faut adopter un angle de descente (appelé angle de plané) suffisant pour obtenir une valeur du "poids moteur" qui compensera la force de trainée. Ce schéma permet d'illustrer qu'un aéronef peu performant (avec une force de trainée plus importante) devra prendre un angle de plané plus important pour conserver le vol stabilisé.

Virage stabilisé coordonné

Force appliquée à l'aéronef en vol à inclinaison nulle
Force appliquée à l'aéronef en vol à inclinaison de 30°
Force appliquée à l'aéronef en vol à inclinaison de 60°

Le facteur de charge en virage: Lorsque l'aéronef est en virage, la portance (qui s'applique perpendiculairement aux ailes) est inclinée. Afin que la composante verticale de la portance (la force compensatrice du poids) reste suffisante, la portance doit augmenter sensiblement. La trigonométrie permet de déduire que pour garder l'équilibre, il faut

$P o r t a n c e e n v i r a g e = P o i d s a p p a r e n t e n v i r a g e = \frac{P o i d s}{c o s (A n g l e d^{'} i n c l i n a i s o n)}$
$F a c t e u r d e c h a r g e (n) = \frac{P o r t a n c e}{P o i d s} = \frac{P o i d s a p p a r e n t}{P o i d s} = \frac{1}{c o s (a n g l e d^{'} i n c l i n a i s o n)}$
en ligne droite : facteur de charge proche de 1
en virage incliné à 30° : facteur de charge d'environ 1.15
en virage incliné à 60° : facteur de charge d'environ 2

Rayon de virage: Plus l'aéronef est incliné, plus la force déviatrice est importante. Mais plus l'aéronef est rapide, plus il est difficile de le faire dévier. Le rayon de virage d'un aéronef décrivant des cercles parfait peut être prédit par la formule suivante :

$R a y o n d e v i r a g e [m] = \frac{V i t e s s e [m / s]^{2}}{g * t a n (A n g l e d^{'} i n c l i n a i s o n)} = \frac{V i t e s s e [m / s]^{2}}{9.8 * t a n (A n g l e d^{'} i n c l i n a i s o n)}$
Exemple : Un planeur évoluant à 30m/s en virage à 30° aura un rayon de virage de 156m

taux de virage: Le taux de virage indique la vitesse à laquelle l'aéronef change de cap. Il peut se prédire avec la formule suivante

$T a u x d e v i r a g e [s / t r] = \frac{2 π * V i t e s s e [m / s]}{g * t a n (A n g l e d^{'} i n c l i n a i s o n)} = \frac{6.28 * V i t e s s e [m / s]}{9.8 * t a n (A n g l e d^{'} i n c l i n a i s o n)}$
Exemple : Un planeur évoluant à 30m/s en virage à 30° mettra 33.3 secondes pour effectuer un tour complet.

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Modèle en boucle détecté : 5- Principe de vol (motoplaneurs)

Aérodynamique, Concepts de base, lois et définitions

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L'aérodynamique est une branche de la dynamique des fluides qui étudie les écoulements d'air, et leurs effets sur des éléments solides. En aéronautique, l'aérodynamique s'applique aux déplacements des aérodynes, principalement sur leur aile et leur système de propulsion (hélices, rotors, turbines, turboréacteurs).

Unités, lois et définitions

Unités utilisées

Forces en Newton (N) (ou kg par approximation, mais pas officiel. 1kg = env. 10N)
Surface en mètre carré (m²)
Pression en Pascal (Pa)
Vitesse en mètre par seconde (m/s)

Autres définitions utiles

La Densité (sans unité) : en aéronautique, le gaz pris comme référence (densité = 1) est l'air au niveau du sol en conditions standards.
Les pressions :
- La pression statique : C'est la pression de l'air mesurée lorsqu'il n'y a aucun mouvement, notée $P_{s}$
- La pression dynamique : C'est l'augmentation de pression de l'air générée lorsqu'il se déplace (l'air frappe l'obstacle, la pression augmente), notée $P_{d} = \frac{1}{2} ρ V^{2}$
- La pression totale : En aéronautique, on simplifie à la somme $P r e s s i o n t o t a l e = P r e s s i o n s t a t i q u e + P r e s s i o n d y n a m i q u e; P_{t} = P_{s} + P_{d}$

Lois de Newton

la première loi de Newton simplifiée au cas des aéronefs :
- Si un aéronef évolue sur une trajectoire rectiligne et à vitesse constante, alors la somme des force qu'il subit est nulle.
- Réciproque : Si la somme des efforts qu'un aéronef subit est nulle, alors il évolue sur une trajectoire rectiligne et à vitesse constante.
la seconde loi de Newton simplifiée au cas des aéronefs :
- Si un aéronef évolue sur une trajectoire courbe ou si sa vitesse n'est pas constante, alors la somme des éfforts qu'il subit n'est pas nulle.
- Réciproque : Si la somme des efforts qu'un aéronef subit n'est pas nulle', alors il évolue sur une trajectoire courbe ou sa vitesse n'est pas constante.

Le théorème de Bernoulli et ses développements

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Le théorème de Bernoulli est la formulation mathématique du principe de Bernoulli qui énonce que dans le flux d'un fluide incompressible [...], le long d'une même ligne du courant, la quantité de Bernoulli se conserve, soit :

\frac{1}{2} ρ v^{2} + ρ g z + p = c o n s t a n t e

où :

p

est la pression en un point (en Pa ou N/m²) ;

ρ

est la masse volumique en un point (en kg/m³) ;

v

est la vitesse du fluide en un point (en m/s) ;

g

est l'accélération de la pesanteur (en N/kg ou m/s²) ;

z

est l'altitude du point considéré (en m).

La constante dépend de la ligne de courant considérée.

Ce théorème manipulé de différentes manières permet de prédire les paramètres physiques dans un flux. Il est notamment utilisé pour prédire le fonctionnement d'un tube de Pitot afin de déterminer la vitesse de l'aéronef.

Efforts aérodynamiques

L'écoulement de l'air autour d'un profil créer des variations de pressions. La pression qui s'exercent sur les surfaces va alors créer des efforts que l'on peut simplifier à:

une force de portance: F_z, perpendiculaire à la direction moyenne de l'écoulement, dans le plan vertical.
une force de traînée: F_x, parallèle à la direction de l'écoulement ;
la somme des deux: R_a, la résultante aérodynamique.

Des essais en soufflerie ont permis de découvrir que les forces aérodynamiques générées par une aile dépendent de certains paramètres. Les résultats de ces essais ont permis de modéliser l’influence de chacun d'eux dans une formule. Les paramètres sont détaillés ci-dessous :

$F o r c e d e T r a i n e e = F_{x} = \frac{1}{2} ρ S V^{2} C_{x}$

$F o r c e d e P o r t a n c e = F_{z} = \frac{1}{2} ρ S V^{2} C_{z}$

La masse volumique de l'air

$ρ$ - Il s'agit de la masse de l'air par unité de volume. Par commodité, elle est souvent présentée en kg/m3. Toutes autres choses égales par ailleurs, lorsque la masse volumique diminue, les forces aérodynamiques diminuent (vérifiable grâce à la formule).

Concrètement pour le pilote planeur :

Sa valeur standard est de 1.225kg/m3 ;
Si l'altitude augmente, la masse volumique diminue. Si la température augmente, la masse volumique diminue ;
ce paramètre est subit par le pilote.

Surface de référence

$S$ - En aéronautique, la surface de référence d'une aile est appelée Surface Alaire et est la surface projetée sur le plan horizontal, incluant l'espace de fuselage entre les deux demie-ailes. Elle est exprimée en mètres carré (m²). Dans le cas spécifique des empennages verticaux (dérive), c'est la projection vertical qui est prise en compte. Toutes autres choses égales par ailleurs, plus la surface alaire est importante, plus les forces aérodynamiques seront fortes (vérifiable grâce à la formule).

Concrètement pour le pilote planeur :

La surface alaire est définie par le constructeur de l'aéronef, et le pilote ne peut pas la changer.
sauf dans le cas où le constructeur prévoit des éléments mobiles permettant de changer la surface (exemple : Dispositif hypersustentateur)

Vitesse de l'écoulement

$V$ - En aéronautique, il s'agit de la vitesse de l'aéronef par rapport à l'air. Pour les calculs aérodynamique, elle est exprimé en m/s (bien que les instruments des pilotes fonctionnent en km/h ou en kt). Toutes autres choses égales par ailleurs, Les forces aérodynamiques varient au carré de vitesse. Si la vitesse est multipliée par 3, les forces aérodynamiques seront multipliées par 9 (vérifiable grâce à la formule).

Concrètement pour le pilote planeur :

Généralement, la vitesse d'un planeur varie de 70 à 250km/h (de 20 à 70m/s)
C'est le pilote qui choisi sa vitesse en vol (sauf rafale de vent transitoire)

Coefficients

Les lignes noires représentent le flux d'air, l'aile étant présentée en coupe, l'angle α est l'angle d'incidence.

$C x, z$ - Les coefficients aérodynamiques sont des coefficients sans dimensions permettant de prendre en compte l’influence du profil sur les forces, pour une position donnée :

C_x : le coefficient de traînée, permet d'évaluer l'influence du profil sur la trainée ;
C_z : le coefficient de portance, permet d'évaluer l'influence du profil sur la portance.

Il faut noter que les coefficients changent à chaque fois que le profil est placé différemment dans l'écoulement : les coefficients dépendent fortement de l'angle d'incidence du profil. Toutes autres choses égales par ailleurs, plus l'incidence est grande, plus les coefficients sont grands et donc plus les forces aérodynamiques seront fortes. Cependant, l'augmentation n'est pas possible à l'infinie. Au delà d'un angle d'incidence de 15 à 20° suivant le type d'aile, le flux d'air devient brusquement très mauvais et le Cz diminue brusquement. On dit que l'aile décroche.

Concrètement pour le pilote planeur :

Le pilote ne peut pas changer la forme du profil, sauf si le constructeur prévoit des éléments mobiles permettant de changer la surface ou la courbure de l'aile (exemple : Dispositif_hypersustentateur)
Mais grâce a ses commande, le pilote peut orienter le profil de l'aile différemment dans l'écoulement, faire varier l'incidence et donc agir sur le Cz (et le Cx mais c'est la variation de Cz que recherche le pilote !).

Pour aller plus loin : Dans la littérature anglo-saxonne le coefficient $C_{x}$ est désigné par $C_{d r a g}$ et $C_{z}$ est désigné par $C_{l i f t}$ . Aussi, les coefficients ne peuvent être mesurés mais seulement déterminés par calcul en posant $C_{x, z} = \frac{F_{x, z}}{\frac{1}{2} ρ V^{2} S}$ (les forces étant mesurées expérimentalement (en soufflerie).

Rapport Portance / Traînée = la finesse !

Le rapport portance/traînée d'une aile est nommé finesse aérodynamique. Elle représente le rendement de l'aile.

En effet, dans le cas d'une aile d'aéronef, il faut chercher à avoir le plus fort C_z avec le plus faible C_x possible. Autrement dit, il faut que le rapport $\frac{C_{z}}{C_{x}}$ soit le plus grand possible. Ce rapport est l'expression de la finesse de l'aile d'un point de vu des aérodynamiciens, elle est strictement identique à la notion de finesse classique connue des pilotes :

$\frac{C_{z}}{C_{x}} = \frac{D i s t a n c e h o r i z o n t a l e p a r c o u r e}{h a u t e u r p e r d u e} = \frac{V i t e s s e h o r i z o n t a l e (V_{x})}{V i t e s s e v e r t i c a l e (V_{z})} = F i n e s s e$

Forme d’un profil aérodynamique

Vocabulaire sur un profil d'aile

Extrados: dessus du profil ou de l'aile.
Intrados: dessous du profil ou de l'aile.
Bord d’attaque: partie avant du profil. Il est généralement de forme arrondie.
Bord de fuite: partie arrière et amincie du profil.

corde: Segment de droite entre le bord d'attaque et le bord de fuite
épaisseur relative: $\frac{E p a i s s e u r m a x i m a l e (m m)}{C o r d e (m m)}$
ligne de cambrure: ligne courbe qui se situe exactement entre l'intrados et l'extrados. Sur un profil parfaitement symétrique, la ligne de cambrure est confondue avec la corde.
cambrure (relative): $\frac{C a m b r u r e m a x i m a l e (m m)}{C o r d e (m m)}$
incidence: Angle d'incidence α entre la corde de profil et le vent relatif (vecteur noir).

Angle de Calage: Angle entre la corde du profil et l'axe du fuselage (Cet angle est choisi par le concepteur pour des raisons de visibilité et d'incidence maximum au roulage).
Angle d'incidence: Angle entre la corde du profil et le vente relatif (ou la trajectoire, le vent relatif étant directement la conséquence du déplacement de l'aéronef).
Pente: Angle entre la trajectoire de l'aéronef et l'horizon. Une pente nulle équivaut à un vol en palier.

La forme de l’aile

envergure: distance mesurée entre les deux extrémités de l'aile (entre les deux saumons d'aile).
allongement (sans unité): $A l l o n g e m e n t = \frac{E n v e r g u r e^{2} (m^{2})}{S u r f a c e a l a i r e (m^{2})} = \frac{E n v e r g u r e (m)}{C o r d e m o y e n n e (m)}$ Un grand allongement améliore la finesse.
emplanture: Il s'agit de la jonction de l’élément, l'endroit où il est attachée (emplanture de l'aile, du plan fixe de profondeur...)
corde à l’emplanture: corde mesuré au niveau de emplanture
corde à l’extrémité: corde mesurée au niveau du saumon d'aile
forme en plan de l’aile: forme géométrique de l'aile (aile rectangulaire, aile trapézoïdale, aile elliptique...)

forme en plan RECTANGULAIRE
forme en plan TRAPEZOIDALE
forme en plan ELLIPTIQUE
forme en plan TRAPEZOIDALE avec flèche inverse

Écoulement en 2D

Portance sans effet de sol (l'aile est dans un espace sans limite). Orange = haute pression / Bleu = basse pression

Pour devenir pilote, la pleine compréhension de ce paragraphe n'est pas requise. Il faudra appréhender les grands principes.

Modèles mathématiques

L'aérodynamique est une science qui fait partie de la mécanique des fluides, appliquée au cas particulier de l'air. À ce titre, les modèles mathématiques qui s'appliquent sont :

les équations de Navier-Stokes lorsque les effets visqueux ne sont pas négligeables. Le paramètre principal quantifiant ces effets est le nombre de Reynolds ;
les équations d'Euler ou de fluide parfait, lorsque les effets visqueux sont négligeables ;
l'équation de Stokes lorsque les effets visqueux sont prépondérants et les effets inertiels du fluide négligeables (nombre de Reynolds proche de zéro ;
l'équation d'état du gaz (modèle du gaz parfait pour l'air).

Le point d’arrêt: Au point d'arrêt, la vitesse du fluide est nulle et toute l'énergie cinétique de ce fluide est transformée en énergie de pression. Sur un profil, le point d'arrêt est localisé approximativement au bord d'attaque, mais dépend de l'angle d'incidence du moment.

Distribution de pression: L'écoulement autour d'un profil créer des variations de vitesse dans l’écoulement, occasionnant des variations de pression. Pour avoir une force de portance vers le haut, il faut créer une dépression au dessus de l'aile, et une surpression en dessous. La forme du profil est alors construite en conséquence.

Centre de pression: C'est le point où s'appliquerait la somme de toute les pressions à l'intrados, et à l'extrados.

Influence de l’incidence: Comme vu plus haut, lorsque l'incidence augmente, les coefficients aérodynamiques augmentent

Séparation de l’écoulement aux fortes incidences: Lorsque l'incidence du profil est trop importante (entre 15 et 20°), un décollement de couche limite se produit, le flux ne s'écoule plus le long du profil. Le profil ne génère plus de portance.

Fichier:Lift curve fr.svg
graphique donnant l'évolution du coefficient de portance en fonction de l'angle d'incidence. Le décrochage survient dans ce cas pour un angle d'incidence supérieur à 15°.
Fichier:Angles de portance et de décrochage.svg
influence de l’angle d'incidence sur la portance

Écoulement en 3D

L'étude de l'écoulement sur aile complète, en 3D, permet d’appréhender d'autres phénomènes.

Tourbillon marginaux sur une aile

Étude de la NASA sur les turbulences de sillage. Un tourbillon est créé par le passage d'une aile d'avion, révélé par la fumée.

Les tourbillons marginaux

Les tourbillons marginaux naissent de la différence de pression entre l'intrados et l'extrados au niveau du saumon de l'aile. Un mouvement spontané de l'air créer cette forme circulaire, qui se transforme en tourbillon avec l'avancement de l'aéronef. Ils sont des éléments important de ce que l'on nomme la turbulence de sillage.

Pour les planeurs, c'est un phénomène néfaste à la performance mais relativement faible compte tenu du grand allongement de l'aile.

Pour les aéronefs lourd, c'est un phénomène important qui peut devenir dangereux pour les aéronefs léger. Cela a conduit les autorités aéronautiques à définir des distances minimales entre avions en fonction de leurs poids respectifs au décollage, à l'atterrissage et en vol.

Un tourbillon peut également apparaitre sur des parties formant des angles avec le plan des ailes, telles que par exemple les volets quand ils sont abaissés. Une image du tourbillon marginal est parfois visible avec de la condensation de vapeur d'eau qui se forme dans des conditions de basse pression. C'est surtout le cas des avions de chasse en forte accélération ou avec un angle d'incidence élevé. Ou encore des avions de ligne au décollage ou à l'atterrissage dans un air humide. Il ne faut pas confondre cette condensation avec les trainées de condensation qui sont provoquées par la vapeur d'eau échappée des moteurs.

Les winglets (ailettes de bout d'aile) tendent à diminuer l'importance du tourbillon marginal en transformant une partie de son énergie pour réduire la traînée. On dit qu'elles augmentent l'allongement aérodynamique.

Les composantes de la trainée

La trainée totale peut se décomposer afin de mettre en avant la contribution à la traînée causée par tel ou tel phénomène aérodynamique. La connaissance des différents sources de trainée permet au pilote d'agir spécifiquement pour leur contrôle et leur diminution.

Dans l’écoulement d’un fluide sur une surface on constate au voisinage immédiat de la surface un ralentissement du fluide. L’épaisseur où le fluide est ralenti s’appelle la couche limite. Dans la couche limite les molécules d'air sont ralenties, ce qui se traduit par une perte d'énergie. Ce phénomène est d'autant plus grand que la surface en contact avec l'écoulement est importante. On parle également de surface mouillée pour évoquer cette composante de la trainée.

La résistance aérodynamique d’un objet dépend de sa forme. Si l’on compare les traînées d'un disque perpendiculaire à l'écoulement, d'une sphère de même diamètre et d'une forme profilée également de même diamètre (présentant la forme dite de façon abusive "en goutte d’eau"), on constate que la sphère suscite 50 % de la résistance du disque, et la "goutte d’eau" à peine 5 % de la résistance de ce même disque. La traînée de forme est minimale quand l'écoulement n'est pas décollé. Les variations de section brutales du corps amènent des décollements, de la turbulence et donc de la traînée. Afin de réduire les décollements et la turbulence, il faut "profiler" le corps. Les avions les mieux profilés (les planeurs) ont un coefficient de forme très faible.

L'expression complète qui devrait être utilisée est traînée induite par la portance. Elle est causée par tout ce qui crée de la portance, proportionnelle au carré du coefficient de portance (C_z), et inversement proportionnelle à l'allongement effectif. Elle est réduite par la présence de winglet. La traînée induite est une composante importante de la traînée totale, notamment aux basses vitesses (forts coefficients de portance).

Pour aller plus loin : Le mécanisme de la traînée induite a été théorisé par Ludwig Prandtl (1918) de la manière suivante : Pour avoir une portance, il faut une surpression relative à l’intrados de l’aile et/ou une dépression relative à l’extrados de l’aile. Sous l'effet de cette différence de pression, l’air passe directement de l’intrados à l’extrados en contournant l'extrémité de l'aile. Il en résulte que, sous l’intrados, le flux d’air général se trouve dévié latéralement vers l’extrémité de l’aile, et que sur l’extrados le flux d’air se trouve dévié vers le centre de l’aile. Lorsque les flux respectifs de l’intrados et de l’extrados finissent par se rejoindre au bord de fuite de l’aile, leurs directions divergent, ce qui cause à la fois la traînée induite et des tourbillons en arrière du bord de fuite.

Effet de sol

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En aéronautique, dans le cas d'un aérodyne à effet de sol, le vol à proximité du sol augmente légèrement la portance (la portance est plus grande à incidence identique), ce qui permet, à portance égale, de réduire l'angle d'incidence et la déflexion et donc la Traînée induite par la portance. Cela améliore la finesse (le Rapport Portance / Traînée) de l'engin.

Concrètement pour le pilote :

La puissance nécessaire pour voler en effet de sol est inférieure. Dans le cas imaginaire d'un aéronef disposant de trop peu de puissance, ce dernier pourrait décoller, mais ne jamais pouvoir voler sans l’effet de sol et donc ne jamais monter plus haut que quelques mètres (cas du Flyer des frères Wright)
Lors de l’atterrissage (en vol plané ou en quasi-vol plané), l'aéronef va subitement mieux planer lorsqu'il entre en effet de sol à quelques mètres du sol. Le pilote doit avoir conscience du phénomène pour agir correctement et accompagner cette phase de l'atterrissage.

Fichier:Flügel ohne Bodeneffekt.png
Portance sans effet de sol (l'aile est dans un espace sans limite). Orange = haute pression / Bleu = basse pression
Fichier:Positiver Bodeneffekt.png
Portance avec effet de sol (le sol se trouve en bas de l'image et la pression sous l'aile a augmenté). Orange = haute pression / Bleu = basse pression

la couche limite

Profil de vitesse au travers d’une couche limite au-dessus d’une plaque.

La couche limite est la mince couche d'un écoulement au voisinage immédiat d'un objet, dans laquelle se manifestent les phénomènes de frottement et de viscosité. Plus vulgairement, la vitesse du flux d'air diminue au fur et à mesure que l'on s'approche de l'objet car il "frotte" du plus en plus sur cet objet.

La couche limite doit normalement exister tout autour du profil d'aile. Mais dans des conditions spécifiques, elle peut se "décoller" et l'écoulement ne suit plus le profil de l'aile. Un décollement important occasionne le décrochage. Un décollement moindre peut occasionner la perte de contrôle sur les gouvernes si ces dernières ne sont correctement alimentés en air. Des dispositifs spécifiques permettent de redonner de l'énergie à la couche limite pour éviter son décollement, au prix d'une trainée supérieure. Turbulateur, soufflage de la couche limite, aspiration au bord de fuite.... Lorqu'un indiqué par le constructeur, ces éléments doivent absolument être présent pour garantir la sécurité et la performance du vol.

Cette couche limite peut être de type laminaire ou turbulente, mais cette connaissance n'est pas demandée au pilote de planeur.

"Décrochage"
Écoulement sur un profil à incidence adaptée (pas de décollement de couche limite).
"Décrochage"
Écoulement sur un profil à forte incidence (couche limite décollée à l'extrados - décrochage).

Circonstances spéciales

Contaminations courantes des profils en planeur

pluie: les gouttes d'eau recouvrent l'aéronef. Les plus petites restent immobiles et collées à la surface (dans la couche limite où le flux d'air est plus faible). Les plus grosses peuvent parcourir l'aéronef de l'avant vers l'arrière. Le profil est déformé et cela peut occasionner une baisse jusqu’à 50% des performances ainsi qu'une augmentation de la vitesse de décrochage. Certains modèles de planeur ne peuvent tout simplement pas décoller avec les ailes chargées de gouttelettes.
poussière: Les poussières accumulées lorsqu'un planeur est dans le hangar peuvent conduire à une baisse des performances. Dû au principe de couche limite, la poussière ne sera pas soufflée et restera présente durant tout le vol.

système de démoustication des bords d'attaques sur un planeur performant

contamination du bord d’attaque: Des objets peuvent venir s'accumuler autour du point d'arrêt (bord d'attaque), notamment les insectes. Sur un planeur performant, la somme des cadavres de moustique peut représenter une baisse notable des performances. Des systèmes "démoustiqueurs en vol" peuvent exister en très haute performance.

Le givrage sur la cellule

Cristaux de glace se formant en "double cornes" sur le bord d'attaque d'un profil, dans un tunnel de givrage expérimental de la NASA.

Le givrage est l'apparition de glace à certains endroits de l'aéronef. Contrairement à l'aviation professionnelle, les planeurs ne sont pas équipés de systèmes de dégivrages.

glace sur la surface: l'aéronef peut se recouvrir de neige/givre sur toute la surface (au sol notamment), ce qui dégrade l'état de surface. Le profil d'aile est déformé ce qui occasionne une baisse des performances et une augmentation de la vitesse de décrochage. Le dégivrage avant le décollage est indispensable.
glace au point d’arrêt les profils: En vol, l'aéronef peut accumuler un bourrelet de givre/neige sur le bord d'attaque des profils, ou pire de l'eau surfondue impacte le point d'arrêt et givre un peu loin (givrage double cornes). En condition de givrage sévère, le profil d'aile est fortement modifié en quelques minutes, l'aile perd sa capacité portante et l'aéronef ne peut plus maintenir son vol.
effets du givre sur le contrôle: Le givrage sur les gouvernes peut fortement modifier l'équilibrage des gouvernes et peuvent devenir instables puis vibrer. Le givrage entre les gouvernes et les parties fixes peut bloquer les gouvernes entrainant l'impossibilité de contrôler l'attitude de l'aéronef.

Modèle en boucle détecté : 5- Principe de vol (motoplaneurs)

Mécanique du vol

Forces agissant sur un aéronef

Poids: le poids de l'aéronef s'applique au centre de gravité de l'aéronef. Sa direction est toujours vertical.
Portance: la force de portance est générée par les ailes. elle s'applique à un endroit particulier de l'aile appelé centre de poussée. Sa direction est toujours perpendiculaire à la trajectoire de l'aéronef.
Trainée: la force de trainée est générée principalement par les ailes. elle s'applique à un endroit particulier de l'aile appelé centre de poussée. Sa direction est toujours parallèle à la trajectoire de l'aéronef.
Traction: La force de propulsion s'applique au niveau de dispositif motopropulseur. Par simplification elle est considérée comme parallèle à la trajectoire de l'aéronef.

Autres définition utiles à la compréhension

Le poids apparent: Vulgairement, il s'agit de la "force ressentie par le pilote, verticalement, sur ses fesses". Le poids apparent est strictement égal et opposé à "la force supportée par les ailes, la portance". On dit que la portance de l'aile compense le poids apparent. $P o r t a n c e = P o i d s a p p a r e n t$
le facteur de charge: Vulgairement, c'est un chiffre qui permet d'indiquer le niveau de charge des ailes. Si le facteur de charge est de 2, la portance générée par les ailes est 2 fois plus grand que le poids de l'aéronef (dans un virage à 60°, le facteur de charge est de 2). $n = \frac{P o r t a n c e}{P o i d s} = \frac{P o i d s a p p a r e n t}{P o i d s}$
Force déviatrice: C'est une projection horizontale d'une force qui a pour conséquence de faire dévier la trajectoire de l'aéronef.
Vol rectiligne stabilisé: La première loi de Newton permet de prédire que lors d'un vol rectiligne et stabilisé, la somme des forces appliquées à l'aéronef est nulle (toutes les forces se compensent). Ce principe sera très utile à la compréhension.

les différentes situations de vol rectiligne stabilisé

Force appliquée à l'aéronef en vol horizontal rectiligne et stabilisé
Force appliquée à l'aéronef en vol en monté, rectiligne et stabilisé
Force appliquée à l'aéronef en vol en descente, rectiligne et stabilisé
Force appliquée à l'aéronef en vol plané rectiligne stabilisé

En vol horizontal: la portance compense le poids, la traction compense la trainée. Le facteur de charge est égal à 1
Montée rectiligne stabilisée: Une partie du poids devra être compensée par la traction du groupe motopropulseur (il faut donc plus de traction qu'en vol horizontal). La portance compense un poids apparent qui est légèrement inférieur au poids. Le facteur de charge est inférieur à 1.
Descente rectiligne stabilisée: Une partie du poids va "aider" à la traction (comme le poids aide un cycliste dans une descente). La portance compense un poids apparent qui est légèrement inférieur au poids. Le facteur de charge est inférieur à 1.
Vol plané rectiligne stabilisé: C'est une particularité du vol en descente où la traction du groupe motopropulseur est nulle. Afin de compenser la force de trainée, il faut adopter un angle de descente (appelé angle de plané) suffisant pour obtenir une valeur du "poids moteur" qui compensera la force de trainée. Ce schéma permet d'illustrer qu'un aéronef peu performant (avec une force de trainée plus importante) devra prendre un angle de plané plus important pour conserver le vol stabilisé.

Virage stabilisé coordonné

Force appliquée à l'aéronef en vol à inclinaison nulle
Force appliquée à l'aéronef en vol à inclinaison de 30°
Force appliquée à l'aéronef en vol à inclinaison de 60°

Le facteur de charge en virage: Lorsque l'aéronef est en virage, la portance (qui s'applique perpendiculairement aux ailes) est inclinée. Afin que la composante verticale de la portance (la force compensatrice du poids) reste suffisante, la portance doit augmenter sensiblement. La trigonométrie permet de déduire que pour garder l'équilibre, il faut

$P o r t a n c e e n v i r a g e = P o i d s a p p a r e n t e n v i r a g e = \frac{P o i d s}{c o s (A n g l e d^{'} i n c l i n a i s o n)}$
$F a c t e u r d e c h a r g e (n) = \frac{P o r t a n c e}{P o i d s} = \frac{P o i d s a p p a r e n t}{P o i d s} = \frac{1}{c o s (a n g l e d^{'} i n c l i n a i s o n)}$
en ligne droite : facteur de charge proche de 1
en virage incliné à 30° : facteur de charge d'environ 1.15
en virage incliné à 60° : facteur de charge d'environ 2

Rayon de virage: Plus l'aéronef est incliné, plus la force déviatrice est importante. Mais plus l'aéronef est rapide, plus il est difficile de le faire dévier. Le rayon de virage d'un aéronef décrivant des cercles parfait peut être prédit par la formule suivante :

$R a y o n d e v i r a g e [m] = \frac{V i t e s s e [m / s]^{2}}{g * t a n (A n g l e d^{'} i n c l i n a i s o n)} = \frac{V i t e s s e [m / s]^{2}}{9.8 * t a n (A n g l e d^{'} i n c l i n a i s o n)}$
Exemple : Un planeur évoluant à 30m/s en virage à 30° aura un rayon de virage de 156m

taux de virage: Le taux de virage indique la vitesse à laquelle l'aéronef change de cap. Il peut se prédire avec la formule suivante

$T a u x d e v i r a g e [s / t r] = \frac{2 π * V i t e s s e [m / s]}{g * t a n (A n g l e d^{'} i n c l i n a i s o n)} = \frac{6.28 * V i t e s s e [m / s]}{9.8 * t a n (A n g l e d^{'} i n c l i n a i s o n)}$
Exemple : Un planeur évoluant à 30m/s en virage à 30° mettra 33.3 secondes pour effectuer un tour complet.

Modèle en boucle détecté : 5-3 Stabilité (motoplaneurs) Modèle en boucle détecté : 5- Principe de vol (motoplaneurs)

Contrôle

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Généralités

Les axes utilisés pour un avion.

Les axes de rotation d'un avion forment un trièdre ayant pour origine le centre de gravité de l'aéronef comme sur l'image. On distingue donc trois axes :

l'axe de roulis autour duquel s'incline l'avion.
l'axe de tangage autour duquel l'assiette varie à cabrer, ou à piquer.
l'axe de lacet autour duquel la direction, le cap de l'aéronef, varie vers la gauche ou vers la droite.

Le pilote agit sur les commandes qui actionnent les gouvernes pour modifier l'attitude de l'aéronef sur les trois axes.

Pour obtenir un mouvement de tangage le pilote actionne le manche qui commande la gouverne de profondeur.

Elle est située le plus loin possible de l'aile, sur l'empennage horizontal ou bien sur un plan canard.

Pour obtenir un mouvement de roulis le pilote actionne latéralement le manche qui commande les ailerons.

Ces gouvernes sont généralement situées le plus loin possible de l'axe de roulis, donc vers l'extrémité des ailes.

Pour obtenir un mouvement de lacet le pilote actionne le palonnier (pédales) qui commande la gouverne de direction avec ses pieds.

Elle est située le plus loin possible de l'axe de lacet, sur l'empennage vertical.

Tableau récapitulatif
Axes avion	Angle	Gouverne	Commande	Mouvement de l’avion
Roulis	inclinaison	Ailerons	Manche GD	Fichier:Aileron roll.gif
Tangage	Assiette	Profondeur	Manche Av-Ar	Fichier:Aileron pitch.gif
Lacet	Angle de lacet	Direction	Palonnier	Fichier:Aileron yaw.gif

La plupart des aéronefs présentent un couplage en lacet-roulis : on peut commander un mouvement de roulis avec la gouverne de lacet (roulis induit). D'autre part une rotation en roulis entraîne généralement une rotation en lacet en sens inverse du virage demandé (lacet inverse).

Profondeur

Relations entre les commandes de vol et la rotation autour du centre de gravité de l’appareil
A): aileron, B): manche, C): gouvernail de profondeur, D) gouvernail de direction

Lorsque le pilote actionne le manche vers l'arrière, la gouverne de profondeur se déplace vers le haut. Au niveau de l'empennage, une force vers le bas apparait et la queue de l'aéronef se baisse. L'assiette varie alors à cabrer (point de vue pilote) et dans le même temps l'incidence augmente (point de vue aérodynamique).

En plus du rôle de contrôle en tangage, la gouverne de profondeur permet d'équilibrer les forces sur l'axe longitudinal. Plus le centre de gravité est en avant, plus la force de déportance de la profondeur doit être forte. La limite de l’efficacité de la profondeur est d'ailleurs une source de la limitation du centrage maximum avant.

Direction

Lorsque le pilote actionne le palonnier vers la droite, la gouverne de direction se déplace vers la droite. Au niveau de l'empennage, une force vers la gauche apparait et la queue de l'aéronef se déplace vers la gauche. Le nez de l'aéronef va alors se déplacer vers la droite.

Dans certains aéronefs, la roulette de queue est directionnelle et reliée au palonnier. Ceci permet de diriger l'aéronef au sol de la même manière qu'en vol avec grande précision.

Ailerons

Lorsque le pilote actionne le manche vers la gauche, l'aileron gauche se lève (et l'aileron droit s'abaisse). Au niveau des ailerons, la portance diminue à gauche (l'aile descend)et augmente à droite (l'aile monte). l'aéronef s'incline vers la gauche.

Sur certains aéronefs, la commande de roulis peut également être utilisé au sol pour se prémunir des effets du vents.

Cette commande est génératrice d'un effet secondaire indésirable : l'aileron qui se baisse génère plus de trainée que l'aileron qui lève. Cette différence de trainée gauche/droite va induire une rotation autour de l'axe de lacet inverse au coté de l’inclinaison. C'est le lacet inverse

Cet effet secondaire doit être compensé avec la commande lacet (palonnier) : A chaque action latérale sur la manche, une action au palonnier doit être réalisée simultanément afin de faire disparaitre la rotation du lacet inverse. A noter que le dosage et la synchronisation requiert une certaine expérience. Il faut également bien noter que la cause du lacet inverse est le braquage du manche, dès lors que le manche est replacé au neutre, les palonniers doivent être replacé au neutre également.

Cet effet secondaire peut être atténué par quelques stratagèmes inventés par les constructeurs d'aéronefs, comme par exemple le braquage différentiel des ailerons, le déport d'axe, l'utilisation "d'ailerons frises"...

Compensateurs d'évolution

Un compensateur d'évolution est une astuce de conception permettant de démultiplier l’effort du pilote. En effet, la surface d'une gouverne peut être trop importante pour être braquée par un pilote humain (essayez donc d'ouvrir en grand une portière de voiture à 120km/h!!). La conception de ces systèmes les rends transparent du point du vu du pilote, c'est complètement automatique. Le pilote n'a rien d'autre à faire que de piloter et de constater que les efforts aux commandes sont agréables! Les principaux systèmes utilisés en planeur sont :

Corne débordante (SF28...)
Tab automatique (ASK13...)
Servo tab

Compensateurs de régime

Un compensateur de régime permet d'actionner une commande de manière permanente, sans effort permanent. Sur les planeurs, il en existe un uniquement sur la commande de profondeur, appelé par simplification "compensateur" ou "trim" (commande de couleur verte). Lorsque le pilote souhaite maintenir une assiette différente (longue montée en moto-planeur, longue spirale...) à la place d'une action permanente, fatigante, et difficile à maintenir précisément durant un long moment, le pilote règle le compensateur. En planeur, deux types de systèmes sont utilisés pour compenser l’effort du pilote de manière permanente sur la commande profondeur :

Compensateur aérodynamique. Dans le cas d'une gouverne de profondeur, l'image présente ici un réglage du compensateur à cabrer
Compensateur par boite à ressort. Dans le cas d'une gouverne de profondeur, l'image présente ici un réglage du compensateur à cabrer

Sur un planeur, il est possible d'identifier le type de compensateur par la présence ou l'absence d'un tab sur la gouverne de profondeur. L'identification peut se faire également en déplaçant le compensateur au sol. Si le manche se déplace, il s'agit d'un compensateur par boite à ressort. Si le manche ne se déplace pas, il s'agit d'un compensateur aérodynamique. Modèle en boucle détecté : 5- Principe de vol (motoplaneurs)

Limitations

Limitations opérationnelles

Les planeurs sont conçus pour fonctionner à l'intérieur d'un certain domaine de vol. Cette enveloppe possède plusieurs points caractéristiques qui dépendent de limitations physiques :

limitation due au décrochage : Au delà de l'incidence de décrochage, l'aile ne génère plus de portance et le vol n'est plus possible. Il est possible d'en revenir par des actions adaptées.
limitation structurelle en charge statique : la structure de l'aéronef est conçue pour résister à un certain effort. Au delà de cet effort, elle casse.
limitation à cause du flutter : Le flutter (flottement en français) est une vibration dangereuse, auto excitée, du à l'entré en résonance des phénomènes de flexion et de torsion de l'aile. Le phénomène est potentiellement rapidement destructeur. Il apparaît généralement à vitesse élevée, c'est un des paramètres qui conduit à limiter la vitesse maximale d'un aéronef.

Une fois transposé dans la manuel de vol du planeur, ces limitations sont indiquées en vitesse maximale pour certaines configuration.Pour chaque planeur, ces valeurs sont disponibles dans le manuel de vol :

VNE - Velocity Never Exceed: Vitesse à ne jamais dépassée. Sur l'indicateur de vitesse elle est indiquée par un trait radial rouge. A cette vitesse, ne pas utiliser plus de 1/3 du braquage total des gouvernes. Cette vitesse est théoriquement fixe. Certains planeurs ont une VNE qui diminue en haute altitude compte tenu du fait qu'il s'agisse d'une limitation due au Flutter. Cette diminution sera indiquée dans le manuel de vol.
VA: Vitesse de manœuvre. Les commandes de l'aéronef (notamment la commande de profondeur) peut être baquée à 100% jusqu’à cette vitesse. Au delà, le braquage doit être limité car dans certaines conditions la structure du planeur peut être trop sollicitée.
VRA - Velocity Rough Air: Vitesse maximale en air agitée. Sur l'indicateur de vitesse, c'est la limite entre la fin de l'arc vert et le début de l'arc jaune. Le vol n'est permi au delà de cette vitesse qu'en air calme. Cette limitation est basée sur la résistance de la structure à une vitesse de rafale donnée.
VFE - Velocity Flap Extended: Vitesse maximale avec les volets. Sur l'indicateur de vitesse, elle est indiquée par la fin de l'arc blanc. Sur certains planeurs, une VFE différentes existe en fonction de la valeur du braquage des volets. Limitation basée sur des limites structurelles.
VLO - Velocity Landing gear Operating: Vitesse maximale de vol de manœuvre du train d’atterrissage. Elle n'est donnée par le constructeur que si elle la manipulation du train d'atterrissage ne peut pas être faite jusqu’à la VNE. Limitation basée sur des limites structurelles.

Modèle en boucle détecté : 5- Principe de vol (motoplaneurs)

Décrochages et autorotations

Généralités sur le décrochage

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En vol normal, l'écoulement de l'air est « attaché » sur les deux faces, intrados et extrados, de l'aile. Les filets d'air collent au profil de l'aile, ce qui favorise la portance. La portance dépend de l'angle d'incidence, angle que fait la corde de profil de l'aile avec le vent relatif.

À une certaine valeur de l'angle d'incidence, de l'ordre de 15 à 20°, selon les caractéristiques de l'aile profil, de l'allongement et du nombre de Reynolds, il se produit un décollement de l'écoulement aérodynamique à l'extrados de l'aile entraînant une chute de portance plus ou moins brusque : c'est à ce moment que l'aile décroche.

Du point de vu du pilote, le décrochage se classe en trois catégories :

Une abattée : l'assiette varie brusquement et amplement à piquer. C'est impressionnant mais à l'avantage de se détecter facilement.
Un enfoncement : L'assiette reste a sa position très cabrée mais l'aéronef descend rapidement. La difficulté est la détection en vol par le pilote.
Une perte de contrôle en roulis : Les ailerons ne sont plus efficaces, l'aéronef s'incline sans que le pilote ne puisse le contrôler.

La vitesse de décrochage

Évolution du coefficient de portance en fonction de l'angle d'incidence : maximum entre 15 et 19°, il diminue ensuite, en raison du décrochage.

Le décrochage dépend uniquement de l'angle d'incidence : à facteur de charge constant, une diminution de vitesse implique l'augmentation de l'angle d'incidence de l'aile pour conserver une portance équivalente (augmentation du coefficient de portance (Cz) pour compenser la baisse de vitesse). Pour une même configuration de vol (par exemple, en palier avec les volets rentrés), il existe une vitesse en dessous de laquelle l'angle d'incidence sera tellement important que les filets d'air parcourant l'extrados « décrocheront » en entraînant une perte considérable de portance. La vitesse de décrochage est souvent notée Vs (S pour stall en anglais = décrochage).

On peut donc atteindre l'incidence de décrochage définie et constante pour un profil d'aile donné, à des vitesses très variables qui sont fonctions de :

la position des dispositifs hypersustentateurs (becs, volets). Lorsqu'ils sont déployés, ils diminuent la vitesse de décrochage ;
la masse de l'aéronef. Plus elle est importante et plus la vitesse de décrochage est importante ;
le facteur de charge $n$ . Plus il est important et plus la vitesse de décrochage est importante. La vitesse de décrochage évolue selon la racine carrée du facteur de charge, comme par exemple en virage :

V i t e s s e d e c r o c h a g e_{n > 1} = V i t e s s e d e c r o c h a g e_{n = 1} * \sqrt{n}

la composante verticale de la traction fournie par le moteur ; plus la part de la poussée s'opposant à la gravité est forte, et moins la portance nécessaire pour maintenir une altitude constante est grande ;
des effets sur les ailes du souffle hélicoïdal dans le cas d'un aéronef à hélice (le souffle génère un vent relatif qui participe à la portance, cf cas du vol lent) ;
la pollution du profil (pluie, insectes...).

On parle souvent abusivement de vitesse de décrochage comme d'une caractéristique de l'aéronef, mais la vitesse de décrochage n'est jamais constante pour toutes les raisons évoquées ci-dessus. C'est l'incidence au moment du décrochage qui est constante.

Le cas spécifique du virage

En virage, le facteur de charge augmente avec l'inclinaison.

n = \frac{1}{\cos (i n c l i n a i s o n)}

Comme la vitesse de décrochage augmente lorsque le facteur de charge augmente (voir paragraphe ci-dessus). Il est possible de prédire par calcul l'augmentation de la vitesse de décrochage pour une inclinaison définie :

V i t e s s e d e c r o c h a g e_{e n v i r a g e} = V i t e s s e d e c r o c h a g e_{l i g n e d r o i t e} * \sqrt{\frac{1}{\cos (i n c l i n a i s o n)}}

Par exemple, un aéronef qui a une vitesse de décrochage de 100km/h sous un facteur de charge de 1 (=en ligne droite):

Lors d'un virage à 30° d'inclinaison, la vitesse de décrochage augmente de 7.5%, soit une vitesse de décrochage de 107.5km/h
Lors d'un virage à 45° d'inclinaison, la vitesse de décrochage augmente de 18.9%, soit une vitesse de décrochage de 118.9km/h
Lors d'un virage à 60° d'inclinaison, la vitesse de décrochage augmente de 41.4%, soit une vitesse de décrochage de 141.4km/h

les remèdes préventifs aérodynamiques

Selon les profils et la forme en plan de l'aile, il arrive que les extrémités de l'aile décrochent avant la partie centrale qui bénéficie du souffle de l'hélice. Des solutions permettent de remédier à cette anomalie :

La variation d'incidence ou de calage : L'aile est construite avec calage plus fort à l'emplanture qu'à l'extrémité. Ainsi, pendant le vol l'incidence diminue de l'emplanture vers l'extrémité. L'aile est vrillée un peu comme une pale d'hélice, ce qui permet, en retardant le décrochage des extrémités, de conserver une certaine efficacité des ailerons mais aussi de diminuer la vitesse de décrochage de l'aéronef.

La variation de profil ou de forme : Il s'agit du changement de profil entre l'emplanture et le saumon de l'aile. Le profil peut être biconvexe symétrique à l'emplanture et plan convexe à l'extrémité. A noter que l'évolution du profil peut être combinée avec le vrillage. Plus qu'un remède dans ce cas, il s'agit en fait d'une amélioration du comportement au décrochage.

