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Projet 2018-2019

Voici les détails pour le projet du cérémonial 2019.

Voici le modèle choisi (Tupolev TU-95):
https://upload.wikimedia.org/wikipedia/commons/1/1d/Tu-95_wingspan.jpg

L'objectif est d'avoir cet avion en "round the pole", qu'il soit capable de décoller et de parachuter une charge en vol.

Table des matières

Agenda
Prise de données
    Moteurs
    Vue de détail de l'avion
Conception
    Dimensionnement
    Matériaux de fabrication

Agenda

Les rencontres auront pour sujet les éléments suivants:
- Planification et dessins des plans
- Fabrication de la structure
- Fabrication de la structure
- Fabrication de la structure
- Assemblage des différents composants de la structure
- Assemblage des différents composants de la structure
- Assemblage des différents composants de la structure
- Mise en place de l'électronique et du câblage
- Mise en place de l'électronique et du câblage
- Mise en place de l'électronique et du câblage
- Préparation du poteau, du panneau de contrôle, tests et réparations
- Préparation du poteau, du panneau de contrôle, tests et réparations
- Préparation du poteau, du panneau de contrôle, tests et réparations
- Préparation du poteau, du panneau de contrôle, tests et réparations
- Démonstration

Prise de données

Moteurs

Voici le test de moteur qui a été fait dans le passé:
D'après les essaies montrés dans la vidéo, nous pouvons nous attendre à environ 0.49 Newton de force par moteur, soit une poussée pouvant soulever environ 50 grammes.

Vue de détail de l'avion


Conception

Dimensionnement

Les dimensionnements suivants ont été choisis pour l'avion en phase de conception initiale:
Envergure1m
Diamètre0.1m
Rayon du Round the Pole
6m

De plus, les dimensions suivantes sont des contraintes matérielles de l'équipement qui est déjà possédé par l'équipe:
Diamètre des hélices
0.13m
Hauteur d'une cannette   
0.13m
Masse d'une canette
0.01 kg

Matériaux de fabrication

Les matériaux de fabrication nécessaires sont les suivants:
  • 9x Cannettes de liqueur quelconque pour le fuselage;
  • Bois de balsa pour l'empennage
  • Bois de balsa pour les nervures des ailes
  • Tige d'aluminium pour les longerons de ailes

Calculs aérodynamiques

Cette section défini les calculs et simulations qui ont été faites de façon à prédire les performances de l'avion en conception.

Tout d'abord, une vitesse de croisière a été approximé à 5 m/s.
Considérant que l'air sec a les propriétés suivantes à 25°C:
  • Viscosité dynamique de 1.837x10-5 Pa*s
  • Densité de 1.1839 kg/m3
  • Vitesse du son de 346.13 m/s
Sachant que l'envergure du Tupolev-95 est de 50.1 mètres et que l'envergure voulu du modèle à l'échelle doit être de 1 mètre, il est possible de trouver d'autres mesures pour le modèle de l'avion. Ainsi, en suivant les proportions montrés dans la vue de détail de l'avion, il est possible de trouver les mesures suivantes:
  • Envergure de 1 mètre
  • Corde de l'aile à l'emplanture de 0.17m
  • Corde de l'aile au saumon de 0.05m
  • Longueur de l'avion de 0.9m
  • Position du bord d'attaque des ailes le long de l'axe longitudinal de 0.22m derrière le nez de l'avion
  • Position du train d'atterrissage de nez le long de l'axe longitudinal de 0.10m derrière le nez de l'avion
  • Position du train d'atterrissage principal le long de l'axe longitudinal de 0.40m derrière le nez de l'avion
Pour effectuer les calculs aérodynamiques initiaux simplifiés, il sera assumé que les ailes sont droites et rectangulaires avec une corde moyenne et une envergure respectant celle défini dans les étapes précédentes de la conception.

Le profil d'aile étudié sera le profil NACA 2408. Le profil sera simulé à l'aide de l'outils XFoil, dans le logiciel XFLR5.
Afin d'établir les paramètres initiaux de la simulation, le nombre de Reynolds et le nombre de Mach doit d'abord être trouvé pour la situation dans laquelle évoluera le modèle d'avion.

Profil NACA 2408

Re étant le nombre de Reynolds
\mu étant la viscosité dynamique de l'air
\rho étant la densité de l'air
V étant la vitesse de l'air autour de l'aile
L étant la corde moyenne de l'aile

Il est possible de trouver le nombre de Reynolds avec l'équation suivante:
{\displaystyle \mathrm {Re} ={\frac {\rho VL}{\mu }}}
En remplaçant les variables dans l'équations par nos paramètres, nous obtenons un nombre de Reynolds de 46163.

