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Gros-bec II SP-566 - Histoire

Gros-bec II SP-566 - Histoire


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Gros-bec II

(SP-566 : 1. 38' ; b. 8'4" ; dr. 2'6" ; s. 18 k.; a. 1 mg.)

Le Grosbeak construit par Rice Brothers, Boothbay, Mass., a été acquis de son propriétaire RC Robbins, Hamilton, Mass., 17 avril 1917. Il a servi de patrouille côtière le long de la côte de la Nouvelle-Angleterre de Chatham, Mass., à New London, Connecticut, pendant la Première Guerre mondiale. Son nom a été rayé de la Navy List en 11119 et il a été vendu à Clarence Kugler, Philadelphie, le 21 mars 1920.


  • Dimensions de la chambre principale : 20 x 15
  • Étage de la chambre principale : deuxième
  • Dimensions de la chambre 2 : 16 x 12
  • 2e étage de la chambre : deuxième
  • Dimensions de la chambre 3 : 12 x 12
  • 3e étage de la chambre : deuxième
  • Caractéristiques intérieures : Plafond de 9 pieds, Plafond cathédrale, Ventilateur de plafond, Système de sécurité fini, Dressing
  • Équipement/Appareils : Lave-vaisselle, Broyeur, Branchement de sécheuse électrique, Cuisinière électrique, Ouvre-garage, Micro-ondes
  • Dimensions du hall d'entrée : 8 x 5
  • Étage du hall d'entrée : principal
  • # de foyers : 1
  • Bûches à gaz, dans le salon
  • A/C : Climatisation Centrale
  • Description du grenier : Tirez vers le bas
  • Plancher : Tapis, Plancher de vinyle, Plancher de bois
  • Étage de la cuisine : principale
  • Dimensions de la cuisine : 14 x 13
  • Étage de la salle à manger : principal
  • Dimensions de la salle à manger : 15 x 10
  • # de chambres : 7
  • Dimensions du salon : 17 x 16
  • Étage du salon : principal
  • Autres pièces : Hall d'entrée, Buanderie
  • Stationnement : 3 Carport, Attaché, Entrée (Avant)
  • Garage : 2
  • Étage du garage : principal
  • Dimensions du garage : 23 x 20
  • Caractéristiques extérieures : Cour clôturée, Patio, Aire de jeux de quartier
  • Toit : bardeaux
  • Étage du patio : principal
  • Dimensions de la terrasse : 21 x 8
  • Finition extérieure : extérieur en pierre, extérieur en vinyle
  • Type de propriété : Autre (Maison unifamiliale incluse)
  • Type de propriété : Détaché
  • Style : Transitionnel
  • Description ci-jointe : Unifamiliale
  • Les frais HOA comprennent : l'entretien des espaces communs, l'éclairage public
  • Frais HOA 1 requis
  • Frais HOA 1 : 85 $
  • Paiement des frais HOA 1 : trimestriel
  • Gestion HOA 1 : Focus communautaire de NC
  • HOA 2 Gestion : Orchard Lake HOA
  • École primaire 1 : Durham - Sud-ouest
  • Durham - Sud-ouest
  • Collège 1 : Durham - Lowes Grove
  • Durham - Lowes Grove
  • Lycée 1 : Durham - Hillside
  • Lycée 1 : Durham - Hillside
  • Dimensions de la buanderie : 7 x 6
  • Étage de la buanderie : deuxième
  • Chauffe-eau : Gaz
  • Eau/Égout : Égout de la ville, Eau de la ville
  • Laveuse sécheuse Emplacement : 2e étage
  • Chauffage : Air pulsé
  • Gaz naturel
  • Secteur : 106 - Sud-ouest de Durham
  • Secteur : 106 - Sud-ouest de Durham
  • Subdivision : Lac Orchard
  • Subdivision : Lac Orchard
  • À l'intérieur de la ville
  • Limites de la ville de : Durham
  • Directions : Depuis MLK et Cook, dirigez-vous vers l'est sur Cook jusqu'à R sur Orchard Oriole jusqu'à L sur Grosbeak. Maison à droite.

  • Veuillez noter: Les chemises sont imprimées sur mesure en vrac. La commande en gros est expédiée à WPC, puis les commandes individuelles sont postées via USPS. Veuillez prévoir environ 4 à 6 semaines pour la livraison. Merci pour votre patience et pour votre soutien à cet important projet!
  • Les marques et matériaux de chemises sont :
      • T-shirt à manches courtes : 3001C Bella + Toile*, Unisexe, 100% coton (*La marque peut varier selon l'offre)
      • Sweat à capuche : G185 Gildan Adult Heavy Blend™*, 50/50 (poly/coton) (*La marque peut varier selon l'offre)
      • T-shirt à manches longues : G240 Gildan Adult Ultra Cotton®

      Merci beaucoup de soutenir cet effort et d'aider à conserver les gros-becs du soir! En savoir plus sur le projet.

      Pour plus d'informations sur la commande, veuillez contacter:

      David Yeany II
      Écologiste aviaire
      Conservatoire de Pennsylvanie occidentale
      800, promenade du bord de l'eau
      Pittsburgh, PA 15222

      [email protected]

      WPC > Soldes chemise gros-bec du soir

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      Pittsburgh, PA 15222

      Téléphone : 412-288-2777
      Sans frais : 1-866-564-6972

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      Cardinal Cardinal

      Dans la richesse du plumage, l'élégance du mouvement et la force du chant, cette espèce surpasse tous ses parents aux États-Unis. Il est connu sous les noms de Red-bird, Virginia Nightingale, Cardinal-bird, et cela en tête du présent article. Il est très abondant dans tous nos États du Sud, ainsi que dans la péninsule des Florides. Dans le pays occidental, on en trouve un grand nombre aussi loin sur l'Ohio que la ville de Cincinnati, et ils s'étendent sur des distances considérables dans l'Indiana, l'Illinois et le Missouri. On les trouve dans les districts maritimes de Pennsylvanie et du New Jersey, où ils se reproduisent, et où quelques-uns restent toute l'année, certains sont également observés dans l'État de New York, et de temps en temps un retardataire se rend dans le Massachusetts mais plus à l'est cette espèce n'a jamais été observé.

      Ce fin chanteur savoure l'intérieur de la forêt, et le cœur des plus profonds cannes-freins ou marécages retirés, ainsi que le voisinage des villes. On le trouve constamment dans nos champs, vergers et jardins non, il entre souvent dans les rues mêmes de nos villes et villages du sud pour se reproduire et il est rare que l'on entre dans la cour d'un semoir sans observer l'oiseau rouge qui sautille sur les arbres ou sur le gazon sous eux. Allez où il peut, il est toujours le bienvenu, et partout un favori, si riche est son chant, et si brillant son plumage.

      L'oiseau cardinal se reproduit dans les Florides. Au commencement de mars je les trouvai déjà appariés dans ce pays, et le 8 février près du général HERNANDEZ. Aux environs de Charleston, ainsi qu'en Louisiane, ils sont près d'un mois plus tard, et à peu près le même laps de temps se reproduit avant qu'ils ne forment un nid dans l'État du New Jersey ou dans celui du Kentucky.

      Le nid est placé, apparemment sans grande considération, dans une bruyère, un buisson ou un arbre, souvent près de la clôture, au milieu d'un champ ou à l'intérieur d'un fourré, non loin d'un ruisseau de refroidissement, auquel ils aiment de recours, dans le but de boire et de se baigner. On le trouve parfois placé près de la maison du planteur ou dans son jardin, à quelques mètres de celui du Moqueur ou du Moqueur. Il est composé de feuilles et de brindilles sèches, ainsi que d'une grande proportion d'herbe sèche et de boutures de vignes, et est fini à l'intérieur avec de l'herbe courbée, travaillée en forme circulaire. Les œufs sont au nombre de quatre à six, d'un blanc terne, marqués partout de touches de brun olive.

      Dans les districts du sud, ils élèvent de temps en temps trois couvées par saison, mais dans les États du milieu, rarement plus d'une. Les jeunes à la sortie du nid, suivent fréquemment leurs parents au sol pendant plusieurs jours, après quoi ils se dispersent et cherchent de la nourriture à part. Pendant la saison des amours, les mâles sont si pugnaces que, bien qu'ils se reproduisent à proximité d'oiseaux d'autres espèces, ils ne permettent jamais à l'un des leurs de se nicher à proximité. Un mâle peut être vu suivant un autre de buisson en buisson, émettant une note aiguë de colère, et plongeant vers l'antagoniste fugitif chaque fois que l'occasion s'en présente, jusqu'à ce que ce dernier se soit échappé bien au-delà de sa juridiction, lorsque le conquérant, ravi, retourne sur ses terres. , monte sur son arbre préféré, et déverse sa chanson en pleine jubilation.

      Ceux qui migrent vers l'est commencent à se déplacer vers le début du mois de mars, généralement en compagnie du bruant Towhe et d'autres moineaux, sautant et passant de buisson en bash pendant toute la journée, annonçant au voyageur et à l'agriculteur l'approche d'un plus bonne saison et se reposer la nuit dans les marais isolés. Les mâles précèdent les femelles d'une dizaine de jours.

      Vers l'automne, ils montent fréquemment à la cime des grands arbres à la recherche de raisins et de baies, étant aussi friands de fruits succulents ou pulpeux que de graines de maïs et de graminées. A la moindre apparence de danseur, ils se glissent aussitôt dans l'intérieur des bosquets les plus proches. Pendant les chaleurs estivales, ils ont fréquemment recours à des routes sablonneuses pour se dépoussiérer, laissant négligemment les gens s'approcher d'eux jusqu'à quelques mètres, lorsqu'ils ne se déplacent que vers les buissons les plus proches, jusqu'à ce que les intrus passent.

      Ils sont facilement élevés lorsqu'ils sont retirés du nid et se reproduisent lorsqu'ils sont gardés dans des volières. Mon ami le Dr SAMUEL WILSON de Charleston, les a fait élever avec lui, ayant placé des paniers de paille à cet effet, dans lesquels la femelle déposait ses œufs, sans améliorer le nid pas plus qu'en y plaçant quelques brins d'herbe, peut-être volé à certains de ses voisins. La pureté de sa coloration se perd vite lorsqu'on le garde enfermé, où il est doux, se nourrit facilement de maïs ou de graines de chanvre, et il chante lorsqu'on le place en cage plusieurs mois dans l'année.

      Pendant l'hiver, le Cardinal Gros-bec se montre fréquemment dans la basse-cour, parmi les Tourterelles, les Geais, les Oiseaux moqueurs et diverses espèces de Moineaux, ramassant sa nourriture dans le magasin fourni quotidiennement à la volaille. Il se réfugie parfois la nuit à l'abri d'une botte de foin, ou se jette avec beaucoup d'autres oiseaux parmi les branches les plus épaisses de l'arbre à feuilles persistantes le plus proche.

      Le vol de l'espèce est fort et rapide, bien que rarement poursuivi à une grande distance. Elle s'effectue par glissements et secousses de la queue. Lorsque l'oiseau est descendu, il pointe aussi fréquemment sa queue avec grâce. Comme tous les oiseaux du genre, il sautille, mais ne marche pas.

      Son chant est d'abord fort et clair, ressemblant aux sons les plus fins produits par le flageolet, et descend progressivement dans des cadences plus marquées et continues, jusqu'à ce qu'il s'éteigne dans l'air alentour. Pendant la saison des amours, le chant est émis avec une accentuation accrue par ce fier musicien qui, comme conscient de ses pouvoirs, se gonfle la gorge, écarte sa queue rose, baisse ses ailes et se penche alternativement à droite et à gauche, comme s'il à la veille d'expirer avec délices aux sons délicieux de sa propre voix. Ces mélodies sont répétées encore et encore, l'oiseau ne se reposant que par intervalles pour respirer. On peut les entendre bien avant que le soleil ne dore l'horizon oriental, jusqu'à la période où l'orbe flamboyant déverse ses flots de chaleur et de lumière du midi, poussant les oiseaux vers les abris, pour chercher le repos pendant un moment. La nature revigorée, le musicien recommence son chant, quand, comme s'il ne s'était jamais tendu la gorge, il fait résonner tout le quartier, sans cesser jusqu'à ce que les ombres du soir se referment autour de lui. Jour après jour, le chant de l'oiseau rouge séduit la lassitude de sa compagne alors qu'elle réchauffe assidûment ses œufs et parfois elle aide aussi à la modestie de son sexe plus doux. Peu d'individus de notre race refusent leur hommage d'admiration au doux chanteur. Comme c'est agréable, quand, par un ciel nuageux, les bois sont rendus si sombres, que sans un aperçu occasionnel d'une lumière plus claire tombant entre les arbres, vous pourriez imaginer la nuit à portée de main, alors que vous êtes encore loin de votre sapin chez vous, quel plaisir d'avoir l'oreille soudain saluée par les notes bien connues de cet oiseau préféré, vous assurant de la paix autour, et de toute l'heure qui vous reste encore pour poursuivre votre promenade en toute sécurité ! Combien de fois ai-je joui de ce plaisir, et combien de fois, en toute humilité d'espérance, ai-je confiance que je pourrai en profiter à nouveau !

      Cette espèce est très abondante au Texas, où, comme dans nos États du Sud, elle est un résident constant. M. TOWNSEND l'a observé sur les eaux du haut Missouri. Selon le Dr TM BREWER, ce n'est qu'un visiteur par hasard dans le Massachusetts au cours de l'été, en effet si rare, qu'il n'a jamais connu certainement mais d'un couple qui s'est reproduit dans le Jardin botanique de Cambridge, il y a environ six ans, et est parti dans le remplissage , avec leurs petits. Les œufs mesurent un pouce et demi de longueur, cinq huitièmes et un tiers de largeur, et sont donc allongés, bien que la plus petite extrémité soit bien arrondie.

      Se reproduit abondamment du Texas à New York. Très rare dans le Massachusetts. Vallées du Mississippi et du Missouri, du Kentucky et de l'Ohio. Résident du Maryland vers le sud.