L'installation de bandes de décrochages (Stall-strips en Anglais) : Il s'agit de petites pièces de section triangulaire d'environ 1cm de côté, et de 15 à 30cm de longueur. Elles sont installées sur le bord d'attaque des ailes. Elles sont presque toujours installées par paires, symétriquement sur les deux demie-ailes de l'aéronef. Installées près de l'emplanture de l'aile, leur but est de modifier localement le profil aérodynamique de l'aile, de manière que le décrochage de l'aile intervienne d'abord à l'emplanture plutôt qu'à l'extrémité de l'aile. Le contrôle en roulis est ainsi mieux préservé.

L'installation de turbulateurs : L'installation de turbulateurs, par la transition anticipée vers la couche limite turbulente qu'ils induisent, peut induire le recollement sur des zones particulières des aéronefs. Sur les planeurs, le turbulateur est souvent une mince bande en zigzag qui est placée sous l’aile et parfois sur la dérive. Sur les avions, ils peuvent prendre la forme de petites tôles verticales montées en biais.

Bande de décrochage, stall-strips en Anglais installée sur le bord d'attaque.

Bande de décrochage, stall-strips en Anglais installée sur le bord d'attaque.
Grob G 102 Astir avec une bande turbulateur sous l'aile

Grob G 102 Astir avec une bande turbulateur sous l'aile
Turbulateur monté sur un avion. Couteux en trainée, mais améliore les performances à basse vitesse

Turbulateur monté sur un avion. Couteux en trainée, mais améliore les performances à basse vitesse

le rôle du pilote vis à vis du décrochage

Fichier:Spin—an aggravated stall and autorotation..JPG

Avertisseur de décrochage sur une aile. Lorsque l'angle d'incidence approche de la valeur critique, le vent relatif aborde la palette métallique par-dessous, ce qui provoque son basculement et active l'alarme.

Le pilote tiens un rôle important dans la prévention du décrochage :

Garder une marge de vitesse vis à vis du décrochage:

De manière préventive le pilote doit avoir une bonne conscience de la vitesse de décrochage pour chaque situation de vol (ligne droite, virage, virage serré, vol sous la pluie...) dans l'objectif de conserver une marge de vitesse.

Détection du régime vibratoire "Buffeting"

Avant un décrochage, des vibrations basses vitesses ("buffeting") annoncent le décollement de la couche limite. Quelques km/h avant l'atteinte de la vitesse de décrochage, ces vibrations permettent au pilote de détecter les prémisses d'un décrochage.

Avertisseur de décrochage à palette

Sur certains aéronefs, un avertisseur de décrochage à palette permet d'avertir le pilote par un signal visuelle et une alarme sonore de l'atteinte de l'incidence de décrochage. Ce dispositif est placé au bord d'attaque de l'aile.

A noter qu'a proximité du sol (décollage, atterrissage en vol plané...), un humain a des actions instinctives contraires à la prévention du décrochage : prendre de l'altitude ou ne plus en perdre au mépris de la vitesse. L'apprentissage pratique permet de corriger ces réflexes et de remettre la conservation de la vitesse au premier plan.

Manœuvre de récupération du décrochage

Si le pilote ne perçoit pas les signaux avertisseur avant un décrochage, il est probable que l'appareil finisse par décrocher. Le taux de chute et la potentielle perte de contrôle conduiront à l'accident si la méthode de récupération n'est pas appliquée. La méthode de récupération optimale est décrite dans le manuel de vol de l'aéronef. Cependant, en l'absence d'information la méthode consiste à chercher à augmenter la vitesse au plus vite :

une fois reconnus les prémisses du décrochage,
action franche sur le manche vers l'avant pour réduire l'incidence,
augmentation rapide de puissance (si disponible) pour augmenter la vitesse,
reprendre le vol normal (assiette et inclinaison) une fois la vitesse acquise.

Suivant l'importance du décrochage, la perte de hauteur va de 50 à 150m. Le décrochage est sans risque à une hauteur suffisante, c'est la proximité du sol qui donne au décrochage son caractère dangereux. La prévention du décrochage doit être absolue dès que la hauteur disponible ne permettrait plus de le récupérer.

le décrochage avec puissance

Dans le cas de l'atteinte du décrochage avec une forte puissance moteur, le comportement de l'aéronef change légèrement :

Le facteur de charge étant inférieur à 1, la vitesse de décrochage sera plus faible.
le souffle de l'hélice peut augmenter l’efficacité de la profondeur, si le décrochage survient habituellement par une abattée, il pourrait alors survenir par un enfoncement plus difficile à détecter.
Dans certains cas, l’alarme de décrochage ne fonctionne pas correctement.

La vrille

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Schema d'une vrille

Sources de l'autorotation :

L'autorotation (ou la vrille : c'est le même concept) est un décrochage dissymétrique entretenu. Le décrochage dissymétrique signifie que seulement une des deux demie-aile dépasse l'incidence de décrochage. La source d'une vrille est donc généralement la combinaison :

d'une vitesse faible et donc d'un vol proche de l'incidence de décrochage,
d'une dissymétrie entre les deux demie-ailes qui peut être causée par :
- un aéronef qui entre en situation de dérapage important (une aile accélère, l'autre ralentie)
- une rafale verticale soudaine et puissante sur une seule demie-aile (vol de pente, entré dans un thermique...)
- Lors de l'action brutale des ailerons : l'un se lève (diminution de l'incidence) alors que l'autre s'abaisse (augmentation de l'incidence et dépassement de l'incidence de décrochage)

La demie-aile en situation de décrochage "descend" et "ralentie" brusquement (elle va devenir le centre de l'autorotation), l'autre demie-aile reste en situation de générer de la portance. L'autorotation peut être auto-entretenue indéfiniment. La vrille fait subir au pilote des contraintes physiques importantes (désorientation, fatigue, mal de l'air...). La trajectoire de vrille décrite par l'aéronef est :

L'aéronef descend quasiment sur une trajectoire verticale,
Il tourne sur lui-même (en autorotation), un tour prenant de 2 à 5 secondes,
L'assiette est variable, la vrille passe alternativement de plate à piquée (de -10 à -70 degrés), un cycle complet prend de 2 à 4 tours,
Il subit également un dérapage latéral et des oscillations en roulis,
L'aéronef perd entre 50 et 150m de hauteur par tour.

Comme pour le décrochage, c'est la proximité du sol qui donne à la vrille son caractère dangereux. La prévention de la vrille doit être absolue dès que la hauteur disponible ne permettrait plus d'en sortir.

Facteurs influant sur la vrille :

Les caractéristiques qui favorisent le déclenchement de la vrille sont nombreuses :

Effets des masses : Le centrage arrière ; Moment d'inertie important en lacet (masses en bouts d'aile) qui entretiennent la rotation...
Effets aérodynamiques : Formes arrières du fuselage influant sur l'alimentation en air des empennages aux grands angles d'assiette et de dérapage ; Dimension des empennages ; Types d'empennages, notamment position de la dérive par rapport au sillage décroché de l'empennage horizontal ; Souffle de l'hélice...

Fichier:World's Largest Weathervane - Whitehorse, Yukon (12449293644).jpg

Mise en vrille volontaire - puis 3 tours - puis sortie de vrille. Observer le braquage de la gouverne de direction pour la sortie de vrille

Sortie de vrille :

La méthode de sortie optimale est décrite dans le manuel de vol de l'aéronef. Cependant, en l'absence d'information la méthode standard consiste à :

action palonnier contraire à la rotation, maintien du manche au neutre latéralement, action manche à piquer,
reprendre le vol normal (assiette et inclinaison) une fois que l'autorotation est stoppée.
Cas particulier d'une vrille à plat : il faut d'abord revenir à une vrille classique : actionner le manche latéralement dans le sens de rotation de la vrille, puis sortir de la vrille classique avec les actions ci-dessus.

Pour le pilote te l'élève-pilote, il existe des difficultés connues pour réaliser correctement la manœuvre de sortie de vrille. Connaitre ces difficultés permet au pilote de mieux les surmonter :

Détecter le bon sens de l'autorotation : la désorientation et la précipitation pourrait conclure à une erreur de sens. Une manœuvre au palonnier dans le mauvais sens ne permettra pas de sortir de vrille. L'analyse du sens doit être consciencieuse.
Réflexe du retour à l'inclinaison nulle : par action réflexe, le pilote actionne le manche latéralement pour revenir ailes horizontales : ceci aurait pour conséquence une vrille à plat dont il est impossible de sortir directement. Le manche doit rester au neutre latéralement tant que la vrille n'est pas stoppée.
L’abandon précoce des actions : Durant la vrille, le pilote pourrait trouver le temps long et abandonner les actions qu'il entreprend au bout de quelques secondes. Après avoir re-vérifier le sens de la vrille, il faut maintenir les actions pendant plusieurs seconde avec ténacité car suivant la complexité de la vrille, il faut entre 1 et 3 tours pour en sortir.

Modèle en boucle détecté : 5- Principe de vol (motoplaneurs)

Virage engagé

Le virage engagé est un virage où l'assiette varie progressivement à piquer. L'aéronef descend et la vitesse augmente rapidement, alors que la planeur est en virage :

si l'angle d'inclinaison est important, le facteur de charge augmente en même temps que la vitesse et peut dépasser le maximum.
si l'angle d'inclinaison est faible, la vitesse augmente fortement. Au moment où le pilote prend conscience de la situation, une action trop brusque à forte vitesse peut avoir pour conséquence le dépassement du facteur de charge maximum.

Le risque est la rupture structurelle en vol.

Pour le pilote et l'élève pilote, cette situation peut survenir pour deux raisons :

Virage avec un angle d'inclinaison trop important, maintien de l'assiette impossible : L'action sur la gouverne de profondeur pour maintenir l'assiette n'est plus possible car le manche est en butée arrière.
Virage avec un angle d'inclinaison acceptable, avec mauvais maintien de l'assiette : L'action sur la gouverne de profondeur pour maintenir l'assiette est possible, mais le pilote ne réalise pas les actions nécessaire pour maintenir l'assiette en virage.

Dans les deux cas pour sortir du virage engagé, le pilote doit avant tout revenir à une inclinaison faible, puis revenir à une assiette adaptée par une action très modérée sur le manche si le planeur ne revient pas spontanément à la bonne assiette. Modèle en boucle détecté : 5- Principe de vol (motoplaneurs)

Exercices

Ces documents sont disponibles afin de stimuler l'apprentissage par d'autres moyens que la simple lecture. Chacun est libre de les utiliser comme il l'entend: en autonomie, dans le cadre d'un devoir donné par un ATO/DTO, en TP lors de cours en DTO...etc. Wiki-SPL.net propose le contenu mais n'a pas vocation à répondre aux demandes d'aides à l'apprentissage. Ce rôle est assuré par les formateurs des ATO/DTO dont il faudra se rapprocher !

Cahier d’exercices N°1 Document à imprimer. Prévoir un matériel basique (règle, crayon...).
QCM d'entrainement : quiz.wiki-spl.net - module 5 TMG

Stabilité

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La stabilité longitudinale d'un avion est son aptitude à revenir à sa position d'équilibre initial en tangage quand la trajectoire a été modifiée par le |pilote ou par un agent extérieur (ascendance, turbulence). Cette stabilité est indispensable au vol.

Stabilité longitudinale statique

Méthode pour obtenir la stabilité statique

Afin d'avoir un aéronef stable (qui à tendance à revenir de lui-même a sa position initiale), le centre de gravité de l'aéronef doit être en avant du foyer de l'aile. C'est lors de la conception de l'aéronef que l'aile doit être placée de manière adéquate par rapport au centre de gravité de l'aéronef. C'est une condition indispensable. Exemples :

Rappel : 
*Toutes les forces qui s'exercent sur un aéronef génèrent un moment (ou plus vulgairement : une tendance à la rotation) par rapport au centre de gravité de l'aéronef.
*La force de portance est exercée au niveau du foyer de l'aile. Elle créée un moment par rapport au centre de gravité de l'aéronef.

Cas du centre gravité en avant du foyer: Si la portance augmente, l'aéronef à tendance à piquer et l'incidence diminue. La portance revient à sa valeur initiale. L'aéronef est stable (Stabilité statique positive)
Cas du centre gravité sur le foyer: Si la portance augmente, l'aéronef n'évolue pas. Après l'augmentation, la portance ne change plus. L'aéronef est ni stable, ni instable (Stabilité statique neutre)
Cas du centre de gravité en arrière du foyer: Si la portance augmente, l'aéronef à tendance à cabrer et l'incidence augmente. La portance augmente alors encore plus et l'incidence augmente à nouveau (jusqu'au décrochage). L'aéronef est instable (Stabilité statique négative)

Aéronef STABLE. Si la portance augmente, l'aéronef tourne autour du centre de gravité à piquer, et la portance revient à sa valeur initiale.
Aéronef INSTABLE. Si la portance augmente, l'aéronef tourne autour du centre de gravité à cabrer, et la portance augmente encore...etc

Cas de la traction et de la trainée: Ces forces ont un rôle dans l'équilibre à moindre échelle qui ne sera pas étudier ici dans la stabilité longitudinale de l'aéronef.

Cas des gouvernes: Les gouvernes ont un axe de rotation par rapport à un bâti, ce qui change légèrement le raisonnement. Afin qu'une gouverne soit elle-même stable, la position de son centre de gravité par rapport à l'axe de rotation est importante. Le centre de gravité des gouvernes est ajusté par des masses.

Méthodes pour réaliser l’équilibre

Il est donc acquis que le centre de gravité doit toujours être en avant du foyer de l'aile pour avoir une réaction stable de l'aéronef. Mais d'un point de vu statique, cet état n'est pas à l'équilibre. Il y un moment piqueur. Afin de revenir à une situation d'équilibre, il est nécessaire de créer une force pour compenser le moment piqueur.

Formule classique. Le moment piqueur est compensé par un empennage à l'arrière de l'aile qui créé une déportance
Formule canard. Le moment piqueur est compensé par un empennage à l'avant de l'aile qui créé une portance

Pour aller plus loin :

La formule ailes volantes utilise un profil d'aile spécifique auto-stables (profil à double courbure, simple courbure inversée...) qui n'a pas besoin d’empennage horizontal. L'expérience montre que cela reste moins performant qu'un ensemble aile + empennage.

Stabilité longitudinale dynamique

Bien que l'aéronef soit stable d'un point de vu statique (stabilité statique positive), les réactions naturelles de l'aéronef à auto-corriger un écart peut être exagérés et générer un écart dans l'autre sens plusieurs fois de suites :

un peu plus faible que l'écart précédant (stabilité dynamique positive). L'écart initial est amorti en quelques oscillations.
identique à l'écart précédant (stabilité dynamique neutre). L'écart initial est auto-entretenu indéfiniment.
plus important que l'écart précédant (stabilité dynamique négative). L'écart initial est accentué à chaque oscillation.

La gestion du centre de gravité

Comme vu plus haut, le concepteur de l'aéronef fait en sorte de placer le centre de gravité de l'aéronef en avant du foyer. Mais le centre de gravité de l'aéronef dépend de la charge utile (masse du pilote, masse des bagages, masse du carburant...). Le concepteur autorise alors une variabilité ce cette charge utile pour s'adapter à l'usage courant de l'aéronef, et détermine toutes le positions du centre de gravité associées. Enfin, il détermine l'emplacement de l'aile de son aéronef pour faire en sorte que toute la plage du centre de gravité soit en avant du foyer de l'aile.

Le comportement en vol de l'aéronef est différent suivant la position du centre de gravité :

Si le planeur est centré plutôt proche de la limite avant: La stabilité longitudinale est forte. Le planeur est plutôt lourds aux commandes, les performances sont légèrement dégradées.
Si le planeur est centré plutôt proche de la limite arrière : La stabilité longitudinale est juste suffisante. Le planeur est plutôt maniable, léger aux commande, les performances sont optimisées, les phénomènes comme le décrochage et la vrille sont plus marqués sans posé de soucis.
Si le planeur est centré au delà de la limite arrière (INTERDIT) : le planeur est instable et dangereux, la vrille est plus susceptible d'apparaitre et le constructeur ne garantie pas que l'aéronef puisse sortie de vrille.

Le actions obligatoire du pilote :

Avant de voler, le pilote doit s'assurer que le centre de gravité de l'aéronef se situe dans la plage autorisé.
Si le pilote est trop léger par rapport au minimum fixé par le constructeur, des systèmes de lest existent.

Stabilité dynamique latérale ou directionnelle

Stabilité latérale

C'est la stabilité d'un avion en mouvement en dehors de son plan de symétrie (plan axial vertical). On a alors trois types de mouvements : rotation en lacet, rotation en roulis, translation latérale.

Ce DC3 fait la girouette autour de son Centre des Masses

La stabilité en lacet est la capacité de l'avion à conserver sa direction (son cap) malgré les perturbations. Cette stabilité est obtenue en dotant l'avion d'une dérive (empennage vertical) de surface suffisante : placé en travers par une perturbation, l'avion fera alors face au vent sous l'effet de la portance (latérale) de la dérive, ce qui le ramènera au neutre. Finalement, lors de ce retour au neutre, l'avion se comporte comme une girouette en tournant autour de son centre des masses, ce qui est mis en application en vrai grandeur avec le DC3 ci-contre.
La stabilité en roulis, plus exactement la stabilité spirale, capacité de l'avion à corriger un excès ou un défaut d'inclinaison en virage. L'équilibre en roulis étant généralement un équilibre instable, faiblement divergent donc pilotable, on ne peut pas parler de « stabilité en roulis ».
Quand il y a un translation latérale (vol en attaque oblique, glissade vers l'intérieur du virage ou dérapage vers l'extérieur), on doit étudier les effets de cette translation sur le comportement en roulis (roulis induit par le lacet), stabilité spirale.

Surfaces de stabilisation

L'empennage étant placé à l'arrière par définition :

la stabilité en lacet est assurée par la dérive (empennage vertical),
la stabilité en tangage est assurée par le stabilisateur (empennage horizontal),
la stabilité en roulis en ligne droite est généralement nulle ou faiblement négative, rarement positive,
la stabilité en roulis en virage (la stabilité spirale) dépend du couplage complexe entre l'effet dièdre et la stabilité de lacet.

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Modèle en boucle détecté : 5- Principe de vol (motoplaneurs)

Aérodynamique, Concepts de base, lois et définitions

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L'aérodynamique est une branche de la dynamique des fluides qui étudie les écoulements d'air, et leurs effets sur des éléments solides. En aéronautique, l'aérodynamique s'applique aux déplacements des aérodynes, principalement sur leur aile et leur système de propulsion (hélices, rotors, turbines, turboréacteurs).

Unités, lois et définitions

Unités utilisées

Forces en Newton (N) (ou kg par approximation, mais pas officiel. 1kg = env. 10N)
Surface en mètre carré (m²)
Pression en Pascal (Pa)
Vitesse en mètre par seconde (m/s)

Autres définitions utiles

La Densité (sans unité) : en aéronautique, le gaz pris comme référence (densité = 1) est l'air au niveau du sol en conditions standards.
Les pressions :
- La pression statique : C'est la pression de l'air mesurée lorsqu'il n'y a aucun mouvement, notée $P_{s}$
- La pression dynamique : C'est l'augmentation de pression de l'air générée lorsqu'il se déplace (l'air frappe l'obstacle, la pression augmente), notée $P_{d} = \frac{1}{2} ρ V^{2}$
- La pression totale : En aéronautique, on simplifie à la somme $P r e s s i o n t o t a l e = P r e s s i o n s t a t i q u e + P r e s s i o n d y n a m i q u e; P_{t} = P_{s} + P_{d}$

Lois de Newton

la première loi de Newton simplifiée au cas des aéronefs :
- Si un aéronef évolue sur une trajectoire rectiligne et à vitesse constante, alors la somme des force qu'il subit est nulle.
- Réciproque : Si la somme des efforts qu'un aéronef subit est nulle, alors il évolue sur une trajectoire rectiligne et à vitesse constante.
la seconde loi de Newton simplifiée au cas des aéronefs :
- Si un aéronef évolue sur une trajectoire courbe ou si sa vitesse n'est pas constante, alors la somme des éfforts qu'il subit n'est pas nulle.
- Réciproque : Si la somme des efforts qu'un aéronef subit n'est pas nulle', alors il évolue sur une trajectoire courbe ou sa vitesse n'est pas constante.

Le théorème de Bernoulli et ses développements

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Le théorème de Bernoulli est la formulation mathématique du principe de Bernoulli qui énonce que dans le flux d'un fluide incompressible [...], le long d'une même ligne du courant, la quantité de Bernoulli se conserve, soit :

\frac{1}{2} ρ v^{2} + ρ g z + p = c o n s t a n t e

où :

p

est la pression en un point (en Pa ou N/m²) ;

ρ

est la masse volumique en un point (en kg/m³) ;

v

est la vitesse du fluide en un point (en m/s) ;

g

est l'accélération de la pesanteur (en N/kg ou m/s²) ;

z

est l'altitude du point considéré (en m).

La constante dépend de la ligne de courant considérée.

Ce théorème manipulé de différentes manières permet de prédire les paramètres physiques dans un flux. Il est notamment utilisé pour prédire le fonctionnement d'un tube de Pitot afin de déterminer la vitesse de l'aéronef.

Efforts aérodynamiques

L'écoulement de l'air autour d'un profil créer des variations de pressions. La pression qui s'exercent sur les surfaces va alors créer des efforts que l'on peut simplifier à:

une force de portance: F_z, perpendiculaire à la direction moyenne de l'écoulement, dans le plan vertical.
une force de traînée: F_x, parallèle à la direction de l'écoulement ;
la somme des deux: R_a, la résultante aérodynamique.

Des essais en soufflerie ont permis de découvrir que les forces aérodynamiques générées par une aile dépendent de certains paramètres. Les résultats de ces essais ont permis de modéliser l’influence de chacun d'eux dans une formule. Les paramètres sont détaillés ci-dessous :

$F o r c e d e T r a i n e e = F_{x} = \frac{1}{2} ρ S V^{2} C_{x}$

$F o r c e d e P o r t a n c e = F_{z} = \frac{1}{2} ρ S V^{2} C_{z}$

La masse volumique de l'air

$ρ$ - Il s'agit de la masse de l'air par unité de volume. Par commodité, elle est souvent présentée en kg/m3. Toutes autres choses égales par ailleurs, lorsque la masse volumique diminue, les forces aérodynamiques diminuent (vérifiable grâce à la formule).

Concrètement pour le pilote planeur :

Sa valeur standard est de 1.225kg/m3 ;
Si l'altitude augmente, la masse volumique diminue. Si la température augmente, la masse volumique diminue ;
ce paramètre est subit par le pilote.

Surface de référence

$S$ - En aéronautique, la surface de référence d'une aile est appelée Surface Alaire et est la surface projetée sur le plan horizontal, incluant l'espace de fuselage entre les deux demie-ailes. Elle est exprimée en mètres carré (m²). Dans le cas spécifique des empennages verticaux (dérive), c'est la projection vertical qui est prise en compte. Toutes autres choses égales par ailleurs, plus la surface alaire est importante, plus les forces aérodynamiques seront fortes (vérifiable grâce à la formule).

Concrètement pour le pilote planeur :

La surface alaire est définie par le constructeur de l'aéronef, et le pilote ne peut pas la changer.
sauf dans le cas où le constructeur prévoit des éléments mobiles permettant de changer la surface (exemple : Dispositif hypersustentateur)

Vitesse de l'écoulement

$V$ - En aéronautique, il s'agit de la vitesse de l'aéronef par rapport à l'air. Pour les calculs aérodynamique, elle est exprimé en m/s (bien que les instruments des pilotes fonctionnent en km/h ou en kt). Toutes autres choses égales par ailleurs, Les forces aérodynamiques varient au carré de vitesse. Si la vitesse est multipliée par 3, les forces aérodynamiques seront multipliées par 9 (vérifiable grâce à la formule).

Concrètement pour le pilote planeur :

Généralement, la vitesse d'un planeur varie de 70 à 250km/h (de 20 à 70m/s)
C'est le pilote qui choisi sa vitesse en vol (sauf rafale de vent transitoire)

Coefficients

Les lignes noires représentent le flux d'air, l'aile étant présentée en coupe, l'angle α est l'angle d'incidence.

$C x, z$ - Les coefficients aérodynamiques sont des coefficients sans dimensions permettant de prendre en compte l’influence du profil sur les forces, pour une position donnée :

C_x : le coefficient de traînée, permet d'évaluer l'influence du profil sur la trainée ;
C_z : le coefficient de portance, permet d'évaluer l'influence du profil sur la portance.

Il faut noter que les coefficients changent à chaque fois que le profil est placé différemment dans l'écoulement : les coefficients dépendent fortement de l'angle d'incidence du profil. Toutes autres choses égales par ailleurs, plus l'incidence est grande, plus les coefficients sont grands et donc plus les forces aérodynamiques seront fortes. Cependant, l'augmentation n'est pas possible à l'infinie. Au delà d'un angle d'incidence de 15 à 20° suivant le type d'aile, le flux d'air devient brusquement très mauvais et le Cz diminue brusquement. On dit que l'aile décroche.

Concrètement pour le pilote planeur :

Le pilote ne peut pas changer la forme du profil, sauf si le constructeur prévoit des éléments mobiles permettant de changer la surface ou la courbure de l'aile (exemple : Dispositif_hypersustentateur)
Mais grâce a ses commande, le pilote peut orienter le profil de l'aile différemment dans l'écoulement, faire varier l'incidence et donc agir sur le Cz (et le Cx mais c'est la variation de Cz que recherche le pilote !).

Pour aller plus loin : Dans la littérature anglo-saxonne le coefficient $C_{x}$ est désigné par $C_{d r a g}$ et $C_{z}$ est désigné par $C_{l i f t}$ . Aussi, les coefficients ne peuvent être mesurés mais seulement déterminés par calcul en posant $C_{x, z} = \frac{F_{x, z}}{\frac{1}{2} ρ V^{2} S}$ (les forces étant mesurées expérimentalement (en soufflerie).

Rapport Portance / Traînée = la finesse !

Le rapport portance/traînée d'une aile est nommé finesse aérodynamique. Elle représente le rendement de l'aile.

En effet, dans le cas d'une aile d'aéronef, il faut chercher à avoir le plus fort C_z avec le plus faible C_x possible. Autrement dit, il faut que le rapport $\frac{C_{z}}{C_{x}}$ soit le plus grand possible. Ce rapport est l'expression de la finesse de l'aile d'un point de vu des aérodynamiciens, elle est strictement identique à la notion de finesse classique connue des pilotes :

$\frac{C_{z}}{C_{x}} = \frac{D i s t a n c e h o r i z o n t a l e p a r c o u r e}{h a u t e u r p e r d u e} = \frac{V i t e s s e h o r i z o n t a l e (V_{x})}{V i t e s s e v e r t i c a l e (V_{z})} = F i n e s s e$

Forme d’un profil aérodynamique

Vocabulaire sur un profil d'aile

Extrados: dessus du profil ou de l'aile.
Intrados: dessous du profil ou de l'aile.
Bord d’attaque: partie avant du profil. Il est généralement de forme arrondie.
Bord de fuite: partie arrière et amincie du profil.

corde: Segment de droite entre le bord d'attaque et le bord de fuite
épaisseur relative: $\frac{E p a i s s e u r m a x i m a l e (m m)}{C o r d e (m m)}$
ligne de cambrure: ligne courbe qui se situe exactement entre l'intrados et l'extrados. Sur un profil parfaitement symétrique, la ligne de cambrure est confondue avec la corde.
cambrure (relative): $\frac{C a m b r u r e m a x i m a l e (m m)}{C o r d e (m m)}$
incidence: Angle d'incidence α entre la corde de profil et le vent relatif (vecteur noir).

Angle de Calage: Angle entre la corde du profil et l'axe du fuselage (Cet angle est choisi par le concepteur pour des raisons de visibilité et d'incidence maximum au roulage).
Angle d'incidence: Angle entre la corde du profil et le vente relatif (ou la trajectoire, le vent relatif étant directement la conséquence du déplacement de l'aéronef).
Pente: Angle entre la trajectoire de l'aéronef et l'horizon. Une pente nulle équivaut à un vol en palier.

La forme de l’aile

envergure: distance mesurée entre les deux extrémités de l'aile (entre les deux saumons d'aile).
allongement (sans unité): $A l l o n g e m e n t = \frac{E n v e r g u r e^{2} (m^{2})}{S u r f a c e a l a i r e (m^{2})} = \frac{E n v e r g u r e (m)}{C o r d e m o y e n n e (m)}$ Un grand allongement améliore la finesse.
emplanture: Il s'agit de la jonction de l’élément, l'endroit où il est attachée (emplanture de l'aile, du plan fixe de profondeur...)
corde à l’emplanture: corde mesuré au niveau de emplanture
corde à l’extrémité: corde mesurée au niveau du saumon d'aile
forme en plan de l’aile: forme géométrique de l'aile (aile rectangulaire, aile trapézoïdale, aile elliptique...)

forme en plan RECTANGULAIRE
forme en plan TRAPEZOIDALE
forme en plan ELLIPTIQUE
forme en plan TRAPEZOIDALE avec flèche inverse

Écoulement en 2D

Portance sans effet de sol (l'aile est dans un espace sans limite). Orange = haute pression / Bleu = basse pression

Pour devenir pilote, la pleine compréhension de ce paragraphe n'est pas requise. Il faudra appréhender les grands principes.

Modèles mathématiques

L'aérodynamique est une science qui fait partie de la mécanique des fluides, appliquée au cas particulier de l'air. À ce titre, les modèles mathématiques qui s'appliquent sont :

les équations de Navier-Stokes lorsque les effets visqueux ne sont pas négligeables. Le paramètre principal quantifiant ces effets est le nombre de Reynolds ;
les équations d'Euler ou de fluide parfait, lorsque les effets visqueux sont négligeables ;
l'équation de Stokes lorsque les effets visqueux sont prépondérants et les effets inertiels du fluide négligeables (nombre de Reynolds proche de zéro ;
l'équation d'état du gaz (modèle du gaz parfait pour l'air).

Le point d’arrêt: Au point d'arrêt, la vitesse du fluide est nulle et toute l'énergie cinétique de ce fluide est transformée en énergie de pression. Sur un profil, le point d'arrêt est localisé approximativement au bord d'attaque, mais dépend de l'angle d'incidence du moment.

Distribution de pression: L'écoulement autour d'un profil créer des variations de vitesse dans l’écoulement, occasionnant des variations de pression. Pour avoir une force de portance vers le haut, il faut créer une dépression au dessus de l'aile, et une surpression en dessous. La forme du profil est alors construite en conséquence.

Centre de pression: C'est le point où s'appliquerait la somme de toute les pressions à l'intrados, et à l'extrados.

Influence de l’incidence: Comme vu plus haut, lorsque l'incidence augmente, les coefficients aérodynamiques augmentent

Séparation de l’écoulement aux fortes incidences: Lorsque l'incidence du profil est trop importante (entre 15 et 20°), un décollement de couche limite se produit, le flux ne s'écoule plus le long du profil. Le profil ne génère plus de portance.

Fichier:Lift curve fr.svg
graphique donnant l'évolution du coefficient de portance en fonction de l'angle d'incidence. Le décrochage survient dans ce cas pour un angle d'incidence supérieur à 15°.
Fichier:Angles de portance et de décrochage.svg
influence de l’angle d'incidence sur la portance

Écoulement en 3D

L'étude de l'écoulement sur aile complète, en 3D, permet d’appréhender d'autres phénomènes.

Tourbillon marginaux sur une aile

Étude de la NASA sur les turbulences de sillage. Un tourbillon est créé par le passage d'une aile d'avion, révélé par la fumée.

Les tourbillons marginaux

Les tourbillons marginaux naissent de la différence de pression entre l'intrados et l'extrados au niveau du saumon de l'aile. Un mouvement spontané de l'air créer cette forme circulaire, qui se transforme en tourbillon avec l'avancement de l'aéronef. Ils sont des éléments important de ce que l'on nomme la turbulence de sillage.

Pour les planeurs, c'est un phénomène néfaste à la performance mais relativement faible compte tenu du grand allongement de l'aile.

Pour les aéronefs lourd, c'est un phénomène important qui peut devenir dangereux pour les aéronefs léger. Cela a conduit les autorités aéronautiques à définir des distances minimales entre avions en fonction de leurs poids respectifs au décollage, à l'atterrissage et en vol.

Un tourbillon peut également apparaitre sur des parties formant des angles avec le plan des ailes, telles que par exemple les volets quand ils sont abaissés. Une image du tourbillon marginal est parfois visible avec de la condensation de vapeur d'eau qui se forme dans des conditions de basse pression. C'est surtout le cas des avions de chasse en forte accélération ou avec un angle d'incidence élevé. Ou encore des avions de ligne au décollage ou à l'atterrissage dans un air humide. Il ne faut pas confondre cette condensation avec les trainées de condensation qui sont provoquées par la vapeur d'eau échappée des moteurs.

Les winglets (ailettes de bout d'aile) tendent à diminuer l'importance du tourbillon marginal en transformant une partie de son énergie pour réduire la traînée. On dit qu'elles augmentent l'allongement aérodynamique.

Les composantes de la trainée

La trainée totale peut se décomposer afin de mettre en avant la contribution à la traînée causée par tel ou tel phénomène aérodynamique. La connaissance des différents sources de trainée permet au pilote d'agir spécifiquement pour leur contrôle et leur diminution.

Dans l’écoulement d’un fluide sur une surface on constate au voisinage immédiat de la surface un ralentissement du fluide. L’épaisseur où le fluide est ralenti s’appelle la couche limite. Dans la couche limite les molécules d'air sont ralenties, ce qui se traduit par une perte d'énergie. Ce phénomène est d'autant plus grand que la surface en contact avec l'écoulement est importante. On parle également de surface mouillée pour évoquer cette composante de la trainée.

La résistance aérodynamique d’un objet dépend de sa forme. Si l’on compare les traînées d'un disque perpendiculaire à l'écoulement, d'une sphère de même diamètre et d'une forme profilée également de même diamètre (présentant la forme dite de façon abusive "en goutte d’eau"), on constate que la sphère suscite 50 % de la résistance du disque, et la "goutte d’eau" à peine 5 % de la résistance de ce même disque. La traînée de forme est minimale quand l'écoulement n'est pas décollé. Les variations de section brutales du corps amènent des décollements, de la turbulence et donc de la traînée. Afin de réduire les décollements et la turbulence, il faut "profiler" le corps. Les avions les mieux profilés (les planeurs) ont un coefficient de forme très faible.

L'expression complète qui devrait être utilisée est traînée induite par la portance. Elle est causée par tout ce qui crée de la portance, proportionnelle au carré du coefficient de portance (C_z), et inversement proportionnelle à l'allongement effectif. Elle est réduite par la présence de winglet. La traînée induite est une composante importante de la traînée totale, notamment aux basses vitesses (forts coefficients de portance).

Pour aller plus loin : Le mécanisme de la traînée induite a été théorisé par Ludwig Prandtl (1918) de la manière suivante : Pour avoir une portance, il faut une surpression relative à l’intrados de l’aile et/ou une dépression relative à l’extrados de l’aile. Sous l'effet de cette différence de pression, l’air passe directement de l’intrados à l’extrados en contournant l'extrémité de l'aile. Il en résulte que, sous l’intrados, le flux d’air général se trouve dévié latéralement vers l’extrémité de l’aile, et que sur l’extrados le flux d’air se trouve dévié vers le centre de l’aile. Lorsque les flux respectifs de l’intrados et de l’extrados finissent par se rejoindre au bord de fuite de l’aile, leurs directions divergent, ce qui cause à la fois la traînée induite et des tourbillons en arrière du bord de fuite.

Effet de sol

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En aéronautique, dans le cas d'un aérodyne à effet de sol, le vol à proximité du sol augmente légèrement la portance (la portance est plus grande à incidence identique), ce qui permet, à portance égale, de réduire l'angle d'incidence et la déflexion et donc la Traînée induite par la portance. Cela améliore la finesse (le Rapport Portance / Traînée) de l'engin.

Concrètement pour le pilote :

La puissance nécessaire pour voler en effet de sol est inférieure. Dans le cas imaginaire d'un aéronef disposant de trop peu de puissance, ce dernier pourrait décoller, mais ne jamais pouvoir voler sans l’effet de sol et donc ne jamais monter plus haut que quelques mètres (cas du Flyer des frères Wright)
Lors de l’atterrissage (en vol plané ou en quasi-vol plané), l'aéronef va subitement mieux planer lorsqu'il entre en effet de sol à quelques mètres du sol. Le pilote doit avoir conscience du phénomène pour agir correctement et accompagner cette phase de l'atterrissage.

Fichier:Flügel ohne Bodeneffekt.png
Portance sans effet de sol (l'aile est dans un espace sans limite). Orange = haute pression / Bleu = basse pression
Fichier:Positiver Bodeneffekt.png
Portance avec effet de sol (le sol se trouve en bas de l'image et la pression sous l'aile a augmenté). Orange = haute pression / Bleu = basse pression

la couche limite

Profil de vitesse au travers d’une couche limite au-dessus d’une plaque.

La couche limite est la mince couche d'un écoulement au voisinage immédiat d'un objet, dans laquelle se manifestent les phénomènes de frottement et de viscosité. Plus vulgairement, la vitesse du flux d'air diminue au fur et à mesure que l'on s'approche de l'objet car il "frotte" du plus en plus sur cet objet.

La couche limite doit normalement exister tout autour du profil d'aile. Mais dans des conditions spécifiques, elle peut se "décoller" et l'écoulement ne suit plus le profil de l'aile. Un décollement important occasionne le décrochage. Un décollement moindre peut occasionner la perte de contrôle sur les gouvernes si ces dernières ne sont correctement alimentés en air. Des dispositifs spécifiques permettent de redonner de l'énergie à la couche limite pour éviter son décollement, au prix d'une trainée supérieure. Turbulateur, soufflage de la couche limite, aspiration au bord de fuite.... Lorqu'un indiqué par le constructeur, ces éléments doivent absolument être présent pour garantir la sécurité et la performance du vol.

Cette couche limite peut être de type laminaire ou turbulente, mais cette connaissance n'est pas demandée au pilote de planeur.

"Décrochage"
Écoulement sur un profil à incidence adaptée (pas de décollement de couche limite).
"Décrochage"
Écoulement sur un profil à forte incidence (couche limite décollée à l'extrados - décrochage).

Circonstances spéciales

Contaminations courantes des profils en planeur

pluie: les gouttes d'eau recouvrent l'aéronef. Les plus petites restent immobiles et collées à la surface (dans la couche limite où le flux d'air est plus faible). Les plus grosses peuvent parcourir l'aéronef de l'avant vers l'arrière. Le profil est déformé et cela peut occasionner une baisse jusqu’à 50% des performances ainsi qu'une augmentation de la vitesse de décrochage. Certains modèles de planeur ne peuvent tout simplement pas décoller avec les ailes chargées de gouttelettes.
poussière: Les poussières accumulées lorsqu'un planeur est dans le hangar peuvent conduire à une baisse des performances. Dû au principe de couche limite, la poussière ne sera pas soufflée et restera présente durant tout le vol.

système de démoustication des bords d'attaques sur un planeur performant

contamination du bord d’attaque: Des objets peuvent venir s'accumuler autour du point d'arrêt (bord d'attaque), notamment les insectes. Sur un planeur performant, la somme des cadavres de moustique peut représenter une baisse notable des performances. Des systèmes "démoustiqueurs en vol" peuvent exister en très haute performance.

Le givrage sur la cellule

Fichier:World's Largest Weathervane - Whitehorse, Yukon (12449293644).jpg

Cristaux de glace se formant en "double cornes" sur le bord d'attaque d'un profil, dans un tunnel de givrage expérimental de la NASA.

Le givrage est l'apparition de glace à certains endroits de l'aéronef. Contrairement à l'aviation professionnelle, les planeurs ne sont pas équipés de systèmes de dégivrages.

glace sur la surface: l'aéronef peut se recouvrir de neige/givre sur toute la surface (au sol notamment), ce qui dégrade l'état de surface. Le profil d'aile est déformé ce qui occasionne une baisse des performances et une augmentation de la vitesse de décrochage. Le dégivrage avant le décollage est indispensable.
glace au point d’arrêt les profils: En vol, l'aéronef peut accumuler un bourrelet de givre/neige sur le bord d'attaque des profils, ou pire de l'eau surfondue impacte le point d'arrêt et givre un peu loin (givrage double cornes). En condition de givrage sévère, le profil d'aile est fortement modifié en quelques minutes, l'aile perd sa capacité portante et l'aéronef ne peut plus maintenir son vol.
effets du givre sur le contrôle: Le givrage sur les gouvernes peut fortement modifier l'équilibrage des gouvernes et peuvent devenir instables puis vibrer. Le givrage entre les gouvernes et les parties fixes peut bloquer les gouvernes entrainant l'impossibilité de contrôler l'attitude de l'aéronef.

Modèle en boucle détecté : 5- Principe de vol (motoplaneurs)

Mécanique du vol

Forces agissant sur un aéronef

Poids: le poids de l'aéronef s'applique au centre de gravité de l'aéronef. Sa direction est toujours vertical.
Portance: la force de portance est générée par les ailes. elle s'applique à un endroit particulier de l'aile appelé centre de poussée. Sa direction est toujours perpendiculaire à la trajectoire de l'aéronef.
Trainée: la force de trainée est générée principalement par les ailes. elle s'applique à un endroit particulier de l'aile appelé centre de poussée. Sa direction est toujours parallèle à la trajectoire de l'aéronef.
Traction: La force de propulsion s'applique au niveau de dispositif motopropulseur. Par simplification elle est considérée comme parallèle à la trajectoire de l'aéronef.

Autres définition utiles à la compréhension

Le poids apparent: Vulgairement, il s'agit de la "force ressentie par le pilote, verticalement, sur ses fesses". Le poids apparent est strictement égal et opposé à "la force supportée par les ailes, la portance". On dit que la portance de l'aile compense le poids apparent. $P o r t a n c e = P o i d s a p p a r e n t$
le facteur de charge: Vulgairement, c'est un chiffre qui permet d'indiquer le niveau de charge des ailes. Si le facteur de charge est de 2, la portance générée par les ailes est 2 fois plus grand que le poids de l'aéronef (dans un virage à 60°, le facteur de charge est de 2). $n = \frac{P o r t a n c e}{P o i d s} = \frac{P o i d s a p p a r e n t}{P o i d s}$
Force déviatrice: C'est une projection horizontale d'une force qui a pour conséquence de faire dévier la trajectoire de l'aéronef.
Vol rectiligne stabilisé: La première loi de Newton permet de prédire que lors d'un vol rectiligne et stabilisé, la somme des forces appliquées à l'aéronef est nulle (toutes les forces se compensent). Ce principe sera très utile à la compréhension.

les différentes situations de vol rectiligne stabilisé

Force appliquée à l'aéronef en vol horizontal rectiligne et stabilisé
Force appliquée à l'aéronef en vol en monté, rectiligne et stabilisé
Force appliquée à l'aéronef en vol en descente, rectiligne et stabilisé
Force appliquée à l'aéronef en vol plané rectiligne stabilisé

En vol horizontal: la portance compense le poids, la traction compense la trainée. Le facteur de charge est égal à 1
Montée rectiligne stabilisée: Une partie du poids devra être compensée par la traction du groupe motopropulseur (il faut donc plus de traction qu'en vol horizontal). La portance compense un poids apparent qui est légèrement inférieur au poids. Le facteur de charge est inférieur à 1.
Descente rectiligne stabilisée: Une partie du poids va "aider" à la traction (comme le poids aide un cycliste dans une descente). La portance compense un poids apparent qui est légèrement inférieur au poids. Le facteur de charge est inférieur à 1.
Vol plané rectiligne stabilisé: C'est une particularité du vol en descente où la traction du groupe motopropulseur est nulle. Afin de compenser la force de trainée, il faut adopter un angle de descente (appelé angle de plané) suffisant pour obtenir une valeur du "poids moteur" qui compensera la force de trainée. Ce schéma permet d'illustrer qu'un aéronef peu performant (avec une force de trainée plus importante) devra prendre un angle de plané plus important pour conserver le vol stabilisé.

Virage stabilisé coordonné

Force appliquée à l'aéronef en vol à inclinaison nulle
Force appliquée à l'aéronef en vol à inclinaison de 30°
Force appliquée à l'aéronef en vol à inclinaison de 60°

Le facteur de charge en virage: Lorsque l'aéronef est en virage, la portance (qui s'applique perpendiculairement aux ailes) est inclinée. Afin que la composante verticale de la portance (la force compensatrice du poids) reste suffisante, la portance doit augmenter sensiblement. La trigonométrie permet de déduire que pour garder l'équilibre, il faut

$P o r t a n c e e n v i r a g e = P o i d s a p p a r e n t e n v i r a g e = \frac{P o i d s}{c o s (A n g l e d^{'} i n c l i n a i s o n)}$
$F a c t e u r d e c h a r g e (n) = \frac{P o r t a n c e}{P o i d s} = \frac{P o i d s a p p a r e n t}{P o i d s} = \frac{1}{c o s (a n g l e d^{'} i n c l i n a i s o n)}$
en ligne droite : facteur de charge proche de 1
en virage incliné à 30° : facteur de charge d'environ 1.15
en virage incliné à 60° : facteur de charge d'environ 2

Rayon de virage: Plus l'aéronef est incliné, plus la force déviatrice est importante. Mais plus l'aéronef est rapide, plus il est difficile de le faire dévier. Le rayon de virage d'un aéronef décrivant des cercles parfait peut être prédit par la formule suivante :

$R a y o n d e v i r a g e [m] = \frac{V i t e s s e [m / s]^{2}}{g * t a n (A n g l e d^{'} i n c l i n a i s o n)} = \frac{V i t e s s e [m / s]^{2}}{9.8 * t a n (A n g l e d^{'} i n c l i n a i s o n)}$
Exemple : Un planeur évoluant à 30m/s en virage à 30° aura un rayon de virage de 156m

taux de virage: Le taux de virage indique la vitesse à laquelle l'aéronef change de cap. Il peut se prédire avec la formule suivante

$T a u x d e v i r a g e [s / t r] = \frac{2 π * V i t e s s e [m / s]}{g * t a n (A n g l e d^{'} i n c l i n a i s o n)} = \frac{6.28 * V i t e s s e [m / s]}{9.8 * t a n (A n g l e d^{'} i n c l i n a i s o n)}$
Exemple : Un planeur évoluant à 30m/s en virage à 30° mettra 33.3 secondes pour effectuer un tour complet.

