Fiche Complète d’Aérodynamique

Cette fiche synthétise les relations fondamentales de l’aérodynamique externe, utiles pour :

calcul de portance et traînée
étude de la couche limite
analyse des régimes compressibles
performance en croisière
mise en similitude (soufflerie)

En écoulement subsonique :
quand la vitesse augmente → la pression statique diminue (Bernoulli).
Quand l’écoulement ralentit → la pression augmente.

1. Atmosphère & Gaz Parfait

1.1 Atmosphère standard (ISA)

Modèle à gradient thermique constant (troposphère 0–11 km) :

\boxed{T_\infty(z) = T_0 + T_z z}

avec :

$T_0 = 288\ \mathrm{K}$
$T_z = -6.5 \times 10^{-3}\ \mathrm{K/m}$

On perd environ 6.5 °C par km entre 0 et 11 km.

Pression :

\boxed{P_\infty = P_0 \left(1 + \frac{T_z}{T_0} z \right)^{-\frac{g}{r T_z}}}

où :

$P_0 = 101325\ \mathrm{Pa}$
$r = 287.04\ \mathrm{J\,kg^{-1}\,K^{-1}}$

La pression est environ divisée par 2 tous les 5000 m.

1 bar = $10^5$ Pa
1 atm = 101 325 Pa

$r = \dfrac{R}{M}$

$R = 8.314\ \mathrm{J\,mol^{-1}\,K^{-1}}$
$M$ = masse molaire (kg/mol)

Pour l’air : $r = 287.04$

1.2 Loi des gaz parfaits

\boxed{\frac{P}{\rho} = rT}

Densité air au niveau mer :
$\rho_0 = 1.225\ \mathrm{kg/m^3}$

1.3 Vitesse du son

\boxed{a = \sqrt{\gamma rT}}

avec :

$\gamma = 1.4$ (air à température modérée)

$\gamma$ diminue lorsque la température augmente (activation vibration moléculaire).

1.4 Nombre de Mach

\boxed{M = \frac{U}{a}}

où $a$ est la célérité du son.

$M < 0.3$ : incompressible
$0.3 < M < 0.8$ : subsonique compressible
$M \approx 1$ : transsonique
$M > 1$ : supersonique

Angle de Mach :

\boxed{\mu = \arcsin\left(\frac{1}{M}\right)}

1.5 Viscosité (Sutherland)

\boxed{\mu = 1.458 \times 10^{-6} \frac{T^{3/2}}{110.4 + T}}

2. Écoulement Isentropique

Un écoulement isentropique est :

Adiabatique (pas d’échange thermique)
Réversible (pas de frottement ni choc)

2.1 Grandeurs totales (stagnation)

Pression totale :

\boxed{P_t = P \left(1 + \frac{\gamma-1}{2}M^2\right)^{\frac{\gamma}{\gamma-1}}}

Température totale :

\boxed{T_t = T \left(1 + \frac{\gamma-1}{2}M^2\right)}

La pression totale est la pression atteinte si l’écoulement est ralenti isentropiquement jusqu’à $M=0$ .

2.2 Pression dynamique

\boxed{q = \frac{1}{2}\rho V^2}

La pression dynamique représente l’énergie cinétique volumique du fluide.

Les coefficients aérodynamiques sont définis à partir de $q$ .

3. Nombres Sans Dimension

3.1 Nombre de Reynolds

Local :

\boxed{Re_x = \frac{\rho_\infty U_\infty x}{\mu_\infty}}

Sur la corde :

\boxed{Re_c = \frac{\rho_\infty U_\infty c}{\mu_\infty}}

Transition typique plaque lisse :
$Re_x \approx 3 \times 10^6$

3.2 Nombre de Froude

\boxed{Fr = \frac{U_\infty}{\sqrt{gL}}}

3.3 Nombre de Strouhal

\boxed{St = \frac{fL}{U}}

4. Portance et Traînée

4.1 Coefficient de portance

\boxed{C_L = \frac{L}{\frac{1}{2}\rho_\infty U_\infty^2 S}}

En vol horizontal stabilisé :

\boxed{L = W = Mg}

4.2 Coefficient de traînée

\boxed{C_D = \frac{D}{\frac{1}{2}\rho_\infty U_\infty^2 S}}

Décomposition :

\boxed{C_D = C_{Df} + C_{Dp} + C_{Di} + C_{Dw}} + C_{D0}

$D_f$ : frottement
$D_p$ : pression
$D_i$ : traînée induite
$D_w$ : traînée d’onde

4.2.1 Traînée de frottement ( $C_{Df}$ )

Origine : viscosité du fluide.