      CARDINAL GROSBEAK, Loxia cardinalis, Wils. Amer. Orn., vol. ii. p. 38.
      FRINGILLA CARDINALIS, Bonap. Syn., p. 113.
      CARDINAL GROSBEAK ou RED-BIRD, Fringilla cardinalis, Nutt. Man., vol. i.p. 519.
      CARDINAL GROSBEAK, Fringilla cardinalis, Aud. Orn. Biog., vol. ii. p. 336vol. v. p. 514.

      Bec court, très robuste, conique, aigu, plus profond que large à la base mandibule supérieure avec son contour dorsal un peu convexe, les côtés arrondis, les bords aigus et infléchis, la pointe légèrement déclinée mandibule inférieure plus large que la supérieure, avec sa dorsale ligne droite, le dos large, les côtés arrondis, les bords infléchis la ligne d'écartement déviée à la base. Narines basales, arrondies, cachées par les plumes. Tête large, cou court, corps robuste. Pattes de longueur moyenne, tarse assez fort comprimé, antérieurement recouvert de quelques scutelles, postérieurement doigts pointus scutellés au-dessus, libres, les latérales presque égales griffes minces, cambrées, comprimées, aiguës, celle de l'orteil postérieur considérablement plus large.

      Plumage doux et mélangé, légèrement satiné. Ailes de longueur moyenne, larges, très arrondies, la quatrième plume la plus longue des primaires assez larges, arrondies, de la deuxième à la sixième légèrement découpée sur la toile externe, les secondaires plutôt étroites et arrondies. Queue longue, droite, arrondie. Plumes de la couronne longues, pointues et érectiles.

      Bec d'une teinte approchant le rouge corail. Iris noisette foncé. Pieds d'ombre pâle. Toute la partie supérieure d'un rouge sombre foncé, à l'exception de la tête, qui est vermillon. La partie antérieure du front, les lores et la partie antérieure supérieure du cou, noirs. Les parties inférieures sont vermillon, ce qui est le plus brillant en avant. Toiles intérieures des piquants brun clair, leurs tiges et celles des plumes de la queue brun noirâtre.

      Longueur 8 1/4 pouces, étendue des ailes 11 1/2 bec le long du dos 7/12, le long du bord 3/4 tarse (1 1/2)/12.


      Femelle adulte.

      La femelle a une crête ainsi que le mâle, à laquelle elle ressemble par la texture de son plumage, mais la queue est proportionnellement plus courte. La couleur générale des parties supérieures est brun grisâtre terne, légèrement teinté d'olive, les plus longues plumes de la crête sont striées de rouge terne, les ailes, les couvertures et les bords extérieurs des piquants sont de la même teinte que le bord des ailes et les couvertures inférieures sont vermillon pâle, et les bords intérieurs des piquants sont de la même teinte, mais plus pâle. Les parties entourant la base du bec, qui sont noires chez le mâle, sont gris noirâtre, et les parties inférieures sont en général brun grisâtre pâle.

      Chez un mâle conservé dans les spiritueux, le palais monte très brusquement, et a deux crêtes molles très élevées, à la jonction desquelles se trouve en avant un espace mou proéminent, sur la mandibule inférieure en dessous se trouvent trois crêtes longitudinales avec quatre rainures, dont les deux latérales sont beaucoup plus larges. La langue est longue de 4 1/2 douzièmes, émarginée et papillaire à la base, convexe et charnue dessus, aussi haute que large, cornée dessous, effilée en pointe. La largeur de la bouche est de 6 douzièmes. La mandibule inférieure est plus large que la supérieure, extrêmement forte et très profondément concave. L'œsophage mesure 2 pouces 5 douzièmes de longueur, 3 douzièmes de largeur. L'estomac assez gros, arrondi, long de 7 1/2 douzièmes, large de 7 douzièmes ses muscles latéraux forts, les tendons larges, l'épithélium très dense, longitudinalement rugueux, rouge brunâtre. L'estomac est rempli de graines, qui ont toutes été décortiquées. Intestin 10 1/4 pouces de long, sa largeur de 3 douzièmes à 2 douzièmes. Coeca 3 douzièmes de long, 1/2 douzième de large, à 1 pouce de distance de l'extrémité. Cloaque ovale, 4 douzièmes de largeur.

      Trachée 1 pouce 10 douzièmes de long, de 1 1/4 douzièmes à 1/2 douzième de largeur ses anneaux 52 les muscles comme dans les autres espèces. Demi-cernes bronchiques environ 12.

      PRUNUS CAROLINIANA, Willd., Sp. Pl., vol. ii. p. 987. Pursch, Fl. Amer. Sept., vol. je. p. 330.--ICOSANDRIA MONOGYNIA, Linn.--ROSACEAE, JUSS.

      Fleurs en grappes feuilles persistantes, oblongues-lancéolées, mucronées, dentelées, sans glandes à la base. L'amandier sauvage est tout à fait un arbre du sud. Sa hauteur atteint parfois jusqu'à vingt-cinq pieds, la tige dans ce cas ayant un pied ou plus de diamètre. La forme arrondie habituelle de son sommet et la persistance de son feuillage, ainsi que ses fleurs blanches et ses fruits de couleur sombre, en font un objet très agréable. Beaucoup sont plantés autour des plantations ou des jardins de nos villes du sud, en raison de leur belle apparence. Les fruits sont avidement dévorés par de nombreuses espèces d'oiseaux, mais sont désagréables pour l'homme. Je ne l'ai pas observé à l'est de la Virginie, ni plus à l'ouest que la ville de Memphis sur le Mississippi. Le bois est rarement utilisé à des fins utiles.


      Histoire

      Starscream a mis en place une embuscade à la centrale de Grosbeak après s'être échappé de la caserne de pompiers. De l'entrepôt, Egon Spengler a obtenu une solution ferme sur le P.K.E. de Starscream. Signature. Peter Venkman a passé près d'une heure à parler avec les Ghostbusters devant la sécurité de Grosbeak et il a fallu encore une heure pour évacuer tout le site. ΐ] Il a rappelé à pas moins de sept personnes que les Ghostbusters ont sauvé le monde à plusieurs reprises. Ectotron et Optimus Prime se sont transformés en mode robot à leur arrivée. Winston Zeddemore a demandé à Egon ce qu'il lisait. Egon a noté qu'il obtenait un deuxième P.K.E. signature et c'était un spectre élevé mais moins qu'une classe 7. Winston a demandé où c'était. Le tonnerre a frappé. Egon croyait que c'était les nuages ​​sombres qui se manifestaient soudainement au-dessus d'eux. Starscream a appelé Optimus. Peter était tout pour les retrouvailles mais est allé droit au but et a demandé à Starscream comment il avait échappé à un piège sécurisé. Starscream était irrité d'avoir été interrompu, d'autant plus qu'il avait le dessus. Optimus était surpris que Starscream soit un fantôme après tout. Starscream a déclaré qu'il était plus et a ouvert le feu sur les Ghostbusters pour leur insolence. Winston était intrépide. Starscream s'est rapidement disputé dans trois flux de protons. Optimus était stupéfait. Peter a taquiné Optimus à propos de leur faire plaisir tout le temps. Optimus a admis qu'il n'aurait pas dû rejeter leurs affirmations compte tenu de sa durée de vie et de ce qu'il a vu lors de ses voyages. Starscream craignait d'être à nouveau piégé et appela son maître, Kremzeek.

      Un éclair a brisé les ruisseaux et Kremzeek s'est manifesté. Kremzeek se tourna vers Starscream et lui rappela qu'il voulait l'Allspark et qu'il n'était pas présent. Starscream a expliqué qu'Optimus serait pris en otage et que les autres Autobots seraient obligés d'amener l'Allspark sur Terre. Il a insisté sur le fait que cela faisait partie de son plan depuis le début. Kremzeek a demandé si cela faisait partie de son plan d'ordonner aux chasseurs de fantômes de tuer l'un de ses enfants. Starscream a affirmé qu'il devait le faire pour gagner leur confiance. Kremzeek a rappelé à Starscream qu'il lui avait permis d'exister de manière autonome parce qu'il s'était engagé avec enthousiasme à son service. Kremzeek a répliqué que les échecs de Starscream continuaient de le miner et a décidé qu'il était temps de le punir. Starscream a plaidé en vain. Kremzeek a absorbé Starscream. Winston a demandé ce qu'était un Allspark. Ectotron lui a dit que c'était un puissant artefact cybertronien qui avait donné la vie à sa race.Kremzeek a révélé qu'il le convoitait dès qu'il en a pris conscience et pour l'obtenir, il a transformé le dernier des Decepticons en fantômes pour le servir et le trouver, mais ils l'ont trahi. Il a continué sur la façon dont il prévoyait de consommer l'Allspark et d'évoluer en un dieu comme Gozer et de décider du sort des mondes. Ray Stantz s'est demandé quand ils avaient commencé à faire autant de discours. Optimus pensait que c'était normal puisque les Decepticons le faisaient tout le temps. Peter s'est adressé à Kremzeek et lui a dit que son nom était ridicule, puis a dit aux autres de se mettre sous tension. Ray a continué et lui a dit qu'ils ne se souciaient pas trop que des dieux en herbe viennent dans leur belle ville et jettent leur poids, sans parler d'une classe 5 avec des illusions de grandeur. Winston a souligné qu'ils avaient fait exploser Gozer dans Central Park West. Egon a donné la réplique au feu. Kremzeek s'est disputé mais il a réussi à briser les ruisseaux et les a renversés, à l'exception d'Optimus. Peter a dit à Egon que c'était à lui d'avoir brisé la mystique selon laquelle ils étaient si géniaux qu'ils pouvaient finir les phrases l'un de l'autre. Ectotron a demandé où était Optimus. Ils ont regardé Kremzeek étouffer Optimus et juré de le battre à mort, d'absorber son essence et de localiser l'Allspark. Optimus a reconnu qu'il pouvait tomber au combat, mais il a déclaré qu'il ne tolérerait pas que quelqu'un cherche le pouvoir pour détruire des êtres innocents sur un coup de tête. Il a chronométré Kremzeek avec un coup de poing droit. Kremzeek s'est rendu compte qu'il était plus faible qu'il ne le pensait et a absorbé la puissance des générateurs de Grosbeak. Il a tiré des explosions et retenu les mains d'Optimus.

      Ectotron s'est inquiété et a imploré les chasseurs de fantômes de trouver une sorte de cadre sur le pack de protons pour éliminer Kremzeek. Ray a admis que même s'ils pensaient apporter quelque chose comme un Boson Caster, Kremzeek avait un composant électrique à gérer. Egon a théorisé que la fermeture de Grosbeak enlèverait la source d'alimentation de Kremzeek et leur donnerait le temps de modifier un piège. Ray a vérifié son P.K.E. Mètre et a estimé qu'un piège ne suffirait pas pour retenir Kremzeek. Il pensait que le court-circuiter puis le disperser temporairement jusqu'à ce qu'ils construisent quelque chose de plus efficace était un meilleur plan. Il aurait aimé avoir le fantôme électrique qu'ils avaient piégé la nuit précédente. Ectotron a révélé qu'ils avaient laissé ce piège à l'intérieur de lui parmi des pièges ordinaires, une boîte de gelée psychomagnétique et des miettes à l'intérieur de lui. Il les trouva tous les quatre dégoûtants. Egon a insisté sur le fait qu'il était juste concentré. Ray était ravi. Peter était impatient de faire exploser quelque chose mais a promis de blâmer Ray si la moitié de la ville devenait sombre. Winston a suggéré d'utiliser l'ectoplasme mais Ray a choisi de le garder en réserve. Il croyait que le fantôme électrique serait attiré par Kremzeek et que le contact physique les raccourcirait et les disperserait tous les deux. Kremzeek concentra son énergie dans une sphère géante. Optimus a crié à Ray de le faire. Ray était surpris qu'Optimus puisse l'entendre. Ectotron a souligné qu'il se battait corps à corps contre un être d'électricité vivante, donc entendre Ray était dans le domaine du possible. Ray a plaisanté en disant qu'ils avaient également fait des choses impossibles et a libéré le fantôme. Comme le pensait Ray, le fantôme sentit Kremzeek comme une source d'énergie plus puissante. Il a été submergé par la curiosité de savoir à quoi ressemblait l'énergie extraterrestre et a chargé Kremzeek. Ils ont court-circuité et se sont dispersés dans une violente explosion. Ray a applaudi et loué la loi de Coulomb. Egon a répliqué que ce n'était pas ainsi que cela fonctionnait. Ray a suggéré que cela pourrait être le cas avec des entités électroplasmiques dans le mélange. Cependant, la dispersion a libéré Megatron, Shockwave, Soundwave et Starscream. Megatron a juré de détruire Optimus une fois pour toutes. Optimus a plutôt évoqué la demande de Starscream d'aider à trouver de nouveaux corps et l'a étendue à eux. Il a essayé de dire à Megatron que la guerre était finie. Megatron a déclaré que la guerre n'était pas terminée jusqu'à ce qu'il l'ait détruit. Optimus a déclaré qu'il ne voulait pas se battre. Il a déconnecté son Proton Pack de son Ion Blaster. Megatron l'a traité de lâche. Optimus a branché le cordon du pack directement dans son poignet droit, puis a déclaré qu'il était juste fatigué de la guerre mais qu'il n'avait pas peur d'aucun fantôme. Il a généré une hache à protons.

      Optimus et Megatron ont continué à se battre. Megatron a proclamé qu'il mourrait. Optimus rétorqua qu'il le ferait un jour. Optimus a coupé la poitrine de Megatron. Megatron a remarqué que les autres Decepticons étaient en train de planer. Il leur a ordonné de détruire Ectotron mais Shockwave a pris la parole et a refusé à la surprise de Megatron. Shockwave a expliqué que l'offre d'Optimus était agréable et qu'il était logique qu'ils travaillent avec les Autobots pour restaurer leurs formes physiques, mais a souligné qu'ils le suivraient toujours s'il avait la force de gagner. Soundwave a ajouté qu'il n'était pas dans leur intérêt d'accélérer la destruction d'Autobot. Megatron a juré qu'il s'occuperait d'eux quand il en aurait fini avec Optimus et qu'ils regretteraient leur décision. Megatron a tiré mais Optimus a esquivé l'explosion. Optimus a imploré Megatron d'écouter les autres parce qu'ils voulaient juste l'aider. Megatron a étendu son bras gauche et a giflé Optimus, puis a déclaré que son aide ne valait rien. Il a affirmé que les Decepticons étaient morts sur Cybertron à cause de la lâcheté des Autobots. Optimus a nié. Winston n'était pas sûr de rester debout et pensait qu'ils devraient faire quelque chose. Peter a accepté et a admis que s'il avait su que deux robots se battraient, il aurait apporté une caméra ou quelque chose du genre.


