EFFETS DES ONDES DE CHOC

Les ondes de choc ne sont pas nos amies, et il faut pouvoir diminuer ou supprimer leur influence.

Une onde de choc provoque le décollement de la couche limite, avec formation de turbulences.

Ces turbulences se forment sur l'arrière de l'aile; là où se trouvent les ailerons, qui seront donc soumis à un écoulement turbulent.

Lorsque la vitesse augmentera, l'onde de choc reculera. A mach 1, cet onde de choc sera au bord de fuite, donc sur les ailerons.

L'onde de choc est une zone de haute pression, elle "pèse" sur les commandes. Les premiers pilotes qui s'approchèrent du mur du son constatèrent un durcissement des commandes, cela fait partie des désagréments liés au passage transsonique.

Au fur et à mesure de l'augmentation de la vitesse, l'onde de choc, tout en restant "attachée" au bord de fuite, s'inclinera de plus en plus vers l'arrière et son influence néfaste pour les commandes diminuera.

La disparition de ces désagréments est considérée comme accomplie à Mach 1.4.

Il existe d'autres désagréments liés à la période transsonique, et qui eux ne disparaissent pas forcément à mach 1.4: la diminution du coefficient de portance, et l'augmentation du coefficient de traînée.

L'image ci dessous donne une idée de l'importance de l'augmentation du coefficient de traînée liée au passage transsonique.

La vitesse à partir de laquelle le coefficient de traînée retrouve une valeur égale ou presque égale à ce qu'elle était en subsonique est variable selon le profil.

Pour certains profils supersoniques ce sera peut être aux alentour de Mach2, pour un profil résolument subsonique cela pourrait bien signifier: jamais.

L'angle de l'onde de choc à l'avant n'est pas forcément le même qu'à l'arrière puisque entre temps, l'air a accéléré, mais la formule suivante est toujours respectée:

Pour M =1 (vitesse du son), 1/M =1, donc sinus alpha =1, donc alpha = 90°, l'onde de choc est perpendiculaire à l'axe de l'avion. On appelle cela : une onde de choc "normale".

Pour M =1.42, 1/M = 1/1.42, donc sinus alpha = 1/1.42 = donc : alpha = 45°. ( Mach 1.4)

Pour M = 2, 1/M = 1/2, donc sinus alpha = 1/2 et alpha = 30°. (Mach 2)

En image, ça donne ça :

Attention, tous ces angles sont tracés comme si la pointe avant de l'avion était de dimensions nulles (pour simplifier le calcul).

Dans la réalité, l'angle étant calculé par rapport à la tangente à la paroi, cet angle sera d'autant plus ouvert que le nez est moins fin, moins aérodynamique.

Dans la plupart des cas, on considère que l'onde de choc est perpendiculaire à l'axe de l'avion de Mach 1 à Mach1.2 voir 1.3 avant de commencer à se replier vers l'arrière.

En 1, V = Mach 1; en 2, V = Mach 1.4; en 3, V = Mach 2.

Quels enseignements peut on tirer de ces dessins ? Que les avions supersoniques sont conçus de manière à ce que l'onde de choc ne puisse interférer avec l'aile, et ce, de plusieurs façons:

1) Donner à l'aile une forte flèche, pour que l'onde de choc passe à côté, même à Mach 2 (ligne n° 3). C'est le cas du Mirage 2000 (A) en haut à gauche (aile delta) et du Mig 23, en médaillon à gauche du Mirage 2000 (aile à flèche variable ou à géométrie variable, les 2 expressions sont admises).

2)Donner à l'aile une envergure faible pour qu'elle reste à l'intérieur du cône. C'est le cas du F104, en haut à droite (B).

3) Reculer l'aile de telle manière qu'elle se retrouve dans une zone où le cône est plus large que l'envergure de l'avion. C'est le cas du F18 (au milieu à gauche ( C)).

Remarque : en médaillon au centre, le F16, qui tient plus ou moins des 3 solutions.

Au milieu, à gauche, le F18 a une vitesse maximale de Mach 1.8; heureusement, car à Mach 2, l'onde de choc frôle les saumons d'aile (hors correction due au fait que dans la réalité l'angle de l'onde de choc doit se calculer en tenant compte de l'angle et de l'épaisseur du nez).

En bas, le Fouga Magistère, et les avions de tourisme n'ont pas le bon profil pour les vitesses supersoniques.

Une autre raison d'être de l'aile en flèche, est de retarder l'apparition du Mach critique (vitesse où une onde de choc apparaît sur l'extrados, car la vitesse du son vient tout juste d'y être atteinte, alors que ailleurs l'écoulement est toujours subsonique; revoir, si nécessaire: le vol transsonique et supersonique 3).

Sur une aile en flèche, l'écoulement ne se fait pas perpendiculairement à l'aile, mais selon un angle. Rappelez vous, au chapitre concernant les ailes en flèches, on montrait qu'un écoulement de ce type (selon un angle) pouvait être comparé à un écoulement perpendiculaire, mais plus lent.

A gauche, la vitesse suivant le profil (Vp) est égale à la vitesse réelle de l'air, la vitesse de l'avion.(Vr).

A droite, sur l'aile en flèche, Vp est PLUS PETITE que Vr. Donc, puisque l'apparition du phénomène de Mach critique dépend de la vitesse selon le sens du profil (Vp), cette apparition sera plus tardive sur l'aile en flèche, là où Vp est plus petite. En fait, Vp = Vr multiplié par cosinus alpha. Pour : alpha = 0° (aile droite), cosinus alpha = 1, et Vp = Vr; Pour : alpha = 45°, cosinus alpha =, et Vp = Vr/1.42 environ

Pour alpha = 60°, cosinus alpha = 1/2, et Vp = Vr/2.

En considérant les problèmes liés à l'apparition de l'onde de choc au Mach critique (vibrations, pression variable sur les ailerons, décrochement de la couche limite après le choc etc.....), retarder ce Mach critique est une bonne idée.

Une autre façon de retarder l'apparition du Mach critique est d'utiliser des profils d'aile fort peu "bombés" sur l'extrados pour diminuer l'accélération du flux à cet endroit. Certains avions sont ainsi équipés de profils minces, voir quasiment plat : par exemple : le F104.