Modèle en boucle détecté : 5- Principe de vol (motoplaneurs)

Stabilité

© Copyright article original par les auteur(s) de Wikipédia, adapté ici pour le vol en planeur - Cet article est sous CC BY-SA 3.0

La stabilité longitudinale d'un avion est son aptitude à revenir à sa position d'équilibre initial en tangage quand la trajectoire a été modifiée par le |pilote ou par un agent extérieur (ascendance, turbulence). Cette stabilité est indispensable au vol.

Stabilité longitudinale statique

Méthode pour obtenir la stabilité statique

Afin d'avoir un aéronef stable (qui à tendance à revenir de lui-même a sa position initiale), le centre de gravité de l'aéronef doit être en avant du foyer de l'aile. C'est lors de la conception de l'aéronef que l'aile doit être placée de manière adéquate par rapport au centre de gravité de l'aéronef. C'est une condition indispensable. Exemples :

Rappel : 
*Toutes les forces qui s'exercent sur un aéronef génèrent un moment (ou plus vulgairement : une tendance à la rotation) par rapport au centre de gravité de l'aéronef.
*La force de portance est exercée au niveau du foyer de l'aile. Elle créée un moment par rapport au centre de gravité de l'aéronef.

Cas du centre gravité en avant du foyer: Si la portance augmente, l'aéronef à tendance à piquer et l'incidence diminue. La portance revient à sa valeur initiale. L'aéronef est stable (Stabilité statique positive)
Cas du centre gravité sur le foyer: Si la portance augmente, l'aéronef n'évolue pas. Après l'augmentation, la portance ne change plus. L'aéronef est ni stable, ni instable (Stabilité statique neutre)
Cas du centre de gravité en arrière du foyer: Si la portance augmente, l'aéronef à tendance à cabrer et l'incidence augmente. La portance augmente alors encore plus et l'incidence augmente à nouveau (jusqu'au décrochage). L'aéronef est instable (Stabilité statique négative)

Aéronef STABLE. Si la portance augmente, l'aéronef tourne autour du centre de gravité à piquer, et la portance revient à sa valeur initiale.
Aéronef INSTABLE. Si la portance augmente, l'aéronef tourne autour du centre de gravité à cabrer, et la portance augmente encore...etc

Cas de la traction et de la trainée: Ces forces ont un rôle dans l'équilibre à moindre échelle qui ne sera pas étudier ici dans la stabilité longitudinale de l'aéronef.

Cas des gouvernes: Les gouvernes ont un axe de rotation par rapport à un bâti, ce qui change légèrement le raisonnement. Afin qu'une gouverne soit elle-même stable, la position de son centre de gravité par rapport à l'axe de rotation est importante. Le centre de gravité des gouvernes est ajusté par des masses.

Méthodes pour réaliser l’équilibre

Il est donc acquis que le centre de gravité doit toujours être en avant du foyer de l'aile pour avoir une réaction stable de l'aéronef. Mais d'un point de vu statique, cet état n'est pas à l'équilibre. Il y un moment piqueur. Afin de revenir à une situation d'équilibre, il est nécessaire de créer une force pour compenser le moment piqueur.

Formule classique. Le moment piqueur est compensé par un empennage à l'arrière de l'aile qui créé une déportance
Formule canard. Le moment piqueur est compensé par un empennage à l'avant de l'aile qui créé une portance

Pour aller plus loin :

La formule ailes volantes utilise un profil d'aile spécifique auto-stables (profil à double courbure, simple courbure inversée...) qui n'a pas besoin d’empennage horizontal. L'expérience montre que cela reste moins performant qu'un ensemble aile + empennage.

Stabilité longitudinale dynamique

Bien que l'aéronef soit stable d'un point de vu statique (stabilité statique positive), les réactions naturelles de l'aéronef à auto-corriger un écart peut être exagérés et générer un écart dans l'autre sens plusieurs fois de suites :

un peu plus faible que l'écart précédant (stabilité dynamique positive). L'écart initial est amorti en quelques oscillations.
identique à l'écart précédant (stabilité dynamique neutre). L'écart initial est auto-entretenu indéfiniment.
plus important que l'écart précédant (stabilité dynamique négative). L'écart initial est accentué à chaque oscillation.

La gestion du centre de gravité

Comme vu plus haut, le concepteur de l'aéronef fait en sorte de placer le centre de gravité de l'aéronef en avant du foyer. Mais le centre de gravité de l'aéronef dépend de la charge utile (masse du pilote, masse des bagages, masse du carburant...). Le concepteur autorise alors une variabilité ce cette charge utile pour s'adapter à l'usage courant de l'aéronef, et détermine toutes le positions du centre de gravité associées. Enfin, il détermine l'emplacement de l'aile de son aéronef pour faire en sorte que toute la plage du centre de gravité soit en avant du foyer de l'aile.

Le comportement en vol de l'aéronef est différent suivant la position du centre de gravité :

Si le planeur est centré plutôt proche de la limite avant: La stabilité longitudinale est forte. Le planeur est plutôt lourds aux commandes, les performances sont légèrement dégradées.
Si le planeur est centré plutôt proche de la limite arrière : La stabilité longitudinale est juste suffisante. Le planeur est plutôt maniable, léger aux commande, les performances sont optimisées, les phénomènes comme le décrochage et la vrille sont plus marqués sans posé de soucis.
Si le planeur est centré au delà de la limite arrière (INTERDIT) : le planeur est instable et dangereux, la vrille est plus susceptible d'apparaitre et le constructeur ne garantie pas que l'aéronef puisse sortie de vrille.

Le actions obligatoire du pilote :

Avant de voler, le pilote doit s'assurer que le centre de gravité de l'aéronef se situe dans la plage autorisé.
Si le pilote est trop léger par rapport au minimum fixé par le constructeur, des systèmes de lest existent.

Stabilité dynamique latérale ou directionnelle

Stabilité latérale

C'est la stabilité d'un avion en mouvement en dehors de son plan de symétrie (plan axial vertical). On a alors trois types de mouvements : rotation en lacet, rotation en roulis, translation latérale.

Ce DC3 fait la girouette autour de son Centre des Masses

La stabilité en lacet est la capacité de l'avion à conserver sa direction (son cap) malgré les perturbations. Cette stabilité est obtenue en dotant l'avion d'une dérive (empennage vertical) de surface suffisante : placé en travers par une perturbation, l'avion fera alors face au vent sous l'effet de la portance (latérale) de la dérive, ce qui le ramènera au neutre. Finalement, lors de ce retour au neutre, l'avion se comporte comme une girouette en tournant autour de son centre des masses, ce qui est mis en application en vrai grandeur avec le DC3 ci-contre.
La stabilité en roulis, plus exactement la stabilité spirale, capacité de l'avion à corriger un excès ou un défaut d'inclinaison en virage. L'équilibre en roulis étant généralement un équilibre instable, faiblement divergent donc pilotable, on ne peut pas parler de « stabilité en roulis ».
Quand il y a un translation latérale (vol en attaque oblique, glissade vers l'intérieur du virage ou dérapage vers l'extérieur), on doit étudier les effets de cette translation sur le comportement en roulis (roulis induit par le lacet), stabilité spirale.

Surfaces de stabilisation

L'empennage étant placé à l'arrière par définition :

la stabilité en lacet est assurée par la dérive (empennage vertical),
la stabilité en tangage est assurée par le stabilisateur (empennage horizontal),
la stabilité en roulis en ligne droite est généralement nulle ou faiblement négative, rarement positive,
la stabilité en roulis en virage (la stabilité spirale) dépend du couplage complexe entre l'effet dièdre et la stabilité de lacet.

Modèle en boucle détecté : 5-4 Contrôle (motoplaneurs) Modèle en boucle détecté : 5- Principe de vol (motoplaneurs)

Limitations

Limitations opérationnelles

Les planeurs sont conçus pour fonctionner à l'intérieur d'un certain domaine de vol. Cette enveloppe possède plusieurs points caractéristiques qui dépendent de limitations physiques :

limitation due au décrochage : Au delà de l'incidence de décrochage, l'aile ne génère plus de portance et le vol n'est plus possible. Il est possible d'en revenir par des actions adaptées.
limitation structurelle en charge statique : la structure de l'aéronef est conçue pour résister à un certain effort. Au delà de cet effort, elle casse.
limitation à cause du flutter : Le flutter (flottement en français) est une vibration dangereuse, auto excitée, du à l'entré en résonance des phénomènes de flexion et de torsion de l'aile. Le phénomène est potentiellement rapidement destructeur. Il apparaît généralement à vitesse élevée, c'est un des paramètres qui conduit à limiter la vitesse maximale d'un aéronef.

Une fois transposé dans la manuel de vol du planeur, ces limitations sont indiquées en vitesse maximale pour certaines configuration.Pour chaque planeur, ces valeurs sont disponibles dans le manuel de vol :

VNE - Velocity Never Exceed: Vitesse à ne jamais dépassée. Sur l'indicateur de vitesse elle est indiquée par un trait radial rouge. A cette vitesse, ne pas utiliser plus de 1/3 du braquage total des gouvernes. Cette vitesse est théoriquement fixe. Certains planeurs ont une VNE qui diminue en haute altitude compte tenu du fait qu'il s'agisse d'une limitation due au Flutter. Cette diminution sera indiquée dans le manuel de vol.
VA: Vitesse de manœuvre. Les commandes de l'aéronef (notamment la commande de profondeur) peut être baquée à 100% jusqu’à cette vitesse. Au delà, le braquage doit être limité car dans certaines conditions la structure du planeur peut être trop sollicitée.
VRA - Velocity Rough Air: Vitesse maximale en air agitée. Sur l'indicateur de vitesse, c'est la limite entre la fin de l'arc vert et le début de l'arc jaune. Le vol n'est permi au delà de cette vitesse qu'en air calme. Cette limitation est basée sur la résistance de la structure à une vitesse de rafale donnée.
VFE - Velocity Flap Extended: Vitesse maximale avec les volets. Sur l'indicateur de vitesse, elle est indiquée par la fin de l'arc blanc. Sur certains planeurs, une VFE différentes existe en fonction de la valeur du braquage des volets. Limitation basée sur des limites structurelles.
VLO - Velocity Landing gear Operating: Vitesse maximale de vol de manœuvre du train d’atterrissage. Elle n'est donnée par le constructeur que si elle la manipulation du train d'atterrissage ne peut pas être faite jusqu’à la VNE. Limitation basée sur des limites structurelles.

Modèle en boucle détecté : 5- Principe de vol (motoplaneurs)

Décrochages et autorotations

Généralités sur le décrochage

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En vol normal, l'écoulement de l'air est « attaché » sur les deux faces, intrados et extrados, de l'aile. Les filets d'air collent au profil de l'aile, ce qui favorise la portance. La portance dépend de l'angle d'incidence, angle que fait la corde de profil de l'aile avec le vent relatif.

À une certaine valeur de l'angle d'incidence, de l'ordre de 15 à 20°, selon les caractéristiques de l'aile profil, de l'allongement et du nombre de Reynolds, il se produit un décollement de l'écoulement aérodynamique à l'extrados de l'aile entraînant une chute de portance plus ou moins brusque : c'est à ce moment que l'aile décroche.

Du point de vu du pilote, le décrochage se classe en trois catégories :

Une abattée : l'assiette varie brusquement et amplement à piquer. C'est impressionnant mais à l'avantage de se détecter facilement.
Un enfoncement : L'assiette reste a sa position très cabrée mais l'aéronef descend rapidement. La difficulté est la détection en vol par le pilote.
Une perte de contrôle en roulis : Les ailerons ne sont plus efficaces, l'aéronef s'incline sans que le pilote ne puisse le contrôler.

La vitesse de décrochage

Évolution du coefficient de portance en fonction de l'angle d'incidence : maximum entre 15 et 19°, il diminue ensuite, en raison du décrochage.

Le décrochage dépend uniquement de l'angle d'incidence : à facteur de charge constant, une diminution de vitesse implique l'augmentation de l'angle d'incidence de l'aile pour conserver une portance équivalente (augmentation du coefficient de portance (Cz) pour compenser la baisse de vitesse). Pour une même configuration de vol (par exemple, en palier avec les volets rentrés), il existe une vitesse en dessous de laquelle l'angle d'incidence sera tellement important que les filets d'air parcourant l'extrados « décrocheront » en entraînant une perte considérable de portance. La vitesse de décrochage est souvent notée Vs (S pour stall en anglais = décrochage).

On peut donc atteindre l'incidence de décrochage définie et constante pour un profil d'aile donné, à des vitesses très variables qui sont fonctions de :

la position des dispositifs hypersustentateurs (becs, volets). Lorsqu'ils sont déployés, ils diminuent la vitesse de décrochage ;
la masse de l'aéronef. Plus elle est importante et plus la vitesse de décrochage est importante ;
le facteur de charge $n$ . Plus il est important et plus la vitesse de décrochage est importante. La vitesse de décrochage évolue selon la racine carrée du facteur de charge, comme par exemple en virage :

V i t e s s e d e c r o c h a g e_{n > 1} = V i t e s s e d e c r o c h a g e_{n = 1} * \sqrt{n}

la composante verticale de la traction fournie par le moteur ; plus la part de la poussée s'opposant à la gravité est forte, et moins la portance nécessaire pour maintenir une altitude constante est grande ;
des effets sur les ailes du souffle hélicoïdal dans le cas d'un aéronef à hélice (le souffle génère un vent relatif qui participe à la portance, cf cas du vol lent) ;
la pollution du profil (pluie, insectes...).

On parle souvent abusivement de vitesse de décrochage comme d'une caractéristique de l'aéronef, mais la vitesse de décrochage n'est jamais constante pour toutes les raisons évoquées ci-dessus. C'est l'incidence au moment du décrochage qui est constante.

Le cas spécifique du virage

En virage, le facteur de charge augmente avec l'inclinaison.

n = \frac{1}{\cos (i n c l i n a i s o n)}

Comme la vitesse de décrochage augmente lorsque le facteur de charge augmente (voir paragraphe ci-dessus). Il est possible de prédire par calcul l'augmentation de la vitesse de décrochage pour une inclinaison définie :

V i t e s s e d e c r o c h a g e_{e n v i r a g e} = V i t e s s e d e c r o c h a g e_{l i g n e d r o i t e} * \sqrt{\frac{1}{\cos (i n c l i n a i s o n)}}

Par exemple, un aéronef qui a une vitesse de décrochage de 100km/h sous un facteur de charge de 1 (=en ligne droite):

Lors d'un virage à 30° d'inclinaison, la vitesse de décrochage augmente de 7.5%, soit une vitesse de décrochage de 107.5km/h
Lors d'un virage à 45° d'inclinaison, la vitesse de décrochage augmente de 18.9%, soit une vitesse de décrochage de 118.9km/h
Lors d'un virage à 60° d'inclinaison, la vitesse de décrochage augmente de 41.4%, soit une vitesse de décrochage de 141.4km/h

les remèdes préventifs aérodynamiques

Selon les profils et la forme en plan de l'aile, il arrive que les extrémités de l'aile décrochent avant la partie centrale qui bénéficie du souffle de l'hélice. Des solutions permettent de remédier à cette anomalie :

La variation d'incidence ou de calage : L'aile est construite avec calage plus fort à l'emplanture qu'à l'extrémité. Ainsi, pendant le vol l'incidence diminue de l'emplanture vers l'extrémité. L'aile est vrillée un peu comme une pale d'hélice, ce qui permet, en retardant le décrochage des extrémités, de conserver une certaine efficacité des ailerons mais aussi de diminuer la vitesse de décrochage de l'aéronef.

La variation de profil ou de forme : Il s'agit du changement de profil entre l'emplanture et le saumon de l'aile. Le profil peut être biconvexe symétrique à l'emplanture et plan convexe à l'extrémité. A noter que l'évolution du profil peut être combinée avec le vrillage. Plus qu'un remède dans ce cas, il s'agit en fait d'une amélioration du comportement au décrochage.

L'installation de bandes de décrochages (Stall-strips en Anglais) : Il s'agit de petites pièces de section triangulaire d'environ 1cm de côté, et de 15 à 30cm de longueur. Elles sont installées sur le bord d'attaque des ailes. Elles sont presque toujours installées par paires, symétriquement sur les deux demie-ailes de l'aéronef. Installées près de l'emplanture de l'aile, leur but est de modifier localement le profil aérodynamique de l'aile, de manière que le décrochage de l'aile intervienne d'abord à l'emplanture plutôt qu'à l'extrémité de l'aile. Le contrôle en roulis est ainsi mieux préservé.

L'installation de turbulateurs : L'installation de turbulateurs, par la transition anticipée vers la couche limite turbulente qu'ils induisent, peut induire le recollement sur des zones particulières des aéronefs. Sur les planeurs, le turbulateur est souvent une mince bande en zigzag qui est placée sous l’aile et parfois sur la dérive. Sur les avions, ils peuvent prendre la forme de petites tôles verticales montées en biais.

Bande de décrochage, stall-strips en Anglais installée sur le bord d'attaque.

Bande de décrochage, stall-strips en Anglais installée sur le bord d'attaque.
Grob G 102 Astir avec une bande turbulateur sous l'aile

Grob G 102 Astir avec une bande turbulateur sous l'aile
Turbulateur monté sur un avion. Couteux en trainée, mais améliore les performances à basse vitesse

Turbulateur monté sur un avion. Couteux en trainée, mais améliore les performances à basse vitesse

le rôle du pilote vis à vis du décrochage

Fichier:Spin—an aggravated stall and autorotation..JPG

Avertisseur de décrochage sur une aile. Lorsque l'angle d'incidence approche de la valeur critique, le vent relatif aborde la palette métallique par-dessous, ce qui provoque son basculement et active l'alarme.

Le pilote tiens un rôle important dans la prévention du décrochage :

Garder une marge de vitesse vis à vis du décrochage:

De manière préventive le pilote doit avoir une bonne conscience de la vitesse de décrochage pour chaque situation de vol (ligne droite, virage, virage serré, vol sous la pluie...) dans l'objectif de conserver une marge de vitesse.

Détection du régime vibratoire "Buffeting"

Avant un décrochage, des vibrations basses vitesses ("buffeting") annoncent le décollement de la couche limite. Quelques km/h avant l'atteinte de la vitesse de décrochage, ces vibrations permettent au pilote de détecter les prémisses d'un décrochage.

Avertisseur de décrochage à palette

Sur certains aéronefs, un avertisseur de décrochage à palette permet d'avertir le pilote par un signal visuelle et une alarme sonore de l'atteinte de l'incidence de décrochage. Ce dispositif est placé au bord d'attaque de l'aile.

A noter qu'a proximité du sol (décollage, atterrissage en vol plané...), un humain a des actions instinctives contraires à la prévention du décrochage : prendre de l'altitude ou ne plus en perdre au mépris de la vitesse. L'apprentissage pratique permet de corriger ces réflexes et de remettre la conservation de la vitesse au premier plan.

Manœuvre de récupération du décrochage

Si le pilote ne perçoit pas les signaux avertisseur avant un décrochage, il est probable que l'appareil finisse par décrocher. Le taux de chute et la potentielle perte de contrôle conduiront à l'accident si la méthode de récupération n'est pas appliquée. La méthode de récupération optimale est décrite dans le manuel de vol de l'aéronef. Cependant, en l'absence d'information la méthode consiste à chercher à augmenter la vitesse au plus vite :

une fois reconnus les prémisses du décrochage,
action franche sur le manche vers l'avant pour réduire l'incidence,
augmentation rapide de puissance (si disponible) pour augmenter la vitesse,
reprendre le vol normal (assiette et inclinaison) une fois la vitesse acquise.

Suivant l'importance du décrochage, la perte de hauteur va de 50 à 150m. Le décrochage est sans risque à une hauteur suffisante, c'est la proximité du sol qui donne au décrochage son caractère dangereux. La prévention du décrochage doit être absolue dès que la hauteur disponible ne permettrait plus de le récupérer.

le décrochage avec puissance

Dans le cas de l'atteinte du décrochage avec une forte puissance moteur, le comportement de l'aéronef change légèrement :

Le facteur de charge étant inférieur à 1, la vitesse de décrochage sera plus faible.
le souffle de l'hélice peut augmenter l’efficacité de la profondeur, si le décrochage survient habituellement par une abattée, il pourrait alors survenir par un enfoncement plus difficile à détecter.
Dans certains cas, l’alarme de décrochage ne fonctionne pas correctement.

La vrille

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Schema d'une vrille

Sources de l'autorotation :

L'autorotation (ou la vrille : c'est le même concept) est un décrochage dissymétrique entretenu. Le décrochage dissymétrique signifie que seulement une des deux demie-aile dépasse l'incidence de décrochage. La source d'une vrille est donc généralement la combinaison :

d'une vitesse faible et donc d'un vol proche de l'incidence de décrochage,
d'une dissymétrie entre les deux demie-ailes qui peut être causée par :
- un aéronef qui entre en situation de dérapage important (une aile accélère, l'autre ralentie)
- une rafale verticale soudaine et puissante sur une seule demie-aile (vol de pente, entré dans un thermique...)
- Lors de l'action brutale des ailerons : l'un se lève (diminution de l'incidence) alors que l'autre s'abaisse (augmentation de l'incidence et dépassement de l'incidence de décrochage)

La demie-aile en situation de décrochage "descend" et "ralentie" brusquement (elle va devenir le centre de l'autorotation), l'autre demie-aile reste en situation de générer de la portance. L'autorotation peut être auto-entretenue indéfiniment. La vrille fait subir au pilote des contraintes physiques importantes (désorientation, fatigue, mal de l'air...). La trajectoire de vrille décrite par l'aéronef est :

L'aéronef descend quasiment sur une trajectoire verticale,
Il tourne sur lui-même (en autorotation), un tour prenant de 2 à 5 secondes,
L'assiette est variable, la vrille passe alternativement de plate à piquée (de -10 à -70 degrés), un cycle complet prend de 2 à 4 tours,
Il subit également un dérapage latéral et des oscillations en roulis,
L'aéronef perd entre 50 et 150m de hauteur par tour.

Comme pour le décrochage, c'est la proximité du sol qui donne à la vrille son caractère dangereux. La prévention de la vrille doit être absolue dès que la hauteur disponible ne permettrait plus d'en sortir.

Facteurs influant sur la vrille :

Les caractéristiques qui favorisent le déclenchement de la vrille sont nombreuses :

Effets des masses : Le centrage arrière ; Moment d'inertie important en lacet (masses en bouts d'aile) qui entretiennent la rotation...
Effets aérodynamiques : Formes arrières du fuselage influant sur l'alimentation en air des empennages aux grands angles d'assiette et de dérapage ; Dimension des empennages ; Types d'empennages, notamment position de la dérive par rapport au sillage décroché de l'empennage horizontal ; Souffle de l'hélice...

Mise en vrille volontaire - puis 3 tours - puis sortie de vrille. Observer le braquage de la gouverne de direction pour la sortie de vrille

Sortie de vrille :

La méthode de sortie optimale est décrite dans le manuel de vol de l'aéronef. Cependant, en l'absence d'information la méthode standard consiste à :

action palonnier contraire à la rotation, maintien du manche au neutre latéralement, action manche à piquer,
reprendre le vol normal (assiette et inclinaison) une fois que l'autorotation est stoppée.
Cas particulier d'une vrille à plat : il faut d'abord revenir à une vrille classique : actionner le manche latéralement dans le sens de rotation de la vrille, puis sortir de la vrille classique avec les actions ci-dessus.

Pour le pilote te l'élève-pilote, il existe des difficultés connues pour réaliser correctement la manœuvre de sortie de vrille. Connaitre ces difficultés permet au pilote de mieux les surmonter :

Détecter le bon sens de l'autorotation : la désorientation et la précipitation pourrait conclure à une erreur de sens. Une manœuvre au palonnier dans le mauvais sens ne permettra pas de sortir de vrille. L'analyse du sens doit être consciencieuse.
Réflexe du retour à l'inclinaison nulle : par action réflexe, le pilote actionne le manche latéralement pour revenir ailes horizontales : ceci aurait pour conséquence une vrille à plat dont il est impossible de sortir directement. Le manche doit rester au neutre latéralement tant que la vrille n'est pas stoppée.
L’abandon précoce des actions : Durant la vrille, le pilote pourrait trouver le temps long et abandonner les actions qu'il entreprend au bout de quelques secondes. Après avoir re-vérifier le sens de la vrille, il faut maintenir les actions pendant plusieurs seconde avec ténacité car suivant la complexité de la vrille, il faut entre 1 et 3 tours pour en sortir.

Modèle en boucle détecté : 5- Principe de vol (motoplaneurs)

Virage engagé

Le virage engagé est un virage où l'assiette varie progressivement à piquer. L'aéronef descend et la vitesse augmente rapidement, alors que la planeur est en virage :

si l'angle d'inclinaison est important, le facteur de charge augmente en même temps que la vitesse et peut dépasser le maximum.
si l'angle d'inclinaison est faible, la vitesse augmente fortement. Au moment où le pilote prend conscience de la situation, une action trop brusque à forte vitesse peut avoir pour conséquence le dépassement du facteur de charge maximum.

Le risque est la rupture structurelle en vol.

Pour le pilote et l'élève pilote, cette situation peut survenir pour deux raisons :

Virage avec un angle d'inclinaison trop important, maintien de l'assiette impossible : L'action sur la gouverne de profondeur pour maintenir l'assiette n'est plus possible car le manche est en butée arrière.
Virage avec un angle d'inclinaison acceptable, avec mauvais maintien de l'assiette : L'action sur la gouverne de profondeur pour maintenir l'assiette est possible, mais le pilote ne réalise pas les actions nécessaire pour maintenir l'assiette en virage.

Dans les deux cas pour sortir du virage engagé, le pilote doit avant tout revenir à une inclinaison faible, puis revenir à une assiette adaptée par une action très modérée sur le manche si le planeur ne revient pas spontanément à la bonne assiette. Modèle en boucle détecté : 5- Principe de vol (motoplaneurs)

Exercices

Ces documents sont disponibles afin de stimuler l'apprentissage par d'autres moyens que la simple lecture. Chacun est libre de les utiliser comme il l'entend: en autonomie, dans le cadre d'un devoir donné par un ATO/DTO, en TP lors de cours en DTO...etc. Wiki-SPL.net propose le contenu mais n'a pas vocation à répondre aux demandes d'aides à l'apprentissage. Ce rôle est assuré par les formateurs des ATO/DTO dont il faudra se rapprocher !

Cahier d’exercices N°1 Document à imprimer. Prévoir un matériel basique (règle, crayon...).
QCM d'entrainement : quiz.wiki-spl.net - module 5 TMG

Contrôle

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Généralités

Les axes utilisés pour un avion.

Les axes de rotation d'un avion forment un trièdre ayant pour origine le centre de gravité de l'aéronef comme sur l'image. On distingue donc trois axes :

l'axe de roulis autour duquel s'incline l'avion.
l'axe de tangage autour duquel l'assiette varie à cabrer, ou à piquer.
l'axe de lacet autour duquel la direction, le cap de l'aéronef, varie vers la gauche ou vers la droite.

Le pilote agit sur les commandes qui actionnent les gouvernes pour modifier l'attitude de l'aéronef sur les trois axes.

Pour obtenir un mouvement de tangage le pilote actionne le manche qui commande la gouverne de profondeur.

Elle est située le plus loin possible de l'aile, sur l'empennage horizontal ou bien sur un plan canard.

Pour obtenir un mouvement de roulis le pilote actionne latéralement le manche qui commande les ailerons.

Ces gouvernes sont généralement situées le plus loin possible de l'axe de roulis, donc vers l'extrémité des ailes.

Pour obtenir un mouvement de lacet le pilote actionne le palonnier (pédales) qui commande la gouverne de direction avec ses pieds.

Elle est située le plus loin possible de l'axe de lacet, sur l'empennage vertical.

Tableau récapitulatif
Axes avion	Angle	Gouverne	Commande	Mouvement de l’avion
Roulis	inclinaison	Ailerons	Manche GD	Fichier:Aileron roll.gif
Tangage	Assiette	Profondeur	Manche Av-Ar	Fichier:Aileron pitch.gif
Lacet	Angle de lacet	Direction	Palonnier	Fichier:Aileron yaw.gif

La plupart des aéronefs présentent un couplage en lacet-roulis : on peut commander un mouvement de roulis avec la gouverne de lacet (roulis induit). D'autre part une rotation en roulis entraîne généralement une rotation en lacet en sens inverse du virage demandé (lacet inverse).

Profondeur

Relations entre les commandes de vol et la rotation autour du centre de gravité de l’appareil
A): aileron, B): manche, C): gouvernail de profondeur, D) gouvernail de direction

Lorsque le pilote actionne le manche vers l'arrière, la gouverne de profondeur se déplace vers le haut. Au niveau de l'empennage, une force vers le bas apparait et la queue de l'aéronef se baisse. L'assiette varie alors à cabrer (point de vue pilote) et dans le même temps l'incidence augmente (point de vue aérodynamique).

En plus du rôle de contrôle en tangage, la gouverne de profondeur permet d'équilibrer les forces sur l'axe longitudinal. Plus le centre de gravité est en avant, plus la force de déportance de la profondeur doit être forte. La limite de l’efficacité de la profondeur est d'ailleurs une source de la limitation du centrage maximum avant.

Direction

Lorsque le pilote actionne le palonnier vers la droite, la gouverne de direction se déplace vers la droite. Au niveau de l'empennage, une force vers la gauche apparait et la queue de l'aéronef se déplace vers la gauche. Le nez de l'aéronef va alors se déplacer vers la droite.

Dans certains aéronefs, la roulette de queue est directionnelle et reliée au palonnier. Ceci permet de diriger l'aéronef au sol de la même manière qu'en vol avec grande précision.

Ailerons

Lorsque le pilote actionne le manche vers la gauche, l'aileron gauche se lève (et l'aileron droit s'abaisse). Au niveau des ailerons, la portance diminue à gauche (l'aile descend)et augmente à droite (l'aile monte). l'aéronef s'incline vers la gauche.

Sur certains aéronefs, la commande de roulis peut également être utilisé au sol pour se prémunir des effets du vents.

Cette commande est génératrice d'un effet secondaire indésirable : l'aileron qui se baisse génère plus de trainée que l'aileron qui lève. Cette différence de trainée gauche/droite va induire une rotation autour de l'axe de lacet inverse au coté de l’inclinaison. C'est le lacet inverse

Cet effet secondaire doit être compensé avec la commande lacet (palonnier) : A chaque action latérale sur la manche, une action au palonnier doit être réalisée simultanément afin de faire disparaitre la rotation du lacet inverse. A noter que le dosage et la synchronisation requiert une certaine expérience. Il faut également bien noter que la cause du lacet inverse est le braquage du manche, dès lors que le manche est replacé au neutre, les palonniers doivent être replacé au neutre également.

Cet effet secondaire peut être atténué par quelques stratagèmes inventés par les constructeurs d'aéronefs, comme par exemple le braquage différentiel des ailerons, le déport d'axe, l'utilisation "d'ailerons frises"...

Compensateurs d'évolution

Un compensateur d'évolution est une astuce de conception permettant de démultiplier l’effort du pilote. En effet, la surface d'une gouverne peut être trop importante pour être braquée par un pilote humain (essayez donc d'ouvrir en grand une portière de voiture à 120km/h!!). La conception de ces systèmes les rends transparent du point du vu du pilote, c'est complètement automatique. Le pilote n'a rien d'autre à faire que de piloter et de constater que les efforts aux commandes sont agréables! Les principaux systèmes utilisés en planeur sont :

Corne débordante (SF28...)
Tab automatique (ASK13...)
Servo tab

Compensateurs de régime

Un compensateur de régime permet d'actionner une commande de manière permanente, sans effort permanent. Sur les planeurs, il en existe un uniquement sur la commande de profondeur, appelé par simplification "compensateur" ou "trim" (commande de couleur verte). Lorsque le pilote souhaite maintenir une assiette différente (longue montée en moto-planeur, longue spirale...) à la place d'une action permanente, fatigante, et difficile à maintenir précisément durant un long moment, le pilote règle le compensateur. En planeur, deux types de systèmes sont utilisés pour compenser l’effort du pilote de manière permanente sur la commande profondeur :

Compensateur aérodynamique. Dans le cas d'une gouverne de profondeur, l'image présente ici un réglage du compensateur à cabrer
Compensateur par boite à ressort. Dans le cas d'une gouverne de profondeur, l'image présente ici un réglage du compensateur à cabrer

Sur un planeur, il est possible d'identifier le type de compensateur par la présence ou l'absence d'un tab sur la gouverne de profondeur. L'identification peut se faire également en déplaçant le compensateur au sol. Si le manche se déplace, il s'agit d'un compensateur par boite à ressort. Si le manche ne se déplace pas, il s'agit d'un compensateur aérodynamique.

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Aérodynamique, Concepts de base, lois et définitions

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L'aérodynamique est une branche de la dynamique des fluides qui étudie les écoulements d'air, et leurs effets sur des éléments solides. En aéronautique, l'aérodynamique s'applique aux déplacements des aérodynes, principalement sur leur aile et leur système de propulsion (hélices, rotors, turbines, turboréacteurs).

Unités, lois et définitions

Unités utilisées

Forces en Newton (N) (ou kg par approximation, mais pas officiel. 1kg = env. 10N)
Surface en mètre carré (m²)
Pression en Pascal (Pa)
Vitesse en mètre par seconde (m/s)

Autres définitions utiles

La Densité (sans unité) : en aéronautique, le gaz pris comme référence (densité = 1) est l'air au niveau du sol en conditions standards.
Les pressions :
- La pression statique : C'est la pression de l'air mesurée lorsqu'il n'y a aucun mouvement, notée $P_{s}$
- La pression dynamique : C'est l'augmentation de pression de l'air générée lorsqu'il se déplace (l'air frappe l'obstacle, la pression augmente), notée $P_{d} = \frac{1}{2} ρ V^{2}$
- La pression totale : En aéronautique, on simplifie à la somme $P r e s s i o n t o t a l e = P r e s s i o n s t a t i q u e + P r e s s i o n d y n a m i q u e; P_{t} = P_{s} + P_{d}$

Lois de Newton

la première loi de Newton simplifiée au cas des aéronefs :
- Si un aéronef évolue sur une trajectoire rectiligne et à vitesse constante, alors la somme des force qu'il subit est nulle.
- Réciproque : Si la somme des efforts qu'un aéronef subit est nulle, alors il évolue sur une trajectoire rectiligne et à vitesse constante.
la seconde loi de Newton simplifiée au cas des aéronefs :
- Si un aéronef évolue sur une trajectoire courbe ou si sa vitesse n'est pas constante, alors la somme des éfforts qu'il subit n'est pas nulle.
- Réciproque : Si la somme des efforts qu'un aéronef subit n'est pas nulle', alors il évolue sur une trajectoire courbe ou sa vitesse n'est pas constante.

Le théorème de Bernoulli et ses développements

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Le théorème de Bernoulli est la formulation mathématique du principe de Bernoulli qui énonce que dans le flux d'un fluide incompressible [...], le long d'une même ligne du courant, la quantité de Bernoulli se conserve, soit :

\frac{1}{2} ρ v^{2} + ρ g z + p = c o n s t a n t e

où :

p

est la pression en un point (en Pa ou N/m²) ;

ρ

est la masse volumique en un point (en kg/m³) ;

v

est la vitesse du fluide en un point (en m/s) ;

g

est l'accélération de la pesanteur (en N/kg ou m/s²) ;

z

est l'altitude du point considéré (en m).

La constante dépend de la ligne de courant considérée.

Ce théorème manipulé de différentes manières permet de prédire les paramètres physiques dans un flux. Il est notamment utilisé pour prédire le fonctionnement d'un tube de Pitot afin de déterminer la vitesse de l'aéronef.

Efforts aérodynamiques

L'écoulement de l'air autour d'un profil créer des variations de pressions. La pression qui s'exercent sur les surfaces va alors créer des efforts que l'on peut simplifier à:

une force de portance: F_z, perpendiculaire à la direction moyenne de l'écoulement, dans le plan vertical.
une force de traînée: F_x, parallèle à la direction de l'écoulement ;
la somme des deux: R_a, la résultante aérodynamique.

Des essais en soufflerie ont permis de découvrir que les forces aérodynamiques générées par une aile dépendent de certains paramètres. Les résultats de ces essais ont permis de modéliser l’influence de chacun d'eux dans une formule. Les paramètres sont détaillés ci-dessous :

$F o r c e d e T r a i n e e = F_{x} = \frac{1}{2} ρ S V^{2} C_{x}$

$F o r c e d e P o r t a n c e = F_{z} = \frac{1}{2} ρ S V^{2} C_{z}$

La masse volumique de l'air

$ρ$ - Il s'agit de la masse de l'air par unité de volume. Par commodité, elle est souvent présentée en kg/m3. Toutes autres choses égales par ailleurs, lorsque la masse volumique diminue, les forces aérodynamiques diminuent (vérifiable grâce à la formule).

Concrètement pour le pilote planeur :

Sa valeur standard est de 1.225kg/m3 ;
Si l'altitude augmente, la masse volumique diminue. Si la température augmente, la masse volumique diminue ;
ce paramètre est subit par le pilote.

Surface de référence

$S$ - En aéronautique, la surface de référence d'une aile est appelée Surface Alaire et est la surface projetée sur le plan horizontal, incluant l'espace de fuselage entre les deux demie-ailes. Elle est exprimée en mètres carré (m²). Dans le cas spécifique des empennages verticaux (dérive), c'est la projection vertical qui est prise en compte. Toutes autres choses égales par ailleurs, plus la surface alaire est importante, plus les forces aérodynamiques seront fortes (vérifiable grâce à la formule).

Concrètement pour le pilote planeur :

La surface alaire est définie par le constructeur de l'aéronef, et le pilote ne peut pas la changer.
sauf dans le cas où le constructeur prévoit des éléments mobiles permettant de changer la surface (exemple : Dispositif hypersustentateur)

Vitesse de l'écoulement

$V$ - En aéronautique, il s'agit de la vitesse de l'aéronef par rapport à l'air. Pour les calculs aérodynamique, elle est exprimé en m/s (bien que les instruments des pilotes fonctionnent en km/h ou en kt). Toutes autres choses égales par ailleurs, Les forces aérodynamiques varient au carré de vitesse. Si la vitesse est multipliée par 3, les forces aérodynamiques seront multipliées par 9 (vérifiable grâce à la formule).

Concrètement pour le pilote planeur :

Généralement, la vitesse d'un planeur varie de 70 à 250km/h (de 20 à 70m/s)
C'est le pilote qui choisi sa vitesse en vol (sauf rafale de vent transitoire)

Coefficients

Les lignes noires représentent le flux d'air, l'aile étant présentée en coupe, l'angle α est l'angle d'incidence.

$C x, z$ - Les coefficients aérodynamiques sont des coefficients sans dimensions permettant de prendre en compte l’influence du profil sur les forces, pour une position donnée :

C_x : le coefficient de traînée, permet d'évaluer l'influence du profil sur la trainée ;
C_z : le coefficient de portance, permet d'évaluer l'influence du profil sur la portance.

Il faut noter que les coefficients changent à chaque fois que le profil est placé différemment dans l'écoulement : les coefficients dépendent fortement de l'angle d'incidence du profil. Toutes autres choses égales par ailleurs, plus l'incidence est grande, plus les coefficients sont grands et donc plus les forces aérodynamiques seront fortes. Cependant, l'augmentation n'est pas possible à l'infinie. Au delà d'un angle d'incidence de 15 à 20° suivant le type d'aile, le flux d'air devient brusquement très mauvais et le Cz diminue brusquement. On dit que l'aile décroche.

Concrètement pour le pilote planeur :

Le pilote ne peut pas changer la forme du profil, sauf si le constructeur prévoit des éléments mobiles permettant de changer la surface ou la courbure de l'aile (exemple : Dispositif_hypersustentateur)
Mais grâce a ses commande, le pilote peut orienter le profil de l'aile différemment dans l'écoulement, faire varier l'incidence et donc agir sur le Cz (et le Cx mais c'est la variation de Cz que recherche le pilote !).

Pour aller plus loin : Dans la littérature anglo-saxonne le coefficient $C_{x}$ est désigné par $C_{d r a g}$ et $C_{z}$ est désigné par $C_{l i f t}$ . Aussi, les coefficients ne peuvent être mesurés mais seulement déterminés par calcul en posant $C_{x, z} = \frac{F_{x, z}}{\frac{1}{2} ρ V^{2} S}$ (les forces étant mesurées expérimentalement (en soufflerie).

Rapport Portance / Traînée = la finesse !

Le rapport portance/traînée d'une aile est nommé finesse aérodynamique. Elle représente le rendement de l'aile.

En effet, dans le cas d'une aile d'aéronef, il faut chercher à avoir le plus fort C_z avec le plus faible C_x possible. Autrement dit, il faut que le rapport $\frac{C_{z}}{C_{x}}$ soit le plus grand possible. Ce rapport est l'expression de la finesse de l'aile d'un point de vu des aérodynamiciens, elle est strictement identique à la notion de finesse classique connue des pilotes :

$\frac{C_{z}}{C_{x}} = \frac{D i s t a n c e h o r i z o n t a l e p a r c o u r e}{h a u t e u r p e r d u e} = \frac{V i t e s s e h o r i z o n t a l e (V_{x})}{V i t e s s e v e r t i c a l e (V_{z})} = F i n e s s e$

Forme d’un profil aérodynamique

Vocabulaire sur un profil d'aile

Extrados: dessus du profil ou de l'aile.
Intrados: dessous du profil ou de l'aile.
Bord d’attaque: partie avant du profil. Il est généralement de forme arrondie.
Bord de fuite: partie arrière et amincie du profil.

corde: Segment de droite entre le bord d'attaque et le bord de fuite
épaisseur relative: $\frac{E p a i s s e u r m a x i m a l e (m m)}{C o r d e (m m)}$
ligne de cambrure: ligne courbe qui se situe exactement entre l'intrados et l'extrados. Sur un profil parfaitement symétrique, la ligne de cambrure est confondue avec la corde.
cambrure (relative): $\frac{C a m b r u r e m a x i m a l e (m m)}{C o r d e (m m)}$
incidence: Angle d'incidence α entre la corde de profil et le vent relatif (vecteur noir).

Angle de Calage: Angle entre la corde du profil et l'axe du fuselage (Cet angle est choisi par le concepteur pour des raisons de visibilité et d'incidence maximum au roulage).
Angle d'incidence: Angle entre la corde du profil et le vente relatif (ou la trajectoire, le vent relatif étant directement la conséquence du déplacement de l'aéronef).
Pente: Angle entre la trajectoire de l'aéronef et l'horizon. Une pente nulle équivaut à un vol en palier.

La forme de l’aile

envergure: distance mesurée entre les deux extrémités de l'aile (entre les deux saumons d'aile).
allongement (sans unité): $A l l o n g e m e n t = \frac{E n v e r g u r e^{2} (m^{2})}{S u r f a c e a l a i r e (m^{2})} = \frac{E n v e r g u r e (m)}{C o r d e m o y e n n e (m)}$ Un grand allongement améliore la finesse.
emplanture: Il s'agit de la jonction de l’élément, l'endroit où il est attachée (emplanture de l'aile, du plan fixe de profondeur...)
corde à l’emplanture: corde mesuré au niveau de emplanture
corde à l’extrémité: corde mesurée au niveau du saumon d'aile
forme en plan de l’aile: forme géométrique de l'aile (aile rectangulaire, aile trapézoïdale, aile elliptique...)

forme en plan RECTANGULAIRE
forme en plan TRAPEZOIDALE
forme en plan ELLIPTIQUE
forme en plan TRAPEZOIDALE avec flèche inverse

Écoulement en 2D

Portance sans effet de sol (l'aile est dans un espace sans limite). Orange = haute pression / Bleu = basse pression

Pour devenir pilote, la pleine compréhension de ce paragraphe n'est pas requise. Il faudra appréhender les grands principes.

Modèles mathématiques

L'aérodynamique est une science qui fait partie de la mécanique des fluides, appliquée au cas particulier de l'air. À ce titre, les modèles mathématiques qui s'appliquent sont :

les équations de Navier-Stokes lorsque les effets visqueux ne sont pas négligeables. Le paramètre principal quantifiant ces effets est le nombre de Reynolds ;
les équations d'Euler ou de fluide parfait, lorsque les effets visqueux sont négligeables ;
l'équation de Stokes lorsque les effets visqueux sont prépondérants et les effets inertiels du fluide négligeables (nombre de Reynolds proche de zéro ;
l'équation d'état du gaz (modèle du gaz parfait pour l'air).

Le point d’arrêt: Au point d'arrêt, la vitesse du fluide est nulle et toute l'énergie cinétique de ce fluide est transformée en énergie de pression. Sur un profil, le point d'arrêt est localisé approximativement au bord d'attaque, mais dépend de l'angle d'incidence du moment.