      Gros-bec II SP-566 - Histoire

      Recherche en vol supersonique et
      le franchissement du mur du son

      par John D. Anderson, Jr.

      Le matin du mardi 14 octobre 1947 s'est levé lumineux et magnifique sur le Muroc Dry Lake, une grande étendue de lit de lac plat et dur dans le désert de Mojave en Californie. À partir de 6 heures du matin, des équipes d'ingénieurs et de techniciens de l'aérodrome militaire de Muroc ont préparé un petit avion propulsé par fusée pour le vol. Peints en orange et ressemblant à une balle de mitrailleuse de calibre 50 couplée à une paire d'ailes droites et trapues, ils ont soigneusement installé le véhicule de recherche Bell X-1 dans la soute à bombes d'un bombardier B-29 à quatre moteurs de la Seconde Guerre mondiale. . À 10h00, le B-29 avec sa future cargaison historique a décollé et a grimpé à une altitude de 20 000 pieds. Alors qu'il franchissait 5 000 pieds, le capitaine Charles E. (Chuck) Yeager, un pilote vétéran de P-51 du théâtre européen pendant la Seconde Guerre mondiale, a lutté dans le cockpit du X-1. Ce matin, Yeager souffrait de deux côtes cassées lors d'un accident d'équitation le week-end précédent. Cependant, ne souhaitant pas perturber les événements de la journée, Yeager n'a informé personne à Muroc de son état, à l'exception de son ami proche, le capitaine Jack Ridley, qui l'a aidé à se faufiler dans le cockpit du X-1. À 10 h 26, à une vitesse de 250 milles à l'heure, le X-1 aux couleurs vives s'est détaché de la soute à bombes du B-29. Yeager a tiré son moteur-fusée Reaction Motors XLR-11 et, propulsé par 6 000 livres de poussée, l'avion élégant a accéléré et grimpé rapidement. Traînant un jet d'échappement de diamants de choc des quatre tuyères de fusée convergentes-divergentes du moteur, le X-1 s'approcha bientôt de Mach 0,85, vitesse au-delà de laquelle il n'existait aucune donnée en soufflerie sur les problèmes de vol transsonique en 1947. Entrer dans cette inconnue régime, Yeager a momentanément fermé deux des quatre chambres de fusée et a soigneusement testé les commandes du X-1 alors que le compteur Mach dans le cockpit enregistrait 0,95 et augmentait encore. De petites ondes de choc invisibles dansaient d'avant en arrière sur la surface supérieure des ailes. À une altitude de 40 000 pieds, le X-1 a finalement commencé à se stabiliser et Yeager a tiré sur l'une des deux chambres de fusée d'arrêt. Le compteur Mach s'est déplacé en douceur de 0,98, 0,99 à 1,02. Ici, le compteur a hésité puis a sauté sur

      1. Theodore von Kármán, Aérodynamique (Ithaca, NY : Cornell University Press, 1954), p. 116.

      60 LA RECHERCHE SUR LE VOL SUPERSONIQUE ET LA RUPTURE DE LA BARRIÈRE SONORE

      1.06. Une onde de choc d'étrave plus forte s'est maintenant formée dans l'air devant le nez en forme d'aiguille du X-1 alors que Yeager atteignait une vitesse de 700 milles à l'heure, Mach 1,06, à 43 000 pieds. Le vol s'est déroulé sans heurts, il n'y a pas eu de violents secousses de l'avion et aucune perte de contrôle comme le craignaient certains mécaniciens. À ce moment, Chuck Yeager est devenu le premier pilote à voler plus vite que la vitesse du son, et le petit mais magnifique Bell X-1, est devenu le premier avion supersonique à succès de l'histoire du vol. 2

      La cloche X-1. (photo de la NASA)

      2. Cette description du premier vol supersonique est extraite de John D. Anderson, Jr., Flux compressible moderne : avec une perspective historique (New York, NY. McGraw-Hill Book Co., 1990 2e édition), pp. 2-4. Pour une référence générale, du point de vue de Chuck Yeager, voir le général Chuck Yeager et Leo Janos, Yeager.- Une autobiographie (New York, NY : Bantam Press, 1985). Pour un historique définitif des circonstances qui ont conduit au développement et aux essais en vol du Bell X-1, voir Richard P. Hallion, Vol supersonique (New York, NY. Macmillan, 1972).

      DE LA SCIENCE DE L'INGÉNIEUR À LA GRANDE SCIENCE 61

      Alors que le bang sonique du X-1 se propageait à travers le désert californien, ce vol est devenu l'étape la plus importante dans l'aviation depuis le premier vol d'époque des frères Wright à Kill Devil Hills, quarante-quatre ans plus tôt. Mais dans l'histoire de l'accomplissement intellectuel humain, ce vol était encore plus important, il représentait l'aboutissement de 260 ans de recherche sur les mystères de la dynamique des gaz à grande vitesse et de l'aérodynamique. En particulier, il représentait le fruit de vingt-trois années de recherches approfondies sur l'aérodynamique à grande vitesse menées par le Comité consultatif national pour l'aérodynamique (NACA) - des recherches qui ont représenté l'une des histoires les plus importantes de l'histoire de l'ingénierie aéronautique. Le but de ce chapitre est de raconter cette histoire. La contribution de la NACA au Bell X-1 était beaucoup plus technique qu'administrative. Par conséquent, ce chapitre mettra en évidence l'histoire de cette technologie.

      Les travaux de la NACA sur l'aérodynamique à grande vitesse décrits dans ce chapitre sont également l'un des premiers exemples dans l'histoire de l'aérodynamique où science de l'ingénieur joué un rôle déterminant. À partir de 1919, le NACA s'est lancé dans une quête intellectuelle systématique pour obtenir le connaissance nécessaire pour éventuellement conception formes appropriées de profil aérodynamique à grande vitesse. L'historien James R. Hansen, dans son chapitre sur le capot moteur à faible traînée NACA, dans le présent livre, pose la question suivante sur le travail du capot : était-ce de la science, ou était-ce de l'ingénierie ? Il en arrive à la conclusion que c'était quelque part entre les deux " qu'il s'agissait d'un exemple de la science de l'ingénierie en action à la NACA. Pour arriver à cette conclusion, Hansen s'inspire des réflexions du livre de Walter Vincenti, Ce que les ingénieurs savent et comment ils le savent, où Vincenti fait clairement la distinction suivante entre science et ingénierie : la science est la quête de nouvelles connaissances dans le but d'améliorer la compréhension, et l'ingénierie est un ensemble autonome de connaissances (distinct de la science) dans le but de concevoir des artefacts. Aux fins du présent chapitre, je propose cette définition des sciences de l'ingénieur : La science de l'ingénierie est la recherche de nouvelles connaissances scientifiques dans le but explicite de (1) fournir une compréhension qualitative qui permet la conception plus efficace d'un artefact d'ingénierie, et/ou (2) fournir une technique quantitative (prédictive), basée sur la science, pour la conception plus efficace d'un artefact d'ingénierie. Dans ce chapitre, nous verrons que les chercheurs de la NACA dans les années 1920 et 1930 travaillaient dur pour découvrir les secrets scientifiques de l'aérodynamique à grande vitesse afin de pouvoir concevoir correctement des profils aérodynamiques pour le vol à grande vitesse - une véritable science de l'ingénierie en action. Aussi, dans le cadre général de l'évolution historique de la pensée aérodynamique au cours des siècles, le programme de recherche à grande vitesse du NACA figure parmi les premiers exemples de sciences de l'ingénieur, bien que cette étiquette n'ait pas encore été inventée à l'époque.

      La préhistoire du vol à grande vitesse : pointer et
      Contrepoint

      La plupart des golfeurs connaissent la règle empirique suivante : lorsque vous voyez un éclair au loin, commencez à compter à un rythme normal : un, deux, trois. Pour chaque compte de cinq avant que vous n'entendiez le tonnerre, l'éclair a frappé à un kilomètre et demi. De toute évidence, le son voyage dans l'air à une vitesse définie, beaucoup plus lente que la vitesse de la lumière. La vitesse standard du son au niveau de la mer est de 1, 117 pieds par seconde. En cinq secondes, une onde sonore parcourra 5 585 pieds, soit un peu plus d'un mile. C'est la base de la règle empirique du "compte de cinq" du golfeur.

      La vitesse du son est l'une des grandeurs les plus importantes en aérodynamique, c'est la ligne de démarcation entre le vol subsonique (vitesses inférieures à celle du son) et le vol supersonique (vitesses supérieures à celle du son). Le nombre de Mach est le rapport entre la vitesse d'un gaz et la vitesse du son dans ce gaz. Si le nombre de Mach est de 0,5, la vitesse d'écoulement du gaz est la moitié de la vitesse du son un nombre de Mach de 2,0 signifie que la vitesse d'écoulement est le double

      62 LA RECHERCHE SUR LE VOL SUPERSONIQUE ET LA RUPTURE DE LA BARRIÈRE SONORE

      celui du son. La physique d'un écoulement subsonique est totalement différente de celle d'un écoulement supersonique, un contraste aussi frappant que celui entre le jour et la nuit. C'est pourquoi le premier vol supersonique du X-1 a été si spectaculaire, et pourquoi la valeur précise de la vitesse du son est si importante en aérodynamique.

      La connaissance de la vitesse du son n'est pas un produit de la science du vingtième siècle. Précisément 260 ans avant le premier vol supersonique du X-1, Isaac Newton a publié le premier calcul de la vitesse du son dans l'air. À cette époque, il était clairement reconnu que le son se propageait dans l'air à une vitesse finie. Newton savait que les tests d'artillerie avaient déjà indiqué que la vitesse du son était d'environ 1 140 pieds par seconde. Les artilleurs du XVIIe siècle précédaient l'expérience du golfeur moderne. Les tests étaient effectués en se tenant à une grande distance connue d'un canon et en notant le délai entre l'éclair lumineux du museau et le son de la décharge. Dans la proposition 50, livre II de sa Principia (1687), Newton a calculé une valeur de 979 pieds par seconde pour la vitesse du son dans l'air, quinze pour cent de moins que les données d'artillerie existantes. Intrépide, Newton a suivi un stratagème désormais familier des théoriciens, il a commencé à expliquer la différence par l'existence de particules de poussière solides et de vapeur d'eau dans l'atmosphère. Cependant, en réalité, Newton avait fait l'hypothèse incorrecte dans son analyse que la température de l'air à l'intérieur d'une onde sonore était constante (un processus isotherme), ce qui l'a amené à sous-estimer la vitesse du son. Cette idée fausse a été corrigée plus d'un siècle plus tard par le célèbre mathématicien français, Pierre Simon Marquis de Laplace, qui a correctement supposé qu'une onde sonore est adiabatique (pas de perte de chaleur), et non isotherme. 3 Par conséquent, au moment de la disparition de Napoléon, le processus et l'équation de la vitesse du son dans un gaz étaient parfaitement compris.

      Cela ne veut pas dire que la valeur précise de la vitesse du son était totalement convenue. Le débat a duré une bonne partie du XXe siècle. En effet, bien que cet événement soit peu connu aujourd'hui, la NACA a été un arbitre dans la fixation de la vitesse standard du son au niveau de la mer. Le 12 octobre 1943, vingt-sept éminents leaders américains de l'aérodynamique ont franchi la porte du siège de la NACA au 1500 New Hampshire Avenue à Washington, DC. Ils assistaient à une réunion du Comité sur l'aérodynamique, l'un des divers comités annexes mis en place par la principale NACA. Parmi les experts présents figuraient Hugh L. Dryden du Bureau of Standards et John Stack, dont la carrière en tant qu'aérodynamicien au NACA Langley Memorial Laboratory a connu une ascension fulgurante. Était également présent Theodore von Kármán, directeur des laboratoires aéronautiques Guggenheim de Cal Tech, qui représentait un pipeline intellectuel pour la recherche aérodynamique fondamentale de Ludwig Prandtl à l'Université de Göttingen en Allemagne, où von Kármán avait été le doctorat de Prandtl. étudiant avant la Première Guerre mondiale. Après les rapports du sous-comité sur les progrès de l'aérodynamique des hélicoptères et les récents problèmes aérodynamiques liés au flottement et aux vibrations des ailes, la question de la vitesse du son a été soulevée comme une nouvelle affaire par John Stack, qui a déclaré que « le problème de l'établissement d'un la vitesse standard du son a été augmentée par un avionneur." 4

      Stack a indiqué que le personnel du laboratoire du Comité avait examiné les informations disponibles sur les chaleurs spécifiques de l'air « informations thermodynamiques qui entrent dans le calcul de la vitesse du son », ce qui a conduit à une valeur calculée de la vitesse du son de

      3. Pierre Simon Marquis de Laplace, "Sur la vitesse do son dans I'aire et dan I'eau," Annales de Chimie et de Physique, 1816.

      4. Procès-verbal de la réunion du Comité d'aérodynamique, 12 octobre 1943, p. 9. Trouvé par l'auteur dans les fichiers John Stack aux archives du NASA Langley Research Center, Langley Research Center, Hampton, VA. Marqué à l'origine avec la classification de sécurité Confidentiel, le procès-verbal a depuis été déclassifié. Les archives de Langley sont conservées par Richard T. Layman, qui a été d'une aide exceptionnelle à l'auteur au cours des recherches pour ce chapitre.

