Moments aérodynamiques

Forces

Un aéronef en mouvement (aérodyne) subit et développe des forces qui se classent en trois catégories:

• La force de gravité, due au poids de l'appareil, qui agit sur son centre de gravité;
• Les forces de propulsion;
• Les forces aérodynamiques (la portance et la trainée), dues à l'interaction entre l'appareil et l'air, qui agissent sur le centre de poussée de l'appareil.

L’étude de ces forces se fait généralement dans un référentiel fixé ayant son origine sur le centre de gravité ou de poussée de l'appareil.

La distance entre le point d'application des différentes forces et l'origine du référentiel est souvent appelée bras de levier.

Moments aérodynamiques et conventions de signes

Le produit d'une force par la distance donne un moment. Un moment induit une rotation selon les axes de rotation de l'aéronef.

Selon les trois axes d'étude des mouvements: roulis (x), tangage (y), lacet (z), on aura trois moments desquels on tire 3 coefficients adimensionnels:

• moment de roulis (coefficient $Cl$, à ne pas confondre avec le CL anglais avec L pour lift = portance);
• moment de tangage (coefficient $Cm$);
• moment de lacet (coefficient $Cn$).

Tangage

• Un moment de tangage $Cm$ à cabrer est généralement pris positif et un moment à piquer est pris négatif.
• La somme des moments de tangage doit être nulle à l'équilibre. Une aile à profil classique a un $Cm$ négatif; elle fait piquer. Le stabilisateur placé à l'arrière (s'il est déporteur) donne un moment à cabrer: son $Cm$ est positif.

Lacet

• Convention: une rotation ou un moment est positive dans le sens trigonométrique (inverse des aiguilles d'une montre).

Variation des moments

L'étude de la variation des moments en fonction des conditions de vol est primordiale pour s'assurer de la stabilité de l'appareil.

Stabilité longitudinale (Stabilité en tangage) :

On définit l'angle d'attaque α entre l'écoulement d'air et le vecteur vitesse de l'appareil.

La stabilité longitudinale dans la littérature est communément mesurée via la marge de stabilité $K_{n}$ définie telle que:

$K_{n}=-{\frac {dC_{m}}{d\alpha }}$

Physiquement, lorsque ${\frac {dC_{m}}{d\alpha }}$ est négatif ( c'est à dire que $K_{n}$ est positif ), alors le moment de tangage (ou pitching moment en anglais) diminue lorsque l'angle d'attaque augmente, assurant ainsi que l'appareil ne va pas diverger de sa position d'équilibre lors d'une perturbation sur $C_{m}$ ou $\alpha$.

Les règles usuelles de sécurité pour le design d'avions commerciaux imposent $K_{n}>0.05$ et une bonne pratique est d'imposer $K_{n}<0.3$ pour assurer une manœuvrabilité suffisante.

Stabilité latérale (Stabilité en roulis et lacet):

La stabilité latérale est définie par la stabilité autour des axes de roulis et de lacet.

On définit l'angle de dérapage $\beta$ entre le vecteur vitesse de l'appareil et le fuselage et l'angle de roulis $\phi$ entre l'axe vertical du repère lié à l'appareil et la portance.

La stabilité autour de l'axe de lacet est généralement mesurée via le coefficient de lacet:

$C_{n\beta }={\frac {dC_{n}}{d\beta }}<0$

Physiquement, lorsque $C_{n\beta }$ est négatif, le moment de lacet diminue lorsque l'angle de dérapage $\beta$ augmente, assurant donc la stabilité autour de l'axe de lacet.

La stabilité autour de l'axe de roulis est mesurée via le coefficient de roulis:

$C_{l\phi }={\frac {dC_{l}}{d\phi }}<0$

Pour les mêmes raisons que précédemment, $C_{l\phi }$ doit être négatif pour que l'appareil soit stable autour de l'axe de roulis avec typiquement $-0.15<C_{l\phi }<-0.05$ .

Pour les avions possédant des ailes hautes, la stabilité autour de l'axe de roulis est généralement trivialement vérifiée.

Couplage roulis-lacet :

Effet du lacet sur le moment de roulis, roulis induit:

En dérapage, une aile porte plus que l'autre (roulis induit par le lacet). On étudie la variation du moment de roulis dCl en fonction de la variation de l'angle de lacet dβ :

dCl / dβ : noté pour simplifier Clβ, dérivée de couplage lacet-roulis.

Une valeur positive élevée de Clβ indique un roulis induit important, et inversement.

Exemples :

Pour un planeur "deux axes" (voir stabilité), Clβ = environ XXX (roulis induit important pour la mise en virage).

Pour un avion conventionnel, Clβ = environ XX.

Pour un avion de voltige, Clβ = X (faible roulis induit, peu de couplage lacet-roulis).

Effet du lacet sur le moment de lacet, stabilité directionnelle:

On étudie la variation δ (delta) du moment de lacet Cn en fonction de la variation de l'angle de lacet β :

dCn / dβ : noté pour simplifier Cnβ, dérivée de stabilité en lacet.

Une valeur positive élevée de Cnβ indique une stabilité directionnelle importante, et inversement.