Distribution de pression: L'écoulement autour d'un profil créer des variations de vitesse dans l’écoulement, occasionnant des variations de pression. Pour avoir une force de portance vers le haut, il faut créer une dépression au dessus de l'aile, et une surpression en dessous. La forme du profil est alors construite en conséquence.

Centre de pression: C'est le point où s'appliquerait la somme de toute les pressions à l'intrados, et à l'extrados.

Influence de l’incidence: Comme vu plus haut, lorsque l'incidence augmente, les coefficients aérodynamiques augmentent

Séparation de l’écoulement aux fortes incidences: Lorsque l'incidence du profil est trop importante (entre 15 et 20°), un décollement de couche limite se produit, le flux ne s'écoule plus le long du profil. Le profil ne génère plus de portance.

Fichier:Lift curve fr.svg
graphique donnant l'évolution du coefficient de portance en fonction de l'angle d'incidence. Le décrochage survient dans ce cas pour un angle d'incidence supérieur à 15°.
Fichier:Angles de portance et de décrochage.svg
influence de l’angle d'incidence sur la portance

Écoulement en 3D

L'étude de l'écoulement sur aile complète, en 3D, permet d’appréhender d'autres phénomènes.

Tourbillon marginaux sur une aile

Étude de la NASA sur les turbulences de sillage. Un tourbillon est créé par le passage d'une aile d'avion, révélé par la fumée.

Les tourbillons marginaux

Les tourbillons marginaux naissent de la différence de pression entre l'intrados et l'extrados au niveau du saumon de l'aile. Un mouvement spontané de l'air créer cette forme circulaire, qui se transforme en tourbillon avec l'avancement de l'aéronef. Ils sont des éléments important de ce que l'on nomme la turbulence de sillage.

Pour les planeurs, c'est un phénomène néfaste à la performance mais relativement faible compte tenu du grand allongement de l'aile.

Pour les aéronefs lourd, c'est un phénomène important qui peut devenir dangereux pour les aéronefs léger. Cela a conduit les autorités aéronautiques à définir des distances minimales entre avions en fonction de leurs poids respectifs au décollage, à l'atterrissage et en vol.

Un tourbillon peut également apparaitre sur des parties formant des angles avec le plan des ailes, telles que par exemple les volets quand ils sont abaissés. Une image du tourbillon marginal est parfois visible avec de la condensation de vapeur d'eau qui se forme dans des conditions de basse pression. C'est surtout le cas des avions de chasse en forte accélération ou avec un angle d'incidence élevé. Ou encore des avions de ligne au décollage ou à l'atterrissage dans un air humide. Il ne faut pas confondre cette condensation avec les trainées de condensation qui sont provoquées par la vapeur d'eau échappée des moteurs.

Les winglets (ailettes de bout d'aile) tendent à diminuer l'importance du tourbillon marginal en transformant une partie de son énergie pour réduire la traînée. On dit qu'elles augmentent l'allongement aérodynamique.

Les composantes de la trainée

La trainée totale peut se décomposer afin de mettre en avant la contribution à la traînée causée par tel ou tel phénomène aérodynamique. La connaissance des différents sources de trainée permet au pilote d'agir spécifiquement pour leur contrôle et leur diminution.

Dans l’écoulement d’un fluide sur une surface on constate au voisinage immédiat de la surface un ralentissement du fluide. L’épaisseur où le fluide est ralenti s’appelle la couche limite. Dans la couche limite les molécules d'air sont ralenties, ce qui se traduit par une perte d'énergie. Ce phénomène est d'autant plus grand que la surface en contact avec l'écoulement est importante. On parle également de surface mouillée pour évoquer cette composante de la trainée.

La résistance aérodynamique d’un objet dépend de sa forme. Si l’on compare les traînées d'un disque perpendiculaire à l'écoulement, d'une sphère de même diamètre et d'une forme profilée également de même diamètre (présentant la forme dite de façon abusive "en goutte d’eau"), on constate que la sphère suscite 50 % de la résistance du disque, et la "goutte d’eau" à peine 5 % de la résistance de ce même disque. La traînée de forme est minimale quand l'écoulement n'est pas décollé. Les variations de section brutales du corps amènent des décollements, de la turbulence et donc de la traînée. Afin de réduire les décollements et la turbulence, il faut "profiler" le corps. Les avions les mieux profilés (les planeurs) ont un coefficient de forme très faible.

L'expression complète qui devrait être utilisée est traînée induite par la portance. Elle est causée par tout ce qui crée de la portance, proportionnelle au carré du coefficient de portance (C_z), et inversement proportionnelle à l'allongement effectif. Elle est réduite par la présence de winglet. La traînée induite est une composante importante de la traînée totale, notamment aux basses vitesses (forts coefficients de portance).

Pour aller plus loin : Le mécanisme de la traînée induite a été théorisé par Ludwig Prandtl (1918) de la manière suivante : Pour avoir une portance, il faut une surpression relative à l’intrados de l’aile et/ou une dépression relative à l’extrados de l’aile. Sous l'effet de cette différence de pression, l’air passe directement de l’intrados à l’extrados en contournant l'extrémité de l'aile. Il en résulte que, sous l’intrados, le flux d’air général se trouve dévié latéralement vers l’extrémité de l’aile, et que sur l’extrados le flux d’air se trouve dévié vers le centre de l’aile. Lorsque les flux respectifs de l’intrados et de l’extrados finissent par se rejoindre au bord de fuite de l’aile, leurs directions divergent, ce qui cause à la fois la traînée induite et des tourbillons en arrière du bord de fuite.

Effet de sol

© Copyright article original par les auteur(s) de Wikipédia, adapté ici pour le vol en planeur - Cet article est sous CC BY-SA 3.0

En aéronautique, dans le cas d'un aérodyne à effet de sol, le vol à proximité du sol augmente légèrement la portance (la portance est plus grande à incidence identique), ce qui permet, à portance égale, de réduire l'angle d'incidence et la déflexion et donc la Traînée induite par la portance. Cela améliore la finesse (le Rapport Portance / Traînée) de l'engin.

Concrètement pour le pilote :

La puissance nécessaire pour voler en effet de sol est inférieure. Dans le cas imaginaire d'un aéronef disposant de trop peu de puissance, ce dernier pourrait décoller, mais ne jamais pouvoir voler sans l’effet de sol et donc ne jamais monter plus haut que quelques mètres (cas du Flyer des frères Wright)
Lors de l’atterrissage (en vol plané ou en quasi-vol plané), l'aéronef va subitement mieux planer lorsqu'il entre en effet de sol à quelques mètres du sol. Le pilote doit avoir conscience du phénomène pour agir correctement et accompagner cette phase de l'atterrissage.

Fichier:Flügel ohne Bodeneffekt.png
Portance sans effet de sol (l'aile est dans un espace sans limite). Orange = haute pression / Bleu = basse pression
Fichier:Positiver Bodeneffekt.png
Portance avec effet de sol (le sol se trouve en bas de l'image et la pression sous l'aile a augmenté). Orange = haute pression / Bleu = basse pression

la couche limite

Profil de vitesse au travers d’une couche limite au-dessus d’une plaque.

La couche limite est la mince couche d'un écoulement au voisinage immédiat d'un objet, dans laquelle se manifestent les phénomènes de frottement et de viscosité. Plus vulgairement, la vitesse du flux d'air diminue au fur et à mesure que l'on s'approche de l'objet car il "frotte" du plus en plus sur cet objet.

La couche limite doit normalement exister tout autour du profil d'aile. Mais dans des conditions spécifiques, elle peut se "décoller" et l'écoulement ne suit plus le profil de l'aile. Un décollement important occasionne le décrochage. Un décollement moindre peut occasionner la perte de contrôle sur les gouvernes si ces dernières ne sont correctement alimentés en air. Des dispositifs spécifiques permettent de redonner de l'énergie à la couche limite pour éviter son décollement, au prix d'une trainée supérieure. Turbulateur, soufflage de la couche limite, aspiration au bord de fuite.... Lorqu'un indiqué par le constructeur, ces éléments doivent absolument être présent pour garantir la sécurité et la performance du vol.

Cette couche limite peut être de type laminaire ou turbulente, mais cette connaissance n'est pas demandée au pilote de planeur.

"Décrochage"
Écoulement sur un profil à incidence adaptée (pas de décollement de couche limite).
"Décrochage"
Écoulement sur un profil à forte incidence (couche limite décollée à l'extrados - décrochage).

Circonstances spéciales

Contaminations courantes des profils en planeur

pluie: les gouttes d'eau recouvrent l'aéronef. Les plus petites restent immobiles et collées à la surface (dans la couche limite où le flux d'air est plus faible). Les plus grosses peuvent parcourir l'aéronef de l'avant vers l'arrière. Le profil est déformé et cela peut occasionner une baisse jusqu’à 50% des performances ainsi qu'une augmentation de la vitesse de décrochage. Certains modèles de planeur ne peuvent tout simplement pas décoller avec les ailes chargées de gouttelettes.
poussière: Les poussières accumulées lorsqu'un planeur est dans le hangar peuvent conduire à une baisse des performances. Dû au principe de couche limite, la poussière ne sera pas soufflée et restera présente durant tout le vol.

système de démoustication des bords d'attaques sur un planeur performant

contamination du bord d’attaque: Des objets peuvent venir s'accumuler autour du point d'arrêt (bord d'attaque), notamment les insectes. Sur un planeur performant, la somme des cadavres de moustique peut représenter une baisse notable des performances. Des systèmes "démoustiqueurs en vol" peuvent exister en très haute performance.

Le givrage sur la cellule

Fichier:World's Largest Weathervane - Whitehorse, Yukon (12449293644).jpg

Cristaux de glace se formant en "double cornes" sur le bord d'attaque d'un profil, dans un tunnel de givrage expérimental de la NASA.

Le givrage est l'apparition de glace à certains endroits de l'aéronef. Contrairement à l'aviation professionnelle, les planeurs ne sont pas équipés de systèmes de dégivrages.

glace sur la surface: l'aéronef peut se recouvrir de neige/givre sur toute la surface (au sol notamment), ce qui dégrade l'état de surface. Le profil d'aile est déformé ce qui occasionne une baisse des performances et une augmentation de la vitesse de décrochage. Le dégivrage avant le décollage est indispensable.
glace au point d’arrêt les profils: En vol, l'aéronef peut accumuler un bourrelet de givre/neige sur le bord d'attaque des profils, ou pire de l'eau surfondue impacte le point d'arrêt et givre un peu loin (givrage double cornes). En condition de givrage sévère, le profil d'aile est fortement modifié en quelques minutes, l'aile perd sa capacité portante et l'aéronef ne peut plus maintenir son vol.
effets du givre sur le contrôle: Le givrage sur les gouvernes peut fortement modifier l'équilibrage des gouvernes et peuvent devenir instables puis vibrer. Le givrage entre les gouvernes et les parties fixes peut bloquer les gouvernes entrainant l'impossibilité de contrôler l'attitude de l'aéronef.

Modèle en boucle détecté : 5- Principe de vol (motoplaneurs)

Mécanique du vol

Forces agissant sur un aéronef

Poids: le poids de l'aéronef s'applique au centre de gravité de l'aéronef. Sa direction est toujours vertical.
Portance: la force de portance est générée par les ailes. elle s'applique à un endroit particulier de l'aile appelé centre de poussée. Sa direction est toujours perpendiculaire à la trajectoire de l'aéronef.
Trainée: la force de trainée est générée principalement par les ailes. elle s'applique à un endroit particulier de l'aile appelé centre de poussée. Sa direction est toujours parallèle à la trajectoire de l'aéronef.
Traction: La force de propulsion s'applique au niveau de dispositif motopropulseur. Par simplification elle est considérée comme parallèle à la trajectoire de l'aéronef.

Autres définition utiles à la compréhension

Le poids apparent: Vulgairement, il s'agit de la "force ressentie par le pilote, verticalement, sur ses fesses". Le poids apparent est strictement égal et opposé à "la force supportée par les ailes, la portance". On dit que la portance de l'aile compense le poids apparent. $P o r t a n c e = P o i d s a p p a r e n t$
le facteur de charge: Vulgairement, c'est un chiffre qui permet d'indiquer le niveau de charge des ailes. Si le facteur de charge est de 2, la portance générée par les ailes est 2 fois plus grand que le poids de l'aéronef (dans un virage à 60°, le facteur de charge est de 2). $n = \frac{P o r t a n c e}{P o i d s} = \frac{P o i d s a p p a r e n t}{P o i d s}$
Force déviatrice: C'est une projection horizontale d'une force qui a pour conséquence de faire dévier la trajectoire de l'aéronef.
Vol rectiligne stabilisé: La première loi de Newton permet de prédire que lors d'un vol rectiligne et stabilisé, la somme des forces appliquées à l'aéronef est nulle (toutes les forces se compensent). Ce principe sera très utile à la compréhension.

les différentes situations de vol rectiligne stabilisé

Force appliquée à l'aéronef en vol horizontal rectiligne et stabilisé
Force appliquée à l'aéronef en vol en monté, rectiligne et stabilisé
Force appliquée à l'aéronef en vol en descente, rectiligne et stabilisé
Force appliquée à l'aéronef en vol plané rectiligne stabilisé

En vol horizontal: la portance compense le poids, la traction compense la trainée. Le facteur de charge est égal à 1
Montée rectiligne stabilisée: Une partie du poids devra être compensée par la traction du groupe motopropulseur (il faut donc plus de traction qu'en vol horizontal). La portance compense un poids apparent qui est légèrement inférieur au poids. Le facteur de charge est inférieur à 1.
Descente rectiligne stabilisée: Une partie du poids va "aider" à la traction (comme le poids aide un cycliste dans une descente). La portance compense un poids apparent qui est légèrement inférieur au poids. Le facteur de charge est inférieur à 1.
Vol plané rectiligne stabilisé: C'est une particularité du vol en descente où la traction du groupe motopropulseur est nulle. Afin de compenser la force de trainée, il faut adopter un angle de descente (appelé angle de plané) suffisant pour obtenir une valeur du "poids moteur" qui compensera la force de trainée. Ce schéma permet d'illustrer qu'un aéronef peu performant (avec une force de trainée plus importante) devra prendre un angle de plané plus important pour conserver le vol stabilisé.

Virage stabilisé coordonné

Force appliquée à l'aéronef en vol à inclinaison nulle
Force appliquée à l'aéronef en vol à inclinaison de 30°
Force appliquée à l'aéronef en vol à inclinaison de 60°

Le facteur de charge en virage: Lorsque l'aéronef est en virage, la portance (qui s'applique perpendiculairement aux ailes) est inclinée. Afin que la composante verticale de la portance (la force compensatrice du poids) reste suffisante, la portance doit augmenter sensiblement. La trigonométrie permet de déduire que pour garder l'équilibre, il faut

$P o r t a n c e e n v i r a g e = P o i d s a p p a r e n t e n v i r a g e = \frac{P o i d s}{c o s (A n g l e d^{'} i n c l i n a i s o n)}$
$F a c t e u r d e c h a r g e (n) = \frac{P o r t a n c e}{P o i d s} = \frac{P o i d s a p p a r e n t}{P o i d s} = \frac{1}{c o s (a n g l e d^{'} i n c l i n a i s o n)}$
en ligne droite : facteur de charge proche de 1
en virage incliné à 30° : facteur de charge d'environ 1.15
en virage incliné à 60° : facteur de charge d'environ 2

Rayon de virage: Plus l'aéronef est incliné, plus la force déviatrice est importante. Mais plus l'aéronef est rapide, plus il est difficile de le faire dévier. Le rayon de virage d'un aéronef décrivant des cercles parfait peut être prédit par la formule suivante :

$R a y o n d e v i r a g e [m] = \frac{V i t e s s e [m / s]^{2}}{g * t a n (A n g l e d^{'} i n c l i n a i s o n)} = \frac{V i t e s s e [m / s]^{2}}{9.8 * t a n (A n g l e d^{'} i n c l i n a i s o n)}$
Exemple : Un planeur évoluant à 30m/s en virage à 30° aura un rayon de virage de 156m

taux de virage: Le taux de virage indique la vitesse à laquelle l'aéronef change de cap. Il peut se prédire avec la formule suivante

$T a u x d e v i r a g e [s / t r] = \frac{2 π * V i t e s s e [m / s]}{g * t a n (A n g l e d^{'} i n c l i n a i s o n)} = \frac{6.28 * V i t e s s e [m / s]}{9.8 * t a n (A n g l e d^{'} i n c l i n a i s o n)}$
Exemple : Un planeur évoluant à 30m/s en virage à 30° mettra 33.3 secondes pour effectuer un tour complet.

Modèle en boucle détecté : 5- Principe de vol (motoplaneurs)

Stabilité

© Copyright article original par les auteur(s) de Wikipédia, adapté ici pour le vol en planeur - Cet article est sous CC BY-SA 3.0

La stabilité longitudinale d'un avion est son aptitude à revenir à sa position d'équilibre initial en tangage quand la trajectoire a été modifiée par le |pilote ou par un agent extérieur (ascendance, turbulence). Cette stabilité est indispensable au vol.

Stabilité longitudinale statique

Méthode pour obtenir la stabilité statique

Afin d'avoir un aéronef stable (qui à tendance à revenir de lui-même a sa position initiale), le centre de gravité de l'aéronef doit être en avant du foyer de l'aile. C'est lors de la conception de l'aéronef que l'aile doit être placée de manière adéquate par rapport au centre de gravité de l'aéronef. C'est une condition indispensable. Exemples :

Rappel : 
*Toutes les forces qui s'exercent sur un aéronef génèrent un moment (ou plus vulgairement : une tendance à la rotation) par rapport au centre de gravité de l'aéronef.
*La force de portance est exercée au niveau du foyer de l'aile. Elle créée un moment par rapport au centre de gravité de l'aéronef.

Cas du centre gravité en avant du foyer: Si la portance augmente, l'aéronef à tendance à piquer et l'incidence diminue. La portance revient à sa valeur initiale. L'aéronef est stable (Stabilité statique positive)
Cas du centre gravité sur le foyer: Si la portance augmente, l'aéronef n'évolue pas. Après l'augmentation, la portance ne change plus. L'aéronef est ni stable, ni instable (Stabilité statique neutre)
Cas du centre de gravité en arrière du foyer: Si la portance augmente, l'aéronef à tendance à cabrer et l'incidence augmente. La portance augmente alors encore plus et l'incidence augmente à nouveau (jusqu'au décrochage). L'aéronef est instable (Stabilité statique négative)

Aéronef STABLE. Si la portance augmente, l'aéronef tourne autour du centre de gravité à piquer, et la portance revient à sa valeur initiale.
Aéronef INSTABLE. Si la portance augmente, l'aéronef tourne autour du centre de gravité à cabrer, et la portance augmente encore...etc

Cas de la traction et de la trainée: Ces forces ont un rôle dans l'équilibre à moindre échelle qui ne sera pas étudier ici dans la stabilité longitudinale de l'aéronef.

Cas des gouvernes: Les gouvernes ont un axe de rotation par rapport à un bâti, ce qui change légèrement le raisonnement. Afin qu'une gouverne soit elle-même stable, la position de son centre de gravité par rapport à l'axe de rotation est importante. Le centre de gravité des gouvernes est ajusté par des masses.

Méthodes pour réaliser l’équilibre

Il est donc acquis que le centre de gravité doit toujours être en avant du foyer de l'aile pour avoir une réaction stable de l'aéronef. Mais d'un point de vu statique, cet état n'est pas à l'équilibre. Il y un moment piqueur. Afin de revenir à une situation d'équilibre, il est nécessaire de créer une force pour compenser le moment piqueur.

Formule classique. Le moment piqueur est compensé par un empennage à l'arrière de l'aile qui créé une déportance
Formule canard. Le moment piqueur est compensé par un empennage à l'avant de l'aile qui créé une portance

Pour aller plus loin :

La formule ailes volantes utilise un profil d'aile spécifique auto-stables (profil à double courbure, simple courbure inversée...) qui n'a pas besoin d’empennage horizontal. L'expérience montre que cela reste moins performant qu'un ensemble aile + empennage.

Stabilité longitudinale dynamique

Bien que l'aéronef soit stable d'un point de vu statique (stabilité statique positive), les réactions naturelles de l'aéronef à auto-corriger un écart peut être exagérés et générer un écart dans l'autre sens plusieurs fois de suites :

un peu plus faible que l'écart précédant (stabilité dynamique positive). L'écart initial est amorti en quelques oscillations.
identique à l'écart précédant (stabilité dynamique neutre). L'écart initial est auto-entretenu indéfiniment.
plus important que l'écart précédant (stabilité dynamique négative). L'écart initial est accentué à chaque oscillation.

La gestion du centre de gravité

Comme vu plus haut, le concepteur de l'aéronef fait en sorte de placer le centre de gravité de l'aéronef en avant du foyer. Mais le centre de gravité de l'aéronef dépend de la charge utile (masse du pilote, masse des bagages, masse du carburant...). Le concepteur autorise alors une variabilité ce cette charge utile pour s'adapter à l'usage courant de l'aéronef, et détermine toutes le positions du centre de gravité associées. Enfin, il détermine l'emplacement de l'aile de son aéronef pour faire en sorte que toute la plage du centre de gravité soit en avant du foyer de l'aile.

Le comportement en vol de l'aéronef est différent suivant la position du centre de gravité :

Si le planeur est centré plutôt proche de la limite avant: La stabilité longitudinale est forte. Le planeur est plutôt lourds aux commandes, les performances sont légèrement dégradées.
Si le planeur est centré plutôt proche de la limite arrière : La stabilité longitudinale est juste suffisante. Le planeur est plutôt maniable, léger aux commande, les performances sont optimisées, les phénomènes comme le décrochage et la vrille sont plus marqués sans posé de soucis.
Si le planeur est centré au delà de la limite arrière (INTERDIT) : le planeur est instable et dangereux, la vrille est plus susceptible d'apparaitre et le constructeur ne garantie pas que l'aéronef puisse sortie de vrille.

Le actions obligatoire du pilote :

Avant de voler, le pilote doit s'assurer que le centre de gravité de l'aéronef se situe dans la plage autorisé.
Si le pilote est trop léger par rapport au minimum fixé par le constructeur, des systèmes de lest existent.

Stabilité dynamique latérale ou directionnelle

Stabilité latérale

C'est la stabilité d'un avion en mouvement en dehors de son plan de symétrie (plan axial vertical). On a alors trois types de mouvements : rotation en lacet, rotation en roulis, translation latérale.

Ce DC3 fait la girouette autour de son Centre des Masses

La stabilité en lacet est la capacité de l'avion à conserver sa direction (son cap) malgré les perturbations. Cette stabilité est obtenue en dotant l'avion d'une dérive (empennage vertical) de surface suffisante : placé en travers par une perturbation, l'avion fera alors face au vent sous l'effet de la portance (latérale) de la dérive, ce qui le ramènera au neutre. Finalement, lors de ce retour au neutre, l'avion se comporte comme une girouette en tournant autour de son centre des masses, ce qui est mis en application en vrai grandeur avec le DC3 ci-contre.
La stabilité en roulis, plus exactement la stabilité spirale, capacité de l'avion à corriger un excès ou un défaut d'inclinaison en virage. L'équilibre en roulis étant généralement un équilibre instable, faiblement divergent donc pilotable, on ne peut pas parler de « stabilité en roulis ».
Quand il y a un translation latérale (vol en attaque oblique, glissade vers l'intérieur du virage ou dérapage vers l'extérieur), on doit étudier les effets de cette translation sur le comportement en roulis (roulis induit par le lacet), stabilité spirale.

Surfaces de stabilisation

L'empennage étant placé à l'arrière par définition :

la stabilité en lacet est assurée par la dérive (empennage vertical),
la stabilité en tangage est assurée par le stabilisateur (empennage horizontal),
la stabilité en roulis en ligne droite est généralement nulle ou faiblement négative, rarement positive,
la stabilité en roulis en virage (la stabilité spirale) dépend du couplage complexe entre l'effet dièdre et la stabilité de lacet.

Modèle en boucle détecté : 5- Principe de vol (motoplaneurs)

Contrôle

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Généralités

Les axes utilisés pour un avion.

Les axes de rotation d'un avion forment un trièdre ayant pour origine le centre de gravité de l'aéronef comme sur l'image. On distingue donc trois axes :

l'axe de roulis autour duquel s'incline l'avion.
l'axe de tangage autour duquel l'assiette varie à cabrer, ou à piquer.
l'axe de lacet autour duquel la direction, le cap de l'aéronef, varie vers la gauche ou vers la droite.

Le pilote agit sur les commandes qui actionnent les gouvernes pour modifier l'attitude de l'aéronef sur les trois axes.

Pour obtenir un mouvement de tangage le pilote actionne le manche qui commande la gouverne de profondeur.

Elle est située le plus loin possible de l'aile, sur l'empennage horizontal ou bien sur un plan canard.

Pour obtenir un mouvement de roulis le pilote actionne latéralement le manche qui commande les ailerons.

Ces gouvernes sont généralement situées le plus loin possible de l'axe de roulis, donc vers l'extrémité des ailes.

Pour obtenir un mouvement de lacet le pilote actionne le palonnier (pédales) qui commande la gouverne de direction avec ses pieds.

Elle est située le plus loin possible de l'axe de lacet, sur l'empennage vertical.

Tableau récapitulatif
Axes avion	Angle	Gouverne	Commande	Mouvement de l’avion
Roulis	inclinaison	Ailerons	Manche GD	Fichier:Aileron roll.gif
Tangage	Assiette	Profondeur	Manche Av-Ar	Fichier:Aileron pitch.gif
Lacet	Angle de lacet	Direction	Palonnier	Fichier:Aileron yaw.gif

La plupart des aéronefs présentent un couplage en lacet-roulis : on peut commander un mouvement de roulis avec la gouverne de lacet (roulis induit). D'autre part une rotation en roulis entraîne généralement une rotation en lacet en sens inverse du virage demandé (lacet inverse).

Profondeur

Relations entre les commandes de vol et la rotation autour du centre de gravité de l’appareil
A): aileron, B): manche, C): gouvernail de profondeur, D) gouvernail de direction

Lorsque le pilote actionne le manche vers l'arrière, la gouverne de profondeur se déplace vers le haut. Au niveau de l'empennage, une force vers le bas apparait et la queue de l'aéronef se baisse. L'assiette varie alors à cabrer (point de vue pilote) et dans le même temps l'incidence augmente (point de vue aérodynamique).

En plus du rôle de contrôle en tangage, la gouverne de profondeur permet d'équilibrer les forces sur l'axe longitudinal. Plus le centre de gravité est en avant, plus la force de déportance de la profondeur doit être forte. La limite de l’efficacité de la profondeur est d'ailleurs une source de la limitation du centrage maximum avant.

Direction

Lorsque le pilote actionne le palonnier vers la droite, la gouverne de direction se déplace vers la droite. Au niveau de l'empennage, une force vers la gauche apparait et la queue de l'aéronef se déplace vers la gauche. Le nez de l'aéronef va alors se déplacer vers la droite.

Dans certains aéronefs, la roulette de queue est directionnelle et reliée au palonnier. Ceci permet de diriger l'aéronef au sol de la même manière qu'en vol avec grande précision.

Ailerons

Lorsque le pilote actionne le manche vers la gauche, l'aileron gauche se lève (et l'aileron droit s'abaisse). Au niveau des ailerons, la portance diminue à gauche (l'aile descend)et augmente à droite (l'aile monte). l'aéronef s'incline vers la gauche.

Sur certains aéronefs, la commande de roulis peut également être utilisé au sol pour se prémunir des effets du vents.

Cette commande est génératrice d'un effet secondaire indésirable : l'aileron qui se baisse génère plus de trainée que l'aileron qui lève. Cette différence de trainée gauche/droite va induire une rotation autour de l'axe de lacet inverse au coté de l’inclinaison. C'est le lacet inverse

Cet effet secondaire doit être compensé avec la commande lacet (palonnier) : A chaque action latérale sur la manche, une action au palonnier doit être réalisée simultanément afin de faire disparaitre la rotation du lacet inverse. A noter que le dosage et la synchronisation requiert une certaine expérience. Il faut également bien noter que la cause du lacet inverse est le braquage du manche, dès lors que le manche est replacé au neutre, les palonniers doivent être replacé au neutre également.

Cet effet secondaire peut être atténué par quelques stratagèmes inventés par les constructeurs d'aéronefs, comme par exemple le braquage différentiel des ailerons, le déport d'axe, l'utilisation "d'ailerons frises"...

Compensateurs d'évolution

Un compensateur d'évolution est une astuce de conception permettant de démultiplier l’effort du pilote. En effet, la surface d'une gouverne peut être trop importante pour être braquée par un pilote humain (essayez donc d'ouvrir en grand une portière de voiture à 120km/h!!). La conception de ces systèmes les rends transparent du point du vu du pilote, c'est complètement automatique. Le pilote n'a rien d'autre à faire que de piloter et de constater que les efforts aux commandes sont agréables! Les principaux systèmes utilisés en planeur sont :

Corne débordante (SF28...)
Tab automatique (ASK13...)
Servo tab

Compensateurs de régime

Un compensateur de régime permet d'actionner une commande de manière permanente, sans effort permanent. Sur les planeurs, il en existe un uniquement sur la commande de profondeur, appelé par simplification "compensateur" ou "trim" (commande de couleur verte). Lorsque le pilote souhaite maintenir une assiette différente (longue montée en moto-planeur, longue spirale...) à la place d'une action permanente, fatigante, et difficile à maintenir précisément durant un long moment, le pilote règle le compensateur. En planeur, deux types de systèmes sont utilisés pour compenser l’effort du pilote de manière permanente sur la commande profondeur :

Compensateur aérodynamique. Dans le cas d'une gouverne de profondeur, l'image présente ici un réglage du compensateur à cabrer
Compensateur par boite à ressort. Dans le cas d'une gouverne de profondeur, l'image présente ici un réglage du compensateur à cabrer

Sur un planeur, il est possible d'identifier le type de compensateur par la présence ou l'absence d'un tab sur la gouverne de profondeur. L'identification peut se faire également en déplaçant le compensateur au sol. Si le manche se déplace, il s'agit d'un compensateur par boite à ressort. Si le manche ne se déplace pas, il s'agit d'un compensateur aérodynamique. Modèle en boucle détecté : 5-5 Limitations (motoplaneurs) Modèle en boucle détecté : 5- Principe de vol (motoplaneurs)

Décrochages et autorotations

Généralités sur le décrochage

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En vol normal, l'écoulement de l'air est « attaché » sur les deux faces, intrados et extrados, de l'aile. Les filets d'air collent au profil de l'aile, ce qui favorise la portance. La portance dépend de l'angle d'incidence, angle que fait la corde de profil de l'aile avec le vent relatif.

À une certaine valeur de l'angle d'incidence, de l'ordre de 15 à 20°, selon les caractéristiques de l'aile profil, de l'allongement et du nombre de Reynolds, il se produit un décollement de l'écoulement aérodynamique à l'extrados de l'aile entraînant une chute de portance plus ou moins brusque : c'est à ce moment que l'aile décroche.

Du point de vu du pilote, le décrochage se classe en trois catégories :

Une abattée : l'assiette varie brusquement et amplement à piquer. C'est impressionnant mais à l'avantage de se détecter facilement.
Un enfoncement : L'assiette reste a sa position très cabrée mais l'aéronef descend rapidement. La difficulté est la détection en vol par le pilote.
Une perte de contrôle en roulis : Les ailerons ne sont plus efficaces, l'aéronef s'incline sans que le pilote ne puisse le contrôler.

La vitesse de décrochage

Évolution du coefficient de portance en fonction de l'angle d'incidence : maximum entre 15 et 19°, il diminue ensuite, en raison du décrochage.

Le décrochage dépend uniquement de l'angle d'incidence : à facteur de charge constant, une diminution de vitesse implique l'augmentation de l'angle d'incidence de l'aile pour conserver une portance équivalente (augmentation du coefficient de portance (Cz) pour compenser la baisse de vitesse). Pour une même configuration de vol (par exemple, en palier avec les volets rentrés), il existe une vitesse en dessous de laquelle l'angle d'incidence sera tellement important que les filets d'air parcourant l'extrados « décrocheront » en entraînant une perte considérable de portance. La vitesse de décrochage est souvent notée Vs (S pour stall en anglais = décrochage).

On peut donc atteindre l'incidence de décrochage définie et constante pour un profil d'aile donné, à des vitesses très variables qui sont fonctions de :

la position des dispositifs hypersustentateurs (becs, volets). Lorsqu'ils sont déployés, ils diminuent la vitesse de décrochage ;
la masse de l'aéronef. Plus elle est importante et plus la vitesse de décrochage est importante ;
le facteur de charge $n$ . Plus il est important et plus la vitesse de décrochage est importante. La vitesse de décrochage évolue selon la racine carrée du facteur de charge, comme par exemple en virage :

V i t e s s e d e c r o c h a g e_{n > 1} = V i t e s s e d e c r o c h a g e_{n = 1} * \sqrt{n}

la composante verticale de la traction fournie par le moteur ; plus la part de la poussée s'opposant à la gravité est forte, et moins la portance nécessaire pour maintenir une altitude constante est grande ;
des effets sur les ailes du souffle hélicoïdal dans le cas d'un aéronef à hélice (le souffle génère un vent relatif qui participe à la portance, cf cas du vol lent) ;
la pollution du profil (pluie, insectes...).

On parle souvent abusivement de vitesse de décrochage comme d'une caractéristique de l'aéronef, mais la vitesse de décrochage n'est jamais constante pour toutes les raisons évoquées ci-dessus. C'est l'incidence au moment du décrochage qui est constante.

Le cas spécifique du virage

En virage, le facteur de charge augmente avec l'inclinaison.

n = \frac{1}{\cos (i n c l i n a i s o n)}

Comme la vitesse de décrochage augmente lorsque le facteur de charge augmente (voir paragraphe ci-dessus). Il est possible de prédire par calcul l'augmentation de la vitesse de décrochage pour une inclinaison définie :

V i t e s s e d e c r o c h a g e_{e n v i r a g e} = V i t e s s e d e c r o c h a g e_{l i g n e d r o i t e} * \sqrt{\frac{1}{\cos (i n c l i n a i s o n)}}

Par exemple, un aéronef qui a une vitesse de décrochage de 100km/h sous un facteur de charge de 1 (=en ligne droite):

Lors d'un virage à 30° d'inclinaison, la vitesse de décrochage augmente de 7.5%, soit une vitesse de décrochage de 107.5km/h
Lors d'un virage à 45° d'inclinaison, la vitesse de décrochage augmente de 18.9%, soit une vitesse de décrochage de 118.9km/h
Lors d'un virage à 60° d'inclinaison, la vitesse de décrochage augmente de 41.4%, soit une vitesse de décrochage de 141.4km/h

les remèdes préventifs aérodynamiques

Selon les profils et la forme en plan de l'aile, il arrive que les extrémités de l'aile décrochent avant la partie centrale qui bénéficie du souffle de l'hélice. Des solutions permettent de remédier à cette anomalie :

La variation d'incidence ou de calage : L'aile est construite avec calage plus fort à l'emplanture qu'à l'extrémité. Ainsi, pendant le vol l'incidence diminue de l'emplanture vers l'extrémité. L'aile est vrillée un peu comme une pale d'hélice, ce qui permet, en retardant le décrochage des extrémités, de conserver une certaine efficacité des ailerons mais aussi de diminuer la vitesse de décrochage de l'aéronef.

La variation de profil ou de forme : Il s'agit du changement de profil entre l'emplanture et le saumon de l'aile. Le profil peut être biconvexe symétrique à l'emplanture et plan convexe à l'extrémité. A noter que l'évolution du profil peut être combinée avec le vrillage. Plus qu'un remède dans ce cas, il s'agit en fait d'une amélioration du comportement au décrochage.

L'installation de bandes de décrochages (Stall-strips en Anglais) : Il s'agit de petites pièces de section triangulaire d'environ 1cm de côté, et de 15 à 30cm de longueur. Elles sont installées sur le bord d'attaque des ailes. Elles sont presque toujours installées par paires, symétriquement sur les deux demie-ailes de l'aéronef. Installées près de l'emplanture de l'aile, leur but est de modifier localement le profil aérodynamique de l'aile, de manière que le décrochage de l'aile intervienne d'abord à l'emplanture plutôt qu'à l'extrémité de l'aile. Le contrôle en roulis est ainsi mieux préservé.

L'installation de turbulateurs : L'installation de turbulateurs, par la transition anticipée vers la couche limite turbulente qu'ils induisent, peut induire le recollement sur des zones particulières des aéronefs. Sur les planeurs, le turbulateur est souvent une mince bande en zigzag qui est placée sous l’aile et parfois sur la dérive. Sur les avions, ils peuvent prendre la forme de petites tôles verticales montées en biais.

Bande de décrochage, stall-strips en Anglais installée sur le bord d'attaque.

Bande de décrochage, stall-strips en Anglais installée sur le bord d'attaque.
Grob G 102 Astir avec une bande turbulateur sous l'aile

Grob G 102 Astir avec une bande turbulateur sous l'aile
Turbulateur monté sur un avion. Couteux en trainée, mais améliore les performances à basse vitesse

Turbulateur monté sur un avion. Couteux en trainée, mais améliore les performances à basse vitesse

le rôle du pilote vis à vis du décrochage

Fichier:Spin—an aggravated stall and autorotation..JPG

Avertisseur de décrochage sur une aile. Lorsque l'angle d'incidence approche de la valeur critique, le vent relatif aborde la palette métallique par-dessous, ce qui provoque son basculement et active l'alarme.

Le pilote tiens un rôle important dans la prévention du décrochage :

Garder une marge de vitesse vis à vis du décrochage:

De manière préventive le pilote doit avoir une bonne conscience de la vitesse de décrochage pour chaque situation de vol (ligne droite, virage, virage serré, vol sous la pluie...) dans l'objectif de conserver une marge de vitesse.

Détection du régime vibratoire "Buffeting"

Avant un décrochage, des vibrations basses vitesses ("buffeting") annoncent le décollement de la couche limite. Quelques km/h avant l'atteinte de la vitesse de décrochage, ces vibrations permettent au pilote de détecter les prémisses d'un décrochage.

Avertisseur de décrochage à palette

Sur certains aéronefs, un avertisseur de décrochage à palette permet d'avertir le pilote par un signal visuelle et une alarme sonore de l'atteinte de l'incidence de décrochage. Ce dispositif est placé au bord d'attaque de l'aile.

A noter qu'a proximité du sol (décollage, atterrissage en vol plané...), un humain a des actions instinctives contraires à la prévention du décrochage : prendre de l'altitude ou ne plus en perdre au mépris de la vitesse. L'apprentissage pratique permet de corriger ces réflexes et de remettre la conservation de la vitesse au premier plan.

Manœuvre de récupération du décrochage

Si le pilote ne perçoit pas les signaux avertisseur avant un décrochage, il est probable que l'appareil finisse par décrocher. Le taux de chute et la potentielle perte de contrôle conduiront à l'accident si la méthode de récupération n'est pas appliquée. La méthode de récupération optimale est décrite dans le manuel de vol de l'aéronef. Cependant, en l'absence d'information la méthode consiste à chercher à augmenter la vitesse au plus vite :

une fois reconnus les prémisses du décrochage,
action franche sur le manche vers l'avant pour réduire l'incidence,
augmentation rapide de puissance (si disponible) pour augmenter la vitesse,
reprendre le vol normal (assiette et inclinaison) une fois la vitesse acquise.

Suivant l'importance du décrochage, la perte de hauteur va de 50 à 150m. Le décrochage est sans risque à une hauteur suffisante, c'est la proximité du sol qui donne au décrochage son caractère dangereux. La prévention du décrochage doit être absolue dès que la hauteur disponible ne permettrait plus de le récupérer.

le décrochage avec puissance

Dans le cas de l'atteinte du décrochage avec une forte puissance moteur, le comportement de l'aéronef change légèrement :

Le facteur de charge étant inférieur à 1, la vitesse de décrochage sera plus faible.
le souffle de l'hélice peut augmenter l’efficacité de la profondeur, si le décrochage survient habituellement par une abattée, il pourrait alors survenir par un enfoncement plus difficile à détecter.
Dans certains cas, l’alarme de décrochage ne fonctionne pas correctement.

La vrille

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Schema d'une vrille

Sources de l'autorotation :

L'autorotation (ou la vrille : c'est le même concept) est un décrochage dissymétrique entretenu. Le décrochage dissymétrique signifie que seulement une des deux demie-aile dépasse l'incidence de décrochage. La source d'une vrille est donc généralement la combinaison :

d'une vitesse faible et donc d'un vol proche de l'incidence de décrochage,
d'une dissymétrie entre les deux demie-ailes qui peut être causée par :
- un aéronef qui entre en situation de dérapage important (une aile accélère, l'autre ralentie)
- une rafale verticale soudaine et puissante sur une seule demie-aile (vol de pente, entré dans un thermique...)
- Lors de l'action brutale des ailerons : l'un se lève (diminution de l'incidence) alors que l'autre s'abaisse (augmentation de l'incidence et dépassement de l'incidence de décrochage)

La demie-aile en situation de décrochage "descend" et "ralentie" brusquement (elle va devenir le centre de l'autorotation), l'autre demie-aile reste en situation de générer de la portance. L'autorotation peut être auto-entretenue indéfiniment. La vrille fait subir au pilote des contraintes physiques importantes (désorientation, fatigue, mal de l'air...). La trajectoire de vrille décrite par l'aéronef est :

L'aéronef descend quasiment sur une trajectoire verticale,
Il tourne sur lui-même (en autorotation), un tour prenant de 2 à 5 secondes,
L'assiette est variable, la vrille passe alternativement de plate à piquée (de -10 à -70 degrés), un cycle complet prend de 2 à 4 tours,
Il subit également un dérapage latéral et des oscillations en roulis,
L'aéronef perd entre 50 et 150m de hauteur par tour.

Comme pour le décrochage, c'est la proximité du sol qui donne à la vrille son caractère dangereux. La prévention de la vrille doit être absolue dès que la hauteur disponible ne permettrait plus d'en sortir.

Facteurs influant sur la vrille :

Les caractéristiques qui favorisent le déclenchement de la vrille sont nombreuses :

Effets des masses : Le centrage arrière ; Moment d'inertie important en lacet (masses en bouts d'aile) qui entretiennent la rotation...
Effets aérodynamiques : Formes arrières du fuselage influant sur l'alimentation en air des empennages aux grands angles d'assiette et de dérapage ; Dimension des empennages ; Types d'empennages, notamment position de la dérive par rapport au sillage décroché de l'empennage horizontal ; Souffle de l'hélice...

Mise en vrille volontaire - puis 3 tours - puis sortie de vrille. Observer le braquage de la gouverne de direction pour la sortie de vrille

Sortie de vrille :

La méthode de sortie optimale est décrite dans le manuel de vol de l'aéronef. Cependant, en l'absence d'information la méthode standard consiste à :

action palonnier contraire à la rotation, maintien du manche au neutre latéralement, action manche à piquer,
reprendre le vol normal (assiette et inclinaison) une fois que l'autorotation est stoppée.
Cas particulier d'une vrille à plat : il faut d'abord revenir à une vrille classique : actionner le manche latéralement dans le sens de rotation de la vrille, puis sortir de la vrille classique avec les actions ci-dessus.

Pour le pilote te l'élève-pilote, il existe des difficultés connues pour réaliser correctement la manœuvre de sortie de vrille. Connaitre ces difficultés permet au pilote de mieux les surmonter :

Détecter le bon sens de l'autorotation : la désorientation et la précipitation pourrait conclure à une erreur de sens. Une manœuvre au palonnier dans le mauvais sens ne permettra pas de sortir de vrille. L'analyse du sens doit être consciencieuse.
Réflexe du retour à l'inclinaison nulle : par action réflexe, le pilote actionne le manche latéralement pour revenir ailes horizontales : ceci aurait pour conséquence une vrille à plat dont il est impossible de sortir directement. Le manche doit rester au neutre latéralement tant que la vrille n'est pas stoppée.
L’abandon précoce des actions : Durant la vrille, le pilote pourrait trouver le temps long et abandonner les actions qu'il entreprend au bout de quelques secondes. Après avoir re-vérifier le sens de la vrille, il faut maintenir les actions pendant plusieurs seconde avec ténacité car suivant la complexité de la vrille, il faut entre 1 et 3 tours pour en sortir.

Modèle en boucle détecté : 5- Principe de vol (motoplaneurs)

Virage engagé

Le virage engagé est un virage où l'assiette varie progressivement à piquer. L'aéronef descend et la vitesse augmente rapidement, alors que la planeur est en virage :

si l'angle d'inclinaison est important, le facteur de charge augmente en même temps que la vitesse et peut dépasser le maximum.
si l'angle d'inclinaison est faible, la vitesse augmente fortement. Au moment où le pilote prend conscience de la situation, une action trop brusque à forte vitesse peut avoir pour conséquence le dépassement du facteur de charge maximum.

Le risque est la rupture structurelle en vol.

Pour le pilote et l'élève pilote, cette situation peut survenir pour deux raisons :

Virage avec un angle d'inclinaison trop important, maintien de l'assiette impossible : L'action sur la gouverne de profondeur pour maintenir l'assiette n'est plus possible car le manche est en butée arrière.
Virage avec un angle d'inclinaison acceptable, avec mauvais maintien de l'assiette : L'action sur la gouverne de profondeur pour maintenir l'assiette est possible, mais le pilote ne réalise pas les actions nécessaire pour maintenir l'assiette en virage.

