Vibrations empennage Vega ?

[chrisemmanuel]

Bonjour à tous
J'ai un petit souci avec l'empennage horizontal de mon Vega. Il vibre de façon très sensible par forte incidence, surtout quand les volets sont sortis et généralement en approche. À vitesse de croisière , et à vitesse proche de la VNE rien à signaler. Aussi j'aimerais bien connaître l'avis de ceux qui ont une géométrie similaire.
Une remarque, les vibrations se sont atténuées après resserrage des écrous des petits haubans de triangulation mais sans disparaître.
Ce phénomène a t-il été rencontré par un possesseur d'un vega muni d'un empennage cruciforme?
Précision: mon Vega est équipé d'un rotax 912 qui comme tous les Rotax 912 vibre dans les régimes autour de 2500 tr/min.
De là à imaginer une relation de cause à effet...
Merci par avance pour le partage de vos expériences


Modo UFO : Message coupé d'un autre sujet. N'hésitez pas à créer de nouveaux sujets lorsque vous avez un nouveau thème à traiter. Bonne journée

[Perconoux]

Bonjour chrisemmanuel,

Peut être une interaction entre l'empennage horizontal et les tourbillons découlant du décollement de l'écoulement au niveau des emplantures de la voilure à forte incidence (justement accentués par la sortie des volets) ? Voire avec les potentiels décollements massifs derrière la verrière vu le rétreint prononcé du fuselage...

Il s'agit bien de ce type d'appareil ? http://www.google.fr/imgres?sa=X&es_sm= ... 4,s:0,i:94

Il faudrait voir si le problème se rencontre sur tous les Vega ? essayer un diagnostique par fil de laine ? ( Si la cause est bien celle-là, les solutions eventuelles, outre une rigidification de l'empennage arrière, seraient l'ajout de congé Karman ou peut être de vortex generator judicieusement placés...)

Cette cause me viens à l'esprit car c'est l'un des constats de cet ancien rapport d'essais (en anglais):

Document 3-17(b), James A. White and Manly J. Hood, “Wing-Fuselage Interference, Tail Buffeting, and Air Flow About the Tail of a Low-Wing Monoplane,” NACA Technical Report 482 (Washington, 1934).

(Je n'ai pas le temps de m'y plonger cet après-midi mais j'irai chercher la citation en question dans ce document prochainement)

[chrisemmanuel]

Merci pour la qualité de votre réponse :
En effet il s'agit bien de ce type de modèle, au détail près que l'empennage en T semble, aux grands angles, être davantage pris dans les turbulences du fuselage que lorsque l'on a une configuration classique qui, dans ce cas précis , s'alimente par le dessous de l'aile... Écoulement moins perturbé sans doute...
J'ai effectivement pensé à des générateurs de vortex placés tout autour de la verrière.
Au club , nous avons un Rans Coyote qui a été transfiguré par la pose de générateur de vortex sur l'aile...
Mais à l'usage, les mains sont baladeuses en ses endroits là!!!! (Verrière)
J'ai remarqué que les premiers Vega 2000 étaient proposés en empennage en T ce qui a été progressivement abandonné peut être pour une bonne raison, ( c'est un peu le but de mon questionnement ) sauf dans le cas de train classique , ce qui est mon cas... Quoi que sur la toile, on trouve quelques photos de Vega cruciformes en train classique...
Je possède ce Vega depuis deux ans, j'ai toujours ressenti des vibrations dans ces phases de vol, mais étrangement aucunement dans les commandes (manche ou palonniers), d'où une attribution de la responsabilité au Rotax...
Lors d'un dernier vol, arrivé en finale avec le soleil arrière rasant, j'ai aperçu l'ombre de mon plan horizontal sur l'aile , et la vibration étaient bien plus visible que par la verrière en regard direct... D'où mon inquiétude!
L'inconvénient de l'empennage en T , c'est que structurellement il fait un bien plus grand bras de levier que l'empennage cruciforme... Pourtant au sol et en statique tout semble bien plus rigide que mon précédent tube et toile...
Je suis ouvert à toute analyse.
Vous remerciant encore...