      DE LA SCIENCE DE L'INGÉNIEUR À LA GRANDE SCIENCE 63


      John Stack, scientifique du Langley Research Center, a reçu le Trophée Collier en 1947, décerné pour sa conception d'avions de recherche transsoniques. Ses recherches ont contribué au franchissement du mur du son par le X-1 le 14 octobre 1947. (NASA Photo No. LMAL 48991).

      1 116,2 pieds par seconde. Les valeurs mesurées ont donné des moyennes pondérées de 1 116,8 à 1 116,16 pieds par seconde. Dryden a noté que les chaleurs spécifiques n'étaient « pas nécessairement les mêmes pour toutes les conditions » et a suggéré que le Comité sélectionne 1 117 pieds par seconde comme chiffre rond pour une valeur standard de la vitesse du son pour les conditions du niveau de la mer pour un usage aéronautique. Le résultat de cette discussion figurait dans le procès-verbal de la réunion : "Après une discussion plus approfondie, il a été convenu que la recommandation d'une valeur standard pour la vitesse du son serait laissée au Dr Dryden et à M. Stack pour qu'ils élaborent conjointement." Aujourd'hui, la vitesse standard acceptée du son dépend de la table "d'atmosphère standard" que vous regardez, allant d'une valeur de 1 116,4 pieds par seconde dans l'atmosphère du modèle ARDC de 1959 à 1 116,9 pieds par seconde dans l'atmosphère du modèle OACI de 1954. Cependant, à des fins d'ingénierie, cela coupe les cheveux en quatre, et la suggestion de Dryden d'une valeur ronde de 1 117 pieds par seconde est encore utilisée aujourd'hui pour de nombreux calculs d'ingénierie. Voici un exemple peu connu de la façon dont le NACA a joué un rôle dans les principes fondamentaux de l'aérodynamique compressible à grande vitesse, même dans la mesure banale de fournir à l'industrie une valeur "standard" de la vitesse du son.

      Le 14 octobre 1947, alors que le Bell X-1 se rapprochait de Mach un, une région de l'écoulement aérodynamique au-dessus de l'aile est devenue localement supersonique. C'est parce que le flux d'air augmente sa vitesse tout en se déplaçant au-dessus de l'aile, et donc il y a toujours une région du flux au-dessus de l'aile où la vitesse locale est plus grande que la vitesse de l'avion lui-même.Alors que le X-1 accélérait jusqu'à Mach 0,87, une poche d'écoulement localement supersonique s'est formée au-dessus de l'aile. Cette poche supersonique était terminée à l'extrémité aval par une onde de choc orientée presque perpendiculairement à l'écoulement, appelée normale

      64 LA RECHERCHE EN VOL SUPERSONIQUE ET LA RUPTURE DE LA BARRIÈRE SONORE


      Schéma d'écoulement transsonique sur un profil aérodynamique. (a) Débit libre légèrement en dessous de la vitesse du son, typiquement un nombre de Mach subsonique en flux libre d'environ 0,8 à 0,999. (b) Flux de flux libre Légèrement au-dessus de la vitesse du son, typiquement un nombre de Mach de flux libre supersonique de 1,0 à environ 1,2.

      choc (comme indiqué ci-dessus). Cette formation de choc était le coupable qui rendait le vol à travers Mach une préoccupation si déchirante à cette époque. Enfin, lorsque le X-1 a accéléré à travers Mach un à des vitesses supersoniques, une autre onde de choc s'est formée à une courte distance devant le nez, ce choc, appelé choc d'étrave, était incurvé et plus oblique par rapport au flux (comme indiqué ci-dessus). Les ondes de choc sont des régions extrêmement minces "beaucoup plus minces que l'épaisseur de cette page" à travers lesquelles des augmentations dramatiques et presque discontinues de pression et de température se produisent. Les ondes de choc sont une réalité dans l'écoulement aérodynamique au-dessus des avions transsoniques et supersoniques.

      La connaissance des ondes de choc n'est pas propre au XXe siècle, leur existence a été reconnue au début du XIXe siècle. Le mathématicien allemand G. F. Bernhard Riemann a d'abord tenté de calculer les propriétés de choc en 1858, mais il a négligé une caractéristique physique essentielle et a donc obtenu des résultats incorrects. 5 Douze ans plus tard, William John Rankine, un éminent professeur d'ingénierie à l'Université de Glasgow, a correctement dérivé le

      5. Une onde de choc est, en langage thermodynamique, un processus irréversible, causé par des effets de viscosité et de conduction thermique à l'intérieur de l'onde de choc. Une mesure de la quantité d'irréversibilité est une variable thermodynamique appelée entropie, qui, d'après la deuxième loi de la thermodynamique, augmente toujours dans tout processus impliquant de telles irréversibilités. L'entropie d'un gaz augmente toujours lorsqu'il traverse une onde de choc. Malheureusement, Riemann a fait l'hypothèse erronée que l'entropie restait constante tout au long d'un choc.

      DE LA SCIENCE DE L'INGÉNIEUR À LA GRANDE SCIENCE 65

      équations appropriées pour l'écoulement à travers une onde de choc normale. Ne connaissant pas les travaux de Rankine, le balisticien français Pierre Hugoniot a redécouvert les équations normales des ondes de choc en 1887. À ce jour, les équations régissant l'écoulement à travers une onde de choc sont appelées les Équations de Rankine-Hugoniot, en l'honneur de ces deux hommes. 6 Ce travail a été élargi pour inclure les ondes de choc obliques par le célèbre aérodynamicien allemand Ludwig Prandtl et son étudiant Theodor Meyer à l'université de Gümlttingen en 1908. 7 Ainsi, cinq ans seulement après le premier vol des frères Wright, la théorie nécessaire au calcul des propriétés des ondes de choc dans un écoulement supersonique était en cours, bien que considéré à l'époque comme un sujet purement académique.

      Le XIXe siècle fut aussi une époque de travaux expérimentaux sur les écoulements supersoniques. L'événement le plus important a peut-être été la preuve que les ondes de choc n'étaient pas seulement le fruit de l'imagination - elles existaient vraiment dans la nature. Cette preuve a été donnée par le physicien-physicien-philosophe Ernst Mach en 1887. Mach, alors qu'il était professeur de physique à l'Université de Prague, a pris les premières photographies d'ondes de choc sur un corps se déplaçant à des vitesses supersoniques. Les ondes de choc sont normalement invisibles à l'œil nu. Mais Mach a conçu un arrangement optique spécial (appelé shadowgraph) par lequel il pouvait voir et photographier les ondes de choc. En 1887, il présenta un article à l'Académie des sciences de Vienne où il montra une photographie d'une balle se déplaçant à des vitesses supersoniques. À l'aide de son système shadowgraph, le choc d'étrave et le choc de bord de fuite ont été rendus visibles (comme indiqué ci-dessous). Cette photographie historique a permis aux scientifiques, pour la première fois dans l'histoire, de voir réellement une onde de choc. L'étude expérimentale des ondes de choc était lancée.

      Photographie d'une balle en vol supersonique, publiée par Ernst Mach en 1887.

      6. John D. Anderson, Jr., Flux compressible moderne : avec une perspective historique, (New York, NY. McGraw Hill, 1990), p. 92-95.

      66 LA RECHERCHE EN VOL SUPERSONIQUE ET LA RUPTURE DE LA BARRIÈRE SONORE

      Cette préhistoire du vol supersonique, à la fois théorique et expérimentale, a été réalisée par des chercheurs fondamentaux qui ne s'intéressaient au sujet qu'à titre académique. La véritable valeur pratique de ce travail ne s'est concrétisée qu'avec l'avènement du vol supersonique dans les années 1940. Cependant, c'est un excellent exemple de la valeur de la recherche fondamentale sur des problèmes qui n'apparaissent qu'à l'époque purement académiques. Dans les années 1940, lorsque la théorie des flux supersoniques de base et la compréhension fondamentale des ondes de choc étaient soudainement nécessaires en raison de l'avènement des avions et des fusées à grande vitesse, ils résidaient et dormaient tranquillement dans quelques livres poussiéreux et articles de journaux d'archives dans la bibliothèque.

      À la lumière de notre discussion précédente sur la science de l'ingénierie, s'agissait-il de premiers travaux sur la science de l'ingénierie des ondes de choc ? catégoriquement non ! Les chercheurs impliqués dans ce travail recherchaient des connaissances scientifiques, et rien que cela. Il n'y avait aucune force derrière ces chercheurs les poussant à concevoir des artefacts d'ingénierie connexes à l'époque. 8

      Problèmes de compressibilité : les premières idées
      (1918-1923)

      L'aérodynamique des avions, de l'époque du Wright Flyer au début de la Seconde Guerre mondiale, supposait que les changements de densité de l'air étaient négligeables lorsque l'air circulait au-dessus de l'avion. Cette hypothèse, appelée flux incompressible, était raisonnable pour les 350 mph ou les vitesses de vol plus lentes des avions à cette époque. Théoriquement, c'était un énorme avantage d'assumer une densité constante, et physiquement, les écoulements aérodynamiques à basse vitesse présentaient généralement des variations douces sans changements soudains ni surprises. Tout cela a changé lorsque les vitesses de vol ont commencé à se rapprocher de la vitesse du son. La théorie aérodynamique devait tenir compte des changements dans la densité de l'air dans le champ d'écoulement autour de l'avion, et physiquement, le champ d'écoulement agissait parfois de manière erratique, et surprenait fréquemment et défiait grandement les aérodynamiciens. Les aérodynantistes des années 1930 ont simplement jeté ces phénomènes dans un même pot et les ont appelés génériquement « problèmes de compressibilité ».

      Ironiquement, les premiers signes de problèmes de compressibilité se sont produits à l'époque des biplans à jambes de force et à câbles, avec des vitesses de vol aussi éloignées que possible de la vitesse du son. Il s'agissait d'une pièce d'avion, à savoir l'hélice. Bien que les vitesses de vol typiques des avions de la Première Guerre mondiale soient inférieures à 125 milles à l'heure, les vitesses de pointe des hélices, en raison de leur mouvement combiné de rotation et de translation dans l'air, étaient assez importantes, dépassant parfois la vitesse du son. Ce fait a été apprécié par les ingénieurs aéronautiques à l'époque. Cela a conduit le British Advisory Committee for Aeronautics à s'intéresser à la théorie des écoulements compressibles. En 1918 et 1919, G. H. Bryan, travaillant pour le Comité du Royal Aeronautical Establishment, a effectué une analyse théorique des écoulements subsoniques et supersoniques sur un cylindre circulaire (une forme géométrique simple choisie par commodité). Il a pu montrer que dans un écoulement subsonique, l'effet de la compressibilité était de déplacer les lignes de courant adjacentes plus loin les unes des autres. Son analyse était lourde et complexe "un signe avant-coureur des choses à venir" et a fourni peu de données de valeur. Mais c'était la preuve de l'inquiétude ressentie par les Britanniques sur les effets de la compressibilité sur les performances de l'hélice. 9

      Dans le même temps, Frank Caldwell et Elisha Fales de la branche hélices de l'Army Air Service Engineering Division à McCook Field à Dayton, Ohio, ont effectué un essai purement expérimental.

      8. Rapport pour l'année 1909-10, Comité consultatif pour l'aéronautique, Angleterre, p. 5.

      9. G.H. Bryan, "The Effect of Compressibility on Streamline Motions," R & M No. 555, Rapport technique du Comité consultatif pour l'aéronautique, Vol. I, décembre 1918 G .H. Bryan, "The Effect of Compressibility on Streamline Motions, Part II," R & M No. 640, Advisory Committee for Aeronautics, avril 1919.

      DE LA SCIENCE DE L'INGÉNIEUR À LA GRANDE SCIENCE 67


      Les premières données à montrer les effets néfastes sur la compressibilité d'un écoulement à grande vitesse sur un profil aérodynamique. Caldwell et Fales, NACA TR 83, 1920. Il s'agit d'un graphique du coefficient de portance, Ky, par rapport à la vitesse en miles par heure : la définition utilisée pour Ky à cette époque différait de la définition moderne du coefficient de portance (généralement désignée par CL aujourd'hui) par un facteur de deux, c'est-à-dire CL = 2 Ky. La forte baisse de Ky observée à droite du graphique est l'effet néfaste de la compressibilité. (La rampe en Ky vue à gauche du graphique n'a pas été expliquée par Caldwell et Fales, c'est la supposition éclairée de l'auteur actuel que la rampe était un effet de nombre de Reynolds faible, en raison de la petite taille des modèles de profil aérodynamique utilisés, à savoir un accord de pouce.)

      approche du problème. (Ce fut le début d'une dichotomie floue entre les recherches britanniques et américaines sur les effets de compressibilité. Au cours des deux décennies suivantes, les principales contributions expérimentales à la compréhension des effets de compressibilité devaient être apportées aux États-Unis, principalement par le NACA, et les principaux auteurs théoriques des contributions devaient être faites en Angleterre.) En 1918, Caldwell et Fales ont conçu et construit la première soufflerie à grande vitesse aux États-Unis, uniquement pour étudier les problèmes associés aux hélices. La plage de vitesse du tunnel était de 25 à 465 milles à l'heure. Il avait une longueur de près de dix-neuf pieds et la section d'essai avait quatorze pouces de diamètre. C'était une grande et puissante machine pour son époque. Six profils aérodynamiques différents, avec des rapports d'épaisseur (rapport de l'épaisseur maximale à la longueur de la corde) de 0,08 à 0,2, ont été testés. Aux vitesses plus élevées, les résultats ont montré « un coefficient de portance diminué et un coefficient de traînée accru, de sorte que le rapport portance-traînée est considérablement diminué ». De plus, la vitesse à laquelle ces départs spectaculaires ont eu lieu a été notée comme la « vitesse critique ». 10 En raison de son importance historique, certaines de leurs données sont présentées ci-dessus, reproduites directement à partir du NACA TR 83. Ici, le coefficient de portance du profil aérodynamique à huit degrés

      10. Le nombre de Mach critique est défini précisément comme le nombre de Mach libre auquel le flux sonique est rencontré pour la première fois à la surface d'un corps. L'augmentation importante de la traînée due aux effets de compressibilité se produit normalement à un nombre de Mach de flux libre légèrement supérieur au nombre de Mach critique, c'est ce qu'on appelle le nombre de Mach de traînée-divergence. En réalité, Caldwell et Fales avaient atteint et dépassé le nombre de Mach de traînée-divergence dans leurs expériences. Mais leur introduction du mot "critique" en conjonction avec cette vitesse a finalement été l'inspiration pour son ascension en forgeant plus tard le terme "nombre de Mach critique".