Dans les deux cas pour sortir du virage engagé, le pilote doit avant tout revenir à une inclinaison faible, puis revenir à une assiette adaptée par une action très modérée sur le manche si le planeur ne revient pas spontanément à la bonne assiette. Modèle en boucle détecté : 5- Principe de vol (motoplaneurs)

Exercices

Ces documents sont disponibles afin de stimuler l'apprentissage par d'autres moyens que la simple lecture. Chacun est libre de les utiliser comme il l'entend: en autonomie, dans le cadre d'un devoir donné par un ATO/DTO, en TP lors de cours en DTO...etc. Wiki-SPL.net propose le contenu mais n'a pas vocation à répondre aux demandes d'aides à l'apprentissage. Ce rôle est assuré par les formateurs des ATO/DTO dont il faudra se rapprocher !

Cahier d’exercices N°1 Document à imprimer. Prévoir un matériel basique (règle, crayon...).
QCM d'entrainement : quiz.wiki-spl.net - module 5 TMG

Limitations

Limitations opérationnelles

Les planeurs sont conçus pour fonctionner à l'intérieur d'un certain domaine de vol. Cette enveloppe possède plusieurs points caractéristiques qui dépendent de limitations physiques :

limitation due au décrochage : Au delà de l'incidence de décrochage, l'aile ne génère plus de portance et le vol n'est plus possible. Il est possible d'en revenir par des actions adaptées.
limitation structurelle en charge statique : la structure de l'aéronef est conçue pour résister à un certain effort. Au delà de cet effort, elle casse.
limitation à cause du flutter : Le flutter (flottement en français) est une vibration dangereuse, auto excitée, du à l'entré en résonance des phénomènes de flexion et de torsion de l'aile. Le phénomène est potentiellement rapidement destructeur. Il apparaît généralement à vitesse élevée, c'est un des paramètres qui conduit à limiter la vitesse maximale d'un aéronef.

Une fois transposé dans la manuel de vol du planeur, ces limitations sont indiquées en vitesse maximale pour certaines configuration.Pour chaque planeur, ces valeurs sont disponibles dans le manuel de vol :

VNE - Velocity Never Exceed: Vitesse à ne jamais dépassée. Sur l'indicateur de vitesse elle est indiquée par un trait radial rouge. A cette vitesse, ne pas utiliser plus de 1/3 du braquage total des gouvernes. Cette vitesse est théoriquement fixe. Certains planeurs ont une VNE qui diminue en haute altitude compte tenu du fait qu'il s'agisse d'une limitation due au Flutter. Cette diminution sera indiquée dans le manuel de vol.
VA: Vitesse de manœuvre. Les commandes de l'aéronef (notamment la commande de profondeur) peut être baquée à 100% jusqu’à cette vitesse. Au delà, le braquage doit être limité car dans certaines conditions la structure du planeur peut être trop sollicitée.
VRA - Velocity Rough Air: Vitesse maximale en air agitée. Sur l'indicateur de vitesse, c'est la limite entre la fin de l'arc vert et le début de l'arc jaune. Le vol n'est permi au delà de cette vitesse qu'en air calme. Cette limitation est basée sur la résistance de la structure à une vitesse de rafale donnée.
VFE - Velocity Flap Extended: Vitesse maximale avec les volets. Sur l'indicateur de vitesse, elle est indiquée par la fin de l'arc blanc. Sur certains planeurs, une VFE différentes existe en fonction de la valeur du braquage des volets. Limitation basée sur des limites structurelles.
VLO - Velocity Landing gear Operating: Vitesse maximale de vol de manœuvre du train d’atterrissage. Elle n'est donnée par le constructeur que si elle la manipulation du train d'atterrissage ne peut pas être faite jusqu’à la VNE. Limitation basée sur des limites structurelles.

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Aérodynamique, Concepts de base, lois et définitions

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L'aérodynamique est une branche de la dynamique des fluides qui étudie les écoulements d'air, et leurs effets sur des éléments solides. En aéronautique, l'aérodynamique s'applique aux déplacements des aérodynes, principalement sur leur aile et leur système de propulsion (hélices, rotors, turbines, turboréacteurs).

Unités, lois et définitions

Unités utilisées

Forces en Newton (N) (ou kg par approximation, mais pas officiel. 1kg = env. 10N)
Surface en mètre carré (m²)
Pression en Pascal (Pa)
Vitesse en mètre par seconde (m/s)

Autres définitions utiles

La Densité (sans unité) : en aéronautique, le gaz pris comme référence (densité = 1) est l'air au niveau du sol en conditions standards.
Les pressions :
- La pression statique : C'est la pression de l'air mesurée lorsqu'il n'y a aucun mouvement, notée $P_{s}$
- La pression dynamique : C'est l'augmentation de pression de l'air générée lorsqu'il se déplace (l'air frappe l'obstacle, la pression augmente), notée $P_{d} = \frac{1}{2} ρ V^{2}$
- La pression totale : En aéronautique, on simplifie à la somme $P r e s s i o n t o t a l e = P r e s s i o n s t a t i q u e + P r e s s i o n d y n a m i q u e; P_{t} = P_{s} + P_{d}$

Lois de Newton

la première loi de Newton simplifiée au cas des aéronefs :
- Si un aéronef évolue sur une trajectoire rectiligne et à vitesse constante, alors la somme des force qu'il subit est nulle.
- Réciproque : Si la somme des efforts qu'un aéronef subit est nulle, alors il évolue sur une trajectoire rectiligne et à vitesse constante.
la seconde loi de Newton simplifiée au cas des aéronefs :
- Si un aéronef évolue sur une trajectoire courbe ou si sa vitesse n'est pas constante, alors la somme des éfforts qu'il subit n'est pas nulle.
- Réciproque : Si la somme des efforts qu'un aéronef subit n'est pas nulle', alors il évolue sur une trajectoire courbe ou sa vitesse n'est pas constante.

Le théorème de Bernoulli et ses développements

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Le théorème de Bernoulli est la formulation mathématique du principe de Bernoulli qui énonce que dans le flux d'un fluide incompressible [...], le long d'une même ligne du courant, la quantité de Bernoulli se conserve, soit :

\frac{1}{2} ρ v^{2} + ρ g z + p = c o n s t a n t e

où :

p

est la pression en un point (en Pa ou N/m²) ;

ρ

est la masse volumique en un point (en kg/m³) ;

v

est la vitesse du fluide en un point (en m/s) ;

g

est l'accélération de la pesanteur (en N/kg ou m/s²) ;

z

est l'altitude du point considéré (en m).

La constante dépend de la ligne de courant considérée.

Ce théorème manipulé de différentes manières permet de prédire les paramètres physiques dans un flux. Il est notamment utilisé pour prédire le fonctionnement d'un tube de Pitot afin de déterminer la vitesse de l'aéronef.

Efforts aérodynamiques

L'écoulement de l'air autour d'un profil créer des variations de pressions. La pression qui s'exercent sur les surfaces va alors créer des efforts que l'on peut simplifier à:

une force de portance: F_z, perpendiculaire à la direction moyenne de l'écoulement, dans le plan vertical.
une force de traînée: F_x, parallèle à la direction de l'écoulement ;
la somme des deux: R_a, la résultante aérodynamique.

Des essais en soufflerie ont permis de découvrir que les forces aérodynamiques générées par une aile dépendent de certains paramètres. Les résultats de ces essais ont permis de modéliser l’influence de chacun d'eux dans une formule. Les paramètres sont détaillés ci-dessous :

$F o r c e d e T r a i n e e = F_{x} = \frac{1}{2} ρ S V^{2} C_{x}$

$F o r c e d e P o r t a n c e = F_{z} = \frac{1}{2} ρ S V^{2} C_{z}$

La masse volumique de l'air

$ρ$ - Il s'agit de la masse de l'air par unité de volume. Par commodité, elle est souvent présentée en kg/m3. Toutes autres choses égales par ailleurs, lorsque la masse volumique diminue, les forces aérodynamiques diminuent (vérifiable grâce à la formule).

Concrètement pour le pilote planeur :

Sa valeur standard est de 1.225kg/m3 ;
Si l'altitude augmente, la masse volumique diminue. Si la température augmente, la masse volumique diminue ;
ce paramètre est subit par le pilote.

Surface de référence

$S$ - En aéronautique, la surface de référence d'une aile est appelée Surface Alaire et est la surface projetée sur le plan horizontal, incluant l'espace de fuselage entre les deux demie-ailes. Elle est exprimée en mètres carré (m²). Dans le cas spécifique des empennages verticaux (dérive), c'est la projection vertical qui est prise en compte. Toutes autres choses égales par ailleurs, plus la surface alaire est importante, plus les forces aérodynamiques seront fortes (vérifiable grâce à la formule).

Concrètement pour le pilote planeur :

La surface alaire est définie par le constructeur de l'aéronef, et le pilote ne peut pas la changer.
sauf dans le cas où le constructeur prévoit des éléments mobiles permettant de changer la surface (exemple : Dispositif hypersustentateur)

Vitesse de l'écoulement

$V$ - En aéronautique, il s'agit de la vitesse de l'aéronef par rapport à l'air. Pour les calculs aérodynamique, elle est exprimé en m/s (bien que les instruments des pilotes fonctionnent en km/h ou en kt). Toutes autres choses égales par ailleurs, Les forces aérodynamiques varient au carré de vitesse. Si la vitesse est multipliée par 3, les forces aérodynamiques seront multipliées par 9 (vérifiable grâce à la formule).

Concrètement pour le pilote planeur :

Généralement, la vitesse d'un planeur varie de 70 à 250km/h (de 20 à 70m/s)
C'est le pilote qui choisi sa vitesse en vol (sauf rafale de vent transitoire)

Coefficients

Les lignes noires représentent le flux d'air, l'aile étant présentée en coupe, l'angle α est l'angle d'incidence.

$C x, z$ - Les coefficients aérodynamiques sont des coefficients sans dimensions permettant de prendre en compte l’influence du profil sur les forces, pour une position donnée :

C_x : le coefficient de traînée, permet d'évaluer l'influence du profil sur la trainée ;
C_z : le coefficient de portance, permet d'évaluer l'influence du profil sur la portance.

Il faut noter que les coefficients changent à chaque fois que le profil est placé différemment dans l'écoulement : les coefficients dépendent fortement de l'angle d'incidence du profil. Toutes autres choses égales par ailleurs, plus l'incidence est grande, plus les coefficients sont grands et donc plus les forces aérodynamiques seront fortes. Cependant, l'augmentation n'est pas possible à l'infinie. Au delà d'un angle d'incidence de 15 à 20° suivant le type d'aile, le flux d'air devient brusquement très mauvais et le Cz diminue brusquement. On dit que l'aile décroche.

Concrètement pour le pilote planeur :

Le pilote ne peut pas changer la forme du profil, sauf si le constructeur prévoit des éléments mobiles permettant de changer la surface ou la courbure de l'aile (exemple : Dispositif_hypersustentateur)
Mais grâce a ses commande, le pilote peut orienter le profil de l'aile différemment dans l'écoulement, faire varier l'incidence et donc agir sur le Cz (et le Cx mais c'est la variation de Cz que recherche le pilote !).

Pour aller plus loin : Dans la littérature anglo-saxonne le coefficient $C_{x}$ est désigné par $C_{d r a g}$ et $C_{z}$ est désigné par $C_{l i f t}$ . Aussi, les coefficients ne peuvent être mesurés mais seulement déterminés par calcul en posant $C_{x, z} = \frac{F_{x, z}}{\frac{1}{2} ρ V^{2} S}$ (les forces étant mesurées expérimentalement (en soufflerie).

Rapport Portance / Traînée = la finesse !

Le rapport portance/traînée d'une aile est nommé finesse aérodynamique. Elle représente le rendement de l'aile.

En effet, dans le cas d'une aile d'aéronef, il faut chercher à avoir le plus fort C_z avec le plus faible C_x possible. Autrement dit, il faut que le rapport $\frac{C_{z}}{C_{x}}$ soit le plus grand possible. Ce rapport est l'expression de la finesse de l'aile d'un point de vu des aérodynamiciens, elle est strictement identique à la notion de finesse classique connue des pilotes :

$\frac{C_{z}}{C_{x}} = \frac{D i s t a n c e h o r i z o n t a l e p a r c o u r e}{h a u t e u r p e r d u e} = \frac{V i t e s s e h o r i z o n t a l e (V_{x})}{V i t e s s e v e r t i c a l e (V_{z})} = F i n e s s e$

Forme d’un profil aérodynamique

Vocabulaire sur un profil d'aile

Extrados: dessus du profil ou de l'aile.
Intrados: dessous du profil ou de l'aile.
Bord d’attaque: partie avant du profil. Il est généralement de forme arrondie.
Bord de fuite: partie arrière et amincie du profil.

corde: Segment de droite entre le bord d'attaque et le bord de fuite
épaisseur relative: $\frac{E p a i s s e u r m a x i m a l e (m m)}{C o r d e (m m)}$
ligne de cambrure: ligne courbe qui se situe exactement entre l'intrados et l'extrados. Sur un profil parfaitement symétrique, la ligne de cambrure est confondue avec la corde.
cambrure (relative): $\frac{C a m b r u r e m a x i m a l e (m m)}{C o r d e (m m)}$
incidence: Angle d'incidence α entre la corde de profil et le vent relatif (vecteur noir).

Angle de Calage: Angle entre la corde du profil et l'axe du fuselage (Cet angle est choisi par le concepteur pour des raisons de visibilité et d'incidence maximum au roulage).
Angle d'incidence: Angle entre la corde du profil et le vente relatif (ou la trajectoire, le vent relatif étant directement la conséquence du déplacement de l'aéronef).
Pente: Angle entre la trajectoire de l'aéronef et l'horizon. Une pente nulle équivaut à un vol en palier.

La forme de l’aile

envergure: distance mesurée entre les deux extrémités de l'aile (entre les deux saumons d'aile).
allongement (sans unité): $A l l o n g e m e n t = \frac{E n v e r g u r e^{2} (m^{2})}{S u r f a c e a l a i r e (m^{2})} = \frac{E n v e r g u r e (m)}{C o r d e m o y e n n e (m)}$ Un grand allongement améliore la finesse.
emplanture: Il s'agit de la jonction de l’élément, l'endroit où il est attachée (emplanture de l'aile, du plan fixe de profondeur...)
corde à l’emplanture: corde mesuré au niveau de emplanture
corde à l’extrémité: corde mesurée au niveau du saumon d'aile
forme en plan de l’aile: forme géométrique de l'aile (aile rectangulaire, aile trapézoïdale, aile elliptique...)

forme en plan RECTANGULAIRE
forme en plan TRAPEZOIDALE
forme en plan ELLIPTIQUE
forme en plan TRAPEZOIDALE avec flèche inverse

Écoulement en 2D

Portance sans effet de sol (l'aile est dans un espace sans limite). Orange = haute pression / Bleu = basse pression

Pour devenir pilote, la pleine compréhension de ce paragraphe n'est pas requise. Il faudra appréhender les grands principes.

Modèles mathématiques

L'aérodynamique est une science qui fait partie de la mécanique des fluides, appliquée au cas particulier de l'air. À ce titre, les modèles mathématiques qui s'appliquent sont :

les équations de Navier-Stokes lorsque les effets visqueux ne sont pas négligeables. Le paramètre principal quantifiant ces effets est le nombre de Reynolds ;
les équations d'Euler ou de fluide parfait, lorsque les effets visqueux sont négligeables ;
l'équation de Stokes lorsque les effets visqueux sont prépondérants et les effets inertiels du fluide négligeables (nombre de Reynolds proche de zéro ;
l'équation d'état du gaz (modèle du gaz parfait pour l'air).

Le point d’arrêt: Au point d'arrêt, la vitesse du fluide est nulle et toute l'énergie cinétique de ce fluide est transformée en énergie de pression. Sur un profil, le point d'arrêt est localisé approximativement au bord d'attaque, mais dépend de l'angle d'incidence du moment.

Distribution de pression: L'écoulement autour d'un profil créer des variations de vitesse dans l’écoulement, occasionnant des variations de pression. Pour avoir une force de portance vers le haut, il faut créer une dépression au dessus de l'aile, et une surpression en dessous. La forme du profil est alors construite en conséquence.

Centre de pression: C'est le point où s'appliquerait la somme de toute les pressions à l'intrados, et à l'extrados.

Influence de l’incidence: Comme vu plus haut, lorsque l'incidence augmente, les coefficients aérodynamiques augmentent

Séparation de l’écoulement aux fortes incidences: Lorsque l'incidence du profil est trop importante (entre 15 et 20°), un décollement de couche limite se produit, le flux ne s'écoule plus le long du profil. Le profil ne génère plus de portance.

Fichier:Lift curve fr.svg
graphique donnant l'évolution du coefficient de portance en fonction de l'angle d'incidence. Le décrochage survient dans ce cas pour un angle d'incidence supérieur à 15°.
Fichier:Angles de portance et de décrochage.svg
influence de l’angle d'incidence sur la portance

Écoulement en 3D

L'étude de l'écoulement sur aile complète, en 3D, permet d’appréhender d'autres phénomènes.

Tourbillon marginaux sur une aile

Étude de la NASA sur les turbulences de sillage. Un tourbillon est créé par le passage d'une aile d'avion, révélé par la fumée.

Les tourbillons marginaux

Les tourbillons marginaux naissent de la différence de pression entre l'intrados et l'extrados au niveau du saumon de l'aile. Un mouvement spontané de l'air créer cette forme circulaire, qui se transforme en tourbillon avec l'avancement de l'aéronef. Ils sont des éléments important de ce que l'on nomme la turbulence de sillage.

Pour les planeurs, c'est un phénomène néfaste à la performance mais relativement faible compte tenu du grand allongement de l'aile.

Pour les aéronefs lourd, c'est un phénomène important qui peut devenir dangereux pour les aéronefs léger. Cela a conduit les autorités aéronautiques à définir des distances minimales entre avions en fonction de leurs poids respectifs au décollage, à l'atterrissage et en vol.

Un tourbillon peut également apparaitre sur des parties formant des angles avec le plan des ailes, telles que par exemple les volets quand ils sont abaissés. Une image du tourbillon marginal est parfois visible avec de la condensation de vapeur d'eau qui se forme dans des conditions de basse pression. C'est surtout le cas des avions de chasse en forte accélération ou avec un angle d'incidence élevé. Ou encore des avions de ligne au décollage ou à l'atterrissage dans un air humide. Il ne faut pas confondre cette condensation avec les trainées de condensation qui sont provoquées par la vapeur d'eau échappée des moteurs.

Les winglets (ailettes de bout d'aile) tendent à diminuer l'importance du tourbillon marginal en transformant une partie de son énergie pour réduire la traînée. On dit qu'elles augmentent l'allongement aérodynamique.

Les composantes de la trainée

La trainée totale peut se décomposer afin de mettre en avant la contribution à la traînée causée par tel ou tel phénomène aérodynamique. La connaissance des différents sources de trainée permet au pilote d'agir spécifiquement pour leur contrôle et leur diminution.

Dans l’écoulement d’un fluide sur une surface on constate au voisinage immédiat de la surface un ralentissement du fluide. L’épaisseur où le fluide est ralenti s’appelle la couche limite. Dans la couche limite les molécules d'air sont ralenties, ce qui se traduit par une perte d'énergie. Ce phénomène est d'autant plus grand que la surface en contact avec l'écoulement est importante. On parle également de surface mouillée pour évoquer cette composante de la trainée.

La résistance aérodynamique d’un objet dépend de sa forme. Si l’on compare les traînées d'un disque perpendiculaire à l'écoulement, d'une sphère de même diamètre et d'une forme profilée également de même diamètre (présentant la forme dite de façon abusive "en goutte d’eau"), on constate que la sphère suscite 50 % de la résistance du disque, et la "goutte d’eau" à peine 5 % de la résistance de ce même disque. La traînée de forme est minimale quand l'écoulement n'est pas décollé. Les variations de section brutales du corps amènent des décollements, de la turbulence et donc de la traînée. Afin de réduire les décollements et la turbulence, il faut "profiler" le corps. Les avions les mieux profilés (les planeurs) ont un coefficient de forme très faible.

L'expression complète qui devrait être utilisée est traînée induite par la portance. Elle est causée par tout ce qui crée de la portance, proportionnelle au carré du coefficient de portance (C_z), et inversement proportionnelle à l'allongement effectif. Elle est réduite par la présence de winglet. La traînée induite est une composante importante de la traînée totale, notamment aux basses vitesses (forts coefficients de portance).

Pour aller plus loin : Le mécanisme de la traînée induite a été théorisé par Ludwig Prandtl (1918) de la manière suivante : Pour avoir une portance, il faut une surpression relative à l’intrados de l’aile et/ou une dépression relative à l’extrados de l’aile. Sous l'effet de cette différence de pression, l’air passe directement de l’intrados à l’extrados en contournant l'extrémité de l'aile. Il en résulte que, sous l’intrados, le flux d’air général se trouve dévié latéralement vers l’extrémité de l’aile, et que sur l’extrados le flux d’air se trouve dévié vers le centre de l’aile. Lorsque les flux respectifs de l’intrados et de l’extrados finissent par se rejoindre au bord de fuite de l’aile, leurs directions divergent, ce qui cause à la fois la traînée induite et des tourbillons en arrière du bord de fuite.

Effet de sol

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En aéronautique, dans le cas d'un aérodyne à effet de sol, le vol à proximité du sol augmente légèrement la portance (la portance est plus grande à incidence identique), ce qui permet, à portance égale, de réduire l'angle d'incidence et la déflexion et donc la Traînée induite par la portance. Cela améliore la finesse (le Rapport Portance / Traînée) de l'engin.

Concrètement pour le pilote :

La puissance nécessaire pour voler en effet de sol est inférieure. Dans le cas imaginaire d'un aéronef disposant de trop peu de puissance, ce dernier pourrait décoller, mais ne jamais pouvoir voler sans l’effet de sol et donc ne jamais monter plus haut que quelques mètres (cas du Flyer des frères Wright)
Lors de l’atterrissage (en vol plané ou en quasi-vol plané), l'aéronef va subitement mieux planer lorsqu'il entre en effet de sol à quelques mètres du sol. Le pilote doit avoir conscience du phénomène pour agir correctement et accompagner cette phase de l'atterrissage.

Fichier:Flügel ohne Bodeneffekt.png
Portance sans effet de sol (l'aile est dans un espace sans limite). Orange = haute pression / Bleu = basse pression
Fichier:Positiver Bodeneffekt.png
Portance avec effet de sol (le sol se trouve en bas de l'image et la pression sous l'aile a augmenté). Orange = haute pression / Bleu = basse pression

la couche limite

Profil de vitesse au travers d’une couche limite au-dessus d’une plaque.

La couche limite est la mince couche d'un écoulement au voisinage immédiat d'un objet, dans laquelle se manifestent les phénomènes de frottement et de viscosité. Plus vulgairement, la vitesse du flux d'air diminue au fur et à mesure que l'on s'approche de l'objet car il "frotte" du plus en plus sur cet objet.

La couche limite doit normalement exister tout autour du profil d'aile. Mais dans des conditions spécifiques, elle peut se "décoller" et l'écoulement ne suit plus le profil de l'aile. Un décollement important occasionne le décrochage. Un décollement moindre peut occasionner la perte de contrôle sur les gouvernes si ces dernières ne sont correctement alimentés en air. Des dispositifs spécifiques permettent de redonner de l'énergie à la couche limite pour éviter son décollement, au prix d'une trainée supérieure. Turbulateur, soufflage de la couche limite, aspiration au bord de fuite.... Lorqu'un indiqué par le constructeur, ces éléments doivent absolument être présent pour garantir la sécurité et la performance du vol.

Cette couche limite peut être de type laminaire ou turbulente, mais cette connaissance n'est pas demandée au pilote de planeur.

"Décrochage"
Écoulement sur un profil à incidence adaptée (pas de décollement de couche limite).
"Décrochage"
Écoulement sur un profil à forte incidence (couche limite décollée à l'extrados - décrochage).

Circonstances spéciales

Contaminations courantes des profils en planeur

pluie: les gouttes d'eau recouvrent l'aéronef. Les plus petites restent immobiles et collées à la surface (dans la couche limite où le flux d'air est plus faible). Les plus grosses peuvent parcourir l'aéronef de l'avant vers l'arrière. Le profil est déformé et cela peut occasionner une baisse jusqu’à 50% des performances ainsi qu'une augmentation de la vitesse de décrochage. Certains modèles de planeur ne peuvent tout simplement pas décoller avec les ailes chargées de gouttelettes.
poussière: Les poussières accumulées lorsqu'un planeur est dans le hangar peuvent conduire à une baisse des performances. Dû au principe de couche limite, la poussière ne sera pas soufflée et restera présente durant tout le vol.

système de démoustication des bords d'attaques sur un planeur performant

contamination du bord d’attaque: Des objets peuvent venir s'accumuler autour du point d'arrêt (bord d'attaque), notamment les insectes. Sur un planeur performant, la somme des cadavres de moustique peut représenter une baisse notable des performances. Des systèmes "démoustiqueurs en vol" peuvent exister en très haute performance.

Le givrage sur la cellule

Fichier:World's Largest Weathervane - Whitehorse, Yukon (12449293644).jpg

Cristaux de glace se formant en "double cornes" sur le bord d'attaque d'un profil, dans un tunnel de givrage expérimental de la NASA.

Le givrage est l'apparition de glace à certains endroits de l'aéronef. Contrairement à l'aviation professionnelle, les planeurs ne sont pas équipés de systèmes de dégivrages.

glace sur la surface: l'aéronef peut se recouvrir de neige/givre sur toute la surface (au sol notamment), ce qui dégrade l'état de surface. Le profil d'aile est déformé ce qui occasionne une baisse des performances et une augmentation de la vitesse de décrochage. Le dégivrage avant le décollage est indispensable.
glace au point d’arrêt les profils: En vol, l'aéronef peut accumuler un bourrelet de givre/neige sur le bord d'attaque des profils, ou pire de l'eau surfondue impacte le point d'arrêt et givre un peu loin (givrage double cornes). En condition de givrage sévère, le profil d'aile est fortement modifié en quelques minutes, l'aile perd sa capacité portante et l'aéronef ne peut plus maintenir son vol.
effets du givre sur le contrôle: Le givrage sur les gouvernes peut fortement modifier l'équilibrage des gouvernes et peuvent devenir instables puis vibrer. Le givrage entre les gouvernes et les parties fixes peut bloquer les gouvernes entrainant l'impossibilité de contrôler l'attitude de l'aéronef.

Modèle en boucle détecté : 5- Principe de vol (motoplaneurs)

Mécanique du vol

Forces agissant sur un aéronef

Poids: le poids de l'aéronef s'applique au centre de gravité de l'aéronef. Sa direction est toujours vertical.
Portance: la force de portance est générée par les ailes. elle s'applique à un endroit particulier de l'aile appelé centre de poussée. Sa direction est toujours perpendiculaire à la trajectoire de l'aéronef.
Trainée: la force de trainée est générée principalement par les ailes. elle s'applique à un endroit particulier de l'aile appelé centre de poussée. Sa direction est toujours parallèle à la trajectoire de l'aéronef.
Traction: La force de propulsion s'applique au niveau de dispositif motopropulseur. Par simplification elle est considérée comme parallèle à la trajectoire de l'aéronef.

Autres définition utiles à la compréhension

Le poids apparent: Vulgairement, il s'agit de la "force ressentie par le pilote, verticalement, sur ses fesses". Le poids apparent est strictement égal et opposé à "la force supportée par les ailes, la portance". On dit que la portance de l'aile compense le poids apparent. $P o r t a n c e = P o i d s a p p a r e n t$
le facteur de charge: Vulgairement, c'est un chiffre qui permet d'indiquer le niveau de charge des ailes. Si le facteur de charge est de 2, la portance générée par les ailes est 2 fois plus grand que le poids de l'aéronef (dans un virage à 60°, le facteur de charge est de 2). $n = \frac{P o r t a n c e}{P o i d s} = \frac{P o i d s a p p a r e n t}{P o i d s}$
Force déviatrice: C'est une projection horizontale d'une force qui a pour conséquence de faire dévier la trajectoire de l'aéronef.
Vol rectiligne stabilisé: La première loi de Newton permet de prédire que lors d'un vol rectiligne et stabilisé, la somme des forces appliquées à l'aéronef est nulle (toutes les forces se compensent). Ce principe sera très utile à la compréhension.

les différentes situations de vol rectiligne stabilisé

Force appliquée à l'aéronef en vol horizontal rectiligne et stabilisé
Force appliquée à l'aéronef en vol en monté, rectiligne et stabilisé
Force appliquée à l'aéronef en vol en descente, rectiligne et stabilisé
Force appliquée à l'aéronef en vol plané rectiligne stabilisé

En vol horizontal: la portance compense le poids, la traction compense la trainée. Le facteur de charge est égal à 1
Montée rectiligne stabilisée: Une partie du poids devra être compensée par la traction du groupe motopropulseur (il faut donc plus de traction qu'en vol horizontal). La portance compense un poids apparent qui est légèrement inférieur au poids. Le facteur de charge est inférieur à 1.
Descente rectiligne stabilisée: Une partie du poids va "aider" à la traction (comme le poids aide un cycliste dans une descente). La portance compense un poids apparent qui est légèrement inférieur au poids. Le facteur de charge est inférieur à 1.
Vol plané rectiligne stabilisé: C'est une particularité du vol en descente où la traction du groupe motopropulseur est nulle. Afin de compenser la force de trainée, il faut adopter un angle de descente (appelé angle de plané) suffisant pour obtenir une valeur du "poids moteur" qui compensera la force de trainée. Ce schéma permet d'illustrer qu'un aéronef peu performant (avec une force de trainée plus importante) devra prendre un angle de plané plus important pour conserver le vol stabilisé.

Virage stabilisé coordonné

Force appliquée à l'aéronef en vol à inclinaison nulle
Force appliquée à l'aéronef en vol à inclinaison de 30°
Force appliquée à l'aéronef en vol à inclinaison de 60°

Le facteur de charge en virage: Lorsque l'aéronef est en virage, la portance (qui s'applique perpendiculairement aux ailes) est inclinée. Afin que la composante verticale de la portance (la force compensatrice du poids) reste suffisante, la portance doit augmenter sensiblement. La trigonométrie permet de déduire que pour garder l'équilibre, il faut

$P o r t a n c e e n v i r a g e = P o i d s a p p a r e n t e n v i r a g e = \frac{P o i d s}{c o s (A n g l e d^{'} i n c l i n a i s o n)}$
$F a c t e u r d e c h a r g e (n) = \frac{P o r t a n c e}{P o i d s} = \frac{P o i d s a p p a r e n t}{P o i d s} = \frac{1}{c o s (a n g l e d^{'} i n c l i n a i s o n)}$
en ligne droite : facteur de charge proche de 1
en virage incliné à 30° : facteur de charge d'environ 1.15
en virage incliné à 60° : facteur de charge d'environ 2

Rayon de virage: Plus l'aéronef est incliné, plus la force déviatrice est importante. Mais plus l'aéronef est rapide, plus il est difficile de le faire dévier. Le rayon de virage d'un aéronef décrivant des cercles parfait peut être prédit par la formule suivante :

$R a y o n d e v i r a g e [m] = \frac{V i t e s s e [m / s]^{2}}{g * t a n (A n g l e d^{'} i n c l i n a i s o n)} = \frac{V i t e s s e [m / s]^{2}}{9.8 * t a n (A n g l e d^{'} i n c l i n a i s o n)}$
Exemple : Un planeur évoluant à 30m/s en virage à 30° aura un rayon de virage de 156m

taux de virage: Le taux de virage indique la vitesse à laquelle l'aéronef change de cap. Il peut se prédire avec la formule suivante

$T a u x d e v i r a g e [s / t r] = \frac{2 π * V i t e s s e [m / s]}{g * t a n (A n g l e d^{'} i n c l i n a i s o n)} = \frac{6.28 * V i t e s s e [m / s]}{9.8 * t a n (A n g l e d^{'} i n c l i n a i s o n)}$
Exemple : Un planeur évoluant à 30m/s en virage à 30° mettra 33.3 secondes pour effectuer un tour complet.

Modèle en boucle détecté : 5- Principe de vol (motoplaneurs)

Stabilité

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La stabilité longitudinale d'un avion est son aptitude à revenir à sa position d'équilibre initial en tangage quand la trajectoire a été modifiée par le |pilote ou par un agent extérieur (ascendance, turbulence). Cette stabilité est indispensable au vol.

Stabilité longitudinale statique

Méthode pour obtenir la stabilité statique

Afin d'avoir un aéronef stable (qui à tendance à revenir de lui-même a sa position initiale), le centre de gravité de l'aéronef doit être en avant du foyer de l'aile. C'est lors de la conception de l'aéronef que l'aile doit être placée de manière adéquate par rapport au centre de gravité de l'aéronef. C'est une condition indispensable. Exemples :

Rappel : 
*Toutes les forces qui s'exercent sur un aéronef génèrent un moment (ou plus vulgairement : une tendance à la rotation) par rapport au centre de gravité de l'aéronef.
*La force de portance est exercée au niveau du foyer de l'aile. Elle créée un moment par rapport au centre de gravité de l'aéronef.

Cas du centre gravité en avant du foyer: Si la portance augmente, l'aéronef à tendance à piquer et l'incidence diminue. La portance revient à sa valeur initiale. L'aéronef est stable (Stabilité statique positive)
Cas du centre gravité sur le foyer: Si la portance augmente, l'aéronef n'évolue pas. Après l'augmentation, la portance ne change plus. L'aéronef est ni stable, ni instable (Stabilité statique neutre)
Cas du centre de gravité en arrière du foyer: Si la portance augmente, l'aéronef à tendance à cabrer et l'incidence augmente. La portance augmente alors encore plus et l'incidence augmente à nouveau (jusqu'au décrochage). L'aéronef est instable (Stabilité statique négative)

Aéronef STABLE. Si la portance augmente, l'aéronef tourne autour du centre de gravité à piquer, et la portance revient à sa valeur initiale.
Aéronef INSTABLE. Si la portance augmente, l'aéronef tourne autour du centre de gravité à cabrer, et la portance augmente encore...etc

Cas de la traction et de la trainée: Ces forces ont un rôle dans l'équilibre à moindre échelle qui ne sera pas étudier ici dans la stabilité longitudinale de l'aéronef.

Cas des gouvernes: Les gouvernes ont un axe de rotation par rapport à un bâti, ce qui change légèrement le raisonnement. Afin qu'une gouverne soit elle-même stable, la position de son centre de gravité par rapport à l'axe de rotation est importante. Le centre de gravité des gouvernes est ajusté par des masses.

Méthodes pour réaliser l’équilibre

Il est donc acquis que le centre de gravité doit toujours être en avant du foyer de l'aile pour avoir une réaction stable de l'aéronef. Mais d'un point de vu statique, cet état n'est pas à l'équilibre. Il y un moment piqueur. Afin de revenir à une situation d'équilibre, il est nécessaire de créer une force pour compenser le moment piqueur.

Formule classique. Le moment piqueur est compensé par un empennage à l'arrière de l'aile qui créé une déportance
Formule canard. Le moment piqueur est compensé par un empennage à l'avant de l'aile qui créé une portance

Pour aller plus loin :

La formule ailes volantes utilise un profil d'aile spécifique auto-stables (profil à double courbure, simple courbure inversée...) qui n'a pas besoin d’empennage horizontal. L'expérience montre que cela reste moins performant qu'un ensemble aile + empennage.

Stabilité longitudinale dynamique

Bien que l'aéronef soit stable d'un point de vu statique (stabilité statique positive), les réactions naturelles de l'aéronef à auto-corriger un écart peut être exagérés et générer un écart dans l'autre sens plusieurs fois de suites :

un peu plus faible que l'écart précédant (stabilité dynamique positive). L'écart initial est amorti en quelques oscillations.
identique à l'écart précédant (stabilité dynamique neutre). L'écart initial est auto-entretenu indéfiniment.
plus important que l'écart précédant (stabilité dynamique négative). L'écart initial est accentué à chaque oscillation.

La gestion du centre de gravité

Comme vu plus haut, le concepteur de l'aéronef fait en sorte de placer le centre de gravité de l'aéronef en avant du foyer. Mais le centre de gravité de l'aéronef dépend de la charge utile (masse du pilote, masse des bagages, masse du carburant...). Le concepteur autorise alors une variabilité ce cette charge utile pour s'adapter à l'usage courant de l'aéronef, et détermine toutes le positions du centre de gravité associées. Enfin, il détermine l'emplacement de l'aile de son aéronef pour faire en sorte que toute la plage du centre de gravité soit en avant du foyer de l'aile.

Le comportement en vol de l'aéronef est différent suivant la position du centre de gravité :

Si le planeur est centré plutôt proche de la limite avant: La stabilité longitudinale est forte. Le planeur est plutôt lourds aux commandes, les performances sont légèrement dégradées.
Si le planeur est centré plutôt proche de la limite arrière : La stabilité longitudinale est juste suffisante. Le planeur est plutôt maniable, léger aux commande, les performances sont optimisées, les phénomènes comme le décrochage et la vrille sont plus marqués sans posé de soucis.
Si le planeur est centré au delà de la limite arrière (INTERDIT) : le planeur est instable et dangereux, la vrille est plus susceptible d'apparaitre et le constructeur ne garantie pas que l'aéronef puisse sortie de vrille.

Le actions obligatoire du pilote :

Avant de voler, le pilote doit s'assurer que le centre de gravité de l'aéronef se situe dans la plage autorisé.
Si le pilote est trop léger par rapport au minimum fixé par le constructeur, des systèmes de lest existent.

Stabilité dynamique latérale ou directionnelle

Stabilité latérale

C'est la stabilité d'un avion en mouvement en dehors de son plan de symétrie (plan axial vertical). On a alors trois types de mouvements : rotation en lacet, rotation en roulis, translation latérale.

Ce DC3 fait la girouette autour de son Centre des Masses

La stabilité en lacet est la capacité de l'avion à conserver sa direction (son cap) malgré les perturbations. Cette stabilité est obtenue en dotant l'avion d'une dérive (empennage vertical) de surface suffisante : placé en travers par une perturbation, l'avion fera alors face au vent sous l'effet de la portance (latérale) de la dérive, ce qui le ramènera au neutre. Finalement, lors de ce retour au neutre, l'avion se comporte comme une girouette en tournant autour de son centre des masses, ce qui est mis en application en vrai grandeur avec le DC3 ci-contre.
La stabilité en roulis, plus exactement la stabilité spirale, capacité de l'avion à corriger un excès ou un défaut d'inclinaison en virage. L'équilibre en roulis étant généralement un équilibre instable, faiblement divergent donc pilotable, on ne peut pas parler de « stabilité en roulis ».
Quand il y a un translation latérale (vol en attaque oblique, glissade vers l'intérieur du virage ou dérapage vers l'extérieur), on doit étudier les effets de cette translation sur le comportement en roulis (roulis induit par le lacet), stabilité spirale.

Surfaces de stabilisation

L'empennage étant placé à l'arrière par définition :

la stabilité en lacet est assurée par la dérive (empennage vertical),
la stabilité en tangage est assurée par le stabilisateur (empennage horizontal),
la stabilité en roulis en ligne droite est généralement nulle ou faiblement négative, rarement positive,
la stabilité en roulis en virage (la stabilité spirale) dépend du couplage complexe entre l'effet dièdre et la stabilité de lacet.

Modèle en boucle détecté : 5- Principe de vol (motoplaneurs)

Contrôle

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Généralités

Les axes utilisés pour un avion.

Les axes de rotation d'un avion forment un trièdre ayant pour origine le centre de gravité de l'aéronef comme sur l'image. On distingue donc trois axes :

l'axe de roulis autour duquel s'incline l'avion.
l'axe de tangage autour duquel l'assiette varie à cabrer, ou à piquer.
l'axe de lacet autour duquel la direction, le cap de l'aéronef, varie vers la gauche ou vers la droite.

Le pilote agit sur les commandes qui actionnent les gouvernes pour modifier l'attitude de l'aéronef sur les trois axes.

Pour obtenir un mouvement de tangage le pilote actionne le manche qui commande la gouverne de profondeur.

Elle est située le plus loin possible de l'aile, sur l'empennage horizontal ou bien sur un plan canard.

Pour obtenir un mouvement de roulis le pilote actionne latéralement le manche qui commande les ailerons.

Ces gouvernes sont généralement situées le plus loin possible de l'axe de roulis, donc vers l'extrémité des ailes.

Pour obtenir un mouvement de lacet le pilote actionne le palonnier (pédales) qui commande la gouverne de direction avec ses pieds.

Elle est située le plus loin possible de l'axe de lacet, sur l'empennage vertical.

Tableau récapitulatif
Axes avion	Angle	Gouverne	Commande	Mouvement de l’avion
Roulis	inclinaison	Ailerons	Manche GD	Fichier:Aileron roll.gif
Tangage	Assiette	Profondeur	Manche Av-Ar	Fichier:Aileron pitch.gif
Lacet	Angle de lacet	Direction	Palonnier	Fichier:Aileron yaw.gif

La plupart des aéronefs présentent un couplage en lacet-roulis : on peut commander un mouvement de roulis avec la gouverne de lacet (roulis induit). D'autre part une rotation en roulis entraîne généralement une rotation en lacet en sens inverse du virage demandé (lacet inverse).

Profondeur

Relations entre les commandes de vol et la rotation autour du centre de gravité de l’appareil
A): aileron, B): manche, C): gouvernail de profondeur, D) gouvernail de direction

Lorsque le pilote actionne le manche vers l'arrière, la gouverne de profondeur se déplace vers le haut. Au niveau de l'empennage, une force vers le bas apparait et la queue de l'aéronef se baisse. L'assiette varie alors à cabrer (point de vue pilote) et dans le même temps l'incidence augmente (point de vue aérodynamique).

En plus du rôle de contrôle en tangage, la gouverne de profondeur permet d'équilibrer les forces sur l'axe longitudinal. Plus le centre de gravité est en avant, plus la force de déportance de la profondeur doit être forte. La limite de l’efficacité de la profondeur est d'ailleurs une source de la limitation du centrage maximum avant.

Direction

Lorsque le pilote actionne le palonnier vers la droite, la gouverne de direction se déplace vers la droite. Au niveau de l'empennage, une force vers la gauche apparait et la queue de l'aéronef se déplace vers la gauche. Le nez de l'aéronef va alors se déplacer vers la droite.

Dans certains aéronefs, la roulette de queue est directionnelle et reliée au palonnier. Ceci permet de diriger l'aéronef au sol de la même manière qu'en vol avec grande précision.

Ailerons

Lorsque le pilote actionne le manche vers la gauche, l'aileron gauche se lève (et l'aileron droit s'abaisse). Au niveau des ailerons, la portance diminue à gauche (l'aile descend)et augmente à droite (l'aile monte). l'aéronef s'incline vers la gauche.

Sur certains aéronefs, la commande de roulis peut également être utilisé au sol pour se prémunir des effets du vents.

Cette commande est génératrice d'un effet secondaire indésirable : l'aileron qui se baisse génère plus de trainée que l'aileron qui lève. Cette différence de trainée gauche/droite va induire une rotation autour de l'axe de lacet inverse au coté de l’inclinaison. C'est le lacet inverse

Cet effet secondaire doit être compensé avec la commande lacet (palonnier) : A chaque action latérale sur la manche, une action au palonnier doit être réalisée simultanément afin de faire disparaitre la rotation du lacet inverse. A noter que le dosage et la synchronisation requiert une certaine expérience. Il faut également bien noter que la cause du lacet inverse est le braquage du manche, dès lors que le manche est replacé au neutre, les palonniers doivent être replacé au neutre également.

Cet effet secondaire peut être atténué par quelques stratagèmes inventés par les constructeurs d'aéronefs, comme par exemple le braquage différentiel des ailerons, le déport d'axe, l'utilisation "d'ailerons frises"...

Compensateurs d'évolution

Un compensateur d'évolution est une astuce de conception permettant de démultiplier l’effort du pilote. En effet, la surface d'une gouverne peut être trop importante pour être braquée par un pilote humain (essayez donc d'ouvrir en grand une portière de voiture à 120km/h!!). La conception de ces systèmes les rends transparent du point du vu du pilote, c'est complètement automatique. Le pilote n'a rien d'autre à faire que de piloter et de constater que les efforts aux commandes sont agréables! Les principaux systèmes utilisés en planeur sont :

Corne débordante (SF28...)
Tab automatique (ASK13...)
Servo tab

Compensateurs de régime

Un compensateur de régime permet d'actionner une commande de manière permanente, sans effort permanent. Sur les planeurs, il en existe un uniquement sur la commande de profondeur, appelé par simplification "compensateur" ou "trim" (commande de couleur verte). Lorsque le pilote souhaite maintenir une assiette différente (longue montée en moto-planeur, longue spirale...) à la place d'une action permanente, fatigante, et difficile à maintenir précisément durant un long moment, le pilote règle le compensateur. En planeur, deux types de systèmes sont utilisés pour compenser l’effort du pilote de manière permanente sur la commande profondeur :

Compensateur aérodynamique. Dans le cas d'une gouverne de profondeur, l'image présente ici un réglage du compensateur à cabrer
Compensateur par boite à ressort. Dans le cas d'une gouverne de profondeur, l'image présente ici un réglage du compensateur à cabrer

Sur un planeur, il est possible d'identifier le type de compensateur par la présence ou l'absence d'un tab sur la gouverne de profondeur. L'identification peut se faire également en déplaçant le compensateur au sol. Si le manche se déplace, il s'agit d'un compensateur par boite à ressort. Si le manche ne se déplace pas, il s'agit d'un compensateur aérodynamique. Modèle en boucle détecté : 5- Principe de vol (motoplaneurs)

Limitations

Limitations opérationnelles

Les planeurs sont conçus pour fonctionner à l'intérieur d'un certain domaine de vol. Cette enveloppe possède plusieurs points caractéristiques qui dépendent de limitations physiques :

limitation due au décrochage : Au delà de l'incidence de décrochage, l'aile ne génère plus de portance et le vol n'est plus possible. Il est possible d'en revenir par des actions adaptées.
limitation structurelle en charge statique : la structure de l'aéronef est conçue pour résister à un certain effort. Au delà de cet effort, elle casse.
limitation à cause du flutter : Le flutter (flottement en français) est une vibration dangereuse, auto excitée, du à l'entré en résonance des phénomènes de flexion et de torsion de l'aile. Le phénomène est potentiellement rapidement destructeur. Il apparaît généralement à vitesse élevée, c'est un des paramètres qui conduit à limiter la vitesse maximale d'un aéronef.