[serge5694]

bonjour il faudrait aller taquiner les mêmes incidences (par rapport au vent relatif bien entendu) avec un régime moteur ou il ne vibre pas pour écarter l'une ou l'autre des causes probable. a quelle vitesse et quelle pente de descente apparaissent ces vibrations ? il ne s'agit certainement pas de fluter car vous dites n'avoir aucun ressenti dans le manche, on pourrait donc penser qu'il s'agit plutôt de torsions dans le sens du roulis et non pas en tangage à moins que une assiette instable dans cet axe ne ce fasse ressentir.
a t-il toujours eu ces vibrations?

[chrisemmanuel]

Bonjour
Merci pour vos remarques:
Serge: effectivement il me semble bien qu'il s'agit de vibration de torsions dans le sens du roulis: d'où l'influence du moteur ... Très bonne réflexion...
S'il y a toujours eu ces vibrations : oui sans doute mais pas à ce niveau vibratoire . de plus lorsque l'on découvre un nouvel aéronef on ne fait pas le tour de tous les aspects de la machine immédiatement du moins avec la même acuité ....
Je crois que vais me pencher sur le moteur: j'ai effectué une révision complète des bing 64 et procédé à une synchro.
Reste l'allumage, les bougies sont neuves, mais je n'ai encore rien inspecté côté CDI et capteurs.
J'ai toujours trouvé la plage vibratoire (2000/3000) tours très prononcée sur cet ULM , je l'attribuais aux Silentblocs un peu durs...
L'hiver arrive: je crois que je vais prendre le temps de réviser tout cela, avec pourquoi pas le démontage de la gouverne pour vérifier l'état des fixations
Merci à tous

[Perconoux]

Bonjour,

Afin de souligner l'importance et la physique des effets qui peuvent advenir lors d'une interaction sillage tourbillonnaire - surface portante, et d'illustrer ce que c'est qu'un article scientifique, ce que l'on connaissait déjà et ce que l'on était capable de faire en 1933 en type d'essai expérimentaux, etc, etc, j'ai traduis quelques passages de l'article susnommé*, littéralement passionnant.

J'ai rajouté quelque notes personnelles encadrées par des crochets [] pour aider à la lecture.

J'ai choisi de ne pas traduire le terme "buffeting" dans le texte mais il peut être défini comme une vibration (parfois violente) ou un tremblement qui advient dans la structure ou les contrôles d'un avion. Il est causé par la séparation (le décollement) de la couche limite qui prends place en temps normal sur la voilure ou les empennages de l'aéronef notamment. Il est habituellement associé avec les basses vitesses de vol et les grands angles d'attaque (sur certain modèle de planeur on sent très bien le tremblement annonciateur du décrochage...beaucoup moins sur les planeurs équipés de profils à laminarité étendue car ceux-ci décrochent souvent brutalement), mais peut advenir sur les avions de lignes en vitesse transsonique de par l'interaction entre le choc présent sur la voilure et la couche limite sur cette dernière (si la vitesse est trop élevée le choc fait des aller-retour et fait périodiquement décoller la couche limite sur la voilure, et donc les efforts mécaniques subis par cette dernière, ce qui limite la vitesse de croisière des avions de ligne de par la fatigue voire la destruction de la structure).

Ne pas confondre également la résonance: 1 mode de la structure est excité par les efforts aéro.....et le flottement: 2 modes de structure (torsion - flexion, torsion - torsion, etc..) caractérisés par des fréquences propres différentes vont interagir sous les efforts aéro et leur fréquences vont converger et se rejoindre sur une fréquence intermédiaire.

A noter que le cas d'étude de cet article scientifique présente des déformations en torsion du fuselage, comme chrisemmanuel et serge5694 l'ont observé/suggéré pour le cas du Vega.

Aussi il est précisé dans l'article que le sillage de l'hélice en fonctionnement peut éliminer les décollements et donc les vibrations.....attention donc aux observations faussées de la réduction des vibrations suivant le régime moteur

Pour autant - toujours concernant le Vega - il convient de considérer les 2 causes (interactions aérodynamiques et vibrations moteurs) comme possibles et d'effectuer des essais pour tenter d'en savoir plus, comme la souligné serge5694.

Bonne lecture

*Document 3-17(b), James A. White and Manly J. Hood, “Wing-Fuselage Interference, Tail Buffeting, and Air Flow About the Tail of a Low-Wing Monoplane,” NACA Technical Report 482 (Washington, 1934).