      68 LA RECHERCHE EN VOL SUPERSONIQUE ET LA RUPTURE DE LA BARRIÈRE SONORE

      les angles d'attaque sont tracés en fonction de la vitesse du courant d'air. Notez la chute spectaculaire du coefficient de portance à la "vitesse critique" de 350 miles par heure - l'effet de compressibilité. Ce graphique, et d'autres similaires pour d'autres angles d'attaque qui ont été publiés dans NACA TR 83, sont les premières données publiées dans l'histoire de l'aérodynamique à montrer les effets néfastes de la compressibilité. Bien que Caldwell et Fales aient fait une erreur dans la réduction de leurs données (une erreur compréhensible associée à l'inexpérience de la gestion des conditions d'écoulement compressible au début de 1919), ce qui a fait que leurs coefficients de portance et de traînée rapportés étaient environ dix pour cent trop bas à les vitesses plus élevées, cela n'a pas compromis la découverte dramatique et importante de la grande augmentation de la traînée et de la diminution de la portance lorsque les sections de profil aérodynamique ont été testées au-dessus de la "vitesse critique". De plus, ils ont été les premiers à montrer que la "vitesse critique" pour les profils aérodynamiques minces était supérieure à celle des profils aérodynamiques épais, et donc en rendant la section du profil aérodynamique plus mince, les effets de compressibilité défavorables peuvent être retardés à des nombres de Mach plus élevés. Il s'agissait d'une découverte importante qui aurait un impact durable sur la conception des véhicules à grande vitesse. 11

      Il est à noter que la NACA naissante était l'agence gouvernementale qui a publié les résultats de Caldwell et Fales. 12 La NACA s'acquittait de sa mission telle qu'énoncée dans la loi publique 271, qui créait le Comité en 1915, à savoir « de superviser et de diriger l'étude scientifique des problèmes de vol, en vue de leur solution pratique, et de déterminer les problèmes qui devraient être attaqués expérimentalement, et de discuter de leur solution et de leur application à des questions pratiques. La publication des travaux de Caldwell et Fales appartient à cette dernière catégorie : la NACA identifiait déjà les effets de compressibilité comme un problème « qui devrait être attaqué expérimentalement ».

      Dans la chronologie des événements, les Britanniques devaient ensuite examiner les effets de la compressibilité sur les hélices. En 1923, G.P. Douglas et R. McK. Wood, deux aérodynamiciens du Royal Aeronautical Establishment, ont testé des modèles d'hélices à des vitesses de rotation élevées dans la soufflerie à basse vitesse de sept pieds (100 miles par heure de courant d'air) au National Physical Laboratory de Londres. 13 Ils ont également effectué des essais en vol sur un biplan DeHaviland D.H. 9A. Leurs données étaient les mesures globales de la poussée et du couple générés par l'ensemble de l'hélice, de sorte que les détails des effets de compressibilité affectant les sections de profil aérodynamique à l'extrémité de l'hélice étaient quelque peu obscurcis. Cependant, l'une de leurs conclusions anticipait les effets néfastes de la compressibilité, à savoir que "des vitesses de pointe plus élevées que celles actuellement utilisées entraîneront probablement une grave perte d'efficacité".

      11. Cet auteur, en étudiant la réduction des données détaillées de Caldwell et Fales, a découvert que, bien qu'ils aient reconnu que la densité du flux d'air changeait à l'intérieur de la soufflerie aux vitesses plus élevées, ils en tiennent compte dans le calcul de leurs coefficients de portance et de traînée à partir de leur les forces de portance et de traînée mesurées ont été effectuées de manière incorrecte. Ils pensaient avoir travaillé leur réduction de données pour que « la densité n'entre pas dans le calcul ». Au contraire, ils ont exprimé leurs coefficients de portance et de traînée en termes de pression d'impact, la différence entre la pression totale et la pression statique. C'est pourquoi ils disaient que « la densité n'entre pas dans le calcul ». Mais ils ont utilisé de manière incorrecte et assez naïve l'équation de Bernoulli incompressible pour remplacer le terme vitesse-carré dans la définition du coefficient de portance par la pression d'impact. Cela a entraîné une erreur d'environ dix pour cent dans les valeurs de leurs coefficients de portance et de traînée signalés à haute vitesse. Pour plus de détails, voir John D. Anderson, Jr., L'histoire de l'aérodynamique et son impact sur les machines volantes (New York, NY : Cambridge University Press, 1997).

      12. F. W. Caldwell et E. Fates, « Etudes en soufflerie sur les phénomènes aérodynamiques à grande vitesse ». NACA TR 83,1920.

      13. G.P. Douglas et R. McK. Wood, "Les effets de la vitesse de la pointe sur les performances de la vis à air. Enquête expérimentale sur les performances d'une vis à air sur une plage de vitesses de révolution allant de la pointe "modèle" à des vitesses de pointe supérieures à la vitesse du son dans l'air", R & amp M n° 884, Comité consultatif pour l'aéronautique, 1923.

      DE LA SCIENCE DE L'INGÉNIEUR À LA GRANDE SCIENCE 69

      Le séminal de la compressibilité Burble NACA
      Recherche, 1924-1929

      Pendant ce temps, la NACA allait de l'avant. Au cours des années 1920, le Comité a parrainé une série d'expériences fondamentales en aérodynamique à grande vitesse au Bureau of Standards avec Lyman J. Briggs et le Dr Hugh L. Dryden. Hugh Dryden était un jeune doctorant frais. diplômé de l'Université Johns Hopkins en physique, il avait obtenu son doctorat. en 1919 à l'âge de vingt ans. (Beaucoup plus tard, Dryden allait devenir le directeur de la recherche du front NACA de 1947 à 1958.) Ce travail s'est déroulé en trois étapes, chacune documentée dans un rapport technique distinct de la NACA, et couvrait la période de 1924 à 1929. Comme auparavant, le La motivation première de cette recherche était de comprendre les effets de compressibilité aux extrémités des hélices.

      1. Le coefficient de portance pour un angle d'attaque fixe diminue très rapidement à mesure que la vitesse augmente.
      2. Le coefficient de traînée augmente rapidement.
      3. Le centre de pression recule vers le bord de fuite.
      4. La "vitesse critique" à laquelle ceux-ci se produisent diminue à mesure que l'angle d'attaque augmente et que l'épaisseur du profil aérodynamique augmente.

      En 1924, le point culminant de ce travail, ainsi que celui qui l'a précédé, fut l'agitation d'un drapeau rouge - les effets de compressibilité étaient désagréables et ils dégradaient considérablement les performances de la voilure. Mais personne n'avait de compréhension fondamentale des caractéristiques physiques du champ d'écoulement qui provoquaient ces effets néfastes. Cela ne devait pas venir avant une autre décennie.

      Briggs et Dryden ont fait un pas important vers cette compréhension fondamentale dans la deuxième étape de leur travail. Parce que le compresseur Lynn Works n'était plus disponible pour eux, Briggs et Dryden ont déplacé leur activité expérimentale vers l'arsenal Edgewood de l'armée, où ils ont construit une autre soufflerie à grande vitesse, celle-ci beaucoup plus petite, avec un flux d'air de seulement deux pouces de diamètre. Cependant, grâce à une conception soignée des petits modèles de profil aérodynamique, deux prises de pression pourraient être placées dans chaque modèle. Sept identiques

      14. L.J. Briggs G.F. Hull et Hugh L Dryden, « Caractéristiques aérodynamiques des profils aérodynamiques à grande vitesse », NACA TR 207, 1924.

      15. Hans W. Liepmann et Allen E. Puckett, Introduction à l'aérodynamique d'un fluide compressible (New York, NY. John Wiley and Sons, 1947).

      16. L. J. Briggs et Hugh L. Dryden, "Pressure Distribution Over Airfoils at High Speeds," NACA TR 255, 1926.

      70 LA RECHERCHE SUR LE VOL SUPERSONIQUE ET LA RUPTURE DE LA BARRIÈRE SONORE

      modèles ont été utilisés, chacun avec des emplacements différents des prises de pression. Au total, treize emplacements de prises de pression, sept sur la surface supérieure et six sur la surface inférieure, ont été utilisés (pour le lecteur qui compte, le septième modèle n'avait qu'un seul robinet).

      Avec cette technique, Briggs et Dryden ont mesuré les distributions de pression sur le profil aérodynamique à des nombres de Mach de 0,5 à 1,08. Les résultats ont été spectaculaires ! Au-delà de la "vitesse critique", les distributions de pression au-dessus du profil aérodynamique présentaient une pression soudaine, un saut à environ un tiers à la moitié de la distance du bord d'attaque, suivi d'un plateau assez long vers le bord de fuite. Un tel plateau de pression était familier - il était très similaire à celui qui existe au-dessus de la surface supérieure d'un profil aérodynamique dans un écoulement à basse vitesse lorsque le profil aérodynamique décroche à un angle d'attaque élevé. Et il était bien connu que le décrochage du profil aérodynamique était causé par la séparation du flux de la surface supérieure du profil aérodynamique. Briggs et Dryden ont mis ensemble deux et deux et ont conclu que les effets néfastes de la compressibilité étaient causés par la séparation de l'écoulement sur la surface supérieure, même si le profil aérodynamique avait un angle d'attaque faible (voire nul).Pour étayer cela, ils ont effectué des tests de débit d'huile, dans lesquels une huile pigmentée visible a été peinte sur la surface du modèle, et le modèle a été placé dans le flux d'air à grande vitesse. Au cours des tests, la ligne de séparation de flux témoin s'est formée sur le modèle d'huile. De toute évidence, au-delà de la "vitesse critique", une séparation d'écoulement se produisait sur la surface supérieure du profil aérodynamique. La question suivante était : pourquoi ? Qu'est-ce qui a causé la séparation du flux ? La réponse à cette question se trouvait encore dans huit ans.

      Était-ce le travail de la science de l'ingénierie de Briggs et Dryden? Oui catégoriquement ! Leurs expériences ont été conçues pour obtenir des informations scientifiques de base sur la physique de l'écoulement à grande vitesse sur un profil aérodynamique, mais toujours dans le but d'apprendre à concevoir de meilleures formes de profil aérodynamique pour le vol à grande vitesse.

      La troisième étape des travaux de Briggs et Dryden était utilitaire et conforme au devoir déclaré de la NACA de travailler sur les problèmes de vol « en vue de leur solution pratique ». Vers la fin des années 1920, ils ont effectué un grand nombre de mesures détaillées des propriétés aérodynamiques de 24 profils aérodynamiques différents à des nombres de Mach de 0,5 à 1,08. Les profils aérodynamiques choisis étaient ceux classiquement utilisés par l'armée et la marine pour les hélices, comprenant la famille standard des profils aérodynamiques de la RAF de conception britannique et la famille Clark Y de conception américaine. Ces données ont fourni les premières mesures définitives sur la norme série de profils aérodynamiques montrant des effets de compressibilité. 17

      Il convient de noter que les solutions théoriques des effets de compressibilité à grande vitesse dans un écoulement subsonique étaient pratiquement inexistantes au cours des années 1920. La seule contribution majeure a été celle du célèbre aérodynamicien britannique Herman Glauert, qui a rigoureusement dérivé une correction à appliquer au coefficient de portance incompressible à basse vitesse afin de le corriger des effets de compressibilité. 18 Il s'agissait de la première d'une série de règles théoriques intitulées « corrections de compressibilité ». Parce que l'on savait que Ludwig Prandtl en Allemagne avait également dérivé la même règle quelques années plus tôt, mais ne l'avait pas publiée, le résultat de Glauert a traversé les décennies comme le Règle de Prandtl-Glauert. Cependant, de telles corrections de compressibilité sont applicables à la variation du coefficient de portance avec une vitesse inférieure à la "vitesse critique", et n'ont donc aucun moyen de prédire le coefficient de portance dans le "bulle de compressibilité".

      Tout au long de cela, la motivation principale de tous les travaux ci-dessus sur les effets de compressibilité était pour l'application aux hélices d'avion. Mais l'objectif était sur le point de changer, et de changer radicalement.

      17. L. J. Briggs et Hugh L. Dryden, « Caractéristiques aérodynamiques de vingt-quatre profils aérodynamiques à grande vitesse », NACA TR 319,1929.

      18. H. Glauert, « L'effet de la compressibilité sur la portance d'un profil aérodynamique »,Journal de la Société royale 118 (1927) : 113. Également publié sous le numéro R & M n° 1135, Advisory Committee for Aeronautics, septembre 1927.