Une fois transposé dans la manuel de vol du planeur, ces limitations sont indiquées en vitesse maximale pour certaines configuration.Pour chaque planeur, ces valeurs sont disponibles dans le manuel de vol :

VNE - Velocity Never Exceed: Vitesse à ne jamais dépassée. Sur l'indicateur de vitesse elle est indiquée par un trait radial rouge. A cette vitesse, ne pas utiliser plus de 1/3 du braquage total des gouvernes. Cette vitesse est théoriquement fixe. Certains planeurs ont une VNE qui diminue en haute altitude compte tenu du fait qu'il s'agisse d'une limitation due au Flutter. Cette diminution sera indiquée dans le manuel de vol.
VA: Vitesse de manœuvre. Les commandes de l'aéronef (notamment la commande de profondeur) peut être baquée à 100% jusqu’à cette vitesse. Au delà, le braquage doit être limité car dans certaines conditions la structure du planeur peut être trop sollicitée.
VRA - Velocity Rough Air: Vitesse maximale en air agitée. Sur l'indicateur de vitesse, c'est la limite entre la fin de l'arc vert et le début de l'arc jaune. Le vol n'est permi au delà de cette vitesse qu'en air calme. Cette limitation est basée sur la résistance de la structure à une vitesse de rafale donnée.
VFE - Velocity Flap Extended: Vitesse maximale avec les volets. Sur l'indicateur de vitesse, elle est indiquée par la fin de l'arc blanc. Sur certains planeurs, une VFE différentes existe en fonction de la valeur du braquage des volets. Limitation basée sur des limites structurelles.
VLO - Velocity Landing gear Operating: Vitesse maximale de vol de manœuvre du train d’atterrissage. Elle n'est donnée par le constructeur que si elle la manipulation du train d'atterrissage ne peut pas être faite jusqu’à la VNE. Limitation basée sur des limites structurelles.

Modèle en boucle détecté : 5-6 Décrochages et autorotations (motoplaneurs) Modèle en boucle détecté : 5- Principe de vol (motoplaneurs)

Virage engagé

Le virage engagé est un virage où l'assiette varie progressivement à piquer. L'aéronef descend et la vitesse augmente rapidement, alors que la planeur est en virage :

si l'angle d'inclinaison est important, le facteur de charge augmente en même temps que la vitesse et peut dépasser le maximum.
si l'angle d'inclinaison est faible, la vitesse augmente fortement. Au moment où le pilote prend conscience de la situation, une action trop brusque à forte vitesse peut avoir pour conséquence le dépassement du facteur de charge maximum.

Le risque est la rupture structurelle en vol.

Pour le pilote et l'élève pilote, cette situation peut survenir pour deux raisons :

Virage avec un angle d'inclinaison trop important, maintien de l'assiette impossible : L'action sur la gouverne de profondeur pour maintenir l'assiette n'est plus possible car le manche est en butée arrière.
Virage avec un angle d'inclinaison acceptable, avec mauvais maintien de l'assiette : L'action sur la gouverne de profondeur pour maintenir l'assiette est possible, mais le pilote ne réalise pas les actions nécessaire pour maintenir l'assiette en virage.

Dans les deux cas pour sortir du virage engagé, le pilote doit avant tout revenir à une inclinaison faible, puis revenir à une assiette adaptée par une action très modérée sur le manche si le planeur ne revient pas spontanément à la bonne assiette. Modèle en boucle détecté : 5- Principe de vol (motoplaneurs)

Exercices

Ces documents sont disponibles afin de stimuler l'apprentissage par d'autres moyens que la simple lecture. Chacun est libre de les utiliser comme il l'entend: en autonomie, dans le cadre d'un devoir donné par un ATO/DTO, en TP lors de cours en DTO...etc. Wiki-SPL.net propose le contenu mais n'a pas vocation à répondre aux demandes d'aides à l'apprentissage. Ce rôle est assuré par les formateurs des ATO/DTO dont il faudra se rapprocher !

Cahier d’exercices N°1 Document à imprimer. Prévoir un matériel basique (règle, crayon...).
QCM d'entrainement : quiz.wiki-spl.net - module 5 TMG

Décrochages et autorotations

Généralités sur le décrochage

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En vol normal, l'écoulement de l'air est « attaché » sur les deux faces, intrados et extrados, de l'aile. Les filets d'air collent au profil de l'aile, ce qui favorise la portance. La portance dépend de l'angle d'incidence, angle que fait la corde de profil de l'aile avec le vent relatif.

À une certaine valeur de l'angle d'incidence, de l'ordre de 15 à 20°, selon les caractéristiques de l'aile profil, de l'allongement et du nombre de Reynolds, il se produit un décollement de l'écoulement aérodynamique à l'extrados de l'aile entraînant une chute de portance plus ou moins brusque : c'est à ce moment que l'aile décroche.

Du point de vu du pilote, le décrochage se classe en trois catégories :

Une abattée : l'assiette varie brusquement et amplement à piquer. C'est impressionnant mais à l'avantage de se détecter facilement.
Un enfoncement : L'assiette reste a sa position très cabrée mais l'aéronef descend rapidement. La difficulté est la détection en vol par le pilote.
Une perte de contrôle en roulis : Les ailerons ne sont plus efficaces, l'aéronef s'incline sans que le pilote ne puisse le contrôler.

La vitesse de décrochage

Évolution du coefficient de portance en fonction de l'angle d'incidence : maximum entre 15 et 19°, il diminue ensuite, en raison du décrochage.

Le décrochage dépend uniquement de l'angle d'incidence : à facteur de charge constant, une diminution de vitesse implique l'augmentation de l'angle d'incidence de l'aile pour conserver une portance équivalente (augmentation du coefficient de portance (Cz) pour compenser la baisse de vitesse). Pour une même configuration de vol (par exemple, en palier avec les volets rentrés), il existe une vitesse en dessous de laquelle l'angle d'incidence sera tellement important que les filets d'air parcourant l'extrados « décrocheront » en entraînant une perte considérable de portance. La vitesse de décrochage est souvent notée Vs (S pour stall en anglais = décrochage).

On peut donc atteindre l'incidence de décrochage définie et constante pour un profil d'aile donné, à des vitesses très variables qui sont fonctions de :

la position des dispositifs hypersustentateurs (becs, volets). Lorsqu'ils sont déployés, ils diminuent la vitesse de décrochage ;
la masse de l'aéronef. Plus elle est importante et plus la vitesse de décrochage est importante ;
le facteur de charge $n$ . Plus il est important et plus la vitesse de décrochage est importante. La vitesse de décrochage évolue selon la racine carrée du facteur de charge, comme par exemple en virage :

V i t e s s e d e c r o c h a g e_{n > 1} = V i t e s s e d e c r o c h a g e_{n = 1} * \sqrt{n}

la composante verticale de la traction fournie par le moteur ; plus la part de la poussée s'opposant à la gravité est forte, et moins la portance nécessaire pour maintenir une altitude constante est grande ;
des effets sur les ailes du souffle hélicoïdal dans le cas d'un aéronef à hélice (le souffle génère un vent relatif qui participe à la portance, cf cas du vol lent) ;
la pollution du profil (pluie, insectes...).

On parle souvent abusivement de vitesse de décrochage comme d'une caractéristique de l'aéronef, mais la vitesse de décrochage n'est jamais constante pour toutes les raisons évoquées ci-dessus. C'est l'incidence au moment du décrochage qui est constante.

Le cas spécifique du virage

En virage, le facteur de charge augmente avec l'inclinaison.

n = \frac{1}{\cos (i n c l i n a i s o n)}

Comme la vitesse de décrochage augmente lorsque le facteur de charge augmente (voir paragraphe ci-dessus). Il est possible de prédire par calcul l'augmentation de la vitesse de décrochage pour une inclinaison définie :

V i t e s s e d e c r o c h a g e_{e n v i r a g e} = V i t e s s e d e c r o c h a g e_{l i g n e d r o i t e} * \sqrt{\frac{1}{\cos (i n c l i n a i s o n)}}

Par exemple, un aéronef qui a une vitesse de décrochage de 100km/h sous un facteur de charge de 1 (=en ligne droite):

Lors d'un virage à 30° d'inclinaison, la vitesse de décrochage augmente de 7.5%, soit une vitesse de décrochage de 107.5km/h
Lors d'un virage à 45° d'inclinaison, la vitesse de décrochage augmente de 18.9%, soit une vitesse de décrochage de 118.9km/h
Lors d'un virage à 60° d'inclinaison, la vitesse de décrochage augmente de 41.4%, soit une vitesse de décrochage de 141.4km/h

les remèdes préventifs aérodynamiques

Selon les profils et la forme en plan de l'aile, il arrive que les extrémités de l'aile décrochent avant la partie centrale qui bénéficie du souffle de l'hélice. Des solutions permettent de remédier à cette anomalie :

La variation d'incidence ou de calage : L'aile est construite avec calage plus fort à l'emplanture qu'à l'extrémité. Ainsi, pendant le vol l'incidence diminue de l'emplanture vers l'extrémité. L'aile est vrillée un peu comme une pale d'hélice, ce qui permet, en retardant le décrochage des extrémités, de conserver une certaine efficacité des ailerons mais aussi de diminuer la vitesse de décrochage de l'aéronef.

La variation de profil ou de forme : Il s'agit du changement de profil entre l'emplanture et le saumon de l'aile. Le profil peut être biconvexe symétrique à l'emplanture et plan convexe à l'extrémité. A noter que l'évolution du profil peut être combinée avec le vrillage. Plus qu'un remède dans ce cas, il s'agit en fait d'une amélioration du comportement au décrochage.

L'installation de bandes de décrochages (Stall-strips en Anglais) : Il s'agit de petites pièces de section triangulaire d'environ 1cm de côté, et de 15 à 30cm de longueur. Elles sont installées sur le bord d'attaque des ailes. Elles sont presque toujours installées par paires, symétriquement sur les deux demie-ailes de l'aéronef. Installées près de l'emplanture de l'aile, leur but est de modifier localement le profil aérodynamique de l'aile, de manière que le décrochage de l'aile intervienne d'abord à l'emplanture plutôt qu'à l'extrémité de l'aile. Le contrôle en roulis est ainsi mieux préservé.

L'installation de turbulateurs : L'installation de turbulateurs, par la transition anticipée vers la couche limite turbulente qu'ils induisent, peut induire le recollement sur des zones particulières des aéronefs. Sur les planeurs, le turbulateur est souvent une mince bande en zigzag qui est placée sous l’aile et parfois sur la dérive. Sur les avions, ils peuvent prendre la forme de petites tôles verticales montées en biais.

Bande de décrochage, stall-strips en Anglais installée sur le bord d'attaque.

Bande de décrochage, stall-strips en Anglais installée sur le bord d'attaque.
Grob G 102 Astir avec une bande turbulateur sous l'aile

Grob G 102 Astir avec une bande turbulateur sous l'aile
Turbulateur monté sur un avion. Couteux en trainée, mais améliore les performances à basse vitesse

Turbulateur monté sur un avion. Couteux en trainée, mais améliore les performances à basse vitesse

le rôle du pilote vis à vis du décrochage

Fichier:Spin—an aggravated stall and autorotation..JPG

Avertisseur de décrochage sur une aile. Lorsque l'angle d'incidence approche de la valeur critique, le vent relatif aborde la palette métallique par-dessous, ce qui provoque son basculement et active l'alarme.

Le pilote tiens un rôle important dans la prévention du décrochage :

Garder une marge de vitesse vis à vis du décrochage:

De manière préventive le pilote doit avoir une bonne conscience de la vitesse de décrochage pour chaque situation de vol (ligne droite, virage, virage serré, vol sous la pluie...) dans l'objectif de conserver une marge de vitesse.

Détection du régime vibratoire "Buffeting"

Avant un décrochage, des vibrations basses vitesses ("buffeting") annoncent le décollement de la couche limite. Quelques km/h avant l'atteinte de la vitesse de décrochage, ces vibrations permettent au pilote de détecter les prémisses d'un décrochage.

Avertisseur de décrochage à palette

Sur certains aéronefs, un avertisseur de décrochage à palette permet d'avertir le pilote par un signal visuelle et une alarme sonore de l'atteinte de l'incidence de décrochage. Ce dispositif est placé au bord d'attaque de l'aile.

A noter qu'a proximité du sol (décollage, atterrissage en vol plané...), un humain a des actions instinctives contraires à la prévention du décrochage : prendre de l'altitude ou ne plus en perdre au mépris de la vitesse. L'apprentissage pratique permet de corriger ces réflexes et de remettre la conservation de la vitesse au premier plan.

Manœuvre de récupération du décrochage

Si le pilote ne perçoit pas les signaux avertisseur avant un décrochage, il est probable que l'appareil finisse par décrocher. Le taux de chute et la potentielle perte de contrôle conduiront à l'accident si la méthode de récupération n'est pas appliquée. La méthode de récupération optimale est décrite dans le manuel de vol de l'aéronef. Cependant, en l'absence d'information la méthode consiste à chercher à augmenter la vitesse au plus vite :

une fois reconnus les prémisses du décrochage,
action franche sur le manche vers l'avant pour réduire l'incidence,
augmentation rapide de puissance (si disponible) pour augmenter la vitesse,
reprendre le vol normal (assiette et inclinaison) une fois la vitesse acquise.

Suivant l'importance du décrochage, la perte de hauteur va de 50 à 150m. Le décrochage est sans risque à une hauteur suffisante, c'est la proximité du sol qui donne au décrochage son caractère dangereux. La prévention du décrochage doit être absolue dès que la hauteur disponible ne permettrait plus de le récupérer.

le décrochage avec puissance

Dans le cas de l'atteinte du décrochage avec une forte puissance moteur, le comportement de l'aéronef change légèrement :

Le facteur de charge étant inférieur à 1, la vitesse de décrochage sera plus faible.
le souffle de l'hélice peut augmenter l’efficacité de la profondeur, si le décrochage survient habituellement par une abattée, il pourrait alors survenir par un enfoncement plus difficile à détecter.
Dans certains cas, l’alarme de décrochage ne fonctionne pas correctement.

La vrille

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Schema d'une vrille

Sources de l'autorotation :

L'autorotation (ou la vrille : c'est le même concept) est un décrochage dissymétrique entretenu. Le décrochage dissymétrique signifie que seulement une des deux demie-aile dépasse l'incidence de décrochage. La source d'une vrille est donc généralement la combinaison :

d'une vitesse faible et donc d'un vol proche de l'incidence de décrochage,
d'une dissymétrie entre les deux demie-ailes qui peut être causée par :
- un aéronef qui entre en situation de dérapage important (une aile accélère, l'autre ralentie)
- une rafale verticale soudaine et puissante sur une seule demie-aile (vol de pente, entré dans un thermique...)
- Lors de l'action brutale des ailerons : l'un se lève (diminution de l'incidence) alors que l'autre s'abaisse (augmentation de l'incidence et dépassement de l'incidence de décrochage)

La demie-aile en situation de décrochage "descend" et "ralentie" brusquement (elle va devenir le centre de l'autorotation), l'autre demie-aile reste en situation de générer de la portance. L'autorotation peut être auto-entretenue indéfiniment. La vrille fait subir au pilote des contraintes physiques importantes (désorientation, fatigue, mal de l'air...). La trajectoire de vrille décrite par l'aéronef est :

L'aéronef descend quasiment sur une trajectoire verticale,
Il tourne sur lui-même (en autorotation), un tour prenant de 2 à 5 secondes,
L'assiette est variable, la vrille passe alternativement de plate à piquée (de -10 à -70 degrés), un cycle complet prend de 2 à 4 tours,
Il subit également un dérapage latéral et des oscillations en roulis,
L'aéronef perd entre 50 et 150m de hauteur par tour.

Comme pour le décrochage, c'est la proximité du sol qui donne à la vrille son caractère dangereux. La prévention de la vrille doit être absolue dès que la hauteur disponible ne permettrait plus d'en sortir.

Facteurs influant sur la vrille :

Les caractéristiques qui favorisent le déclenchement de la vrille sont nombreuses :

Effets des masses : Le centrage arrière ; Moment d'inertie important en lacet (masses en bouts d'aile) qui entretiennent la rotation...
Effets aérodynamiques : Formes arrières du fuselage influant sur l'alimentation en air des empennages aux grands angles d'assiette et de dérapage ; Dimension des empennages ; Types d'empennages, notamment position de la dérive par rapport au sillage décroché de l'empennage horizontal ; Souffle de l'hélice...

Mise en vrille volontaire - puis 3 tours - puis sortie de vrille. Observer le braquage de la gouverne de direction pour la sortie de vrille

Sortie de vrille :

La méthode de sortie optimale est décrite dans le manuel de vol de l'aéronef. Cependant, en l'absence d'information la méthode standard consiste à :

action palonnier contraire à la rotation, maintien du manche au neutre latéralement, action manche à piquer,
reprendre le vol normal (assiette et inclinaison) une fois que l'autorotation est stoppée.
Cas particulier d'une vrille à plat : il faut d'abord revenir à une vrille classique : actionner le manche latéralement dans le sens de rotation de la vrille, puis sortir de la vrille classique avec les actions ci-dessus.

Pour le pilote te l'élève-pilote, il existe des difficultés connues pour réaliser correctement la manœuvre de sortie de vrille. Connaitre ces difficultés permet au pilote de mieux les surmonter :

Détecter le bon sens de l'autorotation : la désorientation et la précipitation pourrait conclure à une erreur de sens. Une manœuvre au palonnier dans le mauvais sens ne permettra pas de sortir de vrille. L'analyse du sens doit être consciencieuse.
Réflexe du retour à l'inclinaison nulle : par action réflexe, le pilote actionne le manche latéralement pour revenir ailes horizontales : ceci aurait pour conséquence une vrille à plat dont il est impossible de sortir directement. Le manche doit rester au neutre latéralement tant que la vrille n'est pas stoppée.
L’abandon précoce des actions : Durant la vrille, le pilote pourrait trouver le temps long et abandonner les actions qu'il entreprend au bout de quelques secondes. Après avoir re-vérifier le sens de la vrille, il faut maintenir les actions pendant plusieurs seconde avec ténacité car suivant la complexité de la vrille, il faut entre 1 et 3 tours pour en sortir.

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Modèle en boucle détecté : 5- Principe de vol (motoplaneurs)

Aérodynamique, Concepts de base, lois et définitions

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L'aérodynamique est une branche de la dynamique des fluides qui étudie les écoulements d'air, et leurs effets sur des éléments solides. En aéronautique, l'aérodynamique s'applique aux déplacements des aérodynes, principalement sur leur aile et leur système de propulsion (hélices, rotors, turbines, turboréacteurs).

Unités, lois et définitions

Unités utilisées

Forces en Newton (N) (ou kg par approximation, mais pas officiel. 1kg = env. 10N)
Surface en mètre carré (m²)
Pression en Pascal (Pa)
Vitesse en mètre par seconde (m/s)

Autres définitions utiles

La Densité (sans unité) : en aéronautique, le gaz pris comme référence (densité = 1) est l'air au niveau du sol en conditions standards.
Les pressions :
- La pression statique : C'est la pression de l'air mesurée lorsqu'il n'y a aucun mouvement, notée $P_{s}$
- La pression dynamique : C'est l'augmentation de pression de l'air générée lorsqu'il se déplace (l'air frappe l'obstacle, la pression augmente), notée $P_{d} = \frac{1}{2} ρ V^{2}$
- La pression totale : En aéronautique, on simplifie à la somme $P r e s s i o n t o t a l e = P r e s s i o n s t a t i q u e + P r e s s i o n d y n a m i q u e; P_{t} = P_{s} + P_{d}$

Lois de Newton

la première loi de Newton simplifiée au cas des aéronefs :
- Si un aéronef évolue sur une trajectoire rectiligne et à vitesse constante, alors la somme des force qu'il subit est nulle.
- Réciproque : Si la somme des efforts qu'un aéronef subit est nulle, alors il évolue sur une trajectoire rectiligne et à vitesse constante.
la seconde loi de Newton simplifiée au cas des aéronefs :
- Si un aéronef évolue sur une trajectoire courbe ou si sa vitesse n'est pas constante, alors la somme des éfforts qu'il subit n'est pas nulle.
- Réciproque : Si la somme des efforts qu'un aéronef subit n'est pas nulle', alors il évolue sur une trajectoire courbe ou sa vitesse n'est pas constante.

Le théorème de Bernoulli et ses développements

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Le théorème de Bernoulli est la formulation mathématique du principe de Bernoulli qui énonce que dans le flux d'un fluide incompressible [...], le long d'une même ligne du courant, la quantité de Bernoulli se conserve, soit :

\frac{1}{2} ρ v^{2} + ρ g z + p = c o n s t a n t e

où :

p

est la pression en un point (en Pa ou N/m²) ;

ρ

est la masse volumique en un point (en kg/m³) ;

v

est la vitesse du fluide en un point (en m/s) ;

g

est l'accélération de la pesanteur (en N/kg ou m/s²) ;

z

est l'altitude du point considéré (en m).

La constante dépend de la ligne de courant considérée.

Ce théorème manipulé de différentes manières permet de prédire les paramètres physiques dans un flux. Il est notamment utilisé pour prédire le fonctionnement d'un tube de Pitot afin de déterminer la vitesse de l'aéronef.

Efforts aérodynamiques

L'écoulement de l'air autour d'un profil créer des variations de pressions. La pression qui s'exercent sur les surfaces va alors créer des efforts que l'on peut simplifier à:

une force de portance: F_z, perpendiculaire à la direction moyenne de l'écoulement, dans le plan vertical.
une force de traînée: F_x, parallèle à la direction de l'écoulement ;
la somme des deux: R_a, la résultante aérodynamique.

Des essais en soufflerie ont permis de découvrir que les forces aérodynamiques générées par une aile dépendent de certains paramètres. Les résultats de ces essais ont permis de modéliser l’influence de chacun d'eux dans une formule. Les paramètres sont détaillés ci-dessous :

$F o r c e d e T r a i n e e = F_{x} = \frac{1}{2} ρ S V^{2} C_{x}$

$F o r c e d e P o r t a n c e = F_{z} = \frac{1}{2} ρ S V^{2} C_{z}$

La masse volumique de l'air

$ρ$ - Il s'agit de la masse de l'air par unité de volume. Par commodité, elle est souvent présentée en kg/m3. Toutes autres choses égales par ailleurs, lorsque la masse volumique diminue, les forces aérodynamiques diminuent (vérifiable grâce à la formule).

Concrètement pour le pilote planeur :

Sa valeur standard est de 1.225kg/m3 ;
Si l'altitude augmente, la masse volumique diminue. Si la température augmente, la masse volumique diminue ;
ce paramètre est subit par le pilote.

Surface de référence

$S$ - En aéronautique, la surface de référence d'une aile est appelée Surface Alaire et est la surface projetée sur le plan horizontal, incluant l'espace de fuselage entre les deux demie-ailes. Elle est exprimée en mètres carré (m²). Dans le cas spécifique des empennages verticaux (dérive), c'est la projection vertical qui est prise en compte. Toutes autres choses égales par ailleurs, plus la surface alaire est importante, plus les forces aérodynamiques seront fortes (vérifiable grâce à la formule).

Concrètement pour le pilote planeur :

La surface alaire est définie par le constructeur de l'aéronef, et le pilote ne peut pas la changer.
sauf dans le cas où le constructeur prévoit des éléments mobiles permettant de changer la surface (exemple : Dispositif hypersustentateur)

Vitesse de l'écoulement

$V$ - En aéronautique, il s'agit de la vitesse de l'aéronef par rapport à l'air. Pour les calculs aérodynamique, elle est exprimé en m/s (bien que les instruments des pilotes fonctionnent en km/h ou en kt). Toutes autres choses égales par ailleurs, Les forces aérodynamiques varient au carré de vitesse. Si la vitesse est multipliée par 3, les forces aérodynamiques seront multipliées par 9 (vérifiable grâce à la formule).

Concrètement pour le pilote planeur :

Généralement, la vitesse d'un planeur varie de 70 à 250km/h (de 20 à 70m/s)
C'est le pilote qui choisi sa vitesse en vol (sauf rafale de vent transitoire)

Coefficients

Les lignes noires représentent le flux d'air, l'aile étant présentée en coupe, l'angle α est l'angle d'incidence.

$C x, z$ - Les coefficients aérodynamiques sont des coefficients sans dimensions permettant de prendre en compte l’influence du profil sur les forces, pour une position donnée :

C_x : le coefficient de traînée, permet d'évaluer l'influence du profil sur la trainée ;
C_z : le coefficient de portance, permet d'évaluer l'influence du profil sur la portance.

Il faut noter que les coefficients changent à chaque fois que le profil est placé différemment dans l'écoulement : les coefficients dépendent fortement de l'angle d'incidence du profil. Toutes autres choses égales par ailleurs, plus l'incidence est grande, plus les coefficients sont grands et donc plus les forces aérodynamiques seront fortes. Cependant, l'augmentation n'est pas possible à l'infinie. Au delà d'un angle d'incidence de 15 à 20° suivant le type d'aile, le flux d'air devient brusquement très mauvais et le Cz diminue brusquement. On dit que l'aile décroche.

Concrètement pour le pilote planeur :

Le pilote ne peut pas changer la forme du profil, sauf si le constructeur prévoit des éléments mobiles permettant de changer la surface ou la courbure de l'aile (exemple : Dispositif_hypersustentateur)
Mais grâce a ses commande, le pilote peut orienter le profil de l'aile différemment dans l'écoulement, faire varier l'incidence et donc agir sur le Cz (et le Cx mais c'est la variation de Cz que recherche le pilote !).

Pour aller plus loin : Dans la littérature anglo-saxonne le coefficient $C_{x}$ est désigné par $C_{d r a g}$ et $C_{z}$ est désigné par $C_{l i f t}$ . Aussi, les coefficients ne peuvent être mesurés mais seulement déterminés par calcul en posant $C_{x, z} = \frac{F_{x, z}}{\frac{1}{2} ρ V^{2} S}$ (les forces étant mesurées expérimentalement (en soufflerie).

Rapport Portance / Traînée = la finesse !

Le rapport portance/traînée d'une aile est nommé finesse aérodynamique. Elle représente le rendement de l'aile.

En effet, dans le cas d'une aile d'aéronef, il faut chercher à avoir le plus fort C_z avec le plus faible C_x possible. Autrement dit, il faut que le rapport $\frac{C_{z}}{C_{x}}$ soit le plus grand possible. Ce rapport est l'expression de la finesse de l'aile d'un point de vu des aérodynamiciens, elle est strictement identique à la notion de finesse classique connue des pilotes :

$\frac{C_{z}}{C_{x}} = \frac{D i s t a n c e h o r i z o n t a l e p a r c o u r e}{h a u t e u r p e r d u e} = \frac{V i t e s s e h o r i z o n t a l e (V_{x})}{V i t e s s e v e r t i c a l e (V_{z})} = F i n e s s e$

Forme d’un profil aérodynamique

Vocabulaire sur un profil d'aile

Extrados: dessus du profil ou de l'aile.
Intrados: dessous du profil ou de l'aile.
Bord d’attaque: partie avant du profil. Il est généralement de forme arrondie.
Bord de fuite: partie arrière et amincie du profil.

corde: Segment de droite entre le bord d'attaque et le bord de fuite
épaisseur relative: $\frac{E p a i s s e u r m a x i m a l e (m m)}{C o r d e (m m)}$
ligne de cambrure: ligne courbe qui se situe exactement entre l'intrados et l'extrados. Sur un profil parfaitement symétrique, la ligne de cambrure est confondue avec la corde.
cambrure (relative): $\frac{C a m b r u r e m a x i m a l e (m m)}{C o r d e (m m)}$
incidence: Angle d'incidence α entre la corde de profil et le vent relatif (vecteur noir).

Angle de Calage: Angle entre la corde du profil et l'axe du fuselage (Cet angle est choisi par le concepteur pour des raisons de visibilité et d'incidence maximum au roulage).
Angle d'incidence: Angle entre la corde du profil et le vente relatif (ou la trajectoire, le vent relatif étant directement la conséquence du déplacement de l'aéronef).
Pente: Angle entre la trajectoire de l'aéronef et l'horizon. Une pente nulle équivaut à un vol en palier.

La forme de l’aile

envergure: distance mesurée entre les deux extrémités de l'aile (entre les deux saumons d'aile).
allongement (sans unité): $A l l o n g e m e n t = \frac{E n v e r g u r e^{2} (m^{2})}{S u r f a c e a l a i r e (m^{2})} = \frac{E n v e r g u r e (m)}{C o r d e m o y e n n e (m)}$ Un grand allongement améliore la finesse.
emplanture: Il s'agit de la jonction de l’élément, l'endroit où il est attachée (emplanture de l'aile, du plan fixe de profondeur...)
corde à l’emplanture: corde mesuré au niveau de emplanture
corde à l’extrémité: corde mesurée au niveau du saumon d'aile
forme en plan de l’aile: forme géométrique de l'aile (aile rectangulaire, aile trapézoïdale, aile elliptique...)

forme en plan RECTANGULAIRE
forme en plan TRAPEZOIDALE
forme en plan ELLIPTIQUE
forme en plan TRAPEZOIDALE avec flèche inverse

Écoulement en 2D

Portance sans effet de sol (l'aile est dans un espace sans limite). Orange = haute pression / Bleu = basse pression

Pour devenir pilote, la pleine compréhension de ce paragraphe n'est pas requise. Il faudra appréhender les grands principes.

Modèles mathématiques

L'aérodynamique est une science qui fait partie de la mécanique des fluides, appliquée au cas particulier de l'air. À ce titre, les modèles mathématiques qui s'appliquent sont :

les équations de Navier-Stokes lorsque les effets visqueux ne sont pas négligeables. Le paramètre principal quantifiant ces effets est le nombre de Reynolds ;
les équations d'Euler ou de fluide parfait, lorsque les effets visqueux sont négligeables ;
l'équation de Stokes lorsque les effets visqueux sont prépondérants et les effets inertiels du fluide négligeables (nombre de Reynolds proche de zéro ;
l'équation d'état du gaz (modèle du gaz parfait pour l'air).

Le point d’arrêt: Au point d'arrêt, la vitesse du fluide est nulle et toute l'énergie cinétique de ce fluide est transformée en énergie de pression. Sur un profil, le point d'arrêt est localisé approximativement au bord d'attaque, mais dépend de l'angle d'incidence du moment.

Distribution de pression: L'écoulement autour d'un profil créer des variations de vitesse dans l’écoulement, occasionnant des variations de pression. Pour avoir une force de portance vers le haut, il faut créer une dépression au dessus de l'aile, et une surpression en dessous. La forme du profil est alors construite en conséquence.

Centre de pression: C'est le point où s'appliquerait la somme de toute les pressions à l'intrados, et à l'extrados.

Influence de l’incidence: Comme vu plus haut, lorsque l'incidence augmente, les coefficients aérodynamiques augmentent

Séparation de l’écoulement aux fortes incidences: Lorsque l'incidence du profil est trop importante (entre 15 et 20°), un décollement de couche limite se produit, le flux ne s'écoule plus le long du profil. Le profil ne génère plus de portance.

Fichier:Lift curve fr.svg
graphique donnant l'évolution du coefficient de portance en fonction de l'angle d'incidence. Le décrochage survient dans ce cas pour un angle d'incidence supérieur à 15°.
Fichier:Angles de portance et de décrochage.svg
influence de l’angle d'incidence sur la portance

Écoulement en 3D

L'étude de l'écoulement sur aile complète, en 3D, permet d’appréhender d'autres phénomènes.

Tourbillon marginaux sur une aile

Étude de la NASA sur les turbulences de sillage. Un tourbillon est créé par le passage d'une aile d'avion, révélé par la fumée.

Les tourbillons marginaux

Les tourbillons marginaux naissent de la différence de pression entre l'intrados et l'extrados au niveau du saumon de l'aile. Un mouvement spontané de l'air créer cette forme circulaire, qui se transforme en tourbillon avec l'avancement de l'aéronef. Ils sont des éléments important de ce que l'on nomme la turbulence de sillage.

Pour les planeurs, c'est un phénomène néfaste à la performance mais relativement faible compte tenu du grand allongement de l'aile.

Pour les aéronefs lourd, c'est un phénomène important qui peut devenir dangereux pour les aéronefs léger. Cela a conduit les autorités aéronautiques à définir des distances minimales entre avions en fonction de leurs poids respectifs au décollage, à l'atterrissage et en vol.

Un tourbillon peut également apparaitre sur des parties formant des angles avec le plan des ailes, telles que par exemple les volets quand ils sont abaissés. Une image du tourbillon marginal est parfois visible avec de la condensation de vapeur d'eau qui se forme dans des conditions de basse pression. C'est surtout le cas des avions de chasse en forte accélération ou avec un angle d'incidence élevé. Ou encore des avions de ligne au décollage ou à l'atterrissage dans un air humide. Il ne faut pas confondre cette condensation avec les trainées de condensation qui sont provoquées par la vapeur d'eau échappée des moteurs.

Les winglets (ailettes de bout d'aile) tendent à diminuer l'importance du tourbillon marginal en transformant une partie de son énergie pour réduire la traînée. On dit qu'elles augmentent l'allongement aérodynamique.

Les composantes de la trainée

La trainée totale peut se décomposer afin de mettre en avant la contribution à la traînée causée par tel ou tel phénomène aérodynamique. La connaissance des différents sources de trainée permet au pilote d'agir spécifiquement pour leur contrôle et leur diminution.

Dans l’écoulement d’un fluide sur une surface on constate au voisinage immédiat de la surface un ralentissement du fluide. L’épaisseur où le fluide est ralenti s’appelle la couche limite. Dans la couche limite les molécules d'air sont ralenties, ce qui se traduit par une perte d'énergie. Ce phénomène est d'autant plus grand que la surface en contact avec l'écoulement est importante. On parle également de surface mouillée pour évoquer cette composante de la trainée.

La résistance aérodynamique d’un objet dépend de sa forme. Si l’on compare les traînées d'un disque perpendiculaire à l'écoulement, d'une sphère de même diamètre et d'une forme profilée également de même diamètre (présentant la forme dite de façon abusive "en goutte d’eau"), on constate que la sphère suscite 50 % de la résistance du disque, et la "goutte d’eau" à peine 5 % de la résistance de ce même disque. La traînée de forme est minimale quand l'écoulement n'est pas décollé. Les variations de section brutales du corps amènent des décollements, de la turbulence et donc de la traînée. Afin de réduire les décollements et la turbulence, il faut "profiler" le corps. Les avions les mieux profilés (les planeurs) ont un coefficient de forme très faible.

L'expression complète qui devrait être utilisée est traînée induite par la portance. Elle est causée par tout ce qui crée de la portance, proportionnelle au carré du coefficient de portance (C_z), et inversement proportionnelle à l'allongement effectif. Elle est réduite par la présence de winglet. La traînée induite est une composante importante de la traînée totale, notamment aux basses vitesses (forts coefficients de portance).

Pour aller plus loin : Le mécanisme de la traînée induite a été théorisé par Ludwig Prandtl (1918) de la manière suivante : Pour avoir une portance, il faut une surpression relative à l’intrados de l’aile et/ou une dépression relative à l’extrados de l’aile. Sous l'effet de cette différence de pression, l’air passe directement de l’intrados à l’extrados en contournant l'extrémité de l'aile. Il en résulte que, sous l’intrados, le flux d’air général se trouve dévié latéralement vers l’extrémité de l’aile, et que sur l’extrados le flux d’air se trouve dévié vers le centre de l’aile. Lorsque les flux respectifs de l’intrados et de l’extrados finissent par se rejoindre au bord de fuite de l’aile, leurs directions divergent, ce qui cause à la fois la traînée induite et des tourbillons en arrière du bord de fuite.

Effet de sol

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En aéronautique, dans le cas d'un aérodyne à effet de sol, le vol à proximité du sol augmente légèrement la portance (la portance est plus grande à incidence identique), ce qui permet, à portance égale, de réduire l'angle d'incidence et la déflexion et donc la Traînée induite par la portance. Cela améliore la finesse (le Rapport Portance / Traînée) de l'engin.

Concrètement pour le pilote :

La puissance nécessaire pour voler en effet de sol est inférieure. Dans le cas imaginaire d'un aéronef disposant de trop peu de puissance, ce dernier pourrait décoller, mais ne jamais pouvoir voler sans l’effet de sol et donc ne jamais monter plus haut que quelques mètres (cas du Flyer des frères Wright)
Lors de l’atterrissage (en vol plané ou en quasi-vol plané), l'aéronef va subitement mieux planer lorsqu'il entre en effet de sol à quelques mètres du sol. Le pilote doit avoir conscience du phénomène pour agir correctement et accompagner cette phase de l'atterrissage.

Fichier:Flügel ohne Bodeneffekt.png
Portance sans effet de sol (l'aile est dans un espace sans limite). Orange = haute pression / Bleu = basse pression
Fichier:Positiver Bodeneffekt.png
Portance avec effet de sol (le sol se trouve en bas de l'image et la pression sous l'aile a augmenté). Orange = haute pression / Bleu = basse pression

la couche limite

Profil de vitesse au travers d’une couche limite au-dessus d’une plaque.

La couche limite est la mince couche d'un écoulement au voisinage immédiat d'un objet, dans laquelle se manifestent les phénomènes de frottement et de viscosité. Plus vulgairement, la vitesse du flux d'air diminue au fur et à mesure que l'on s'approche de l'objet car il "frotte" du plus en plus sur cet objet.

La couche limite doit normalement exister tout autour du profil d'aile. Mais dans des conditions spécifiques, elle peut se "décoller" et l'écoulement ne suit plus le profil de l'aile. Un décollement important occasionne le décrochage. Un décollement moindre peut occasionner la perte de contrôle sur les gouvernes si ces dernières ne sont correctement alimentés en air. Des dispositifs spécifiques permettent de redonner de l'énergie à la couche limite pour éviter son décollement, au prix d'une trainée supérieure. Turbulateur, soufflage de la couche limite, aspiration au bord de fuite.... Lorqu'un indiqué par le constructeur, ces éléments doivent absolument être présent pour garantir la sécurité et la performance du vol.

Cette couche limite peut être de type laminaire ou turbulente, mais cette connaissance n'est pas demandée au pilote de planeur.

"Décrochage"
Écoulement sur un profil à incidence adaptée (pas de décollement de couche limite).
"Décrochage"
Écoulement sur un profil à forte incidence (couche limite décollée à l'extrados - décrochage).

Circonstances spéciales

Contaminations courantes des profils en planeur

pluie: les gouttes d'eau recouvrent l'aéronef. Les plus petites restent immobiles et collées à la surface (dans la couche limite où le flux d'air est plus faible). Les plus grosses peuvent parcourir l'aéronef de l'avant vers l'arrière. Le profil est déformé et cela peut occasionner une baisse jusqu’à 50% des performances ainsi qu'une augmentation de la vitesse de décrochage. Certains modèles de planeur ne peuvent tout simplement pas décoller avec les ailes chargées de gouttelettes.
poussière: Les poussières accumulées lorsqu'un planeur est dans le hangar peuvent conduire à une baisse des performances. Dû au principe de couche limite, la poussière ne sera pas soufflée et restera présente durant tout le vol.

système de démoustication des bords d'attaques sur un planeur performant

contamination du bord d’attaque: Des objets peuvent venir s'accumuler autour du point d'arrêt (bord d'attaque), notamment les insectes. Sur un planeur performant, la somme des cadavres de moustique peut représenter une baisse notable des performances. Des systèmes "démoustiqueurs en vol" peuvent exister en très haute performance.

Le givrage sur la cellule

Fichier:World's Largest Weathervane - Whitehorse, Yukon (12449293644).jpg

Cristaux de glace se formant en "double cornes" sur le bord d'attaque d'un profil, dans un tunnel de givrage expérimental de la NASA.

Le givrage est l'apparition de glace à certains endroits de l'aéronef. Contrairement à l'aviation professionnelle, les planeurs ne sont pas équipés de systèmes de dégivrages.

glace sur la surface: l'aéronef peut se recouvrir de neige/givre sur toute la surface (au sol notamment), ce qui dégrade l'état de surface. Le profil d'aile est déformé ce qui occasionne une baisse des performances et une augmentation de la vitesse de décrochage. Le dégivrage avant le décollage est indispensable.
glace au point d’arrêt les profils: En vol, l'aéronef peut accumuler un bourrelet de givre/neige sur le bord d'attaque des profils, ou pire de l'eau surfondue impacte le point d'arrêt et givre un peu loin (givrage double cornes). En condition de givrage sévère, le profil d'aile est fortement modifié en quelques minutes, l'aile perd sa capacité portante et l'aéronef ne peut plus maintenir son vol.
effets du givre sur le contrôle: Le givrage sur les gouvernes peut fortement modifier l'équilibrage des gouvernes et peuvent devenir instables puis vibrer. Le givrage entre les gouvernes et les parties fixes peut bloquer les gouvernes entrainant l'impossibilité de contrôler l'attitude de l'aéronef.

Modèle en boucle détecté : 5- Principe de vol (motoplaneurs)

Mécanique du vol

Forces agissant sur un aéronef

Poids: le poids de l'aéronef s'applique au centre de gravité de l'aéronef. Sa direction est toujours vertical.
Portance: la force de portance est générée par les ailes. elle s'applique à un endroit particulier de l'aile appelé centre de poussée. Sa direction est toujours perpendiculaire à la trajectoire de l'aéronef.
Trainée: la force de trainée est générée principalement par les ailes. elle s'applique à un endroit particulier de l'aile appelé centre de poussée. Sa direction est toujours parallèle à la trajectoire de l'aéronef.
Traction: La force de propulsion s'applique au niveau de dispositif motopropulseur. Par simplification elle est considérée comme parallèle à la trajectoire de l'aéronef.

Autres définition utiles à la compréhension

Le poids apparent: Vulgairement, il s'agit de la "force ressentie par le pilote, verticalement, sur ses fesses". Le poids apparent est strictement égal et opposé à "la force supportée par les ailes, la portance". On dit que la portance de l'aile compense le poids apparent. $P o r t a n c e = P o i d s a p p a r e n t$
le facteur de charge: Vulgairement, c'est un chiffre qui permet d'indiquer le niveau de charge des ailes. Si le facteur de charge est de 2, la portance générée par les ailes est 2 fois plus grand que le poids de l'aéronef (dans un virage à 60°, le facteur de charge est de 2). $n = \frac{P o r t a n c e}{P o i d s} = \frac{P o i d s a p p a r e n t}{P o i d s}$
Force déviatrice: C'est une projection horizontale d'une force qui a pour conséquence de faire dévier la trajectoire de l'aéronef.
Vol rectiligne stabilisé: La première loi de Newton permet de prédire que lors d'un vol rectiligne et stabilisé, la somme des forces appliquées à l'aéronef est nulle (toutes les forces se compensent). Ce principe sera très utile à la compréhension.

les différentes situations de vol rectiligne stabilisé

Force appliquée à l'aéronef en vol horizontal rectiligne et stabilisé
Force appliquée à l'aéronef en vol en monté, rectiligne et stabilisé
Force appliquée à l'aéronef en vol en descente, rectiligne et stabilisé
Force appliquée à l'aéronef en vol plané rectiligne stabilisé

En vol horizontal: la portance compense le poids, la traction compense la trainée. Le facteur de charge est égal à 1
Montée rectiligne stabilisée: Une partie du poids devra être compensée par la traction du groupe motopropulseur (il faut donc plus de traction qu'en vol horizontal). La portance compense un poids apparent qui est légèrement inférieur au poids. Le facteur de charge est inférieur à 1.
Descente rectiligne stabilisée: Une partie du poids va "aider" à la traction (comme le poids aide un cycliste dans une descente). La portance compense un poids apparent qui est légèrement inférieur au poids. Le facteur de charge est inférieur à 1.
Vol plané rectiligne stabilisé: C'est une particularité du vol en descente où la traction du groupe motopropulseur est nulle. Afin de compenser la force de trainée, il faut adopter un angle de descente (appelé angle de plané) suffisant pour obtenir une valeur du "poids moteur" qui compensera la force de trainée. Ce schéma permet d'illustrer qu'un aéronef peu performant (avec une force de trainée plus importante) devra prendre un angle de plané plus important pour conserver le vol stabilisé.

