Bonjour à tous,
Dans le cadre d'un devoir, je dois étudier le comportement d'une aile d'avion supersonique soumise à un écoulement Mach_0: M_0=1,5. L'objectif est de calculer les coefficients Cd (drag coefficient), Cl (lift coefficient) et Cm (pitching moment coefficient), en calculant les forces dans dans chaque région (1, 2, et 3 cf image) et leur composantes horizontales et verticales. Pour cela, on nous demande de calculer les valeurs de M1, M2, M3 et des pressions statiques dans les différentes régions.
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Le problème est que les valeurs des coefficients que j'obtiens ne sont pas "satisfaisantes" (selon mon prof), trop imprécises, et malgré des heures passées à tout revérifier je ne vois vraiment pas où est mon erreur.
Mon raisonnement est le suivant: pour les régions 1 et 3, je calcule P1 et P3 grâce à la formule de l'image ci-dessous (ratio de pressions pour des ondes de choc obliques) :
Capture d’écran 2022-05-27 190854.png
Sigma étant l'angle entre la droite direction de l'écoulement M_0 (horizontal) et l'onde de choc que je trouve en résolvant cette équation numériquement:
Capture d’écran 2022-05-27 190950.png
Delta étant l'angle entre la droite direction de l'écoulement M_0 (horizontal) et l'aile.
Par la suite je déduis la force obtenue dans ces régions, puis je projette pour avoir les composantes horizontales et verticales.
Voyez-vous une erreur dans mon raisonnement pour les régions 1 et 3?
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