      DE LA SCIENCE DE L'INGÉNIEUR À LA GRANDE SCIENCE 71

      John Stack et le débit compressible NACA
      Recherche Une percée

      En juillet 1928, un jeune de la Nouvelle-Angleterre, né et élevé à Lowell, dans le Massachusetts, a commencé sa carrière au NACA Langley Memorial Aeronautical Laboratory. Tout juste diplômé du Massachusetts Institute of Technology avec un B.S. Diplômé en génie aéronautique, John Stack a été affecté au tunnel à densité variable, la première soufflerie au monde à l'époque. Stack était absolument dédié à l'ingénierie aéronautique. Pendant ses études secondaires, il a gagné de l'argent pour pouvoir suivre quelques heures d'instruction au vol dans un biplan Canuck. Il a aidé à la maintenance d'un biplan Boeing appartenant à l'un de ses employeurs à temps partiel. Avant d'aller à l'université, il s'était décidé à devenir ingénieur en aéronautique. Cependant, son père, un menuisier qui avait également beaucoup de succès dans l'immobilier, souhaitait que son fils étudie l'architecture au MIT. Au lieu de cela, lorsque Stack est entré au MIT, il s'est inscrit en ingénierie aéronautique, gardant le secret de son père pendant la première année, mais avec l'approbation compréhensive de sa mère. Beaucoup plus tard, Stack a commenté : "Puis, quand papa en a entendu parler, il était trop tard pour protester." 19

      Lorsque John Stack est entré pour la première fois dans le laboratoire de Langley en juillet 1928, un an de travail de conception avait déjà été effectué sur le premier tunnel à grande vitesse de Langley, et l'installation était déjà opérationnelle avec une section d'essai à gorge ouverte. 20 Le succès avait été obtenu grâce aux travaux de Briggs et Dryden, et l'importance croissante de la recherche à grande vitesse était perçue par certains visionnaires. En raison de cette perception, Joseph S. Ames, président de l'Université Johns Hopkins et nouveau président de la NACA, donna en 1927 la priorité aux souffleries à grande vitesse et à la recherche. 21 Eastman Jacobs, qui avait rejoint la NACA en 1925 après avoir reçu son B.S. diplômé en génie mécanique de l'Université de Californie à Berkeley, était le concepteur en chef du tunnel à grande vitesse à gorge ouverte de onze pouces. (Jacobs gagnera plus tard une réputation internationale aérienne pour son travail sur les célèbres sections de profil aérodynamique NACA dans les années 1930, et pour sa conception et ses recherches pionnières sur les profils aérodynamiques à flux laminaire NACA juste avant le début de la Seconde Guerre mondiale.) Un aspect innovant du tunnel à grande vitesse de onze pouces était qu'il était conduit à partir du réservoir sous pression de vingt atmosphères du tunnel à densité variable de Langley. Pour un changement de modèles dans le tunnel à densité variable, le réservoir de vingt atmosphères qui enfermait l'ensemble du tunnel a été soufflé dans une atmosphère. . La capacité de 5 200 pieds cubes du réservoir à haute pression a permis environ une minute de fonctionnement pour le tunnel. John Stack s'est vu confier la responsabilité d'améliorer le tunnel à grande vitesse en concevant une gorge fermée. Cette installation améliorée, illustrée à la page suivante, était opérationnelle en 1932. C'est sa participation à la conception et au développement du tunnel à grande vitesse de onze pouces qui a lancé John Stack dans sa carrière de longue date dans l'aérodynamique à grande vitesse.

      Alors que Stack travaillait sur le tunnel à grande vitesse, un événement se produisit en Angleterre qui l'impressionna fortement, et qui allait rapidement recentrer le programme de recherche de la NACA sur la grande vitesse. Le dimanche 13 septembre 1931, un magnifique Supermarine S.6B très profilé a traversé le ciel clair du début d'après-midi à Calshot, près de Portsmouth, le long de la côte sud de l'Angleterre. Piloté par Flt. Le lieutenant John N. Boothman, cette course exquise

      19. Lou Davis, "Pas le temps de parler doucement", Aéronautique nationale, janvier 1963, p. 9-12. « Il s'agit d'un article biographique intéressant écrit sur Stack au moment où il a reçu le trophée commémoratif Wright en 1962 de la National Aeronautic Association.

      20. James R. Hansen, Ingénieur responsable : une histoire du laboratoire aéronautique de Langley, 1917-1958 (Washington, DC : NASA SP-4305, 1987), p. 446.

      21. Donald D. Corliss, Les souffleries de la NASA (Washington, DC : NASA SP-440, 1981).

      72 LA RECHERCHE EN VOL SUPERSONIQUE ET LA RUPTURE DE LA BARRIÈRE SONORE


      Le tunnel à grande vitesse de 11 pouces au NACA Langley modification à gorge fermée en 1932.

      DE LA SCIENCE DE L'INGÉNIEUR À LA GRANDE SCIENCE 73

      L'avion a atteint une vitesse moyenne de 340,1 mph sur un long parcours de sept tours, remportant définitivement le très convoité trophée Schneider pour la Grande-Bretagne. Plus tard ce mois-ci, le 29 septembre, Flt. Le lieutenant George H. Stainforth a établi le record du monde de vitesse de 401,5 mph dans le même S.6B. En regardant ce chiffre, il ne faut pas un expert en aérodynamique pour comprendre qu'en 1931 le concept de carénage afin de réduire la traînée avait pris racine. Le Supermarine S.6B semblait simplement pouvoir voler à 400 milles à l'heure à Mach 0,53, soit plus de la moitié de la vitesse du son. Soudain, la préoccupation de l'ingénieur aéronautique concernant les effets de compressibilité sur les extrémités des hélices, une situation importante mais tolérable, est devenue une préoccupation absolument majeure concernant les effets de compressibilité sur l'avion lui-même, un problème aux proportions impressionnantes.

      Une telle inquiétude commençait à se faire jour dans l'industrie aéronautique elle-même En 1936, Kelly Johnson de Lockheed commença les premières études de conception du P-38, qui fut le premier avion à rencontrer des effets de compressibilité majeurs, et parfois mortels. Au milieu des années 1930, l'industrie aéronautique pataugeait dans des eaux inexplorées et le programme de recherche à grande vitesse de la NACA est devenu absolument vital pour les progrès futurs de la conception d'avions à grande vitesse.

      Le Supermarine S.6B, l'avion utilisé par les Britanniques pour remporter le trophée Schneider, 1931.

      74 LA RECHERCHE EN VOL SUPERSONIQUE ET LA RUPTURE DE LA BARRIÈRE SONORE

      Stack a pris pleinement conscience de ce nouveau défi de compressibilité. En 1933, il publia dans le NACA TR 463 les premières données provenant du tunnel à grande vitesse à accès fermé nouvellement modifié. Bien que les profils aérodynamiques aient été des sections d'hélice, Stack a écrit dans l'introduction, faisant évidemment référence au coureur Schneider Trophy :

      Pour la plupart, les données de Stack en 1933 ont servi à confirmer les tendances observées plus tôt. Par exemple, les mesures de Stack de la variation du coefficient de traînée avec le nombre de Mach pour un profil aérodynamique Clark Y épais de dix pour cent sont présentées sous la grande augmentation de traînée à haute

      Les premières données de compressibilité publiées par John Stack. De NACA TR 463, 1933. Les trois graphiques sont, de gauche à droite, les variations du coefficient de portance, du coefficient de traînée et du coefficient de moment, respectivement, par rapport au rapport de la vitesse du courant libre à la vitesse du son (le nombre de Mach). Le modèle d'essai était un profil aérodynamique 3C1D, illustré en haut de la figure. Les effets néfastes de la compressibilité sont observés dans la diminution précipitée du coefficient de portance et l'augmentation spectaculaire du coefficient de traînée à mesure que le nombre de Mach augmente.

      22. John Stack, "The NACA High-Speed ​​Wind Tunnel and Tests of Six Propeller Sections," NACA TR 463, 1933. Vers l'époque de la Première Guerre mondiale, les aérodynamiciens savaient qu'un profil aérodynamique décroché à un angle élevé de attaque parce que le flux, séparé de la surface supérieure. La perte drastique de portance qui en a résulté a été qualifiée de « bourdonnement de portance ». Ainsi, après que Briggs et Dryden eurent montré que la perte drastique de portance à haute vitesse, au-delà de la "vitesse critique", était également due à la séparation de l'écoulement, il était naturel d'appeler cet effet le "bulle de cocompressibilité". Cette terminologie, inventée par la NASA en 1933, a pénétré la littérature aérodynamique à grande vitesse tout au long des années 1930.

      DE LA SCIENCE DE L'INGÉNIEUR À LA GRANDE SCIENCE 75

      vitesses est clairement évident. Il a également confirmé que l'apparition des effets défavorables de la compressibilité se produit à des nombres de Mach inférieurs à mesure que l'épaisseur du profil aérodynamique et l'angle d'attaque augmentent. L'une de ses conclusions portait sur la correction théorique de compressibilité de Prandtl-Glauert mentionnée plus haut. À partir de ses mesures, Stack a conclu : « Ces résultats indiquent que la théorie limitée disponible peut être appliquée avec une précision suffisante pour la plupart des objectifs pratiques uniquement pour des vitesses inférieures au seuil de compressibilité. » Cette conclusion présageait près de quarante ans d'un vide théorique. Les équations aérodynamiques applicables au régime de vol transsonique, les nombres de Mach compris entre environ 0,8 et 1,2 sont des équations aux dérivées partielles non linéaires qui ont défié toute solution jusque dans les années 1970. Et même alors, la solution consistait en des solutions numériques à force brute utilisant la puissance de la discipline nouvellement développée de la dynamique des fluides computationnelle réalisée sur des superordinateurs numériques à grande vitesse.

      Soit dit en passant, le terme « burble de compressibilité » a été inventé par Stack dans le même rapport technique de la NACA. Il a écrit:

      24. John Stack, « Effets de la compressibilité sur le vol à grande vitesse », Revue des Sciences Aéronautiques 1 (janvier 1934) : 40-43.

      76 LA RECHERCHE SUR LE VOL SUPERSONIQUE ET LA RUPTURE DE LA BARRIÈRE SONORE

      et Dryden au Bureau of Standards, et maintenant par ses propres expériences soigneusement menées à Langley, le NACA avait pu identifier les deux premiers aspects de la nature fondamentale des effets de compressibilité, à savoir que (1) au-dessus d'une certaine "vitesse critique, " la portance a considérablement diminué et la traînée est montée en flèche presque au-delà de la compréhension, et (2) ce comportement a été causé par une séparation soudaine et précipitée du flux sur la surface supérieure de l'aile ou du profil aérodynamique. Il restait une question, la plus importante de toutes « Pourquoi ?

      John Stack et le NACA étaient responsables de la réponse à cette question « une percée qui s'est produite en 1934. À cette époque, Stack disposait d'un nouvel instrument avec lequel travailler « un système photographique schlieren, un arrangement optique qui faisait des gradients de densité dans le flux. visible. L'un des mécanismes naturels pour produire de très forts gradients de densité est une onde de choc, donc une onde de choc devrait être visible sur une photographie de schlieren. Le patron de Stack, Eastman Jacobs, était familier avec de tels systèmes optiques grâce à son passe-temps d'astronomie. un profil aérodynamique, et pourrait faire la lumière sur la nature de la bulle de compressibilité. C'est exactement ce qu'il a fait, et plus encore !

      Avec le tunnel de 11 pouces dépassant la "vitesse critique" pour un profil aérodynamique symétrique NACA 0012 monté dans la section d'essai, et à l'aide du système schlieren, Stack et Jacobs ont observé pour la première fois dans l'histoire de l'aérodynamique une onde de choc dans l'écoulement sur la surface supérieure du profil aérodynamique. L'onde de choc était comme celle esquissée dans la figure ci-dessous. Il est devenu immédiatement clair pour ces deux expérimentateurs que l'écoulement séparé sur la surface supérieure du profil aérodynamique, et le bullage de compressibilité qui en résulte avec toutes ses conséquences néfastes, était causé par la présence d'une onde de choc. La nature de cet écoulement est esquissée ci-dessous, et elle montre clairement que l'onde de choc interagit avec la fine couche limite dominée par la friction adjacente à la surface du profil aérodynamique. Cela provoque la séparation de la couche limite dans la région où le choc frappe la surface. Une région massive de traînées d'écoulement séparées en aval, augmentant considérablement la traînée et diminuant la portance. Une des photos pionnières de schlieren de l'écoulement au-dessus du profil aérodynamique NACA 0012 prise par Stack en 1934 est montrée à la page 73. 25 La qualité est médiocre par rapport aux normes actuelles, mais elle est certainement suffisante pour identifier les phénomènes. Il s'agit d'une photographie historique dans les annales de l'histoire de l'aérodynamique - celle qui a conduit à la compréhension finale de la nature physique du bulle de compressibilité. Ce fut une percée d'une énorme importance intellectuelle et pratique. Et c'était totalement dû au travail de deux aérodynamiciens innovants et très intelligents du laboratoire NACA Langley, John Stack et Eastman Jacobs, opérant sous l'égide d'une atmosphère créative inspirée associée à la NACA en général,

      Schéma de l'écoulement séparé induit par le choc à la source du bulle de compressibilité .

      25. Trouvé par l'auteur dans les fichiers John Stack, Archives historiques de la NASA à Langley.

      DE LA SCIENCE DE L'INGÉNIEUR À LA GRANDE SCIENCE 77

      Une première photographie schlieren du modèle de choc sur un profil aérodynamique NACA 0012 dans un flux libre au-dessus de la "vitesse critique". Du premier groupe de schlieren Photographies du bulle de compressibilité prises par John Stack, 1934. Sur cette photographie, la nature du modèle d'écoulement causant le bulle de compressibilité a été vue pour la première fois. Des papiers de John Stack dans les archives de Langley de la NASA. Avec l'aimable autorisation de Richard Layman, archiviste.

      78 LA RECHERCHE SUR LE VOL SUPERSONIQUE ET LA RUPTURE DE LA BARRIÈRE SONORE

      et la prévoyance de Joseph Ames et George Lewis au siège de la NACA à Washington, qui ont accordé la priorité au programme de recherche à grande vitesse de la NACA à une époque où la plupart des avions de la journée roulaient à 200 mph ou moins.

      Est-ce que ce travail a été réalisé par Stack et Jacobs en sciences de l'ingénieur ? Absolument oui! Il a fourni la compréhension physique fondamentale de la source principale des problèmes de compressibilité. Cette compréhension était principalement qualitative à l'époque, mais elle a permis aux concepteurs de profils aérodynamiques à grande vitesse de prendre des décisions plus intelligentes sur les formes appropriées des profils aérodynamiques - cela a contribué à rendre les eaux inexplorées plus navigables.

      Comme pour de nombreuses nouvelles découvertes scientifiques et technologiques, il y a toujours ceux qui sont sceptiques au début. L'un d'entre eux était Theodore Theodorsen, le meilleur aérodynamicien théorique de la NACA à l'époque, avec une réputation mondiale pour ses articles pionniers sur la théorie des profils aérodynamiques. John Becker, qui a rejoint la NACA en 1936 et qui est devenu l'un des acrodynamiciens de grande vitesse les plus respectés à Langley, raconte l'anecdote suivante sur la réaction de Theodorsen aux photographies de schlieren prises par Stack et Jacobs. Il est répété ici parce qu'il reflète à quel point les résultats étaient un écart radical par rapport à la norme attendue.