Virage stabilisé coordonné

Force appliquée à l'aéronef en vol à inclinaison nulle
Force appliquée à l'aéronef en vol à inclinaison de 30°
Force appliquée à l'aéronef en vol à inclinaison de 60°

Le facteur de charge en virage: Lorsque l'aéronef est en virage, la portance (qui s'applique perpendiculairement aux ailes) est inclinée. Afin que la composante verticale de la portance (la force compensatrice du poids) reste suffisante, la portance doit augmenter sensiblement. La trigonométrie permet de déduire que pour garder l'équilibre, il faut

$P o r t a n c e e n v i r a g e = P o i d s a p p a r e n t e n v i r a g e = \frac{P o i d s}{c o s (A n g l e d^{'} i n c l i n a i s o n)}$
$F a c t e u r d e c h a r g e (n) = \frac{P o r t a n c e}{P o i d s} = \frac{P o i d s a p p a r e n t}{P o i d s} = \frac{1}{c o s (a n g l e d^{'} i n c l i n a i s o n)}$
en ligne droite : facteur de charge proche de 1
en virage incliné à 30° : facteur de charge d'environ 1.15
en virage incliné à 60° : facteur de charge d'environ 2

Rayon de virage: Plus l'aéronef est incliné, plus la force déviatrice est importante. Mais plus l'aéronef est rapide, plus il est difficile de le faire dévier. Le rayon de virage d'un aéronef décrivant des cercles parfait peut être prédit par la formule suivante :

$R a y o n d e v i r a g e [m] = \frac{V i t e s s e [m / s]^{2}}{g * t a n (A n g l e d^{'} i n c l i n a i s o n)} = \frac{V i t e s s e [m / s]^{2}}{9.8 * t a n (A n g l e d^{'} i n c l i n a i s o n)}$
Exemple : Un planeur évoluant à 30m/s en virage à 30° aura un rayon de virage de 156m

taux de virage: Le taux de virage indique la vitesse à laquelle l'aéronef change de cap. Il peut se prédire avec la formule suivante

$T a u x d e v i r a g e [s / t r] = \frac{2 π * V i t e s s e [m / s]}{g * t a n (A n g l e d^{'} i n c l i n a i s o n)} = \frac{6.28 * V i t e s s e [m / s]}{9.8 * t a n (A n g l e d^{'} i n c l i n a i s o n)}$
Exemple : Un planeur évoluant à 30m/s en virage à 30° mettra 33.3 secondes pour effectuer un tour complet.

Modèle en boucle détecté : 5- Principe de vol (motoplaneurs)

Stabilité

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La stabilité longitudinale d'un avion est son aptitude à revenir à sa position d'équilibre initial en tangage quand la trajectoire a été modifiée par le |pilote ou par un agent extérieur (ascendance, turbulence). Cette stabilité est indispensable au vol.

Stabilité longitudinale statique

Méthode pour obtenir la stabilité statique

Afin d'avoir un aéronef stable (qui à tendance à revenir de lui-même a sa position initiale), le centre de gravité de l'aéronef doit être en avant du foyer de l'aile. C'est lors de la conception de l'aéronef que l'aile doit être placée de manière adéquate par rapport au centre de gravité de l'aéronef. C'est une condition indispensable. Exemples :

Rappel : 
*Toutes les forces qui s'exercent sur un aéronef génèrent un moment (ou plus vulgairement : une tendance à la rotation) par rapport au centre de gravité de l'aéronef.
*La force de portance est exercée au niveau du foyer de l'aile. Elle créée un moment par rapport au centre de gravité de l'aéronef.

Cas du centre gravité en avant du foyer: Si la portance augmente, l'aéronef à tendance à piquer et l'incidence diminue. La portance revient à sa valeur initiale. L'aéronef est stable (Stabilité statique positive)
Cas du centre gravité sur le foyer: Si la portance augmente, l'aéronef n'évolue pas. Après l'augmentation, la portance ne change plus. L'aéronef est ni stable, ni instable (Stabilité statique neutre)
Cas du centre de gravité en arrière du foyer: Si la portance augmente, l'aéronef à tendance à cabrer et l'incidence augmente. La portance augmente alors encore plus et l'incidence augmente à nouveau (jusqu'au décrochage). L'aéronef est instable (Stabilité statique négative)

Aéronef STABLE. Si la portance augmente, l'aéronef tourne autour du centre de gravité à piquer, et la portance revient à sa valeur initiale.
Aéronef INSTABLE. Si la portance augmente, l'aéronef tourne autour du centre de gravité à cabrer, et la portance augmente encore...etc

Cas de la traction et de la trainée: Ces forces ont un rôle dans l'équilibre à moindre échelle qui ne sera pas étudier ici dans la stabilité longitudinale de l'aéronef.

Cas des gouvernes: Les gouvernes ont un axe de rotation par rapport à un bâti, ce qui change légèrement le raisonnement. Afin qu'une gouverne soit elle-même stable, la position de son centre de gravité par rapport à l'axe de rotation est importante. Le centre de gravité des gouvernes est ajusté par des masses.

Méthodes pour réaliser l’équilibre

Il est donc acquis que le centre de gravité doit toujours être en avant du foyer de l'aile pour avoir une réaction stable de l'aéronef. Mais d'un point de vu statique, cet état n'est pas à l'équilibre. Il y un moment piqueur. Afin de revenir à une situation d'équilibre, il est nécessaire de créer une force pour compenser le moment piqueur.

Formule classique. Le moment piqueur est compensé par un empennage à l'arrière de l'aile qui créé une déportance
Formule canard. Le moment piqueur est compensé par un empennage à l'avant de l'aile qui créé une portance

Pour aller plus loin :

La formule ailes volantes utilise un profil d'aile spécifique auto-stables (profil à double courbure, simple courbure inversée...) qui n'a pas besoin d’empennage horizontal. L'expérience montre que cela reste moins performant qu'un ensemble aile + empennage.

Stabilité longitudinale dynamique

Bien que l'aéronef soit stable d'un point de vu statique (stabilité statique positive), les réactions naturelles de l'aéronef à auto-corriger un écart peut être exagérés et générer un écart dans l'autre sens plusieurs fois de suites :

un peu plus faible que l'écart précédant (stabilité dynamique positive). L'écart initial est amorti en quelques oscillations.
identique à l'écart précédant (stabilité dynamique neutre). L'écart initial est auto-entretenu indéfiniment.
plus important que l'écart précédant (stabilité dynamique négative). L'écart initial est accentué à chaque oscillation.

La gestion du centre de gravité

Comme vu plus haut, le concepteur de l'aéronef fait en sorte de placer le centre de gravité de l'aéronef en avant du foyer. Mais le centre de gravité de l'aéronef dépend de la charge utile (masse du pilote, masse des bagages, masse du carburant...). Le concepteur autorise alors une variabilité ce cette charge utile pour s'adapter à l'usage courant de l'aéronef, et détermine toutes le positions du centre de gravité associées. Enfin, il détermine l'emplacement de l'aile de son aéronef pour faire en sorte que toute la plage du centre de gravité soit en avant du foyer de l'aile.

Le comportement en vol de l'aéronef est différent suivant la position du centre de gravité :

Si le planeur est centré plutôt proche de la limite avant: La stabilité longitudinale est forte. Le planeur est plutôt lourds aux commandes, les performances sont légèrement dégradées.
Si le planeur est centré plutôt proche de la limite arrière : La stabilité longitudinale est juste suffisante. Le planeur est plutôt maniable, léger aux commande, les performances sont optimisées, les phénomènes comme le décrochage et la vrille sont plus marqués sans posé de soucis.
Si le planeur est centré au delà de la limite arrière (INTERDIT) : le planeur est instable et dangereux, la vrille est plus susceptible d'apparaitre et le constructeur ne garantie pas que l'aéronef puisse sortie de vrille.

Le actions obligatoire du pilote :

Avant de voler, le pilote doit s'assurer que le centre de gravité de l'aéronef se situe dans la plage autorisé.
Si le pilote est trop léger par rapport au minimum fixé par le constructeur, des systèmes de lest existent.

Stabilité dynamique latérale ou directionnelle

Stabilité latérale

C'est la stabilité d'un avion en mouvement en dehors de son plan de symétrie (plan axial vertical). On a alors trois types de mouvements : rotation en lacet, rotation en roulis, translation latérale.

Ce DC3 fait la girouette autour de son Centre des Masses

La stabilité en lacet est la capacité de l'avion à conserver sa direction (son cap) malgré les perturbations. Cette stabilité est obtenue en dotant l'avion d'une dérive (empennage vertical) de surface suffisante : placé en travers par une perturbation, l'avion fera alors face au vent sous l'effet de la portance (latérale) de la dérive, ce qui le ramènera au neutre. Finalement, lors de ce retour au neutre, l'avion se comporte comme une girouette en tournant autour de son centre des masses, ce qui est mis en application en vrai grandeur avec le DC3 ci-contre.
La stabilité en roulis, plus exactement la stabilité spirale, capacité de l'avion à corriger un excès ou un défaut d'inclinaison en virage. L'équilibre en roulis étant généralement un équilibre instable, faiblement divergent donc pilotable, on ne peut pas parler de « stabilité en roulis ».
Quand il y a un translation latérale (vol en attaque oblique, glissade vers l'intérieur du virage ou dérapage vers l'extérieur), on doit étudier les effets de cette translation sur le comportement en roulis (roulis induit par le lacet), stabilité spirale.

Surfaces de stabilisation

L'empennage étant placé à l'arrière par définition :

la stabilité en lacet est assurée par la dérive (empennage vertical),
la stabilité en tangage est assurée par le stabilisateur (empennage horizontal),
la stabilité en roulis en ligne droite est généralement nulle ou faiblement négative, rarement positive,
la stabilité en roulis en virage (la stabilité spirale) dépend du couplage complexe entre l'effet dièdre et la stabilité de lacet.

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Contrôle

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Généralités

Les axes utilisés pour un avion.

Les axes de rotation d'un avion forment un trièdre ayant pour origine le centre de gravité de l'aéronef comme sur l'image. On distingue donc trois axes :

l'axe de roulis autour duquel s'incline l'avion.
l'axe de tangage autour duquel l'assiette varie à cabrer, ou à piquer.
l'axe de lacet autour duquel la direction, le cap de l'aéronef, varie vers la gauche ou vers la droite.

Le pilote agit sur les commandes qui actionnent les gouvernes pour modifier l'attitude de l'aéronef sur les trois axes.

Pour obtenir un mouvement de tangage le pilote actionne le manche qui commande la gouverne de profondeur.

Elle est située le plus loin possible de l'aile, sur l'empennage horizontal ou bien sur un plan canard.

Pour obtenir un mouvement de roulis le pilote actionne latéralement le manche qui commande les ailerons.

Ces gouvernes sont généralement situées le plus loin possible de l'axe de roulis, donc vers l'extrémité des ailes.

Pour obtenir un mouvement de lacet le pilote actionne le palonnier (pédales) qui commande la gouverne de direction avec ses pieds.

Elle est située le plus loin possible de l'axe de lacet, sur l'empennage vertical.

Tableau récapitulatif
Axes avion	Angle	Gouverne	Commande	Mouvement de l’avion
Roulis	inclinaison	Ailerons	Manche GD	Fichier:Aileron roll.gif
Tangage	Assiette	Profondeur	Manche Av-Ar	Fichier:Aileron pitch.gif
Lacet	Angle de lacet	Direction	Palonnier	Fichier:Aileron yaw.gif

La plupart des aéronefs présentent un couplage en lacet-roulis : on peut commander un mouvement de roulis avec la gouverne de lacet (roulis induit). D'autre part une rotation en roulis entraîne généralement une rotation en lacet en sens inverse du virage demandé (lacet inverse).

Profondeur

Relations entre les commandes de vol et la rotation autour du centre de gravité de l’appareil
A): aileron, B): manche, C): gouvernail de profondeur, D) gouvernail de direction

Lorsque le pilote actionne le manche vers l'arrière, la gouverne de profondeur se déplace vers le haut. Au niveau de l'empennage, une force vers le bas apparait et la queue de l'aéronef se baisse. L'assiette varie alors à cabrer (point de vue pilote) et dans le même temps l'incidence augmente (point de vue aérodynamique).

En plus du rôle de contrôle en tangage, la gouverne de profondeur permet d'équilibrer les forces sur l'axe longitudinal. Plus le centre de gravité est en avant, plus la force de déportance de la profondeur doit être forte. La limite de l’efficacité de la profondeur est d'ailleurs une source de la limitation du centrage maximum avant.

Direction

Lorsque le pilote actionne le palonnier vers la droite, la gouverne de direction se déplace vers la droite. Au niveau de l'empennage, une force vers la gauche apparait et la queue de l'aéronef se déplace vers la gauche. Le nez de l'aéronef va alors se déplacer vers la droite.

Dans certains aéronefs, la roulette de queue est directionnelle et reliée au palonnier. Ceci permet de diriger l'aéronef au sol de la même manière qu'en vol avec grande précision.

Ailerons

Lorsque le pilote actionne le manche vers la gauche, l'aileron gauche se lève (et l'aileron droit s'abaisse). Au niveau des ailerons, la portance diminue à gauche (l'aile descend)et augmente à droite (l'aile monte). l'aéronef s'incline vers la gauche.

Sur certains aéronefs, la commande de roulis peut également être utilisé au sol pour se prémunir des effets du vents.

Cette commande est génératrice d'un effet secondaire indésirable : l'aileron qui se baisse génère plus de trainée que l'aileron qui lève. Cette différence de trainée gauche/droite va induire une rotation autour de l'axe de lacet inverse au coté de l’inclinaison. C'est le lacet inverse

Cet effet secondaire doit être compensé avec la commande lacet (palonnier) : A chaque action latérale sur la manche, une action au palonnier doit être réalisée simultanément afin de faire disparaitre la rotation du lacet inverse. A noter que le dosage et la synchronisation requiert une certaine expérience. Il faut également bien noter que la cause du lacet inverse est le braquage du manche, dès lors que le manche est replacé au neutre, les palonniers doivent être replacé au neutre également.

Cet effet secondaire peut être atténué par quelques stratagèmes inventés par les constructeurs d'aéronefs, comme par exemple le braquage différentiel des ailerons, le déport d'axe, l'utilisation "d'ailerons frises"...

Compensateurs d'évolution

Un compensateur d'évolution est une astuce de conception permettant de démultiplier l’effort du pilote. En effet, la surface d'une gouverne peut être trop importante pour être braquée par un pilote humain (essayez donc d'ouvrir en grand une portière de voiture à 120km/h!!). La conception de ces systèmes les rends transparent du point du vu du pilote, c'est complètement automatique. Le pilote n'a rien d'autre à faire que de piloter et de constater que les efforts aux commandes sont agréables! Les principaux systèmes utilisés en planeur sont :

Corne débordante (SF28...)
Tab automatique (ASK13...)
Servo tab

Compensateurs de régime

Un compensateur de régime permet d'actionner une commande de manière permanente, sans effort permanent. Sur les planeurs, il en existe un uniquement sur la commande de profondeur, appelé par simplification "compensateur" ou "trim" (commande de couleur verte). Lorsque le pilote souhaite maintenir une assiette différente (longue montée en moto-planeur, longue spirale...) à la place d'une action permanente, fatigante, et difficile à maintenir précisément durant un long moment, le pilote règle le compensateur. En planeur, deux types de systèmes sont utilisés pour compenser l’effort du pilote de manière permanente sur la commande profondeur :

Compensateur aérodynamique. Dans le cas d'une gouverne de profondeur, l'image présente ici un réglage du compensateur à cabrer
Compensateur par boite à ressort. Dans le cas d'une gouverne de profondeur, l'image présente ici un réglage du compensateur à cabrer

Sur un planeur, il est possible d'identifier le type de compensateur par la présence ou l'absence d'un tab sur la gouverne de profondeur. L'identification peut se faire également en déplaçant le compensateur au sol. Si le manche se déplace, il s'agit d'un compensateur par boite à ressort. Si le manche ne se déplace pas, il s'agit d'un compensateur aérodynamique. Modèle en boucle détecté : 5- Principe de vol (motoplaneurs)

Limitations

Limitations opérationnelles

Les planeurs sont conçus pour fonctionner à l'intérieur d'un certain domaine de vol. Cette enveloppe possède plusieurs points caractéristiques qui dépendent de limitations physiques :

limitation due au décrochage : Au delà de l'incidence de décrochage, l'aile ne génère plus de portance et le vol n'est plus possible. Il est possible d'en revenir par des actions adaptées.
limitation structurelle en charge statique : la structure de l'aéronef est conçue pour résister à un certain effort. Au delà de cet effort, elle casse.
limitation à cause du flutter : Le flutter (flottement en français) est une vibration dangereuse, auto excitée, du à l'entré en résonance des phénomènes de flexion et de torsion de l'aile. Le phénomène est potentiellement rapidement destructeur. Il apparaît généralement à vitesse élevée, c'est un des paramètres qui conduit à limiter la vitesse maximale d'un aéronef.

Une fois transposé dans la manuel de vol du planeur, ces limitations sont indiquées en vitesse maximale pour certaines configuration.Pour chaque planeur, ces valeurs sont disponibles dans le manuel de vol :

VNE - Velocity Never Exceed: Vitesse à ne jamais dépassée. Sur l'indicateur de vitesse elle est indiquée par un trait radial rouge. A cette vitesse, ne pas utiliser plus de 1/3 du braquage total des gouvernes. Cette vitesse est théoriquement fixe. Certains planeurs ont une VNE qui diminue en haute altitude compte tenu du fait qu'il s'agisse d'une limitation due au Flutter. Cette diminution sera indiquée dans le manuel de vol.
VA: Vitesse de manœuvre. Les commandes de l'aéronef (notamment la commande de profondeur) peut être baquée à 100% jusqu’à cette vitesse. Au delà, le braquage doit être limité car dans certaines conditions la structure du planeur peut être trop sollicitée.
VRA - Velocity Rough Air: Vitesse maximale en air agitée. Sur l'indicateur de vitesse, c'est la limite entre la fin de l'arc vert et le début de l'arc jaune. Le vol n'est permi au delà de cette vitesse qu'en air calme. Cette limitation est basée sur la résistance de la structure à une vitesse de rafale donnée.
VFE - Velocity Flap Extended: Vitesse maximale avec les volets. Sur l'indicateur de vitesse, elle est indiquée par la fin de l'arc blanc. Sur certains planeurs, une VFE différentes existe en fonction de la valeur du braquage des volets. Limitation basée sur des limites structurelles.
VLO - Velocity Landing gear Operating: Vitesse maximale de vol de manœuvre du train d’atterrissage. Elle n'est donnée par le constructeur que si elle la manipulation du train d'atterrissage ne peut pas être faite jusqu’à la VNE. Limitation basée sur des limites structurelles.

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Décrochages et autorotations

Généralités sur le décrochage

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En vol normal, l'écoulement de l'air est « attaché » sur les deux faces, intrados et extrados, de l'aile. Les filets d'air collent au profil de l'aile, ce qui favorise la portance. La portance dépend de l'angle d'incidence, angle que fait la corde de profil de l'aile avec le vent relatif.

À une certaine valeur de l'angle d'incidence, de l'ordre de 15 à 20°, selon les caractéristiques de l'aile profil, de l'allongement et du nombre de Reynolds, il se produit un décollement de l'écoulement aérodynamique à l'extrados de l'aile entraînant une chute de portance plus ou moins brusque : c'est à ce moment que l'aile décroche.

Du point de vu du pilote, le décrochage se classe en trois catégories :

Une abattée : l'assiette varie brusquement et amplement à piquer. C'est impressionnant mais à l'avantage de se détecter facilement.
Un enfoncement : L'assiette reste a sa position très cabrée mais l'aéronef descend rapidement. La difficulté est la détection en vol par le pilote.
Une perte de contrôle en roulis : Les ailerons ne sont plus efficaces, l'aéronef s'incline sans que le pilote ne puisse le contrôler.

La vitesse de décrochage

Évolution du coefficient de portance en fonction de l'angle d'incidence : maximum entre 15 et 19°, il diminue ensuite, en raison du décrochage.

Le décrochage dépend uniquement de l'angle d'incidence : à facteur de charge constant, une diminution de vitesse implique l'augmentation de l'angle d'incidence de l'aile pour conserver une portance équivalente (augmentation du coefficient de portance (Cz) pour compenser la baisse de vitesse). Pour une même configuration de vol (par exemple, en palier avec les volets rentrés), il existe une vitesse en dessous de laquelle l'angle d'incidence sera tellement important que les filets d'air parcourant l'extrados « décrocheront » en entraînant une perte considérable de portance. La vitesse de décrochage est souvent notée Vs (S pour stall en anglais = décrochage).

On peut donc atteindre l'incidence de décrochage définie et constante pour un profil d'aile donné, à des vitesses très variables qui sont fonctions de :

la position des dispositifs hypersustentateurs (becs, volets). Lorsqu'ils sont déployés, ils diminuent la vitesse de décrochage ;
la masse de l'aéronef. Plus elle est importante et plus la vitesse de décrochage est importante ;
le facteur de charge $n$ . Plus il est important et plus la vitesse de décrochage est importante. La vitesse de décrochage évolue selon la racine carrée du facteur de charge, comme par exemple en virage :

V i t e s s e d e c r o c h a g e_{n > 1} = V i t e s s e d e c r o c h a g e_{n = 1} * \sqrt{n}

la composante verticale de la traction fournie par le moteur ; plus la part de la poussée s'opposant à la gravité est forte, et moins la portance nécessaire pour maintenir une altitude constante est grande ;
des effets sur les ailes du souffle hélicoïdal dans le cas d'un aéronef à hélice (le souffle génère un vent relatif qui participe à la portance, cf cas du vol lent) ;
la pollution du profil (pluie, insectes...).

On parle souvent abusivement de vitesse de décrochage comme d'une caractéristique de l'aéronef, mais la vitesse de décrochage n'est jamais constante pour toutes les raisons évoquées ci-dessus. C'est l'incidence au moment du décrochage qui est constante.

Le cas spécifique du virage

En virage, le facteur de charge augmente avec l'inclinaison.

n = \frac{1}{\cos (i n c l i n a i s o n)}

Comme la vitesse de décrochage augmente lorsque le facteur de charge augmente (voir paragraphe ci-dessus). Il est possible de prédire par calcul l'augmentation de la vitesse de décrochage pour une inclinaison définie :

V i t e s s e d e c r o c h a g e_{e n v i r a g e} = V i t e s s e d e c r o c h a g e_{l i g n e d r o i t e} * \sqrt{\frac{1}{\cos (i n c l i n a i s o n)}}

Par exemple, un aéronef qui a une vitesse de décrochage de 100km/h sous un facteur de charge de 1 (=en ligne droite):

Lors d'un virage à 30° d'inclinaison, la vitesse de décrochage augmente de 7.5%, soit une vitesse de décrochage de 107.5km/h
Lors d'un virage à 45° d'inclinaison, la vitesse de décrochage augmente de 18.9%, soit une vitesse de décrochage de 118.9km/h
Lors d'un virage à 60° d'inclinaison, la vitesse de décrochage augmente de 41.4%, soit une vitesse de décrochage de 141.4km/h

les remèdes préventifs aérodynamiques

Selon les profils et la forme en plan de l'aile, il arrive que les extrémités de l'aile décrochent avant la partie centrale qui bénéficie du souffle de l'hélice. Des solutions permettent de remédier à cette anomalie :

La variation d'incidence ou de calage : L'aile est construite avec calage plus fort à l'emplanture qu'à l'extrémité. Ainsi, pendant le vol l'incidence diminue de l'emplanture vers l'extrémité. L'aile est vrillée un peu comme une pale d'hélice, ce qui permet, en retardant le décrochage des extrémités, de conserver une certaine efficacité des ailerons mais aussi de diminuer la vitesse de décrochage de l'aéronef.

La variation de profil ou de forme : Il s'agit du changement de profil entre l'emplanture et le saumon de l'aile. Le profil peut être biconvexe symétrique à l'emplanture et plan convexe à l'extrémité. A noter que l'évolution du profil peut être combinée avec le vrillage. Plus qu'un remède dans ce cas, il s'agit en fait d'une amélioration du comportement au décrochage.

L'installation de bandes de décrochages (Stall-strips en Anglais) : Il s'agit de petites pièces de section triangulaire d'environ 1cm de côté, et de 15 à 30cm de longueur. Elles sont installées sur le bord d'attaque des ailes. Elles sont presque toujours installées par paires, symétriquement sur les deux demie-ailes de l'aéronef. Installées près de l'emplanture de l'aile, leur but est de modifier localement le profil aérodynamique de l'aile, de manière que le décrochage de l'aile intervienne d'abord à l'emplanture plutôt qu'à l'extrémité de l'aile. Le contrôle en roulis est ainsi mieux préservé.

L'installation de turbulateurs : L'installation de turbulateurs, par la transition anticipée vers la couche limite turbulente qu'ils induisent, peut induire le recollement sur des zones particulières des aéronefs. Sur les planeurs, le turbulateur est souvent une mince bande en zigzag qui est placée sous l’aile et parfois sur la dérive. Sur les avions, ils peuvent prendre la forme de petites tôles verticales montées en biais.

Bande de décrochage, stall-strips en Anglais installée sur le bord d'attaque.

Bande de décrochage, stall-strips en Anglais installée sur le bord d'attaque.
Grob G 102 Astir avec une bande turbulateur sous l'aile

Grob G 102 Astir avec une bande turbulateur sous l'aile
Turbulateur monté sur un avion. Couteux en trainée, mais améliore les performances à basse vitesse

Turbulateur monté sur un avion. Couteux en trainée, mais améliore les performances à basse vitesse

le rôle du pilote vis à vis du décrochage

Fichier:Spin—an aggravated stall and autorotation..JPG

Avertisseur de décrochage sur une aile. Lorsque l'angle d'incidence approche de la valeur critique, le vent relatif aborde la palette métallique par-dessous, ce qui provoque son basculement et active l'alarme.

Le pilote tiens un rôle important dans la prévention du décrochage :

Garder une marge de vitesse vis à vis du décrochage:

De manière préventive le pilote doit avoir une bonne conscience de la vitesse de décrochage pour chaque situation de vol (ligne droite, virage, virage serré, vol sous la pluie...) dans l'objectif de conserver une marge de vitesse.

Détection du régime vibratoire "Buffeting"

Avant un décrochage, des vibrations basses vitesses ("buffeting") annoncent le décollement de la couche limite. Quelques km/h avant l'atteinte de la vitesse de décrochage, ces vibrations permettent au pilote de détecter les prémisses d'un décrochage.

Avertisseur de décrochage à palette

Sur certains aéronefs, un avertisseur de décrochage à palette permet d'avertir le pilote par un signal visuelle et une alarme sonore de l'atteinte de l'incidence de décrochage. Ce dispositif est placé au bord d'attaque de l'aile.

A noter qu'a proximité du sol (décollage, atterrissage en vol plané...), un humain a des actions instinctives contraires à la prévention du décrochage : prendre de l'altitude ou ne plus en perdre au mépris de la vitesse. L'apprentissage pratique permet de corriger ces réflexes et de remettre la conservation de la vitesse au premier plan.

Manœuvre de récupération du décrochage

Si le pilote ne perçoit pas les signaux avertisseur avant un décrochage, il est probable que l'appareil finisse par décrocher. Le taux de chute et la potentielle perte de contrôle conduiront à l'accident si la méthode de récupération n'est pas appliquée. La méthode de récupération optimale est décrite dans le manuel de vol de l'aéronef. Cependant, en l'absence d'information la méthode consiste à chercher à augmenter la vitesse au plus vite :

une fois reconnus les prémisses du décrochage,
action franche sur le manche vers l'avant pour réduire l'incidence,
augmentation rapide de puissance (si disponible) pour augmenter la vitesse,
reprendre le vol normal (assiette et inclinaison) une fois la vitesse acquise.

Suivant l'importance du décrochage, la perte de hauteur va de 50 à 150m. Le décrochage est sans risque à une hauteur suffisante, c'est la proximité du sol qui donne au décrochage son caractère dangereux. La prévention du décrochage doit être absolue dès que la hauteur disponible ne permettrait plus de le récupérer.

le décrochage avec puissance

Dans le cas de l'atteinte du décrochage avec une forte puissance moteur, le comportement de l'aéronef change légèrement :

Le facteur de charge étant inférieur à 1, la vitesse de décrochage sera plus faible.
le souffle de l'hélice peut augmenter l’efficacité de la profondeur, si le décrochage survient habituellement par une abattée, il pourrait alors survenir par un enfoncement plus difficile à détecter.
Dans certains cas, l’alarme de décrochage ne fonctionne pas correctement.

La vrille

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Schema d'une vrille

Sources de l'autorotation :

L'autorotation (ou la vrille : c'est le même concept) est un décrochage dissymétrique entretenu. Le décrochage dissymétrique signifie que seulement une des deux demie-aile dépasse l'incidence de décrochage. La source d'une vrille est donc généralement la combinaison :

d'une vitesse faible et donc d'un vol proche de l'incidence de décrochage,
d'une dissymétrie entre les deux demie-ailes qui peut être causée par :
- un aéronef qui entre en situation de dérapage important (une aile accélère, l'autre ralentie)
- une rafale verticale soudaine et puissante sur une seule demie-aile (vol de pente, entré dans un thermique...)
- Lors de l'action brutale des ailerons : l'un se lève (diminution de l'incidence) alors que l'autre s'abaisse (augmentation de l'incidence et dépassement de l'incidence de décrochage)

La demie-aile en situation de décrochage "descend" et "ralentie" brusquement (elle va devenir le centre de l'autorotation), l'autre demie-aile reste en situation de générer de la portance. L'autorotation peut être auto-entretenue indéfiniment. La vrille fait subir au pilote des contraintes physiques importantes (désorientation, fatigue, mal de l'air...). La trajectoire de vrille décrite par l'aéronef est :

L'aéronef descend quasiment sur une trajectoire verticale,
Il tourne sur lui-même (en autorotation), un tour prenant de 2 à 5 secondes,
L'assiette est variable, la vrille passe alternativement de plate à piquée (de -10 à -70 degrés), un cycle complet prend de 2 à 4 tours,
Il subit également un dérapage latéral et des oscillations en roulis,
L'aéronef perd entre 50 et 150m de hauteur par tour.

Comme pour le décrochage, c'est la proximité du sol qui donne à la vrille son caractère dangereux. La prévention de la vrille doit être absolue dès que la hauteur disponible ne permettrait plus d'en sortir.

Facteurs influant sur la vrille :

Les caractéristiques qui favorisent le déclenchement de la vrille sont nombreuses :

Effets des masses : Le centrage arrière ; Moment d'inertie important en lacet (masses en bouts d'aile) qui entretiennent la rotation...
Effets aérodynamiques : Formes arrières du fuselage influant sur l'alimentation en air des empennages aux grands angles d'assiette et de dérapage ; Dimension des empennages ; Types d'empennages, notamment position de la dérive par rapport au sillage décroché de l'empennage horizontal ; Souffle de l'hélice...

Mise en vrille volontaire - puis 3 tours - puis sortie de vrille. Observer le braquage de la gouverne de direction pour la sortie de vrille

Sortie de vrille :

La méthode de sortie optimale est décrite dans le manuel de vol de l'aéronef. Cependant, en l'absence d'information la méthode standard consiste à :

action palonnier contraire à la rotation, maintien du manche au neutre latéralement, action manche à piquer,
reprendre le vol normal (assiette et inclinaison) une fois que l'autorotation est stoppée.
Cas particulier d'une vrille à plat : il faut d'abord revenir à une vrille classique : actionner le manche latéralement dans le sens de rotation de la vrille, puis sortir de la vrille classique avec les actions ci-dessus.

Pour le pilote te l'élève-pilote, il existe des difficultés connues pour réaliser correctement la manœuvre de sortie de vrille. Connaitre ces difficultés permet au pilote de mieux les surmonter :

Détecter le bon sens de l'autorotation : la désorientation et la précipitation pourrait conclure à une erreur de sens. Une manœuvre au palonnier dans le mauvais sens ne permettra pas de sortir de vrille. L'analyse du sens doit être consciencieuse.
Réflexe du retour à l'inclinaison nulle : par action réflexe, le pilote actionne le manche latéralement pour revenir ailes horizontales : ceci aurait pour conséquence une vrille à plat dont il est impossible de sortir directement. Le manche doit rester au neutre latéralement tant que la vrille n'est pas stoppée.
L’abandon précoce des actions : Durant la vrille, le pilote pourrait trouver le temps long et abandonner les actions qu'il entreprend au bout de quelques secondes. Après avoir re-vérifier le sens de la vrille, il faut maintenir les actions pendant plusieurs seconde avec ténacité car suivant la complexité de la vrille, il faut entre 1 et 3 tours pour en sortir.

Modèle en boucle détecté : 5-7 Virage engagé (motoplaneurs) Modèle en boucle détecté : 5- Principe de vol (motoplaneurs)

Exercices

Ces documents sont disponibles afin de stimuler l'apprentissage par d'autres moyens que la simple lecture. Chacun est libre de les utiliser comme il l'entend: en autonomie, dans le cadre d'un devoir donné par un ATO/DTO, en TP lors de cours en DTO...etc. Wiki-SPL.net propose le contenu mais n'a pas vocation à répondre aux demandes d'aides à l'apprentissage. Ce rôle est assuré par les formateurs des ATO/DTO dont il faudra se rapprocher !

Cahier d’exercices N°1 Document à imprimer. Prévoir un matériel basique (règle, crayon...).
QCM d'entrainement : quiz.wiki-spl.net - module 5 TMG

Virage engagé

Le virage engagé est un virage où l'assiette varie progressivement à piquer. L'aéronef descend et la vitesse augmente rapidement, alors que la planeur est en virage :

si l'angle d'inclinaison est important, le facteur de charge augmente en même temps que la vitesse et peut dépasser le maximum.
si l'angle d'inclinaison est faible, la vitesse augmente fortement. Au moment où le pilote prend conscience de la situation, une action trop brusque à forte vitesse peut avoir pour conséquence le dépassement du facteur de charge maximum.

Le risque est la rupture structurelle en vol.

Pour le pilote et l'élève pilote, cette situation peut survenir pour deux raisons :

Virage avec un angle d'inclinaison trop important, maintien de l'assiette impossible : L'action sur la gouverne de profondeur pour maintenir l'assiette n'est plus possible car le manche est en butée arrière.
Virage avec un angle d'inclinaison acceptable, avec mauvais maintien de l'assiette : L'action sur la gouverne de profondeur pour maintenir l'assiette est possible, mais le pilote ne réalise pas les actions nécessaire pour maintenir l'assiette en virage.

Dans les deux cas pour sortir du virage engagé, le pilote doit avant tout revenir à une inclinaison faible, puis revenir à une assiette adaptée par une action très modérée sur le manche si le planeur ne revient pas spontanément à la bonne assiette.

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Modèle en boucle détecté : 5- Principe de vol (motoplaneurs)

Aérodynamique, Concepts de base, lois et définitions

© Copyright article original par les auteur(s) de Wikipédia, adapté ici pour le vol en planeur - Cet article est sous CC BY-SA 3.0

L'aérodynamique est une branche de la dynamique des fluides qui étudie les écoulements d'air, et leurs effets sur des éléments solides. En aéronautique, l'aérodynamique s'applique aux déplacements des aérodynes, principalement sur leur aile et leur système de propulsion (hélices, rotors, turbines, turboréacteurs).

Unités, lois et définitions

Unités utilisées

Forces en Newton (N) (ou kg par approximation, mais pas officiel. 1kg = env. 10N)
Surface en mètre carré (m²)
Pression en Pascal (Pa)
Vitesse en mètre par seconde (m/s)

Autres définitions utiles

La Densité (sans unité) : en aéronautique, le gaz pris comme référence (densité = 1) est l'air au niveau du sol en conditions standards.
Les pressions :
- La pression statique : C'est la pression de l'air mesurée lorsqu'il n'y a aucun mouvement, notée $P_{s}$
- La pression dynamique : C'est l'augmentation de pression de l'air générée lorsqu'il se déplace (l'air frappe l'obstacle, la pression augmente), notée $P_{d} = \frac{1}{2} ρ V^{2}$
- La pression totale : En aéronautique, on simplifie à la somme $P r e s s i o n t o t a l e = P r e s s i o n s t a t i q u e + P r e s s i o n d y n a m i q u e; P_{t} = P_{s} + P_{d}$

Lois de Newton

la première loi de Newton simplifiée au cas des aéronefs :
- Si un aéronef évolue sur une trajectoire rectiligne et à vitesse constante, alors la somme des force qu'il subit est nulle.
- Réciproque : Si la somme des efforts qu'un aéronef subit est nulle, alors il évolue sur une trajectoire rectiligne et à vitesse constante.
la seconde loi de Newton simplifiée au cas des aéronefs :
- Si un aéronef évolue sur une trajectoire courbe ou si sa vitesse n'est pas constante, alors la somme des éfforts qu'il subit n'est pas nulle.
- Réciproque : Si la somme des efforts qu'un aéronef subit n'est pas nulle', alors il évolue sur une trajectoire courbe ou sa vitesse n'est pas constante.

Le théorème de Bernoulli et ses développements

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Le théorème de Bernoulli est la formulation mathématique du principe de Bernoulli qui énonce que dans le flux d'un fluide incompressible [...], le long d'une même ligne du courant, la quantité de Bernoulli se conserve, soit :

\frac{1}{2} ρ v^{2} + ρ g z + p = c o n s t a n t e

où :

p

est la pression en un point (en Pa ou N/m²) ;

ρ

est la masse volumique en un point (en kg/m³) ;

v

est la vitesse du fluide en un point (en m/s) ;

g

est l'accélération de la pesanteur (en N/kg ou m/s²) ;

z

est l'altitude du point considéré (en m).

La constante dépend de la ligne de courant considérée.

Ce théorème manipulé de différentes manières permet de prédire les paramètres physiques dans un flux. Il est notamment utilisé pour prédire le fonctionnement d'un tube de Pitot afin de déterminer la vitesse de l'aéronef.

Efforts aérodynamiques

L'écoulement de l'air autour d'un profil créer des variations de pressions. La pression qui s'exercent sur les surfaces va alors créer des efforts que l'on peut simplifier à:

une force de portance: F_z, perpendiculaire à la direction moyenne de l'écoulement, dans le plan vertical.
une force de traînée: F_x, parallèle à la direction de l'écoulement ;
la somme des deux: R_a, la résultante aérodynamique.

Des essais en soufflerie ont permis de découvrir que les forces aérodynamiques générées par une aile dépendent de certains paramètres. Les résultats de ces essais ont permis de modéliser l’influence de chacun d'eux dans une formule. Les paramètres sont détaillés ci-dessous :

$F o r c e d e T r a i n e e = F_{x} = \frac{1}{2} ρ S V^{2} C_{x}$

$F o r c e d e P o r t a n c e = F_{z} = \frac{1}{2} ρ S V^{2} C_{z}$

La masse volumique de l'air

$ρ$ - Il s'agit de la masse de l'air par unité de volume. Par commodité, elle est souvent présentée en kg/m3. Toutes autres choses égales par ailleurs, lorsque la masse volumique diminue, les forces aérodynamiques diminuent (vérifiable grâce à la formule).

Concrètement pour le pilote planeur :

Sa valeur standard est de 1.225kg/m3 ;
Si l'altitude augmente, la masse volumique diminue. Si la température augmente, la masse volumique diminue ;
ce paramètre est subit par le pilote.

Surface de référence

$S$ - En aéronautique, la surface de référence d'une aile est appelée Surface Alaire et est la surface projetée sur le plan horizontal, incluant l'espace de fuselage entre les deux demie-ailes. Elle est exprimée en mètres carré (m²). Dans le cas spécifique des empennages verticaux (dérive), c'est la projection vertical qui est prise en compte. Toutes autres choses égales par ailleurs, plus la surface alaire est importante, plus les forces aérodynamiques seront fortes (vérifiable grâce à la formule).

Concrètement pour le pilote planeur :

La surface alaire est définie par le constructeur de l'aéronef, et le pilote ne peut pas la changer.
sauf dans le cas où le constructeur prévoit des éléments mobiles permettant de changer la surface (exemple : Dispositif hypersustentateur)

Vitesse de l'écoulement

$V$ - En aéronautique, il s'agit de la vitesse de l'aéronef par rapport à l'air. Pour les calculs aérodynamique, elle est exprimé en m/s (bien que les instruments des pilotes fonctionnent en km/h ou en kt). Toutes autres choses égales par ailleurs, Les forces aérodynamiques varient au carré de vitesse. Si la vitesse est multipliée par 3, les forces aérodynamiques seront multipliées par 9 (vérifiable grâce à la formule).

Concrètement pour le pilote planeur :

Généralement, la vitesse d'un planeur varie de 70 à 250km/h (de 20 à 70m/s)
C'est le pilote qui choisi sa vitesse en vol (sauf rafale de vent transitoire)

Coefficients

Les lignes noires représentent le flux d'air, l'aile étant présentée en coupe, l'angle α est l'angle d'incidence.

$C x, z$ - Les coefficients aérodynamiques sont des coefficients sans dimensions permettant de prendre en compte l’influence du profil sur les forces, pour une position donnée :

C_x : le coefficient de traînée, permet d'évaluer l'influence du profil sur la trainée ;
C_z : le coefficient de portance, permet d'évaluer l'influence du profil sur la portance.

Il faut noter que les coefficients changent à chaque fois que le profil est placé différemment dans l'écoulement : les coefficients dépendent fortement de l'angle d'incidence du profil. Toutes autres choses égales par ailleurs, plus l'incidence est grande, plus les coefficients sont grands et donc plus les forces aérodynamiques seront fortes. Cependant, l'augmentation n'est pas possible à l'infinie. Au delà d'un angle d'incidence de 15 à 20° suivant le type d'aile, le flux d'air devient brusquement très mauvais et le Cz diminue brusquement. On dit que l'aile décroche.

Concrètement pour le pilote planeur :

Le pilote ne peut pas changer la forme du profil, sauf si le constructeur prévoit des éléments mobiles permettant de changer la surface ou la courbure de l'aile (exemple : Dispositif_hypersustentateur)
Mais grâce a ses commande, le pilote peut orienter le profil de l'aile différemment dans l'écoulement, faire varier l'incidence et donc agir sur le Cz (et le Cx mais c'est la variation de Cz que recherche le pilote !).

Pour aller plus loin : Dans la littérature anglo-saxonne le coefficient $C_{x}$ est désigné par $C_{d r a g}$ et $C_{z}$ est désigné par $C_{l i f t}$ . Aussi, les coefficients ne peuvent être mesurés mais seulement déterminés par calcul en posant $C_{x, z} = \frac{F_{x, z}}{\frac{1}{2} ρ V^{2} S}$ (les forces étant mesurées expérimentalement (en soufflerie).

Rapport Portance / Traînée = la finesse !

Le rapport portance/traînée d'une aile est nommé finesse aérodynamique. Elle représente le rendement de l'aile.

En effet, dans le cas d'une aile d'aéronef, il faut chercher à avoir le plus fort C_z avec le plus faible C_x possible. Autrement dit, il faut que le rapport $\frac{C_{z}}{C_{x}}$ soit le plus grand possible. Ce rapport est l'expression de la finesse de l'aile d'un point de vu des aérodynamiciens, elle est strictement identique à la notion de finesse classique connue des pilotes :

$\frac{C_{z}}{C_{x}} = \frac{D i s t a n c e h o r i z o n t a l e p a r c o u r e}{h a u t e u r p e r d u e} = \frac{V i t e s s e h o r i z o n t a l e (V_{x})}{V i t e s s e v e r t i c a l e (V_{z})} = F i n e s s e$

Forme d’un profil aérodynamique

Vocabulaire sur un profil d'aile

Extrados: dessus du profil ou de l'aile.
Intrados: dessous du profil ou de l'aile.
Bord d’attaque: partie avant du profil. Il est généralement de forme arrondie.
Bord de fuite: partie arrière et amincie du profil.

corde: Segment de droite entre le bord d'attaque et le bord de fuite
épaisseur relative: $\frac{E p a i s s e u r m a x i m a l e (m m)}{C o r d e (m m)}$
ligne de cambrure: ligne courbe qui se situe exactement entre l'intrados et l'extrados. Sur un profil parfaitement symétrique, la ligne de cambrure est confondue avec la corde.
cambrure (relative): $\frac{C a m b r u r e m a x i m a l e (m m)}{C o r d e (m m)}$
incidence: Angle d'incidence α entre la corde de profil et le vent relatif (vecteur noir).

Angle de Calage: Angle entre la corde du profil et l'axe du fuselage (Cet angle est choisi par le concepteur pour des raisons de visibilité et d'incidence maximum au roulage).
Angle d'incidence: Angle entre la corde du profil et le vente relatif (ou la trajectoire, le vent relatif étant directement la conséquence du déplacement de l'aéronef).
Pente: Angle entre la trajectoire de l'aéronef et l'horizon. Une pente nulle équivaut à un vol en palier.

La forme de l’aile

envergure: distance mesurée entre les deux extrémités de l'aile (entre les deux saumons d'aile).
allongement (sans unité): $A l l o n g e m e n t = \frac{E n v e r g u r e^{2} (m^{2})}{S u r f a c e a l a i r e (m^{2})} = \frac{E n v e r g u r e (m)}{C o r d e m o y e n n e (m)}$ Un grand allongement améliore la finesse.
emplanture: Il s'agit de la jonction de l’élément, l'endroit où il est attachée (emplanture de l'aile, du plan fixe de profondeur...)
corde à l’emplanture: corde mesuré au niveau de emplanture
corde à l’extrémité: corde mesurée au niveau du saumon d'aile
forme en plan de l’aile: forme géométrique de l'aile (aile rectangulaire, aile trapézoïdale, aile elliptique...)

forme en plan RECTANGULAIRE
forme en plan TRAPEZOIDALE
forme en plan ELLIPTIQUE
forme en plan TRAPEZOIDALE avec flèche inverse

Écoulement en 2D

Portance sans effet de sol (l'aile est dans un espace sans limite). Orange = haute pression / Bleu = basse pression

Pour devenir pilote, la pleine compréhension de ce paragraphe n'est pas requise. Il faudra appréhender les grands principes.