Au voisinage de la paroi, la vitesse passe de 0 à $U_\infty$ ,
ce qui crée un gradient de vitesse → contraintes visqueuses.

Contrainte pariétale :

\boxed{\tau_w = \mu \frac{\partial u}{\partial y}}

Force totale :

\boxed{F_f = \iint_S \tau_w \, dS}

Dépend principalement de :

Surface mouillée
Nombre de Reynolds
Régime laminaire ou turbulent

Un écoulement turbulent augmente le frottement mais retarde le décollement.

4.2.2 Traînée de pression ( $C_{Dp}$ )

Origine : différence de pression entre l’avant et l’arrière du corps.

Si l’écoulement décolle :

forte pression à l’avant,
faible pression à l’arrière,
force nette vers l’arrière.

Elle dépend fortement de la forme du corps.

La traînée de pression est directement liée au décollement de couche limite.

4.2.3 Traînée induite ( $C_{Di}$ )

Présente uniquement si le corps produit de la portance.

Elle provient :

des tourbillons marginaux,
du downwash,
de l’inclinaison vers l’arrière de la résultante aérodynamique.

Expression classique :

\boxed{C_{Di} = \frac{C_L^2}{\pi AR e}}

où :

$AR$ = allongement
$e$ = facteur d’efficacité d’Oswald

Propriétés :

Dominante à basse vitesse
Diminue quand la vitesse augmente
Diminue si l’allongement augmente

4.2.4 Traînée d’onde ( $C_{Dw}$ )

Apparaît en régime transsonique / supersonique.

Elle est due à la formation d’ondes de choc.

Mach critique : premier point où $M = 1$ localement.

Au-delà :

apparition de chocs,
pertes irréversibles,
forte augmentation de $C_D$ .

La traînée d’onde augmente brutalement autour de $M \approx 1$ .

4.2.5 Traînée parasite

On regroupe souvent :

\boxed{C_{D0} = C_{Df} + C_{Dp}}

C’est la traînée présente même sans portance.

4.3 Finesse

\boxed{f = \frac{C_L}{C_D}}

4.4 Distance franchissable (Breguet)

\boxed{d = \frac{1}{g}\frac{U_\infty C_L}{C_D} \ln\left(\frac{M_i}{M_f}\right)}

5. Couche Limite

La couche limite est la zone proche de la paroi où les effets visqueux sont dominants.

À cause de la condition d’adhérence :

\boxed{u_{paroi} = 0}

la vitesse passe progressivement de 0 à $U_\infty$ sur une petite épaisseur appelée couche limite.

5.1 Épaisseur de couche limite

On définit l’épaisseur $\delta$ telle que :

\boxed{u(y=\delta) \approx 0.99\, U_\infty}

5.2 Épaisseur de déplacement

Notée $\delta_1$ .

Elle représente la perte de débit due au ralentissement dans la couche limite.

\boxed{\delta_1 = \int_0^\infty \left(1 - \frac{u}{U_\infty}\right) dy}

Interprétation :
la paroi semble “déplacée” vers l’extérieur de $\delta_1$ .

5.3 Épaisseur de quantité de mouvement

Notée $\theta$ .

Elle représente la perte de quantité de mouvement.

\boxed{\theta = \int_0^\infty \frac{u}{U_\infty}\left(1 - \frac{u}{U_\infty}\right) dy}

5.4 Équation intégrale de Von Kármán

Relation fondamentale :

\boxed{\frac{C_f}{2} = \frac{d\theta}{dx}}

Elle relie la croissance de la couche limite au frottement pariétal.

5.5 Couche limite laminaire (plaque plane)

Cas de Blasius.