"RESUME:

Ce rapport présente les résultats d'une investigation de l'interférence aile-fuselage d'un avion monoplan à aile basse "McDonnell" au sein de la soufflerie à échelle réelle [de la maquette] de la N.A.C.A. . Les essais incorporent une étude du buffeting de l'empennage de l'appareil et de l'écoulement dans la région de cet empennage. L'appareil a été testé avec et sans le sillage de l'hélice en fonctionnement, à la fois dans sa configuration originale et avec plusieurs éléments conçus pour diminuer ou éliminer le buffeting. Les éléments utilisés furent des carénages aile-fuselage (congés Karman), un [capot de] refroidissement N.A.C.A. [l'avion est à l'origine équipé d'un moteur en étoile baignant dans le vent relatif; Le capot est très simple car formé d'une simple tôle (sa section n'est pas sous la forme d'un profil aérodynamique fermé)], des bords de fuite étendues [recourbés au niveau de l'emplanture en vue de réduire localement l'incidence de l'aile], et des profils auxiliaires [moustaches de 76 cm de long et de 25 cm de corde de part et d'autre du fuselage] à diverses positions et incidences devant le bord d'attaque de la voilure.

L'utilisation de carénages adéquats élimine pratiquement l'interférence aile-fuselage et réduit grandement les vibrations de l'empennage dues au buffeting.
Un [capot de] refroidissement N.A.C.A. réduit le buffeting et l'effet de l'interférence de manière indiscutable aux angles d'attaques au delà de 3° en dessous de l'angle de décrochage.
Un large carénage seul donne la meilleure réduction de l'effet du buffeting, réduisant les vibrations à 1/7 de leur amplitude d'origine, mais un large carénage associé à un capot de refroidissement N.A.C.A. donne les meilleurs résultats globaux.
Cette combinaison réduit les oscillations de l'empennage dues au buffeting jusqu'à 1/4 de leur amplitude d'origine, accroît la portance maximale de 11%, décroît la traînée minimale de 9%, accroît la finesse maximale de l'avion complet de 19%, et accroît l'efficacité de la profondeur de 40% aux angles d'attaque usuels lors de la phase d'atterrissage.
Le bord de fuite recourbé à un effet mineur et les profils auxiliaires [moustaches], même à leur position de meilleure efficacité, se révèlent inférieurs aux carénages [ - 50% d'efficacité plus loin dans le rapport...mais seulement 3 positions testées].
Avec l'hélice en fonctionnement, les effets de l'interférence sont pratiquement éliminés, même avec l'avion dans sa configuration originale [Comme on l'apprend dans la suite du rapport, le régime de l'hélice est réglé pour que la poussée compense exactement la traînée de l'appareil afin de simuler un vol en palier, pour chacun des essais en soufflerie. La plupart des essais ont été effectués à une vitesse de soufflage de 93km/h.]
L'élimination de l'interférence aile-fuselage décroît légèrement la stabilité longitudinale de l'appareil.
L'enregistrement des fluctuations de la pression dynamique [donc indirectement de la vitesse du vent relatif] de l'écoulement dans la région de l'empennage révèle une fréquence des fluctuations de sillage dominante [qui traduit la présence d'un lâcher tourbillonnaire ou phénomène similaire] d'une magnitude de l'ordre de la fréquence naturelle de vibration de l'empennage.

INTRODUCTION:

L'usage croissant d'avion monoplan à aile basse [quelle époque !] à mis en lumière la vulnérabilité de ce type d'avion à l'interférence/l'interaction néfaste aux intersections de la voilure et du fuselage. En plus de décroître l'efficacité aérodynamique, cet interférence cause souvent une détérioration du contrôle longitudinal et un tremblement violent, ou buffeting, de l'empennage de l'avion du fait du sillage tourbillonnaire provenant des emplantures de la voilure. Le buffeting de l'empennage peut devenir si important qu'il peut dans certain cas mettre en danger la structure de l'empennage. Dans au moins une occurrence cela a été considéré comme une possible cause de la ruine d'un monoplan à ailes basse qui s'est brisé en plein vol (voir référence 1 à 4)."