      Une confluence intéressante d'événements s'est produite en 1935 qui a permis au NACA d'informer en temps opportun la communauté internationale de la recherche de cette percée intellectuelle dans la compréhension des effets de compressibilité et du bulle de compressibilité. L'un était l'existence des données elles-mêmes « fraîches, passionnantes et révolutionnaires ». L'autre était la programmation de la cinquième conférence Volta en Italie. 27 Depuis 1931, l'Académie royale des sciences de Rome avait organisé une série de conférences importantes parrainées par la Fondation Alessandro Volta. La première conférence portait sur la physique nucléaire, puis alternait entre les sciences et les sciences humaines en alternance. La deuxième conférence Volta avait le titre « Europe » et en 1933 la troisième conférence portait sur le sujet de l'immunologie.

      Vient ensuite le sujet "Le Théâtre Dramatique" en 1934. Durant cette période, l'influence de l'aéronautique italienne prend de l'ampleur, menée par le général Arturo Crocco, un ingénieur aéronautique qui s'est intéressé aux statoréacteurs en 1931, et était donc bien conscient de l'impact potentiel de la théorie et de l'expérience de l'écoulement compressible sur l'aviation future. Cela a conduit au choix du thème de la cinquième conférence Volta « les hautes vitesses dans l'aviation ». La participation était sur invitation uniquement, et la liste de sélection comprenait tous les principaux aérodynamiciens de l'époque. En raison de sa réputation dans la conception et les essais de la célèbre série de profils aérodynamiques à quatre chiffres de la NACA et du fait qu'il était le chef de section du tunnel à densité variable de la NACA qui avait placé la NACA sur la carte aérodynamique internationale dans les années 1920, Eastman Jacobs reçu une invitation. Il a profité de l'occasion pour présenter un article sur la nouvelle recherche sur la compressibilité NACA.

      26. John V Becker, La frontière du haut débit : études de cas de quatre programmes NACA, 1920-1950 (Washington, DC : NASA SP-445, 1980), p. 16.

      27. Anderson, Flux compressible moderne, p. 282-84.

      DE LA SCIENCE DE L'INGÉNIEUR À LA GRANDE SCIENCE 79

      Ainsi, entre le 30 septembre et le 6 octobre 1935, les figures majeures du développement de l'aérodynamique à grande vitesse des années 1930 (à l'exception de John Stack) se sont réunies dans un impressionnant bâtiment Renaissance à Rome qui servait d'hôtel de ville. pendant le Saint Empire romain, et a discuté du vol à des vitesses subsoniques, supersoniques et même hypersoniques élevées. La cinquième Conférence Volta allait devenir le tremplin d'une nouvelle réflexion sur le développement du vol à grande vitesse.

      Au milieu de toutes ces discussions, Eastniann Jacobs représentait la NACA. L'article de Jacobs, intitulé "Methods Employed in America for the Experimental Investigation of Aerodynamic Phenomena at High Speeds", était à la fois didactique et informatif. 28 Il a profité de l'occasion pour dériver et présenter les équations de base de l'écoulement compressible en supposant qu'il n'y ait ni frottement ni conduction thermique. Il a ensuite décrit le tunnel à grande vitesse NACA, le système schlieren et les expériences de voilure réalisées dans le tunnel. Puis vint le blockbuster. Il a montré, pour la première fois lors d'une réunion technique, quelques-unes des photos de schlieren prises à Langley. L'une d'elles était la photographie présentée à la page 73. Conscient du penchant de la NACA pour la perfection, notamment dans ses publications, Jacobs s'est excusé pour la qualité des photographies, un geste très modeste compte tenu de leur importance technique (et historique) : « Malheureusement les photographies ont été endommagées par la présence de fenêtres en celluloïd courbées formant les parois du tunnel à travers lesquelles la lumière passait. Les images donnent néanmoins des informations fondamentales quant à la nature de l'écoulement associé au bulle de compressibilité. 29 Avec cela, le programme de recherche à grande vitesse NACA n'était pas seulement sur la carte, il était en tête du peloton.

      À cette époque, Stack disposait d'une installation plus récente et plus grande - le tunnel à grande vitesse de 24 pouces équipé d'un système schlieren amélioré. Les tests de base des effets de compressibilité sur les écoulements sur les profils aérodynamiques se sont poursuivis dans cette installation. En 1938, Stack a publié le document le plus définitif à ce jour sur la nature de l'écoulement compressible à grande vitesse sur les profils aérodynamiques, y compris de nombreuses mesures détaillées de la pression de surface. 30 Ainsi, la NACA reste le leader incontesté dans l'étude des effets de la compressibilité et des conséquences du bulle de compressibilité.

      L'atmosphère du Langley Laboratory dans les années 1930 a permis à la science de l'ingénierie de s'épanouir, bien que le laboratoire n'en ait jamais explicitement fait une priorité. C'est juste arrivé quand c'était nécessaire. La culture parmi ses ingénieurs en était une, de recherche et d'échange libre d'informations, les pensées étaient facilement partagées sur une base interpersonnelle. De plus, Langley avait des ingénieurs qui étaient habiles à construire de nouvelles installations, en particulier de nouvelles souffleries. Il était naturel qu'une soufflerie à grande vitesse soit construite à Langely, offrant une installation unique aux ingénieurs de Langley pour percer les secrets de l'aérodynamique à grande vitesse. Et le fait que la NACA avait de l'argent, même pendant les années de dépression, a permis à ces souffleries d'être des installations de première classe. Tout cela, en combinaison avec des ingénieurs et des scientifiques de première classe, a fait de Langley le principal institut de recherche sur les effets de compressibilité à grande vitesse au cours des années 1930.

      L'article de Jacobs à la cinquième conférence Volta représentait en quelque sorte une célébration de la deuxième phase de la recherche de la NACA sur le vol à grande vitesse. La première phase fut les travaux embryonnaires de compressibilité en soufflerie des années 1920, clairement orientés vers des applications aux hélices.

      28. Eastman Jacobs, « Méthodes employées en Amérique pour l'étude expérimentale des phénomènes aérodynamiques à grande vitesse », NACA Misc. Papier n° 42, mars 1936. Une copie de ce papier. qui est la version imprimée de la présentation de Jacobs à la cinquième conférence Volta, est disponible dans la section Documents techniques, Bibliothèque de mathématiques, d'ingénierie et de sciences physiques, Université du Maryland, College Park.

      30. John Stack, W.F. Lindsey et Robert E. Littell, "The Compressibility Burble and the Effect of Compressibility on Pressures and Forces Acting on an Airfoil," NACA TR 646,1938.

      80 LA RECHERCHE SUR LE VOL SUPERSONIQUE ET LA RUPTURE DE LA BARRIÈRE SONORE

      La deuxième phase a été le recentrage de cette recherche en soufflerie à grande vitesse sur l'avion lui-même, complétée par une nouvelle initiative, la conception et le développement d'un véritable avion de recherche.

      L'avion de recherche à grande vitesse : une idée NACA


      Avion à grande vitesse hypothétique conçu par John Stack, 1933
      L'idée d'un avion de recherche "un avion conçu et construit strictement dans le but de sonder des régimes de vol inconnus" peut être attribuée à la pensée de John Stack en 1933. De sa propre initiative, Stack a effectué une analyse de conception très préliminaire qui, en ses propres mots étaient "pour un avion hypothétique qui, cependant, n'est pas au-delà des limites de la possibilité." Le but de l'avion, tel qu'il est présenté dans son article de 1933 dans le Revue des Sciences Aéronautiques, devait voler très vite dans le régime de compressibilité. 31 Sa conception considérait l'avion montré à gauche reproduit directement à partir de son article. Ici, vous voyez un avion très profilé (pour l'époque) avec une aile droite et effilée ayant une section de profil aérodynamique symétrique NACA 0018 au centre, et s'amincissant à 9 pour cent profil aérodynamique épais NACA 0009 à la pointe. Stack a même testé un modèle de cette conception (sans surfaces de queue) dans le tunnel à densité variable de Langley. Il a estimé le coefficient de traînée de l'avion en utilisant les données qu'il avait mesurées dans le tunnel à grande vitesse de onze pouces. En supposant un fuselage assez grand pour contenir un moteur Rolls-Royce de 2 300 chevaux, Stack a calculé que l'avion à hélice aurait une vitesse maximale de 566 milles à l'heure, bien au-delà de celle de n'importe quel avion volant à l'époque, et bien dans le régime. de compressibilité. L'enthousiasme de Stack concernant les possibilités de cet avion se reflète dans le graphique dessiné à la main, reproduit à la page 77. Dessiné par Stack en 1933, ce graphique montre la puissance requise en fonction de la vitesse, en comparant les résultats avec et sans les effets de la compressibilité . Son croquis à la main de l'avion se trouve en haut du graphique (avec les traces de rouille vieillies de deux trombones). Ce graphique a été trouvé par l'auteur enterré dans les fichiers John Stack des archives de Langley. La raison pour laquelle il est mentionné et reproduit ici est que, à peine distinguable au bas du graphique reproduit, Stack avait écrit « Envoyé à la réunion du comité, octobre 1933 ». Stack était tellement convaincu de la viabilité de son avion de recherche qu'il avait envoyé ce graphique dessiné à la main rapidement préparé à la réunion bisannuelle du comité plénier de la NACA à Washington en octobre 1933. En fin de compte, la NACA n'a pas agi pour aider Stack trouver un développeur pour l'avion, mais selon les mots de Hansen, "les résultats optimistes de son étude papier ont convaincu de nombreuses personnes à Langley que le potentiel de voler à des vitesses bien supérieures à 500 miles par heure était là." 32

      31. Stack, « Effets de la compressibilité sur le vol à grande vitesse », pp. 40-43.

      32. Hansen, Ingénieur responsable, p. 256.

      DE LA SCIENCE DE L'INGÉNIEUR À LA GRANDE SCIENCE 81


      Graphique et croquis dessinés à la main par John Stack, 1933. L'effet de la compressibilité sur la puissance requise pour un avion hypothétique. Ce croquis a ensuite été envoyé à la réunion du comité d'octobre 1933 de la NACA à Washington. Des papiers de John Stack aux archives de Langley de la NASA.

      82 LA RECHERCHE SUR LE VOL SUPERSONIQUE ET LA RUPTURE DE LA BARRIÈRE SONORE

      L'avion de recherche à grande vitesse - pour de vrai

      L'état de l'aérodynamique à grande vitesse en 1939 peut être illustré par un graphique, schématisé dans la figure ci-dessous. Ici, la variation du coefficient de traînée d'un avion est représentée en fonction du nombre de Mach en flux libre. Du côté subsonique, en dessous de Mach un, les données de soufflerie ont indiqué l'augmentation rapide familière du coefficient de traînée à mesure que Mach un est approché. Du côté supersonique, les balisticiens savaient depuis des années, étayés par les résultats de la théorie supersonique linéarisée développée par Jakob Ackeret en Allemagne depuis 1928, comment le coefficient de traînée se comportait au-dessus de Mach un. 33 Bien entendu, tous les avions à cette époque se trouvaient du côté subsonique de la courbe illustrée dans la figure ci-dessous. John Stack a bien résumé la situation en 1938 :

      Essentiellement, le régime de vol juste en dessous et juste au-delà de la vitesse du son était inconnu - un écart transsonique, comme illustré schématiquement ci-dessous.

      Schéma des variations subsoniques et supersoniques du coefficient de traînée pour un profil aérodynamique, illustrant la position du régime transsonique pour lequel pratiquement aucune information n'était disponible dans les années 1930 et 1940.

      33. Anderson, Flux compressible moderne, p. 270-73.

      34. Stack Lindsey et Littell, "Compressibility Burble and the Effect of Compressibility on Pressures and Forces Acting on an Airfoil."

      DE LA SCIENCE DE L'INGÉNIEUR À LA GRANDE SCIENCE 83

      La communauté aéronautique en général a été soudainement éveillée aux réalités du régime de vol inconnu en novembre 1941, lorsque le pilote d'essai de Lockheed Ralph Virden n'a pas pu sortir le nouveau P-38 haute performance d'une plongée à grande vitesse et s'est écrasé. Virden a été le premier décès humain dû à des effets de compressibilité défavorables, et le P-38, illustré ci-dessous, a été le premier avion à souffrir de ces effets. Le P-38 a dépassé son nombre critique de Mach lors d'une plongée opérationnelle et a bien pénétré le régime de bulle de compressibilité à sa vitesse de plongée terminale, comme le montre le graphique à barres de la page 80 . 35 Le problème rencontré par Virden, et de nombreux autres pilotes de P-38 à cette époque, était qu'au-delà d'une certaine vitesse en piqué, les commandes de profondeur avaient soudain l'impression d'être verrouillées. Et pour aggraver les choses, la queue a soudainement produit plus de portance, tirant le P-38 dans un même

      Lockheed P-38, le premier avion à rencontrer de graves problèmes de compressibilité.

      35. Ce graphique est tiré de la figure de la page 78 de l'article de R. L. Foss, « From Propellers to Jets in Fighter Aircraft Design », dans Jay D. Pinson, éd., Jubilé de diamant du vol motorisé : l'évolution de la conception des avions (New York, NY : American Institute of Aeronautics and Astronautics, 1978), pp. 51-64.