Épaisseur :

\boxed{\delta(x) = \frac{5x}{\sqrt{Re_x}}}

Épaisseur de déplacement :

\boxed{\delta_1(x) = \frac{1.72x}{\sqrt{Re_x}}}

Épaisseur de quantité de mouvement :

\boxed{\theta(x) = \frac{0.664x}{\sqrt{Re_x}}}

Coefficient de friction local :

\boxed{C_f(x) = \frac{0.664}{\sqrt{Re_x}}}

Coefficient global :

\boxed{C_{Df} = \frac{1.328}{\sqrt{Re_c}}}

5.6 Couche limite turbulente (plaque plane)

Approximation expérimentale :

Épaisseur :

\boxed{\delta(x) = \frac{0.37x}{Re_x^{1/5}}}

Coefficient de friction local :

\boxed{C_f(x) = \frac{0.059}{Re_x^{1/5}}}

5.7 Transition laminaire → turbulent

Transition typique :

\boxed{Re_x \approx 3 \times 10^6}

Dépend de :

Rugosité
Perturbations
Gradient de pression

5.8 Gradient de pression

Si :

\boxed{\frac{dP}{dx} < 0}

→ gradient favorable (accélération)

Si :

\boxed{\frac{dP}{dx} > 0}

→ gradient adverse
→ risque de décollement.

Le décollement apparaît lorsque la vitesse près de la paroi devient nulle ou inverse son sens.

5.9 Décollement

Quand le gradient adverse est trop fort :

perte d’énergie dans la couche limite
inversion du gradient de vitesse
formation d’une zone de recirculation

Conséquences :

forte augmentation de la traînée de pression
perte de portance

6. Référentiels et Passage des Coefficients Aérodynamiques

En aérodynamique, les forces peuvent être exprimées dans différents référentiels.

Les deux principaux sont :

Référentiel aérodynamique (vent relatif)
Référentiel lié au corps (body frame)

6.1 Référentiel aérodynamique (vent relatif)

Axes :

Axe $X_a$ : parallèle au vent relatif
Axe $Z_a$ : perpendiculaire au vent

Forces associées :

$D$ : traînée (alignée avec le vent)
$L$ : portance (perpendiculaire au vent)

6.2 Référentiel corps (body frame)

Axes :

$X_b$ : axe longitudinal du corps
$Z_b$ : axe normal au corps

Forces associées :

$F_x$ : force axiale
$F_z$ : force normale

L’angle entre les deux référentiels est l’angle d’attaque $\alpha$ .

6.3 Passage des forces

Les forces sont liées par une rotation d’angle $\alpha$ :

\boxed{ \begin{pmatrix} F_x \\ F_z \end{pmatrix} = \begin{pmatrix} \cos\alpha & -\sin\alpha \\ \sin\alpha & \cos\alpha \end{pmatrix} \begin{pmatrix} -D \\ L \end{pmatrix} }

Inversement :

\boxed{ \begin{pmatrix} -D \\ L \end{pmatrix} = \begin{pmatrix} \cos\alpha & \sin\alpha \\ -\sin\alpha & \cos\alpha \end{pmatrix} \begin{pmatrix} F_x \\ F_z \end{pmatrix} }

6.4 Passage des coefficients

On définit :

\boxed{C_L = \frac{L}{\frac{1}{2}\rho U^2 S}}

\boxed{C_D = \frac{D}{\frac{1}{2}\rho U^2 S}}

\boxed{C_x = \frac{F_x}{\frac{1}{2}\rho U^2 S}}

\boxed{C_z = \frac{F_z}{\frac{1}{2}\rho U^2 S}}

On obtient alors :

\boxed{ \begin{cases} C_x = -C_D \cos\alpha + C_L \sin\alpha \\ C_z = -C_D \sin\alpha - C_L \cos\alpha \end{cases} }

Et inversement :

\boxed{ \begin{cases} C_L = -C_x \sin\alpha + C_z \cos\alpha \\ C_D = -C_x \cos\alpha - C_z \sin\alpha \end{cases} }

6.5 Approximation petits angles

Si $\alpha$ est petit :

\boxed{\sin\alpha \approx \alpha}

\boxed{\cos\alpha \approx 1}

Alors :

\boxed{C_L \approx C_z}

\boxed{C_D \approx -C_x}

En petit angle, le coefficient normal est presque égal au coefficient de portance.