"Comme les effets néfaste se révèlent être directement due à un dégénérescence [décollement instationnaire chaotique] prématuré de l'écoulement aux intersections voilure-fuselage, les éléments furent conçus en vue de leur capacité à retarder/différer ce décollement particulier de l'écoulement jusqu'aux angles d'attaque pour lesquels toute la voilure est en décrochage [décollements sur toute l'envergure]."

[Paragraphe condensé:]
"Outils utilisés: observations par fil de laine, fil de laine au bout d'une perche tenue par un observateur dans le cockpit, mesure de la portance, traînée et moment de tangage (balance de la soufflerie), enregistrement des vibrations de l'empennage, mesure de la direction, de la vitesse de l'écoulement et de ses fluctuations dans la région de l'empennage. Les observations furent effectuées avec et sans le sillage de l'hélice en fonctionnement. Les résultats ont été antérieurement publié dans une note technique (ref 10)."

"INSTALLATION:

L'avion McDonnell [ biplace cheveux au vent, train classique, longueur: 6.5 m, voilure haubanée par l'extrados, corde 1.71 m, envergure 10.66 m , surface alaire utilisée lors des calculs: 18.25 m²], originellement construit pour concourir à la compétition "Daniel Guggenhein Safe Aircraft" en 1929, fut choisi pour ces essais car il a été déclaré par les pilotes comme étant sujet à des vibrations d'empennage (rapport d'essais en vol en référence 12). Moteur Warner Scarab, 110 HP à 1850 tr/min. Hélice de 2.5m [ ! ils avaient compris l'intérêt d'une faible charge alaire du disque-hélice] Les jeu d'assemblage ont été comblé pour les essais, les volets sont verrouillés en position neutre. La gouverne de direction est verrouillée à une incidence de 0.6° par rapport à l'axe de poussé, tandis que la profondeur est verrouillée à sa position neutre excepté lorsque son inefficacité [due au sillage tourbillonnaire] est constatée/mesurée. "

[Note: D'après ce papier, les premiers carénages aux intersections aile-voilure datent de 1930 voire avant. En 1932, A. L. Klein, sous la direction de De Karman, étudie les conséquences de ces phénomènes et imagine des surfaces de raccordement à la jonction aile/fuselage afin de les éliminer. Ces surfaces de raccordement sont appelées congés Karman.]

"METHODOLOGIE DE MESURE:"

"Essais en soufflerie effectués entre 50 et 96 km/h"

"En conséquence l'amplitude précise des fluctuations n'a pu être déterminé à partir de ces enregistrements [de pression dynamique dans la région de l'empennage en ayant démonté préalablement toutes les surfaces fixes et mobiles de l'empennage]; cependant une certaine idée des fréquences en jeux a pu être obtenue."

"RÉSULTATS:

Écoulement de l'air aux emplantures de voilure - Le comportement du fil de laine placé dans les régions d'intersection aile-fuselage indique que, excepté lorsque l'avion est équipé des systèmes [de réduction d'interférences] les plus efficaces, l'écoulement sur l'extrados commence à dégénérer [décollements, apparition de structures tourbillonnaires chaotiques] près de ces intersections et que la région turbulente s'étend latéralement à mesure que l'angle d'attaque s'accroît. Avec l'avion dans la configuration originale [c'est à dire sans carénages ou autres système] l'écoulement turbulent s'étend approximativement de 0.9 m dans le sens de l'envergure pour un angle d'attaque de 14°. Les angles d'attaque approximatifs auxquels l'écoulement sur l'extrados commence à 'glouglouter' [décollement instationnaire de la couche limite], lorsque l'avion est équipé des différents systèmes avec une puissance moteur nulle, sont les suivants:

Configration originale: 5°
Petit carénages: 12°
Large carénages: 15°
Capot N.A.C.A. : 14°
Petit carénages et Capot N.A.C.A. : 17° (décrochage)
Large carénages et Capot N.A.C.A. : 17° (décrochage)
Bord de fuite recourbés: 7°
Bord de fuite recourbés et Capot N.A.C.A. : 16° (décrochage)
Bord de fuite recourbés et carénages : Au dela du décrochage
Bord de fuite recourbés, Capot N.A.C.A. et carénages : Au dela du décrochage
Profils auxiliaire positions 1: 7°
Profils auxiliaire positions 2: 7°
Profils auxiliaire positions 3: 10°"

