Tetacalc - Polaire de l'avion 3D

Le titre précise "3D" pour bien rappeler que ce module gère la polaire de l'avion complet, et non pas le simple profil de l'aile.

Pour le profil 2D seul, voir ici :

Tetacalc - Paramètres du profil 2D

Je rappelle que Tetacalc, par défaut, gère normalement la conversion du profil 2D au modèle complet 3D tout seul. Il suffit donc de laisser ce module vide.

L'opération consiste essentiellement à appliquer des corrections sur la pente de la courbe Cz/alpha, sur la valeur et l'angle du Cz max, ainsi qu'à déduire de l'allongement les traînées induites par la portance. La méthode est celle que l'on trouve dans Aircraft design : a conceptual approach de Daniel Raymer.

Cependant, il est possible d'agir directement sur la polaire 3D finale (celle utilisée par Tetacalc pour calculer les performances du modèle), via quelques paramètres. Les 4 premiers sont les mêmes que pour le profil 2D, à savoir :

Cz / alpha : pente de la courbe coefficient de portance / angle d'attaque, à distance de l'angle de décrochage.

Alpha @ Cz=0 : angle d'attaque à Cz = 0.

Cz max : valeur du coefficient de portance maxi.

Alpha @ Cz max : angle d'attaque du coefficient de portance maxi.

Les 4 autres concernent plus directement la traînée :

Alpha de CXp min.: l'angle d'attaque auquel le coefficient de traînée parasite est le plus faible (à reynolds constants), soit la traînée qui n'est pas traînée induite par la portance, 

Oswald : C'est le nombre d'Oswald tel qu'utilisé dans la formule du coefficient de traînée induite, CXi = CZ² / ( pi.AR.e),

CXp/alpha fact.: ce facteur modifie la forme et l'amplitude de la courbe CZ/CX.

CXp/alpha exp.: idem ! mais c'est l'exposant.

Il est donc possible, en cas de besoin, de prendre la main pour dessiner la polaire de l'avion.

The title says "3D" to remember that this module manages the complete plane's polar, and not the simple airfoil of the wing. 

For the 2D airfoil only, see here: 

Tetacalc - Paramètres du profil 2D

I recall that Tetacalc, by default, normally handles the conversion from the 2D airfoil to the 3D full model. So you can just leave this module blank ! 

The operation consists essentially in applying corrections to the slope of the curve Cz / alpha and to the value and angle of the CLmax, and also deduct from the induced drag from the aspect ratio. The method is found in Aircraft design: a conceptual approach by Daniel Raymer. 

However, it is possible to act directly on the final 3D polar (the one used by Tetacalc to calculate the performance of the model), via a few parameters. The first 4 are the same as for the 2D airfoil, namely:

CL / alpha: 

slope of the lift coefficient vs angle of attack, away from the stall angle. 

Alpha @ CL = 0: 

angle of attack at CL = 0. 

CL max: 

maximum lift coefficient. 

Alpha @ CLmax: 

angle of attack for the max lift coefficient.

The 4 others relate more directly to drag: 

Alpha for min. CDp : AOA at which the parasite drag coefficient is the lower (at constant reynolds) or the drag that is not lift induced drag, 

Oswald: The Oswald number as used in the formula of induced drag coefficient, CDi = CL² / (pi.AR.e) 

CDp / alpha fact. :

this factor changes the shape and amplitude of the CL / CD curve. 

CDp / alpha exp. : ditto! but it is the exponent. 

It is therefore possible, if necessary, to take the hand to draw the plane's polar.