Fiche Complète d’Aérodynamique

Cette fiche synthétise les relations fondamentales de l’aérodynamique externe, utiles pour :

calcul de portance et traînée
étude de la couche limite
analyse des régimes compressibles
performance en croisière
mise en similitude (soufflerie)

En écoulement subsonique :
quand la vitesse augmente → la pression statique diminue (Bernoulli).
Quand l’écoulement ralentit → la pression augmente.

1. Atmosphère & Gaz Parfait

1.1 Atmosphère standard (ISA)

Modèle à gradient thermique constant (troposphère 0–11 km) :

\boxed{T_\infty(z) = T_0 + T_z z}

avec :

$T_0 = 288\ \mathrm{K}$
$T_z = -6.5 \times 10^{-3}\ \mathrm{K/m}$

On perd environ 6.5 °C par km entre 0 et 11 km.

Pression :

\boxed{P_\infty = P_0 \left(1 + \frac{T_z}{T_0} z \right)^{-\frac{g}{r T_z}}}

où :

$P_0 = 101325\ \mathrm{Pa}$
$r = 287.04\ \mathrm{J\,kg^{-1}\,K^{-1}}$

La pression est environ divisée par 2 tous les 5000 m.

1 bar = $10^5$ Pa
1 atm = 101 325 Pa

$r = \dfrac{R}{M}$

$R = 8.314\ \mathrm{J\,mol^{-1}\,K^{-1}}$
$M$ = masse molaire (kg/mol)

Pour l’air : $r = 287.04$

1.2 Loi des gaz parfaits

\boxed{\frac{P}{\rho} = rT}

Densité air au niveau mer :
$\rho_0 = 1.225\ \mathrm{kg/m^3}$

1.3 Vitesse du son

\boxed{a = \sqrt{\gamma rT}}

avec :

$\gamma = 1.4$ (air à température modérée)

$\gamma$ diminue lorsque la température augmente (activation vibration moléculaire).

1.4 Nombre de Mach

\boxed{M = \frac{U}{a}}

où $a$ est la célérité du son.

$M < 0.3$ : incompressible
$0.3 < M < 0.8$ : subsonique compressible
$M \approx 1$ : transsonique
$M > 1$ : supersonique

Angle de Mach :

\boxed{\mu = \arcsin\left(\frac{1}{M}\right)}

1.5 Viscosité (Sutherland)

\boxed{\mu = 1.458 \times 10^{-6} \frac{T^{3/2}}{110.4 + T}}

2. Écoulement Isentropique

Un écoulement isentropique est :

Adiabatique (pas d’échange thermique)
Réversible (pas de frottement ni choc)

2.1 Grandeurs totales (stagnation)

Pression totale :

\boxed{P_t = P \left(1 + \frac{\gamma-1}{2}M^2\right)^{\frac{\gamma}{\gamma-1}}}

Température totale :

\boxed{T_t = T \left(1 + \frac{\gamma-1}{2}M^2\right)}

La pression totale est la pression atteinte si l’écoulement est ralenti isentropiquement jusqu’à $M=0$ .

2.2 Pression dynamique

\boxed{q = \frac{1}{2}\rho V^2}

La pression dynamique représente l’énergie cinétique volumique du fluide.

Les coefficients aérodynamiques sont définis à partir de $q$ .

3. Nombres Sans Dimension

3.1 Nombre de Reynolds

Local :

\boxed{Re_x = \frac{\rho_\infty U_\infty x}{\mu_\infty}}

Sur la corde :

\boxed{Re_c = \frac{\rho_\infty U_\infty c}{\mu_\infty}}

Transition typique plaque lisse :
$Re_x \approx 3 \times 10^6$

3.2 Nombre de Froude

\boxed{Fr = \frac{U_\infty}{\sqrt{gL}}}

3.3 Nombre de Strouhal

\boxed{St = \frac{fL}{U}}

4. Portance et Traînée

4.1 Coefficient de portance

\boxed{C_L = \frac{L}{\frac{1}{2}\rho_\infty U_\infty^2 S}}

En vol horizontal stabilisé :

\boxed{L = W = Mg}

4.2 Coefficient de traînée

\boxed{C_D = \frac{D}{\frac{1}{2}\rho_\infty U_\infty^2 S}}

Décomposition :

\boxed{C_D = C_{Df} + C_{Dp} + C_{Di} + C_{Dw}} + C_{D0}

$D_f$ : frottement
$D_p$ : pression
$D_i$ : traînée induite
$D_w$ : traînée d’onde

4.2.1 Traînée de frottement ( $C_{Df}$ )

Origine : viscosité du fluide.