"Les fréquences naturelles du stabilisateur sont les suivantes: 7.3 vibrations par seconde si la partie arrière du fuselage est rigidement supportée [support de l'avion dans la soufflerie, complétant sa fixation au niveau du train d'atterrissage], 8.5 vibrations par seconde si la partie arrière du fuselage n'est pas supportée [la rotation de l'avion autour de la fixation sur le train d'atterrissage est empêchée au moyen de câbles sur la partie avant du fuselage]. Pour chacune des méthodes de fixation, la fréquence dominante des vibrations de l'empennage causé par le buffeting sont approximativement les mêmes que les fréquences naturelles correspondantes. En ôtant la fixation sous la partie arrière du fuselage, l'amplitude du mouvement de l'extrémité du stabilisateur [plan horizontal fixe haubané] est presque doublé, et le mouvement vertical de l'arrière du fuselage n'est seulement que de 1/5 de celui de l'extrémité du stabilisateur.
La rigidité du stabilisateur [plan horizontal fixe haubané] et du fuselage est telle que, avec la fixation sous la partie arrière du fuselage, l'extrémité du stabilisateur fléchie de 2.5 cm sous un poids de 26,7 kg concentrée sur cette extrémité [demi-envergure du plan fixe horizontal: 1.82 m , corde du plan fixe horizontal: 55 cm]."

"DISCUSSION:

Écoulement aux emplantures de la voilure - Les observations visuelles de l'écoulement aux emplantures montrent que l'interférence cause un décrochage prématuré en ces points. Plusieurs facteurs amènent cette partie à décrocher prématurément: La présence du fuselage, qui se rétrécit vers l'arrière et vers le bas,accroît le volume dans lequel l'air venant par le dessus de l'aile doit diverger [d'ou une augmentation rapide de la pression statique et donc un fort gradient de pression adverse qui va s'opposer à la vitesse des particules notament au sein de la couche limite]; les cotés du fuselage offres une [surface et donc une ] résistance de friction additionnelle à l'écoulement ce qui tend à accroître le gradient de pression adverse. Les observations montrent que cette perturbation démarre dans cette région pour un angle d'attaque aussi faible que 5° pour l'avion dans sa configuration originale. L'utilisation de systèmes qui soit décroissent le taux auquel l'écoulement doit diverger [typiquement les congés Karman] ou soit accroissent l'énergie cinétique de l'écoulement prés du fuselage [typiquement le sillage de l'hélice ou des vortex generator], retardent la dégénérescence de l'écoulement à des angles d'attaque bien plus élevés."

"Le sillage de l'hélice en fonctionnement empêche une dégénérescence prématuré de l'écoulement au voisinage de l'intersection aile-fuselage pour toute les configurations de l'avion. Cependant, pour la configuration originale [sans carénage Karman ou autres systèmes] la courbe de portance en fonction de l'angle d'attaque commence à s'infléchir [car apparition des interférences] à environ le même angle (6°) que la même courbe dans le cas ou le régime moteur est nul; mais à mesure que l'angle d'attaque augmente, ce qui correspond à une diminution de la vitesse de vol, la vitesse du sillage devient de plus en plus importante relativement à la vitesse de vol jusqu'à un niveau tel que cela est suffisant pour lisser [disparition des perturbations tourbillonnaire/décollements] l'écoulement, et à un angle d'attaque de 12° la portance revient au même niveau que lorsque un large carénage et un capot de refroidissement sont utilisés. Au delà de 12° l'écoulement se maintiens lisse grâce au sillage d'hélice. "

"Moments de tangage - Améliorer l'écoulement aux emplantures à pour conséquence une légère diminution de la stabilité longitudinale, principalement à cause de la déflexion de l'air vers le bas dans la région de l'empennage."

"Il doit être noté que les vibrations ont une fréquence bien définie, qui est pratiquement la même que la fréquence de vibration naturelle du stabilisateur. L'amplitude, cependant, est si irrégulière que pour un observateur le mouvement parait être un tremblement hasardeux/chaotique de l'empennage. Cela ce révèle être une très légère déformation du stabilisateur et de la gouverne de profondeur en tant que poutre [traction/compression/flexion], la majorité de la déformation étant due à la torsion du fuselage."