Modèles mathématiques

L'aérodynamique est une science qui fait partie de la mécanique des fluides, appliquée au cas particulier de l'air. À ce titre, les modèles mathématiques qui s'appliquent sont :

les équations de Navier-Stokes lorsque les effets visqueux ne sont pas négligeables. Le paramètre principal quantifiant ces effets est le nombre de Reynolds ;
les équations d'Euler ou de fluide parfait, lorsque les effets visqueux sont négligeables ;
l'équation de Stokes lorsque les effets visqueux sont prépondérants et les effets inertiels du fluide négligeables (nombre de Reynolds proche de zéro ;
l'équation d'état du gaz (modèle du gaz parfait pour l'air).

Le point d’arrêt: Au point d'arrêt, la vitesse du fluide est nulle et toute l'énergie cinétique de ce fluide est transformée en énergie de pression. Sur un profil, le point d'arrêt est localisé approximativement au bord d'attaque, mais dépend de l'angle d'incidence du moment.

Distribution de pression: L'écoulement autour d'un profil créer des variations de vitesse dans l’écoulement, occasionnant des variations de pression. Pour avoir une force de portance vers le haut, il faut créer une dépression au dessus de l'aile, et une surpression en dessous. La forme du profil est alors construite en conséquence.

Centre de pression: C'est le point où s'appliquerait la somme de toute les pressions à l'intrados, et à l'extrados.

Influence de l’incidence: Comme vu plus haut, lorsque l'incidence augmente, les coefficients aérodynamiques augmentent

Séparation de l’écoulement aux fortes incidences: Lorsque l'incidence du profil est trop importante (entre 15 et 20°), un décollement de couche limite se produit, le flux ne s'écoule plus le long du profil. Le profil ne génère plus de portance.

Fichier:Lift curve fr.svg
graphique donnant l'évolution du coefficient de portance en fonction de l'angle d'incidence. Le décrochage survient dans ce cas pour un angle d'incidence supérieur à 15°.
Fichier:Angles de portance et de décrochage.svg
influence de l’angle d'incidence sur la portance

Écoulement en 3D

L'étude de l'écoulement sur aile complète, en 3D, permet d’appréhender d'autres phénomènes.

Tourbillon marginaux sur une aile

Étude de la NASA sur les turbulences de sillage. Un tourbillon est créé par le passage d'une aile d'avion, révélé par la fumée.

Les tourbillons marginaux

Les tourbillons marginaux naissent de la différence de pression entre l'intrados et l'extrados au niveau du saumon de l'aile. Un mouvement spontané de l'air créer cette forme circulaire, qui se transforme en tourbillon avec l'avancement de l'aéronef. Ils sont des éléments important de ce que l'on nomme la turbulence de sillage.

Pour les planeurs, c'est un phénomène néfaste à la performance mais relativement faible compte tenu du grand allongement de l'aile.

Pour les aéronefs lourd, c'est un phénomène important qui peut devenir dangereux pour les aéronefs léger. Cela a conduit les autorités aéronautiques à définir des distances minimales entre avions en fonction de leurs poids respectifs au décollage, à l'atterrissage et en vol.

Un tourbillon peut également apparaitre sur des parties formant des angles avec le plan des ailes, telles que par exemple les volets quand ils sont abaissés. Une image du tourbillon marginal est parfois visible avec de la condensation de vapeur d'eau qui se forme dans des conditions de basse pression. C'est surtout le cas des avions de chasse en forte accélération ou avec un angle d'incidence élevé. Ou encore des avions de ligne au décollage ou à l'atterrissage dans un air humide. Il ne faut pas confondre cette condensation avec les trainées de condensation qui sont provoquées par la vapeur d'eau échappée des moteurs.

Les winglets (ailettes de bout d'aile) tendent à diminuer l'importance du tourbillon marginal en transformant une partie de son énergie pour réduire la traînée. On dit qu'elles augmentent l'allongement aérodynamique.

Les composantes de la trainée

La trainée totale peut se décomposer afin de mettre en avant la contribution à la traînée causée par tel ou tel phénomène aérodynamique. La connaissance des différents sources de trainée permet au pilote d'agir spécifiquement pour leur contrôle et leur diminution.

Dans l’écoulement d’un fluide sur une surface on constate au voisinage immédiat de la surface un ralentissement du fluide. L’épaisseur où le fluide est ralenti s’appelle la couche limite. Dans la couche limite les molécules d'air sont ralenties, ce qui se traduit par une perte d'énergie. Ce phénomène est d'autant plus grand que la surface en contact avec l'écoulement est importante. On parle également de surface mouillée pour évoquer cette composante de la trainée.

La résistance aérodynamique d’un objet dépend de sa forme. Si l’on compare les traînées d'un disque perpendiculaire à l'écoulement, d'une sphère de même diamètre et d'une forme profilée également de même diamètre (présentant la forme dite de façon abusive "en goutte d’eau"), on constate que la sphère suscite 50 % de la résistance du disque, et la "goutte d’eau" à peine 5 % de la résistance de ce même disque. La traînée de forme est minimale quand l'écoulement n'est pas décollé. Les variations de section brutales du corps amènent des décollements, de la turbulence et donc de la traînée. Afin de réduire les décollements et la turbulence, il faut "profiler" le corps. Les avions les mieux profilés (les planeurs) ont un coefficient de forme très faible.

L'expression complète qui devrait être utilisée est traînée induite par la portance. Elle est causée par tout ce qui crée de la portance, proportionnelle au carré du coefficient de portance (C_z), et inversement proportionnelle à l'allongement effectif. Elle est réduite par la présence de winglet. La traînée induite est une composante importante de la traînée totale, notamment aux basses vitesses (forts coefficients de portance).

Pour aller plus loin : Le mécanisme de la traînée induite a été théorisé par Ludwig Prandtl (1918) de la manière suivante : Pour avoir une portance, il faut une surpression relative à l’intrados de l’aile et/ou une dépression relative à l’extrados de l’aile. Sous l'effet de cette différence de pression, l’air passe directement de l’intrados à l’extrados en contournant l'extrémité de l'aile. Il en résulte que, sous l’intrados, le flux d’air général se trouve dévié latéralement vers l’extrémité de l’aile, et que sur l’extrados le flux d’air se trouve dévié vers le centre de l’aile. Lorsque les flux respectifs de l’intrados et de l’extrados finissent par se rejoindre au bord de fuite de l’aile, leurs directions divergent, ce qui cause à la fois la traînée induite et des tourbillons en arrière du bord de fuite.

Effet de sol

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En aéronautique, dans le cas d'un aérodyne à effet de sol, le vol à proximité du sol augmente légèrement la portance (la portance est plus grande à incidence identique), ce qui permet, à portance égale, de réduire l'angle d'incidence et la déflexion et donc la Traînée induite par la portance. Cela améliore la finesse (le Rapport Portance / Traînée) de l'engin.

Concrètement pour le pilote :

La puissance nécessaire pour voler en effet de sol est inférieure. Dans le cas imaginaire d'un aéronef disposant de trop peu de puissance, ce dernier pourrait décoller, mais ne jamais pouvoir voler sans l’effet de sol et donc ne jamais monter plus haut que quelques mètres (cas du Flyer des frères Wright)
Lors de l’atterrissage (en vol plané ou en quasi-vol plané), l'aéronef va subitement mieux planer lorsqu'il entre en effet de sol à quelques mètres du sol. Le pilote doit avoir conscience du phénomène pour agir correctement et accompagner cette phase de l'atterrissage.

Fichier:Flügel ohne Bodeneffekt.png
Portance sans effet de sol (l'aile est dans un espace sans limite). Orange = haute pression / Bleu = basse pression
Fichier:Positiver Bodeneffekt.png
Portance avec effet de sol (le sol se trouve en bas de l'image et la pression sous l'aile a augmenté). Orange = haute pression / Bleu = basse pression

la couche limite

Profil de vitesse au travers d’une couche limite au-dessus d’une plaque.

La couche limite est la mince couche d'un écoulement au voisinage immédiat d'un objet, dans laquelle se manifestent les phénomènes de frottement et de viscosité. Plus vulgairement, la vitesse du flux d'air diminue au fur et à mesure que l'on s'approche de l'objet car il "frotte" du plus en plus sur cet objet.

La couche limite doit normalement exister tout autour du profil d'aile. Mais dans des conditions spécifiques, elle peut se "décoller" et l'écoulement ne suit plus le profil de l'aile. Un décollement important occasionne le décrochage. Un décollement moindre peut occasionner la perte de contrôle sur les gouvernes si ces dernières ne sont correctement alimentés en air. Des dispositifs spécifiques permettent de redonner de l'énergie à la couche limite pour éviter son décollement, au prix d'une trainée supérieure. Turbulateur, soufflage de la couche limite, aspiration au bord de fuite.... Lorqu'un indiqué par le constructeur, ces éléments doivent absolument être présent pour garantir la sécurité et la performance du vol.

Cette couche limite peut être de type laminaire ou turbulente, mais cette connaissance n'est pas demandée au pilote de planeur.

"Décrochage"
Écoulement sur un profil à incidence adaptée (pas de décollement de couche limite).
"Décrochage"
Écoulement sur un profil à forte incidence (couche limite décollée à l'extrados - décrochage).

Circonstances spéciales

Contaminations courantes des profils en planeur

pluie: les gouttes d'eau recouvrent l'aéronef. Les plus petites restent immobiles et collées à la surface (dans la couche limite où le flux d'air est plus faible). Les plus grosses peuvent parcourir l'aéronef de l'avant vers l'arrière. Le profil est déformé et cela peut occasionner une baisse jusqu’à 50% des performances ainsi qu'une augmentation de la vitesse de décrochage. Certains modèles de planeur ne peuvent tout simplement pas décoller avec les ailes chargées de gouttelettes.
poussière: Les poussières accumulées lorsqu'un planeur est dans le hangar peuvent conduire à une baisse des performances. Dû au principe de couche limite, la poussière ne sera pas soufflée et restera présente durant tout le vol.

système de démoustication des bords d'attaques sur un planeur performant

contamination du bord d’attaque: Des objets peuvent venir s'accumuler autour du point d'arrêt (bord d'attaque), notamment les insectes. Sur un planeur performant, la somme des cadavres de moustique peut représenter une baisse notable des performances. Des systèmes "démoustiqueurs en vol" peuvent exister en très haute performance.

Le givrage sur la cellule

Fichier:World's Largest Weathervane - Whitehorse, Yukon (12449293644).jpg

Cristaux de glace se formant en "double cornes" sur le bord d'attaque d'un profil, dans un tunnel de givrage expérimental de la NASA.

Le givrage est l'apparition de glace à certains endroits de l'aéronef. Contrairement à l'aviation professionnelle, les planeurs ne sont pas équipés de systèmes de dégivrages.

glace sur la surface: l'aéronef peut se recouvrir de neige/givre sur toute la surface (au sol notamment), ce qui dégrade l'état de surface. Le profil d'aile est déformé ce qui occasionne une baisse des performances et une augmentation de la vitesse de décrochage. Le dégivrage avant le décollage est indispensable.
glace au point d’arrêt les profils: En vol, l'aéronef peut accumuler un bourrelet de givre/neige sur le bord d'attaque des profils, ou pire de l'eau surfondue impacte le point d'arrêt et givre un peu loin (givrage double cornes). En condition de givrage sévère, le profil d'aile est fortement modifié en quelques minutes, l'aile perd sa capacité portante et l'aéronef ne peut plus maintenir son vol.
effets du givre sur le contrôle: Le givrage sur les gouvernes peut fortement modifier l'équilibrage des gouvernes et peuvent devenir instables puis vibrer. Le givrage entre les gouvernes et les parties fixes peut bloquer les gouvernes entrainant l'impossibilité de contrôler l'attitude de l'aéronef.

Modèle en boucle détecté : 5- Principe de vol (motoplaneurs)

Mécanique du vol

Forces agissant sur un aéronef

Poids: le poids de l'aéronef s'applique au centre de gravité de l'aéronef. Sa direction est toujours vertical.
Portance: la force de portance est générée par les ailes. elle s'applique à un endroit particulier de l'aile appelé centre de poussée. Sa direction est toujours perpendiculaire à la trajectoire de l'aéronef.
Trainée: la force de trainée est générée principalement par les ailes. elle s'applique à un endroit particulier de l'aile appelé centre de poussée. Sa direction est toujours parallèle à la trajectoire de l'aéronef.
Traction: La force de propulsion s'applique au niveau de dispositif motopropulseur. Par simplification elle est considérée comme parallèle à la trajectoire de l'aéronef.

Autres définition utiles à la compréhension

Le poids apparent: Vulgairement, il s'agit de la "force ressentie par le pilote, verticalement, sur ses fesses". Le poids apparent est strictement égal et opposé à "la force supportée par les ailes, la portance". On dit que la portance de l'aile compense le poids apparent. $P o r t a n c e = P o i d s a p p a r e n t$
le facteur de charge: Vulgairement, c'est un chiffre qui permet d'indiquer le niveau de charge des ailes. Si le facteur de charge est de 2, la portance générée par les ailes est 2 fois plus grand que le poids de l'aéronef (dans un virage à 60°, le facteur de charge est de 2). $n = \frac{P o r t a n c e}{P o i d s} = \frac{P o i d s a p p a r e n t}{P o i d s}$
Force déviatrice: C'est une projection horizontale d'une force qui a pour conséquence de faire dévier la trajectoire de l'aéronef.
Vol rectiligne stabilisé: La première loi de Newton permet de prédire que lors d'un vol rectiligne et stabilisé, la somme des forces appliquées à l'aéronef est nulle (toutes les forces se compensent). Ce principe sera très utile à la compréhension.

les différentes situations de vol rectiligne stabilisé

Force appliquée à l'aéronef en vol horizontal rectiligne et stabilisé
Force appliquée à l'aéronef en vol en monté, rectiligne et stabilisé
Force appliquée à l'aéronef en vol en descente, rectiligne et stabilisé
Force appliquée à l'aéronef en vol plané rectiligne stabilisé

En vol horizontal: la portance compense le poids, la traction compense la trainée. Le facteur de charge est égal à 1
Montée rectiligne stabilisée: Une partie du poids devra être compensée par la traction du groupe motopropulseur (il faut donc plus de traction qu'en vol horizontal). La portance compense un poids apparent qui est légèrement inférieur au poids. Le facteur de charge est inférieur à 1.
Descente rectiligne stabilisée: Une partie du poids va "aider" à la traction (comme le poids aide un cycliste dans une descente). La portance compense un poids apparent qui est légèrement inférieur au poids. Le facteur de charge est inférieur à 1.
Vol plané rectiligne stabilisé: C'est une particularité du vol en descente où la traction du groupe motopropulseur est nulle. Afin de compenser la force de trainée, il faut adopter un angle de descente (appelé angle de plané) suffisant pour obtenir une valeur du "poids moteur" qui compensera la force de trainée. Ce schéma permet d'illustrer qu'un aéronef peu performant (avec une force de trainée plus importante) devra prendre un angle de plané plus important pour conserver le vol stabilisé.

Virage stabilisé coordonné

Force appliquée à l'aéronef en vol à inclinaison nulle
Force appliquée à l'aéronef en vol à inclinaison de 30°
Force appliquée à l'aéronef en vol à inclinaison de 60°

Le facteur de charge en virage: Lorsque l'aéronef est en virage, la portance (qui s'applique perpendiculairement aux ailes) est inclinée. Afin que la composante verticale de la portance (la force compensatrice du poids) reste suffisante, la portance doit augmenter sensiblement. La trigonométrie permet de déduire que pour garder l'équilibre, il faut

$P o r t a n c e e n v i r a g e = P o i d s a p p a r e n t e n v i r a g e = \frac{P o i d s}{c o s (A n g l e d^{'} i n c l i n a i s o n)}$
$F a c t e u r d e c h a r g e (n) = \frac{P o r t a n c e}{P o i d s} = \frac{P o i d s a p p a r e n t}{P o i d s} = \frac{1}{c o s (a n g l e d^{'} i n c l i n a i s o n)}$
en ligne droite : facteur de charge proche de 1
en virage incliné à 30° : facteur de charge d'environ 1.15
en virage incliné à 60° : facteur de charge d'environ 2

Rayon de virage: Plus l'aéronef est incliné, plus la force déviatrice est importante. Mais plus l'aéronef est rapide, plus il est difficile de le faire dévier. Le rayon de virage d'un aéronef décrivant des cercles parfait peut être prédit par la formule suivante :

$R a y o n d e v i r a g e [m] = \frac{V i t e s s e [m / s]^{2}}{g * t a n (A n g l e d^{'} i n c l i n a i s o n)} = \frac{V i t e s s e [m / s]^{2}}{9.8 * t a n (A n g l e d^{'} i n c l i n a i s o n)}$
Exemple : Un planeur évoluant à 30m/s en virage à 30° aura un rayon de virage de 156m

taux de virage: Le taux de virage indique la vitesse à laquelle l'aéronef change de cap. Il peut se prédire avec la formule suivante

$T a u x d e v i r a g e [s / t r] = \frac{2 π * V i t e s s e [m / s]}{g * t a n (A n g l e d^{'} i n c l i n a i s o n)} = \frac{6.28 * V i t e s s e [m / s]}{9.8 * t a n (A n g l e d^{'} i n c l i n a i s o n)}$
Exemple : Un planeur évoluant à 30m/s en virage à 30° mettra 33.3 secondes pour effectuer un tour complet.

Modèle en boucle détecté : 5- Principe de vol (motoplaneurs)

Stabilité

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La stabilité longitudinale d'un avion est son aptitude à revenir à sa position d'équilibre initial en tangage quand la trajectoire a été modifiée par le |pilote ou par un agent extérieur (ascendance, turbulence). Cette stabilité est indispensable au vol.

Stabilité longitudinale statique

Méthode pour obtenir la stabilité statique

Afin d'avoir un aéronef stable (qui à tendance à revenir de lui-même a sa position initiale), le centre de gravité de l'aéronef doit être en avant du foyer de l'aile. C'est lors de la conception de l'aéronef que l'aile doit être placée de manière adéquate par rapport au centre de gravité de l'aéronef. C'est une condition indispensable. Exemples :

Rappel : 
*Toutes les forces qui s'exercent sur un aéronef génèrent un moment (ou plus vulgairement : une tendance à la rotation) par rapport au centre de gravité de l'aéronef.
*La force de portance est exercée au niveau du foyer de l'aile. Elle créée un moment par rapport au centre de gravité de l'aéronef.

Cas du centre gravité en avant du foyer: Si la portance augmente, l'aéronef à tendance à piquer et l'incidence diminue. La portance revient à sa valeur initiale. L'aéronef est stable (Stabilité statique positive)
Cas du centre gravité sur le foyer: Si la portance augmente, l'aéronef n'évolue pas. Après l'augmentation, la portance ne change plus. L'aéronef est ni stable, ni instable (Stabilité statique neutre)
Cas du centre de gravité en arrière du foyer: Si la portance augmente, l'aéronef à tendance à cabrer et l'incidence augmente. La portance augmente alors encore plus et l'incidence augmente à nouveau (jusqu'au décrochage). L'aéronef est instable (Stabilité statique négative)

Aéronef STABLE. Si la portance augmente, l'aéronef tourne autour du centre de gravité à piquer, et la portance revient à sa valeur initiale.
Aéronef INSTABLE. Si la portance augmente, l'aéronef tourne autour du centre de gravité à cabrer, et la portance augmente encore...etc

Cas de la traction et de la trainée: Ces forces ont un rôle dans l'équilibre à moindre échelle qui ne sera pas étudier ici dans la stabilité longitudinale de l'aéronef.

Cas des gouvernes: Les gouvernes ont un axe de rotation par rapport à un bâti, ce qui change légèrement le raisonnement. Afin qu'une gouverne soit elle-même stable, la position de son centre de gravité par rapport à l'axe de rotation est importante. Le centre de gravité des gouvernes est ajusté par des masses.

Méthodes pour réaliser l’équilibre

Il est donc acquis que le centre de gravité doit toujours être en avant du foyer de l'aile pour avoir une réaction stable de l'aéronef. Mais d'un point de vu statique, cet état n'est pas à l'équilibre. Il y un moment piqueur. Afin de revenir à une situation d'équilibre, il est nécessaire de créer une force pour compenser le moment piqueur.

Formule classique. Le moment piqueur est compensé par un empennage à l'arrière de l'aile qui créé une déportance
Formule canard. Le moment piqueur est compensé par un empennage à l'avant de l'aile qui créé une portance

Pour aller plus loin :

La formule ailes volantes utilise un profil d'aile spécifique auto-stables (profil à double courbure, simple courbure inversée...) qui n'a pas besoin d’empennage horizontal. L'expérience montre que cela reste moins performant qu'un ensemble aile + empennage.

Stabilité longitudinale dynamique

Bien que l'aéronef soit stable d'un point de vu statique (stabilité statique positive), les réactions naturelles de l'aéronef à auto-corriger un écart peut être exagérés et générer un écart dans l'autre sens plusieurs fois de suites :

un peu plus faible que l'écart précédant (stabilité dynamique positive). L'écart initial est amorti en quelques oscillations.
identique à l'écart précédant (stabilité dynamique neutre). L'écart initial est auto-entretenu indéfiniment.
plus important que l'écart précédant (stabilité dynamique négative). L'écart initial est accentué à chaque oscillation.

La gestion du centre de gravité

Comme vu plus haut, le concepteur de l'aéronef fait en sorte de placer le centre de gravité de l'aéronef en avant du foyer. Mais le centre de gravité de l'aéronef dépend de la charge utile (masse du pilote, masse des bagages, masse du carburant...). Le concepteur autorise alors une variabilité ce cette charge utile pour s'adapter à l'usage courant de l'aéronef, et détermine toutes le positions du centre de gravité associées. Enfin, il détermine l'emplacement de l'aile de son aéronef pour faire en sorte que toute la plage du centre de gravité soit en avant du foyer de l'aile.

Le comportement en vol de l'aéronef est différent suivant la position du centre de gravité :

Si le planeur est centré plutôt proche de la limite avant: La stabilité longitudinale est forte. Le planeur est plutôt lourds aux commandes, les performances sont légèrement dégradées.
Si le planeur est centré plutôt proche de la limite arrière : La stabilité longitudinale est juste suffisante. Le planeur est plutôt maniable, léger aux commande, les performances sont optimisées, les phénomènes comme le décrochage et la vrille sont plus marqués sans posé de soucis.
Si le planeur est centré au delà de la limite arrière (INTERDIT) : le planeur est instable et dangereux, la vrille est plus susceptible d'apparaitre et le constructeur ne garantie pas que l'aéronef puisse sortie de vrille.

Le actions obligatoire du pilote :

Avant de voler, le pilote doit s'assurer que le centre de gravité de l'aéronef se situe dans la plage autorisé.
Si le pilote est trop léger par rapport au minimum fixé par le constructeur, des systèmes de lest existent.

Stabilité dynamique latérale ou directionnelle

Stabilité latérale

C'est la stabilité d'un avion en mouvement en dehors de son plan de symétrie (plan axial vertical). On a alors trois types de mouvements : rotation en lacet, rotation en roulis, translation latérale.

Ce DC3 fait la girouette autour de son Centre des Masses

La stabilité en lacet est la capacité de l'avion à conserver sa direction (son cap) malgré les perturbations. Cette stabilité est obtenue en dotant l'avion d'une dérive (empennage vertical) de surface suffisante : placé en travers par une perturbation, l'avion fera alors face au vent sous l'effet de la portance (latérale) de la dérive, ce qui le ramènera au neutre. Finalement, lors de ce retour au neutre, l'avion se comporte comme une girouette en tournant autour de son centre des masses, ce qui est mis en application en vrai grandeur avec le DC3 ci-contre.
La stabilité en roulis, plus exactement la stabilité spirale, capacité de l'avion à corriger un excès ou un défaut d'inclinaison en virage. L'équilibre en roulis étant généralement un équilibre instable, faiblement divergent donc pilotable, on ne peut pas parler de « stabilité en roulis ».
Quand il y a un translation latérale (vol en attaque oblique, glissade vers l'intérieur du virage ou dérapage vers l'extérieur), on doit étudier les effets de cette translation sur le comportement en roulis (roulis induit par le lacet), stabilité spirale.

Surfaces de stabilisation

L'empennage étant placé à l'arrière par définition :

la stabilité en lacet est assurée par la dérive (empennage vertical),
la stabilité en tangage est assurée par le stabilisateur (empennage horizontal),
la stabilité en roulis en ligne droite est généralement nulle ou faiblement négative, rarement positive,
la stabilité en roulis en virage (la stabilité spirale) dépend du couplage complexe entre l'effet dièdre et la stabilité de lacet.

Modèle en boucle détecté : 5- Principe de vol (motoplaneurs)

Contrôle

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Généralités

Les axes utilisés pour un avion.

Les axes de rotation d'un avion forment un trièdre ayant pour origine le centre de gravité de l'aéronef comme sur l'image. On distingue donc trois axes :

l'axe de roulis autour duquel s'incline l'avion.
l'axe de tangage autour duquel l'assiette varie à cabrer, ou à piquer.
l'axe de lacet autour duquel la direction, le cap de l'aéronef, varie vers la gauche ou vers la droite.

Le pilote agit sur les commandes qui actionnent les gouvernes pour modifier l'attitude de l'aéronef sur les trois axes.

Pour obtenir un mouvement de tangage le pilote actionne le manche qui commande la gouverne de profondeur.

Elle est située le plus loin possible de l'aile, sur l'empennage horizontal ou bien sur un plan canard.

Pour obtenir un mouvement de roulis le pilote actionne latéralement le manche qui commande les ailerons.

Ces gouvernes sont généralement situées le plus loin possible de l'axe de roulis, donc vers l'extrémité des ailes.

Pour obtenir un mouvement de lacet le pilote actionne le palonnier (pédales) qui commande la gouverne de direction avec ses pieds.

Elle est située le plus loin possible de l'axe de lacet, sur l'empennage vertical.

Tableau récapitulatif
Axes avion	Angle	Gouverne	Commande	Mouvement de l’avion
Roulis	inclinaison	Ailerons	Manche GD	Fichier:Aileron roll.gif
Tangage	Assiette	Profondeur	Manche Av-Ar	Fichier:Aileron pitch.gif
Lacet	Angle de lacet	Direction	Palonnier	Fichier:Aileron yaw.gif

La plupart des aéronefs présentent un couplage en lacet-roulis : on peut commander un mouvement de roulis avec la gouverne de lacet (roulis induit). D'autre part une rotation en roulis entraîne généralement une rotation en lacet en sens inverse du virage demandé (lacet inverse).

Profondeur

Relations entre les commandes de vol et la rotation autour du centre de gravité de l’appareil
A): aileron, B): manche, C): gouvernail de profondeur, D) gouvernail de direction

Lorsque le pilote actionne le manche vers l'arrière, la gouverne de profondeur se déplace vers le haut. Au niveau de l'empennage, une force vers le bas apparait et la queue de l'aéronef se baisse. L'assiette varie alors à cabrer (point de vue pilote) et dans le même temps l'incidence augmente (point de vue aérodynamique).

En plus du rôle de contrôle en tangage, la gouverne de profondeur permet d'équilibrer les forces sur l'axe longitudinal. Plus le centre de gravité est en avant, plus la force de déportance de la profondeur doit être forte. La limite de l’efficacité de la profondeur est d'ailleurs une source de la limitation du centrage maximum avant.

Direction

Lorsque le pilote actionne le palonnier vers la droite, la gouverne de direction se déplace vers la droite. Au niveau de l'empennage, une force vers la gauche apparait et la queue de l'aéronef se déplace vers la gauche. Le nez de l'aéronef va alors se déplacer vers la droite.

Dans certains aéronefs, la roulette de queue est directionnelle et reliée au palonnier. Ceci permet de diriger l'aéronef au sol de la même manière qu'en vol avec grande précision.

Ailerons

Lorsque le pilote actionne le manche vers la gauche, l'aileron gauche se lève (et l'aileron droit s'abaisse). Au niveau des ailerons, la portance diminue à gauche (l'aile descend)et augmente à droite (l'aile monte). l'aéronef s'incline vers la gauche.

Sur certains aéronefs, la commande de roulis peut également être utilisé au sol pour se prémunir des effets du vents.

Cette commande est génératrice d'un effet secondaire indésirable : l'aileron qui se baisse génère plus de trainée que l'aileron qui lève. Cette différence de trainée gauche/droite va induire une rotation autour de l'axe de lacet inverse au coté de l’inclinaison. C'est le lacet inverse

Cet effet secondaire doit être compensé avec la commande lacet (palonnier) : A chaque action latérale sur la manche, une action au palonnier doit être réalisée simultanément afin de faire disparaitre la rotation du lacet inverse. A noter que le dosage et la synchronisation requiert une certaine expérience. Il faut également bien noter que la cause du lacet inverse est le braquage du manche, dès lors que le manche est replacé au neutre, les palonniers doivent être replacé au neutre également.

Cet effet secondaire peut être atténué par quelques stratagèmes inventés par les constructeurs d'aéronefs, comme par exemple le braquage différentiel des ailerons, le déport d'axe, l'utilisation "d'ailerons frises"...

Compensateurs d'évolution

Un compensateur d'évolution est une astuce de conception permettant de démultiplier l’effort du pilote. En effet, la surface d'une gouverne peut être trop importante pour être braquée par un pilote humain (essayez donc d'ouvrir en grand une portière de voiture à 120km/h!!). La conception de ces systèmes les rends transparent du point du vu du pilote, c'est complètement automatique. Le pilote n'a rien d'autre à faire que de piloter et de constater que les efforts aux commandes sont agréables! Les principaux systèmes utilisés en planeur sont :

Corne débordante (SF28...)
Tab automatique (ASK13...)
Servo tab

Compensateurs de régime

Un compensateur de régime permet d'actionner une commande de manière permanente, sans effort permanent. Sur les planeurs, il en existe un uniquement sur la commande de profondeur, appelé par simplification "compensateur" ou "trim" (commande de couleur verte). Lorsque le pilote souhaite maintenir une assiette différente (longue montée en moto-planeur, longue spirale...) à la place d'une action permanente, fatigante, et difficile à maintenir précisément durant un long moment, le pilote règle le compensateur. En planeur, deux types de systèmes sont utilisés pour compenser l’effort du pilote de manière permanente sur la commande profondeur :

Compensateur aérodynamique. Dans le cas d'une gouverne de profondeur, l'image présente ici un réglage du compensateur à cabrer
Compensateur par boite à ressort. Dans le cas d'une gouverne de profondeur, l'image présente ici un réglage du compensateur à cabrer

Sur un planeur, il est possible d'identifier le type de compensateur par la présence ou l'absence d'un tab sur la gouverne de profondeur. L'identification peut se faire également en déplaçant le compensateur au sol. Si le manche se déplace, il s'agit d'un compensateur par boite à ressort. Si le manche ne se déplace pas, il s'agit d'un compensateur aérodynamique. Modèle en boucle détecté : 5- Principe de vol (motoplaneurs)

Limitations

Limitations opérationnelles

Les planeurs sont conçus pour fonctionner à l'intérieur d'un certain domaine de vol. Cette enveloppe possède plusieurs points caractéristiques qui dépendent de limitations physiques :

limitation due au décrochage : Au delà de l'incidence de décrochage, l'aile ne génère plus de portance et le vol n'est plus possible. Il est possible d'en revenir par des actions adaptées.
limitation structurelle en charge statique : la structure de l'aéronef est conçue pour résister à un certain effort. Au delà de cet effort, elle casse.
limitation à cause du flutter : Le flutter (flottement en français) est une vibration dangereuse, auto excitée, du à l'entré en résonance des phénomènes de flexion et de torsion de l'aile. Le phénomène est potentiellement rapidement destructeur. Il apparaît généralement à vitesse élevée, c'est un des paramètres qui conduit à limiter la vitesse maximale d'un aéronef.

Une fois transposé dans la manuel de vol du planeur, ces limitations sont indiquées en vitesse maximale pour certaines configuration.Pour chaque planeur, ces valeurs sont disponibles dans le manuel de vol :

VNE - Velocity Never Exceed: Vitesse à ne jamais dépassée. Sur l'indicateur de vitesse elle est indiquée par un trait radial rouge. A cette vitesse, ne pas utiliser plus de 1/3 du braquage total des gouvernes. Cette vitesse est théoriquement fixe. Certains planeurs ont une VNE qui diminue en haute altitude compte tenu du fait qu'il s'agisse d'une limitation due au Flutter. Cette diminution sera indiquée dans le manuel de vol.
VA: Vitesse de manœuvre. Les commandes de l'aéronef (notamment la commande de profondeur) peut être baquée à 100% jusqu’à cette vitesse. Au delà, le braquage doit être limité car dans certaines conditions la structure du planeur peut être trop sollicitée.
VRA - Velocity Rough Air: Vitesse maximale en air agitée. Sur l'indicateur de vitesse, c'est la limite entre la fin de l'arc vert et le début de l'arc jaune. Le vol n'est permi au delà de cette vitesse qu'en air calme. Cette limitation est basée sur la résistance de la structure à une vitesse de rafale donnée.
VFE - Velocity Flap Extended: Vitesse maximale avec les volets. Sur l'indicateur de vitesse, elle est indiquée par la fin de l'arc blanc. Sur certains planeurs, une VFE différentes existe en fonction de la valeur du braquage des volets. Limitation basée sur des limites structurelles.
VLO - Velocity Landing gear Operating: Vitesse maximale de vol de manœuvre du train d’atterrissage. Elle n'est donnée par le constructeur que si elle la manipulation du train d'atterrissage ne peut pas être faite jusqu’à la VNE. Limitation basée sur des limites structurelles.

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Décrochages et autorotations

Généralités sur le décrochage

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En vol normal, l'écoulement de l'air est « attaché » sur les deux faces, intrados et extrados, de l'aile. Les filets d'air collent au profil de l'aile, ce qui favorise la portance. La portance dépend de l'angle d'incidence, angle que fait la corde de profil de l'aile avec le vent relatif.

À une certaine valeur de l'angle d'incidence, de l'ordre de 15 à 20°, selon les caractéristiques de l'aile profil, de l'allongement et du nombre de Reynolds, il se produit un décollement de l'écoulement aérodynamique à l'extrados de l'aile entraînant une chute de portance plus ou moins brusque : c'est à ce moment que l'aile décroche.

Du point de vu du pilote, le décrochage se classe en trois catégories :

Une abattée : l'assiette varie brusquement et amplement à piquer. C'est impressionnant mais à l'avantage de se détecter facilement.
Un enfoncement : L'assiette reste a sa position très cabrée mais l'aéronef descend rapidement. La difficulté est la détection en vol par le pilote.
Une perte de contrôle en roulis : Les ailerons ne sont plus efficaces, l'aéronef s'incline sans que le pilote ne puisse le contrôler.

La vitesse de décrochage

Évolution du coefficient de portance en fonction de l'angle d'incidence : maximum entre 15 et 19°, il diminue ensuite, en raison du décrochage.

Le décrochage dépend uniquement de l'angle d'incidence : à facteur de charge constant, une diminution de vitesse implique l'augmentation de l'angle d'incidence de l'aile pour conserver une portance équivalente (augmentation du coefficient de portance (Cz) pour compenser la baisse de vitesse). Pour une même configuration de vol (par exemple, en palier avec les volets rentrés), il existe une vitesse en dessous de laquelle l'angle d'incidence sera tellement important que les filets d'air parcourant l'extrados « décrocheront » en entraînant une perte considérable de portance. La vitesse de décrochage est souvent notée Vs (S pour stall en anglais = décrochage).

On peut donc atteindre l'incidence de décrochage définie et constante pour un profil d'aile donné, à des vitesses très variables qui sont fonctions de :

la position des dispositifs hypersustentateurs (becs, volets). Lorsqu'ils sont déployés, ils diminuent la vitesse de décrochage ;
la masse de l'aéronef. Plus elle est importante et plus la vitesse de décrochage est importante ;
le facteur de charge $n$ . Plus il est important et plus la vitesse de décrochage est importante. La vitesse de décrochage évolue selon la racine carrée du facteur de charge, comme par exemple en virage :

V i t e s s e d e c r o c h a g e_{n > 1} = V i t e s s e d e c r o c h a g e_{n = 1} * \sqrt{n}

la composante verticale de la traction fournie par le moteur ; plus la part de la poussée s'opposant à la gravité est forte, et moins la portance nécessaire pour maintenir une altitude constante est grande ;
des effets sur les ailes du souffle hélicoïdal dans le cas d'un aéronef à hélice (le souffle génère un vent relatif qui participe à la portance, cf cas du vol lent) ;
la pollution du profil (pluie, insectes...).

On parle souvent abusivement de vitesse de décrochage comme d'une caractéristique de l'aéronef, mais la vitesse de décrochage n'est jamais constante pour toutes les raisons évoquées ci-dessus. C'est l'incidence au moment du décrochage qui est constante.

Le cas spécifique du virage

En virage, le facteur de charge augmente avec l'inclinaison.

n = \frac{1}{\cos (i n c l i n a i s o n)}

Comme la vitesse de décrochage augmente lorsque le facteur de charge augmente (voir paragraphe ci-dessus). Il est possible de prédire par calcul l'augmentation de la vitesse de décrochage pour une inclinaison définie :

V i t e s s e d e c r o c h a g e_{e n v i r a g e} = V i t e s s e d e c r o c h a g e_{l i g n e d r o i t e} * \sqrt{\frac{1}{\cos (i n c l i n a i s o n)}}

Par exemple, un aéronef qui a une vitesse de décrochage de 100km/h sous un facteur de charge de 1 (=en ligne droite):

Lors d'un virage à 30° d'inclinaison, la vitesse de décrochage augmente de 7.5%, soit une vitesse de décrochage de 107.5km/h
Lors d'un virage à 45° d'inclinaison, la vitesse de décrochage augmente de 18.9%, soit une vitesse de décrochage de 118.9km/h
Lors d'un virage à 60° d'inclinaison, la vitesse de décrochage augmente de 41.4%, soit une vitesse de décrochage de 141.4km/h

les remèdes préventifs aérodynamiques

Selon les profils et la forme en plan de l'aile, il arrive que les extrémités de l'aile décrochent avant la partie centrale qui bénéficie du souffle de l'hélice. Des solutions permettent de remédier à cette anomalie :

La variation d'incidence ou de calage : L'aile est construite avec calage plus fort à l'emplanture qu'à l'extrémité. Ainsi, pendant le vol l'incidence diminue de l'emplanture vers l'extrémité. L'aile est vrillée un peu comme une pale d'hélice, ce qui permet, en retardant le décrochage des extrémités, de conserver une certaine efficacité des ailerons mais aussi de diminuer la vitesse de décrochage de l'aéronef.

La variation de profil ou de forme : Il s'agit du changement de profil entre l'emplanture et le saumon de l'aile. Le profil peut être biconvexe symétrique à l'emplanture et plan convexe à l'extrémité. A noter que l'évolution du profil peut être combinée avec le vrillage. Plus qu'un remède dans ce cas, il s'agit en fait d'une amélioration du comportement au décrochage.

L'installation de bandes de décrochages (Stall-strips en Anglais) : Il s'agit de petites pièces de section triangulaire d'environ 1cm de côté, et de 15 à 30cm de longueur. Elles sont installées sur le bord d'attaque des ailes. Elles sont presque toujours installées par paires, symétriquement sur les deux demie-ailes de l'aéronef. Installées près de l'emplanture de l'aile, leur but est de modifier localement le profil aérodynamique de l'aile, de manière que le décrochage de l'aile intervienne d'abord à l'emplanture plutôt qu'à l'extrémité de l'aile. Le contrôle en roulis est ainsi mieux préservé.

L'installation de turbulateurs : L'installation de turbulateurs, par la transition anticipée vers la couche limite turbulente qu'ils induisent, peut induire le recollement sur des zones particulières des aéronefs. Sur les planeurs, le turbulateur est souvent une mince bande en zigzag qui est placée sous l’aile et parfois sur la dérive. Sur les avions, ils peuvent prendre la forme de petites tôles verticales montées en biais.

Bande de décrochage, stall-strips en Anglais installée sur le bord d'attaque.

Bande de décrochage, stall-strips en Anglais installée sur le bord d'attaque.
Grob G 102 Astir avec une bande turbulateur sous l'aile

Grob G 102 Astir avec une bande turbulateur sous l'aile
Turbulateur monté sur un avion. Couteux en trainée, mais améliore les performances à basse vitesse

Turbulateur monté sur un avion. Couteux en trainée, mais améliore les performances à basse vitesse

le rôle du pilote vis à vis du décrochage

Fichier:Spin—an aggravated stall and autorotation..JPG

Avertisseur de décrochage sur une aile. Lorsque l'angle d'incidence approche de la valeur critique, le vent relatif aborde la palette métallique par-dessous, ce qui provoque son basculement et active l'alarme.

Le pilote tiens un rôle important dans la prévention du décrochage :

Garder une marge de vitesse vis à vis du décrochage:

De manière préventive le pilote doit avoir une bonne conscience de la vitesse de décrochage pour chaque situation de vol (ligne droite, virage, virage serré, vol sous la pluie...) dans l'objectif de conserver une marge de vitesse.

Détection du régime vibratoire "Buffeting"

Avant un décrochage, des vibrations basses vitesses ("buffeting") annoncent le décollement de la couche limite. Quelques km/h avant l'atteinte de la vitesse de décrochage, ces vibrations permettent au pilote de détecter les prémisses d'un décrochage.

Avertisseur de décrochage à palette

Sur certains aéronefs, un avertisseur de décrochage à palette permet d'avertir le pilote par un signal visuelle et une alarme sonore de l'atteinte de l'incidence de décrochage. Ce dispositif est placé au bord d'attaque de l'aile.

A noter qu'a proximité du sol (décollage, atterrissage en vol plané...), un humain a des actions instinctives contraires à la prévention du décrochage : prendre de l'altitude ou ne plus en perdre au mépris de la vitesse. L'apprentissage pratique permet de corriger ces réflexes et de remettre la conservation de la vitesse au premier plan.

Manœuvre de récupération du décrochage

Si le pilote ne perçoit pas les signaux avertisseur avant un décrochage, il est probable que l'appareil finisse par décrocher. Le taux de chute et la potentielle perte de contrôle conduiront à l'accident si la méthode de récupération n'est pas appliquée. La méthode de récupération optimale est décrite dans le manuel de vol de l'aéronef. Cependant, en l'absence d'information la méthode consiste à chercher à augmenter la vitesse au plus vite :

une fois reconnus les prémisses du décrochage,
action franche sur le manche vers l'avant pour réduire l'incidence,
augmentation rapide de puissance (si disponible) pour augmenter la vitesse,
reprendre le vol normal (assiette et inclinaison) une fois la vitesse acquise.

Suivant l'importance du décrochage, la perte de hauteur va de 50 à 150m. Le décrochage est sans risque à une hauteur suffisante, c'est la proximité du sol qui donne au décrochage son caractère dangereux. La prévention du décrochage doit être absolue dès que la hauteur disponible ne permettrait plus de le récupérer.

le décrochage avec puissance

Dans le cas de l'atteinte du décrochage avec une forte puissance moteur, le comportement de l'aéronef change légèrement :

Le facteur de charge étant inférieur à 1, la vitesse de décrochage sera plus faible.
le souffle de l'hélice peut augmenter l’efficacité de la profondeur, si le décrochage survient habituellement par une abattée, il pourrait alors survenir par un enfoncement plus difficile à détecter.
Dans certains cas, l’alarme de décrochage ne fonctionne pas correctement.

La vrille

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Schema d'une vrille

Sources de l'autorotation :

L'autorotation (ou la vrille : c'est le même concept) est un décrochage dissymétrique entretenu. Le décrochage dissymétrique signifie que seulement une des deux demie-aile dépasse l'incidence de décrochage. La source d'une vrille est donc généralement la combinaison :

d'une vitesse faible et donc d'un vol proche de l'incidence de décrochage,
d'une dissymétrie entre les deux demie-ailes qui peut être causée par :
- un aéronef qui entre en situation de dérapage important (une aile accélère, l'autre ralentie)
- une rafale verticale soudaine et puissante sur une seule demie-aile (vol de pente, entré dans un thermique...)
- Lors de l'action brutale des ailerons : l'un se lève (diminution de l'incidence) alors que l'autre s'abaisse (augmentation de l'incidence et dépassement de l'incidence de décrochage)

La demie-aile en situation de décrochage "descend" et "ralentie" brusquement (elle va devenir le centre de l'autorotation), l'autre demie-aile reste en situation de générer de la portance. L'autorotation peut être auto-entretenue indéfiniment. La vrille fait subir au pilote des contraintes physiques importantes (désorientation, fatigue, mal de l'air...). La trajectoire de vrille décrite par l'aéronef est :

L'aéronef descend quasiment sur une trajectoire verticale,
Il tourne sur lui-même (en autorotation), un tour prenant de 2 à 5 secondes,
L'assiette est variable, la vrille passe alternativement de plate à piquée (de -10 à -70 degrés), un cycle complet prend de 2 à 4 tours,
Il subit également un dérapage latéral et des oscillations en roulis,
L'aéronef perd entre 50 et 150m de hauteur par tour.

Comme pour le décrochage, c'est la proximité du sol qui donne à la vrille son caractère dangereux. La prévention de la vrille doit être absolue dès que la hauteur disponible ne permettrait plus d'en sortir.

Facteurs influant sur la vrille :

Les caractéristiques qui favorisent le déclenchement de la vrille sont nombreuses :

Effets des masses : Le centrage arrière ; Moment d'inertie important en lacet (masses en bouts d'aile) qui entretiennent la rotation...
Effets aérodynamiques : Formes arrières du fuselage influant sur l'alimentation en air des empennages aux grands angles d'assiette et de dérapage ; Dimension des empennages ; Types d'empennages, notamment position de la dérive par rapport au sillage décroché de l'empennage horizontal ; Souffle de l'hélice...