Au voisinage de la paroi, la vitesse passe de 0 à $U_\infty$ ,
ce qui crée un gradient de vitesse → contraintes visqueuses.

Contrainte pariétale :

\boxed{\tau_w = \mu \frac{\partial u}{\partial y}}

Force totale :

\boxed{F_f = \iint_S \tau_w \, dS}

Dépend principalement de :

Surface mouillée
Nombre de Reynolds
Régime laminaire ou turbulent

Un écoulement turbulent augmente le frottement mais retarde le décollement.

4.2.2 Traînée de pression ( $C_{Dp}$ )

Origine : différence de pression entre l’avant et l’arrière du corps.

Si l’écoulement décolle :

forte pression à l’avant,
faible pression à l’arrière,
force nette vers l’arrière.

Elle dépend fortement de la forme du corps.

La traînée de pression est directement liée au décollement de couche limite.

4.2.3 Traînée induite ( $C_{Di}$ )

Présente uniquement si le corps produit de la portance.

Elle provient :

des tourbillons marginaux,
du downwash,
de l’inclinaison vers l’arrière de la résultante aérodynamique.

Expression classique :

\boxed{C_{Di} = \frac{C_L^2}{\pi AR e}}

où :

$AR$ = allongement
$e$ = facteur d’efficacité d’Oswald

Propriétés :

Dominante à basse vitesse
Diminue quand la vitesse augmente
Diminue si l’allongement augmente

4.2.4 Traînée d’onde ( $C_{Dw}$ )

Apparaît en régime transsonique / supersonique.

Elle est due à la formation d’ondes de choc.

Mach critique : premier point où $M = 1$ localement.

Au-delà :

apparition de chocs,
pertes irréversibles,
forte augmentation de $C_D$ .

La traînée d’onde augmente brutalement autour de $M \approx 1$ .

4.2.5 Traînée parasite

On regroupe souvent :

\boxed{C_{D0} = C_{Df} + C_{Dp}}

C’est la traînée présente même sans portance.

4.3 Finesse

\boxed{f = \frac{C_L}{C_D}}

4.4 Distance franchissable (Breguet)

\boxed{d = \frac{1}{g}\frac{U_\infty C_L}{C_D} \ln\left(\frac{M_i}{M_f}\right)}

5. Couche Limite

La couche limite est la zone proche de la paroi où les effets visqueux sont dominants.

À cause de la condition d’adhérence :

\boxed{u_{paroi} = 0}

la vitesse passe progressivement de 0 à $U_\infty$ sur une petite épaisseur appelée couche limite.

5.1 Épaisseur de couche limite

On définit l’épaisseur $\delta$ telle que :

\boxed{u(y=\delta) \approx 0.99\, U_\infty}

5.2 Épaisseur de déplacement

Notée $\delta_1$ .

Elle représente la perte de débit due au ralentissement dans la couche limite.

\boxed{\delta_1 = \int_0^\infty \left(1 - \frac{u}{U_\infty}\right) dy}

Interprétation :
la paroi semble “déplacée” vers l’extérieur de $\delta_1$ .

5.3 Épaisseur de quantité de mouvement

Notée $\theta$ .

Elle représente la perte de quantité de mouvement.

\boxed{\theta = \int_0^\infty \frac{u}{U_\infty}\left(1 - \frac{u}{U_\infty}\right) dy}

5.4 Équation intégrale de Von Kármán

Relation fondamentale :

\boxed{\frac{C_f}{2} = \frac{d\theta}{dx}}

Elle relie la croissance de la couche limite au frottement pariétal.

5.5 Couche limite laminaire (plaque plane)

Cas de Blasius.