"L'intensité du buffeting [sans puissance moteur] s'accroît rapidement avec la vitesse de vol entre 56 et 96 km/h. Il ne peut pas être supposé, cependant, que ce taux de croissance se poursuivra avec la vitesse, au dessus de celles investiguées, car ce lien peut être affecté par la résonance entre la fréquence naturelle de l'empennage et la fréquence du lâcher tourbillonnaire [buffeting]."

"Pour la configuration originale [sans puissance moteur], des tourbillons importants près du fuselage montre que cette partie de la voilure sur chaque coté du fuselage tend à se comporter comme une voilure isolée, avec sa paire de vortex d'extrémité [aussi nommés tourbillons marginaux]. Ces vortex produisent une inflexion vers le haut de l'écoulement prés du fuselage qui accroissent probablement les vibrations de l'empennage en causant le décrochage d'une partie des surfaces horizontales [autrement dit du plan horizontal]. Dans les configurations améliorées, telle que celle avec un large carénage et un capot de refroidissement NACA, le sillage turbulent de l'emplanture des ailes est grandement réduit.
Même dans la configuration originale le sillage de l'hélice [avec puissance moteur] élimine presque les vortex causé par l'intersection ailes-fuselage.
En observant les sondages de l'écoulement dans la région de l'empennage [on y voit la position des 2 vortex], il ne serait pas possible de réduire sensiblement le buffeting de l'empennage en déplaçant le plan horizontal vers le haut selon une distance raisonnable [limitation de cette possibilité par la hauteur de la dérive]. Abaisser le plan horizontal d'environ 60 cm provoquerai une amélioration significative mais amènerai ce plan horizontal prés du bas du fuselage [et de la roulette de queue], une position impraticable."

"Sans aucun doute, une partie de la réduction du buffeting pour les configurations améliorées viens du fait que la fréquence du lâcher tourbillonnaire a été élevé à une valeur bien supérieure à la fréquence naturelle de l'empennage [ +50% estime les auteurs plus haut dans l'article]"

"CONCLUSION

Les conclusions suivantes sont établies suite aux essais de l'avion McDonnell. Les différences de moteur, de forme de fuselage, de section et de position de voilure peuvent modifier les résultats pour les autres monoplans à aile basse.

1. Outre la présence de défauts ou de bosses, le sillage tourbillonnaire de l'emplanture des ailes a une fréquence principale de fluctuation de l'ordre de la fréquence de vibration naturelle de l'empennage, bien que les fluctuations soit très irrégulières, ce qui suggère que l'amplitude des vibrations de l'empennage sont très probablement influencé par des effets de résonance.
2. Les carénages sans le capot de refroidissement réduisent les interférences aile-fuselage et le buffeting de l'empennage de manière indiscutable pour toute les attitudes normales de vol.
3. Le capot N.A.C.A. sans les carénages réduise les interférences aile-fuselage et le buffeting de l'empennage de manière indiscutable aux angles d'attaques au delà de 3° en dessous du décrochage.
4. Le bord d'attaque recourbé à un effet mineur, et augmente légèrement les amplitudes de vibrations de l'empennage.
5. Les profils auxiliaires, aux positions testées, donne une certaine amélioration mais sont considérablement moins efficaces que les carénages.
6. Le buffeting est le plus réduit lorsque le large carénage est le seul système utilisé sur l'avion. Ce carénage réduit l'amplitude de l'oscillation de l'extrémité du stabilisateur de 3.5cm dans la configuration originale à 0.45 cm, pour un angle d'attaque de 2° inférieur à celui du décrochage.
7. La combinaison d'un large carénage et du capot de refroidissement N.A.C.A. donne les meilleurs résultats globaux/moyens. Cette combinaison réduit l'amplitude de l'oscillation de l'extrémité du stabilisateur de 3.5cm dans la configuration originale à 0.8 cm, pour un angle d'attaque de 2° inférieur à celui du décrochage, accroît la portance maximale de 11%, décroît la traînée minimale de 9%, accroît la finesse maximale de 19%, et accroît l'efficacité de la gouverne de profondeur de 40% aux angle d'attaques usuels de la phase d'atterrissage.
8. Le sillage de l'hélice en fonctionnement est presque aussi efficace que l'utilisation de large carénage pour réduire le buffeting.
9. L'utilisation de carénages ou d'autres systèmes pour éliminer les interférences ailes-fuselage décroît légèrement la stabilité longitudinale de l'appareil."