Ma étant le nombre de Mach
c étant la vitesse du son dans l'air
V étant la vitesse de l'air autour de l'aile

Ma=V/c
En remplaçant de nouveau les variables dans l'équation, nous obtenons un nombre de Mach de 0.014445.

En utilisant ces paramètres sur le profil NACA 2408, pour des angles d'attaques allant de 0° à 15°, nous obtenons les résultats suivants:

Les graphiques ci-dessus montrent les coefficients de portance, trainée, de moment piqueur ainsi que le ratio portance/trainée de l'aile en fonction de l'angle d'attaque.

En étudiant les graphiques, il est possible d'observer que l'angle d'attaque critique de l'aile avant le décrochage se situe autour de 10° pour cette vitesse.
De façon conservatrice, le coefficient de portance peut-être évalué à 0.8663 lorsque l'angle d'attaque est au-dessus de 6° et sous l'angle d'attaque critique.
Aussi de façon conservatrice, il est possible d'observer que le coefficient de traîné maximal pour la plage d'opération de l'avion est à l'angle d'attaque critique et est de 0.07541.
Nous pouvons aussi remarquer que le meilleur ratio portance trainée de l'aile à cette vitesse est à 6.25°.

L'angle d'incidence de l'avion sera donc mis à 6.25° afin de maximiser les performances aérodynamiques de l'avion.

À partir des équations de portance et de trainée, ainsi que de la puissance combinés des 4 moteurs, il est maintenant possible de savoir le poids maximal qui peut être soulevé à cette vitesse, ainsi que l'accélération qui sera subis par l'avion au moment où il aura atteint cette vitesse.
Puisque les coefficients ci-haut ne représentent que l'aile, un facteur 2 sera appliqué à la trainée afin de prendre en considération la trainée parasite du fuselage et des autres parties non-portantes de l'avion.

L étant la portance
V étant la vitesse de l'air autour de l'aile
S étant la superficie de l'aile
\rho étant la densité de l'air
CL étant le coefficient de portance
E étant l'envergure de 1m
C étant la corde moyenne de l'aile de 0.14m

S=E*C
L=1/2*\rho *V2*S*CL

En remplaçant les variables dans l'équation ci-dessus, il est possible de déterminer que la portance de l'avion sera de 1.8366 Newton. Si on divise par l'accélération gravitationnelle de la terre, on détermine que l'avion sera capable de soulever une masse de 0.187 kg.
Par contre, si nous faisons le même calcul mais pour la trainée, en appliquant le facteur 2, il est observable que l'avion aura une traînée totale de 0.3197 Newton. Étant donné que chaque moteur est capable de fournir environ 0.49 Newton de traction, il est possible d'observer que l'avion peut encore accélérer.

En assumant que le coefficient de traînée restera le même, il est possible de déterminer à quelle vitesse la traction et la traînée seront en équilibre. Cette vitesse sera la vitesse maximale de l'avion.

En remplaçant la traînée par la puissance maximale des moteurs que nous multiplieront aussi par un facteur de sécurité de 90%, nous obtenons une vitesse maximale estimée de 16.61 m/s.

Il faut donc recommencer l'analyse avec cette nouvelle vitesse qui devra être notre vitesse de croisière en vol.
Le nouveau nombre de Reynolds sera donc 153341 et le nouveau nombre de Mach, 0.047984. En entrant ces nouveaux paramètres dans XFLR5, nous obtenons les nouvelles courbes en jaune des différents coefficients.


Avec ces nouveaux résultats pour cette vitesse plus élevée, il est possible de recalculer la portance et la traînée de l'avion, afin de trouver le poids maximal réel. Il est aussi possible de voir qu'en augmentant la vitesse, l'angle d'attaque nécessaire à l'obtention du meilleur ratio de portance/trainée se situe toujours dans les environs de 6.25°. Il est finalement possible de voir que le nouveau coefficient de traînée est plus faible qu'à basse vitesse, ce qui nous assure d'une traînée qui sera inférieure à la poussée encore à cette vitesse.

La nouvelle portance calculée avec un coefficient de portance moyen de 0.8648 est donc de 20.2295 Newton, ce qui équivaut à une masse soulevée de 2.06kg.
La nouvelle traînée calculée avec un coefficient de traînée maximal à 10° de 0.04648 est donc de 1.0873 Newtons, incluant le facteur de sécurité de 2.

Ainsi, il est sécuritaire d'assumer qu'une masse maximale de 2 kg permettra à l'avion de prendre son envol. Ceci laissera aussi une marge de manœuvre pour l'ajout de ballaste pour l'ajustement du centre de gravité de l'avion une fois rendu à la phase de test.
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