Épaisseur :

\boxed{\delta(x) = \frac{5x}{\sqrt{Re_x}}}

Épaisseur de déplacement :

\boxed{\delta_1(x) = \frac{1.72x}{\sqrt{Re_x}}}

Épaisseur de quantité de mouvement :

\boxed{\theta(x) = \frac{0.664x}{\sqrt{Re_x}}}

Coefficient de friction local :

\boxed{C_f(x) = \frac{0.664}{\sqrt{Re_x}}}

Coefficient global :

\boxed{C_{Df} = \frac{1.328}{\sqrt{Re_c}}}

5.6 Couche limite turbulente (plaque plane)

Approximation expérimentale :

Épaisseur :

\boxed{\delta(x) = \frac{0.37x}{Re_x^{1/5}}}

Coefficient de friction local :

\boxed{C_f(x) = \frac{0.059}{Re_x^{1/5}}}

5.7 Transition laminaire → turbulent

Transition typique :

\boxed{Re_x \approx 3 \times 10^6}

Dépend de :

Rugosité
Perturbations
Gradient de pression

5.8 Gradient de pression

Si :

\boxed{\frac{dP}{dx} < 0}

→ gradient favorable (accélération)

Si :

\boxed{\frac{dP}{dx} > 0}

→ gradient adverse
→ risque de décollement.

Le décollement apparaît lorsque la vitesse près de la paroi devient nulle ou inverse son sens.

5.9 Décollement

Quand le gradient adverse est trop fort :

perte d’énergie dans la couche limite
inversion du gradient de vitesse
formation d’une zone de recirculation

Conséquences :

forte augmentation de la traînée de pression
perte de portance

6. Référentiels et Passage des Coefficients Aérodynamiques

En aérodynamique, les forces peuvent être exprimées dans différents référentiels.

Les deux principaux sont :

Référentiel aérodynamique (vent relatif)
Référentiel lié au corps (body frame)

6.1 Référentiel aérodynamique (vent relatif)

Axes :

Axe $X_a$ : parallèle au vent relatif
Axe $Z_a$ : perpendiculaire au vent

Forces associées :

$D$ : traînée (alignée avec le vent)
$L$ : portance (perpendiculaire au vent)

6.2 Référentiel corps (body frame)

Axes :

$X_b$ : axe longitudinal du corps
$Z_b$ : axe normal au corps

Forces associées :

$F_x$ : force axiale
$F_z$ : force normale

L’angle entre les deux référentiels est l’angle d’attaque $\alpha$ .

6.3 Passage des forces

Les forces sont liées par une rotation d’angle $\alpha$ :

\boxed{ \begin{pmatrix} F_x \\ F_z \end{pmatrix} = \begin{pmatrix} \cos\alpha & -\sin\alpha \\ \sin\alpha & \cos\alpha \end{pmatrix} \begin{pmatrix} -D \\ L \end{pmatrix} }

Inversement :

\boxed{ \begin{pmatrix} -D \\ L \end{pmatrix} = \begin{pmatrix} \cos\alpha & \sin\alpha \\ -\sin\alpha & \cos\alpha \end{pmatrix} \begin{pmatrix} F_x \\ F_z \end{pmatrix} }

6.4 Passage des coefficients

On définit :

\boxed{C_L = \frac{L}{\frac{1}{2}\rho U^2 S}}

\boxed{C_D = \frac{D}{\frac{1}{2}\rho U^2 S}}

\boxed{C_x = \frac{F_x}{\frac{1}{2}\rho U^2 S}}

\boxed{C_z = \frac{F_z}{\frac{1}{2}\rho U^2 S}}

On obtient alors :

\boxed{ \begin{cases} C_x = -C_D \cos\alpha + C_L \sin\alpha \\ C_z = -C_D \sin\alpha - C_L \cos\alpha \end{cases} }

Et inversement :

\boxed{ \begin{cases} C_L = -C_x \sin\alpha + C_z \cos\alpha \\ C_D = -C_x \cos\alpha - C_z \sin\alpha \end{cases} }

6.5 Approximation petits angles

Si $\alpha$ est petit :

\boxed{\sin\alpha \approx \alpha}

\boxed{\cos\alpha \approx 1}

Alors :

\boxed{C_L \approx C_z}

\boxed{C_D \approx -C_x}

En petit angle, le coefficient normal est presque égal au coefficient de portance.