"REFERENCES
1 Accidents Investigation Subcommittee: Accident to the Aeroplane g-AAZK (Junkers F 13 g e) at Meopham, Kent, on 21st July, 1930 R & M no 1360, British A R C , 1931
2 Aerodynamics Staff of the national Physical laboratory: two Reports on tail Buffeting R & M no 1457, British A R C , 1932
3 Blenk, hermann; hertel, heinrich; and thalau, Karl: the german Investi-gation of the Accident at Meopham (england) t M no 669, n A C A , 1932
4 Blenk, hermann: A german View of Buffeting Aircraft engineering, May 1933, pp 113-115 translated from Z F M , vol 24, no 1, Jan 14, 1933, pp 21-24
5 Stieger, h J : Wing Construction Roy Aero Soc Jour , vol XXXVI, no 262, october 1932, pp 789-827
6 Muttray, h : Investigation of the effect of the Fuselage on the Wing of a low-Wing Monoplane t M no 517, n A C A , 1929
7 Klein, A l : effect of Fillets on Wing-Fuselage Interference Paper presented before A S M e , Berkeley, Calif , June 9 and 10, 1932
8 Jacobs, h h , and Anderson, h l : Wind tunnel tests of Fokker XA-7 with Cockpit Cowls, Auxiliary Stub Wings, Reflexed trailing edge, and Airfoil Wing-Bracing Struts A C t R , serial no 3623, Materiel Division, Army Air Corps, 1932
9 Biechteler, Curt: tests for the elimination of tail Flutter t M no 710, n A C A , 1933 "

[louulm]

Ben moi j'ai pas lu !!!!

En même temps je suis dispensé !!! mon empennage ne vibre pas !!!

[Luciano]

Salut Perconoux,

Fort intéressant et instructif.
Et surtout nous ramène à la période des années 30 qui a été celle du développement de la majorité des concepts de notre aviation moderne.

Bons vols.
Luciano

[Yankeeromeo]

Merci Perconoux pour ce travail formidable de recherche et de traduction !
C'est un des facteurs importants qui déterminent l'utilité et la popularité d'un forum, comme le-nôtre.

[Marcus]

Bonsoir,

Je possède un Vega, avec l’empennage non "crucifié",et mon GMP et un Jabiru. Heureux de trouver un second avantage à ce berlingot, le premier étant que personne ne s'en ai fait piquer un...

Aviasud et les Mistral ont rencontré ce genre de problème avec les ailes inférieures : Flutter allant jusqu'à la dislocation complète de l'aile et accident grave évidement, et cela à une vitesse donnée ne correspond pas et loin de la VNE.
Après essais et passage à la soufflerie de cet appareil, le regretté Bernard d'OTREPPE, constructeur, à rajouter des masselottes de plomb entre le mat et le bord d'attaque en bout de ces ailes ce qui résolut définitivement le problème.
Tu pourras voir les notes techniques de l"époque concernant ce problème sur mon blog...

Bon courage pour résoudre ce problème et prends toutes les précautions pour ta sécurité.

Amicalement,

[kawa1135]

.....Tu pourras voir les notes techniques de l"époque concernant ce problème sur mon blog...

Salut Marcus,
Comment fait-on pour aller sur ton blog? ....Ai-je raté un épisode?

[Yankeeromeo]

La meilleure solution est de faire figurer l'adresse de son blog dans sa signature.

[DeltaOscarBe]

Bonsoir Kawa
j'ai trouvé ce lien qui semble être le bon

http://mistral-ulm.over-blog.com/

[kawa1135]

Bonsoir Kawa
j'ai trouvé ce lien qui semble être le bon

http://mistral-ulm.over-blog.com/

Merci à toi.

[simonechelard]

Bonjour chrisemmanuel

Tu as effectué la maintenance de ton rotax avec synchro des carbus, et malgré tout il vibre a 2500t/mn.
J ai déjà eu le problème, qui etait du à une hélice déséquilibrée.
.Les vibrations étaient importantes à ces régimes et ressenties dans la cellule.
l'empennage en T peux , peut être, subir une contrainte ?
tu pourrais commencer par regarder dans ce sens ?
Bons vols