Fiche Complète d’Aérodynamique

1. Atmosphère & Gaz Parfait

1.1 Atmosphère standard (ISA)

1.2 Loi des gaz parfaits

1.3 Vitesse du son

1.4 Nombre de Mach

1.5 Viscosité (Sutherland)

2. Écoulement Isentropique

2.1 Grandeurs totales (stagnation)

2.2 Pression dynamique

3. Nombres Sans Dimension

3.1 Nombre de Reynolds

3.2 Nombre de Froude

3.3 Nombre de Strouhal

4. Portance et Traînée

4.1 Coefficient de portance

4.2 Coefficient de traînée

4.2.1 Traînée de frottement (CDfC_{Df}CDf​)

4.2.2 Traînée de pression (CDpC_{Dp}CDp​)

4.2.3 Traînée induite (CDiC_{Di}CDi​)

4.2.4 Traînée d’onde (CDwC_{Dw}CDw​)

4.2.5 Traînée parasite

4.3 Finesse

4.4 Distance franchissable (Breguet)

5. Couche Limite

5.1 Épaisseur de couche limite

5.2 Épaisseur de déplacement

5.3 Épaisseur de quantité de mouvement

5.4 Équation intégrale de Von Kármán

5.5 Couche limite laminaire (plaque plane)

5.6 Couche limite turbulente (plaque plane)

5.7 Transition laminaire → turbulent

5.8 Gradient de pression

5.9 Décollement

6. Référentiels et Passage des Coefficients Aérodynamiques

6.1 Référentiel aérodynamique (vent relatif)

6.2 Référentiel corps (body frame)

6.3 Passage des forces

6.4 Passage des coefficients

6.5 Approximation petits angles

Fiche Complète d’Aérodynamique

1. Atmosphère & Gaz Parfait

1.1 Atmosphère standard (ISA)

1.2 Loi des gaz parfaits

1.3 Vitesse du son

1.4 Nombre de Mach

1.5 Viscosité (Sutherland)

2. Écoulement Isentropique

2.1 Grandeurs totales (stagnation)

2.2 Pression dynamique

3. Nombres Sans Dimension

3.1 Nombre de Reynolds

3.2 Nombre de Froude

3.3 Nombre de Strouhal

4. Portance et Traînée

4.1 Coefficient de portance

4.2 Coefficient de traînée

4.2.1 Traînée de frottement (CDfC_{Df}CDf​)

4.2.2 Traînée de pression (CDpC_{Dp}CDp​)

4.2.3 Traînée induite (CDiC_{Di}CDi​)

4.2.4 Traînée d’onde (CDwC_{Dw}CDw​)

4.2.5 Traînée parasite

4.3 Finesse

4.4 Distance franchissable (Breguet)

5. Couche Limite

5.1 Épaisseur de couche limite

5.2 Épaisseur de déplacement

5.3 Épaisseur de quantité de mouvement

5.4 Équation intégrale de Von Kármán

5.5 Couche limite laminaire (plaque plane)

5.6 Couche limite turbulente (plaque plane)

5.7 Transition laminaire → turbulent

5.8 Gradient de pression

5.9 Décollement

6. Référentiels et Passage des Coefficients Aérodynamiques

6.1 Référentiel aérodynamique (vent relatif)

6.2 Référentiel corps (body frame)

6.3 Passage des forces

6.4 Passage des coefficients

6.5 Approximation petits angles

4.2.1 Traînée de frottement ( $C_{Df}$ )

4.2.2 Traînée de pression ( $C_{Dp}$ )

4.2.3 Traînée induite ( $C_{Di}$ )

4.2.4 Traînée d’onde ( $C_{Dw}$ )

4.2.1 Traînée de frottement ( $C_{Df}$ )

4.2.2 Traînée de pression ( $C_{Dp}$ )

4.2.3 Traînée induite ( $C_{Di}$ )

4.2.4 Traînée d’onde ( $C_{Dw}$ )