      84 LA RECHERCHE EN VOL SUPERSONIQUE ET LA RUPTURE DE LA BARRIÈRE SONORE


      Diagramme à barres montrant l'ampleur de la pénétration du P-38 dans le régime de compressibilité.

      plongée plus raide. C'est ce qu'on a appelé le problème du "tuck-under". Il est important de noter que le NACA a rapidement résolu ce problème, en utilisant son expertise en effets de compressibilité. Bien que Lockheed ait consulté divers aérodynamiciens, dont Theodore Von Kármán de Caltech, il s'est avéré que John Stack de NACA Langley, avec son expérience accumulée dans les effets de compressibilité, était le seul à diagnostiquer correctement le problème. L'aile du P-38 a perdu de la portance lorsqu'elle a rencontré le bulle de compressibilité. En conséquence, l'angle de vent descendant de l'écoulement derrière l'aile a été réduit. Cela a à son tour augmenté l'angle d'attaque effectif du flux rencontré par la queue horizontale, augmentant la portance sur la queue, et le tangage du P-38 à un piqué de plus en plus raide totalement au-delà du contrôle du pilote. La solution de Stack était de placer un volet spécial sous l'aile, à n'utiliser que lorsque ces effets de compressibilité étaient rencontrés. Le volet n'était pas un volet de plongée conventionnel destiné à réduire la vitesse. L'idée de Stack était plutôt d'utiliser le volet pour maintenir la portance face à la bulle de compressibilité, éliminant ainsi le changement d'angle de downwash et permettant ainsi à la queue horizontale de fonctionner correctement. Ceci est un exemple graphique de la façon dont, au début du vol à grande vitesse, la recherche sur la compressibilité NACA s'est avérée vitale alors que de vrais avions ont commencé à se faufiler sur Mach One. 36

      En effet, il était temps pour réel avions à utiliser pour sonder les mystères de l'espace transsonique inconnu. Il était temps que l'avion de recherche à grande vitesse devienne une réalité. La première proposition concrète dans ce sens a été faite par Ezra Kotcher, instructeur principal à l'école d'ingénierie de l'armée de l'air à Wright Field (un précurseur de l'actuel Air Force Institute of Technology). Kotcher était diplômé en 1928 de l'Université de Californie,

      36. Le problème « tuck-under » et sa solution technique sont décrits dans John D. Anderson, Jr., Introduction au vol (New York, NY. McGraw-Hill Book Co., 3e édition, 1989), pp. 406-08.

      DE LA SCIENCE DE L'INGÉNIEUR À LA GRANDE SCIENCE 85

      Berkeley, avec un B.S. diplôme en génie mécanique. La même année où John Stack a franchi pour la première fois les portes de Langley en tant qu'ingénieur aéronautique junior, Kotcher est entré pour la première fois dans l'Air Corps Wright Field, également en tant qu'ingénieur aéronautique junior. Ces deux ingénieurs étaient contemporains l'un de l'autre et tous deux s'intéressaient à l'aérodynamisme à grande vitesse. Les carrières de ces deux personnes se conjugueront pour le développement du Bell X-1 dans les années 1940. La proposition de Kotcher, rédigée au cours de la période mai-août 1939, était une réponse à la demande du major-général Henry H. "Hap" Arnold d'une enquête sur les avions militaires avancés à l'avenir. La proposition contenait un plan pour un programme de recherche sur les vols à grande vitesse. Kotcher a souligné les aspects inconnus de l'espace transsonique et les problèmes associés au bulle de compressibilité tels qu'élucidés par le NACA, et a conclu que la prochaine étape importante était un programme de recherche en vol à grande échelle. 37 L'Army Air Corps n'a pas immédiatement répondu à cette proposition.

      Pendant ce temps, de retour à Langley, l'idée d'un avion de recherche à grande vitesse prenait de l'ampleur. Au moment où les États-Unis sont entrés dans la Seconde Guerre mondiale en décembre 1941, John Stack avait étudié le comportement de l'écoulement dans les souffleries lorsque l'écoulement dans la section d'essai était proche ou à Mach un. Il a découvert que lorsqu'un modèle était monté dans l'écoulement, le champ d'écoulement dans la section d'essai s'effondrait essentiellement et que toute mesure aérodynamique était sans valeur. Il a conclu que le développement réussi de telles souffleries transsoniques était un problème aux proportions herculéennes, et était loin dans l'avenir. Pour en savoir plus sur l'aérodynamique du vol transsonique, le seul recours semblait être un véritable avion qui volerait dans ce régime. Ainsi, lors de plusieurs visites du Dr George Lewis, directeur de la recherche aéronautique du NACA, Stack a saisi l'occasion pour évoquer l'idée. Lewis, qui aimait Stack et appréciait le talent qu'il apportait à la NACA, n'était pas tout de suite en faveur de l'idée d'un avion de recherche. Mais au début de 1942, il a laissé une fissure dans la porte. Pour reprendre les mots de Hansen : « Il a laissé Stack avec l'idée, cependant, que certaines estimations de faible priorité, au fond de l'enveloppe pour identifier les caractéristiques de conception les plus souhaitables d'un avion transsonique ne pourraient nuire à personne, à condition qu'elles ne détournent pas l'attention de affaire plus urgente." 38

      1. était un petit avion à turboréacteur,
      2. devait décoller par ses propres moyens du sol,
      3. était d'avoir une vitesse maximale de Mach 1, mais la principale caractéristique était de pouvoir voler en toute sécurité à des vitesses subsoniques élevées,
      4. devait contenir une grande charge utile d'instruments scientifiques pour mesurer le comportement acrodynamique et dynamique de vol à des vitesses proches du son, et
      5. devait commencer son programme d'essai à l'extrémité inférieure du régime de compressibilité, et progressivement au fil du temps se faufiler jusqu'à Mach un lors des vols ultérieurs.

      37. Le rôle de Kotcher dans le développement de l'avion de recherche à grande vitesse est joliment présenté par Hallion dans Vol supersonique, en commençant par la p.12 et en continuant tout au long du livre. Comme indiqué dans la note 1 ci-dessus, le livre de Hallion est encore aujourd'hui la source la plus définitive sur les circonstances qui ont conduit au Bell X-1.

      38. Hansen, Ingénieur responsable, p. 259.

      86 LA RECHERCHE EN VOL SUPERSONIQUE ET LA RUPTURE DE LA BARRIÈRE SONORE

      L'objectif important était les données aérodynamiques à des vitesses subsoniques élevées, pas nécessairement pour voler dans le régime supersonique. Ces caractéristiques sont devenues [presque] une magna carta pour les ingénieurs de Langley, et pour John Stack en particulier.

      Les exigences du temps de guerre accélérèrent considérablement les recherches sur les problèmes de compressibilité aérodynamique à grande vitesse qui retenaient désormais l'attention non seulement de la NACA, mais aussi de l'armée et de la marine. Stack, qui était devenu chef de section adjoint du tunnel à densité variable d'Eastman Jacob en 1935, et chef des souffleries à grande vitesse en 1937, a été nommé chef de la nouvelle division de recherche sur la compressibilité en 1943. 39 Stack avait maintenant son position la plus influente à ce jour pour promouvoir l'avion de recherche à grande vitesse.

      Le Bell X-1 : Point et Contrepoint

      Bien que la NACA possédait les connaissances et la technologie en matière de compressibilité, l'armée et la marine disposaient de l'argent nécessaire à la conception et à la construction d'un avion de recherche. Il était donc approprié que le Bell X-1 ait été conçu lors d'une visite fatidique de Robert J. Woods de Bell Aircraft au bureau d'Ezra Kotcher le 30 novembre 1944. Woods, qui avait des liens avec la NACA parce qu'il avait travaillé à Langley en 1928- 1929 dans le tunnel à densité variable, s'était associé à Lawrence D. Bell en 1935 pour former la Bell Aircraft Corporation à Buffalo, New York. Ce jour-là en novembre, Woods était passé au bureau de Kotcher simplement pour discuter. Au cours de la conversation, Kotcher a relayé l'information selon laquelle l'armée, avec l'aide de la NACA, souhaitait construire un avion de recherche spécial à grande vitesse non militaire. Après avoir détaillé les spécifications de l'armée pour l'avion, Kotcher a demandé à Woods si la Bell Corporation était intéressée par la conception et la construction de l'avion. Woods a dit oui. Les dés étaient jetés. 40

      Lorsque Kotcher parlait avec Woods, il opérait avec une certaine autorité. En 1944, les ingénieurs de l'armée et de la NACA se sont réunis pour définir la nature d'un programme conjoint d'avions de recherche. De plus, à la mi-1944, Kotcher avait reçu l'approbation de l'armée pour la conception et l'acquisition d'un tel avion. Cependant, le concept de l'avion de recherche à grande vitesse de l'armée était quelque peu différent de celui de la NASA. Pour comprendre cette différence, il faut examiner deux situations existant à l'époque

      La première situation était celle d'une croyance commune et publique dans le « mur du son ». Le mythe du mur du son a commencé en 1935, lorsque l'aérodynamicien britannique W. F. Hilton expliquait à un journaliste certaines des expériences à grande vitesse qu'il menait au National Physical Laboratory. Pointant vers un tracé de traînée aérodynamique, Hilton a déclaré: "Voyez comment la résistance d'une aile se dresse comme une barrière contre une vitesse plus élevée à mesure que nous approchons de la vitesse du son." Le lendemain matin, les principaux journaux britanniques déformaient le commentaire de Hilton en faisant référence au "mur du son". 41 L'idée d'une barrière physique au vol « que les avions ne pourraient jamais voler plus vite que la vitesse du son » s'est répandue parmi le public.De plus, même si la plupart des ingénieurs savaient différemment, ils avaient encore des incertitudes quant à l'augmentation de la traînée dans le régime transsonique, et étant donné les faibles niveaux de poussée des moteurs d'avion à cette époque, la vitesse du son se profilait certainement comme une énorme montagne à monter.

      39. Résumé biographique et description de poste officiel de la NASA Extrait des dossiers de John Stack, Langley Historical Archives.

      40. Hallion, Vol supersonique, p. 34.

      41. W.F. Hilton, « Installations de recherche aéronautique britanniques », Journal de la Royal Aeronautical Society 70 (numéro du centenaire, 1966) : 103-104.

      DE LA SCIENCE DE L'INGÉNIEUR À LA GRANDE SCIENCE 87

        Par conséquent, l'armée a considéré l'avion de recherche à grande vitesse comme suit :
    • Il devrait être propulsé par une fusée.
    • Il devrait tenter, au début de son programme de vol, de voler de manière supersonique, pour montrer à tout le monde que le mur du son pourrait être franchi.
    • Plus tard dans le processus de conception, il a été déterminé qu'il devrait être lancé par air plutôt que de décoller du sol.
    • Tous ces éléments étaient en conflit avec l'approche plus prudente et scientifique de la NACA. Cependant, l'armée payait pour le X-1, et les vues de l'armée ont prévalu.

      Bien que John Stack et la NACA ne soient pas d'accord avec les spécifications de l'armée, ils ont néanmoins fourni autant de données techniques que possible tout au long de la conception du X-1. Faute de données de soufflerie appropriées et de solutions théoriques pour l'aérodynamique transsonique, le NACA a développé trois méthodes provisoires pour l'acquisition de données aérodynamiques transsoniques. En 1944, Langley a effectué des tests en utilisant le corps tombant concept. Les ailes étaient montées sur des missiles ressemblant à des bombes qui ont été largués d'un B-29 à une altitude de 30 000 pieds. Les vitesses terminales de ces modèles atteignaient parfois des vitesses supersoniques. Les données étaient limitées, consistant principalement en des estimations de la traînée, mais les ingénieurs de la NACA les considéraient suffisamment fiables pour estimer la puissance requise pour un avion transsonique. Toujours en 1944, Robert R. Gilruth, chef de la Section de recherche en vol, a mis au point le écoulement des ailes méthode, dans laquelle une aile modèle était montée perpendiculairement au bon endroit sur l'aile d'un P-51D. Lors d'une plongée, le P-51 prendrait suffisamment de vitesse, jusqu'à environ Mach 0,81, pour qu'un écoulement supersonique local se produise au-dessus de son aile. Le petit modèle d'aile monté perpendiculairement sur l'aile du P-51 serait totalement immergé dans cette région d'écoulement supersonique, fournissant un environnement d'écoulement à grande vitesse unique pour le modèle. En fin de compte, ces tests d'écoulement alaire ont fourni au NACA les tracés de données transsoniques les plus systématiques et les plus continus jamais assemblés. 42 La troisième méthode palliative était modèle-fusée essai. Ici, des modèles d'ailes ont été montés sur des roquettes, qui ont été tirées depuis les installations de la NACA à Wallops Island, sur la côte est de la Virginie. Les données de toutes ces méthodes, ainsi que le noyau existant de données de compressibilité obtenues par le NACA au cours des 20 dernières années, comme décrit dans les sections précédentes de ce chapitre, ont constitué la base scientifique et technique à partir de laquelle Bell Aircraft Corp. a conçu le X -1.

      Enfin, nous notons que le NACA était responsable de l'instrumentation qui était logée à l'intérieur du Bell X-1 Cette instrumentation et son emplacement sur le X-1 sont illustrés à la page 84. Ceci est un exemple de l'un de ces aspects invisibles de la technologie sur dont dépend l'acquisition des données historiques. Il est normal que le NACA ait excellé dans les deux aspects du concept X-1 - la configuration externe et les instruments essentiels montés à l'intérieur pour l'acquisition de connaissances quantitatives.

      42. Hansen, ingénieur responsable, p. 267.

      88 LA RECHERCHE SUR LE VOL SUPERSONIQUE ET LA RUPTURE DE LA BARRIÈRE SONORE


      Schéma de l'instrumentation montée par le NACA dans le Bell X-1.

      Briser le mur du son

      Nous avons commencé ce chapitre en nous transportant au 14 octobre 1947 et en chevauchant avec Chuck Yeager alors qu'il pilotait le Bell X-1 à travers le mur du son, devenant ainsi le premier humain à voler plus vite que le son. Les événements détaillés de 1946 et 1947 qui ont finalement abouti à ce vol (le programme de conception, de construction et d'essais en vol de Bell, et les préparatifs intenses de l'armée pour la manipulation du X-1 à Muroc) sont bien relatés par les historiens Richard P. Hallion et James O. Young. 43 Rien ne sert de les répéter ici. Nous revenons plutôt à l'objet de ce chapitre tel qu'énoncé dans les paragraphes d'introduction. Le premier vol supersonique du Bell X-1 a représenté l'aboutissement de 260 ans de recherche sur les mystères de l'aérodynamique à grande vitesse. C'était surtout le fruit de 23 années de recherche perspicace en aérodynamique à grande vitesse par la recherche NACA qui représente l'une des histoires les plus importantes de l'histoire de l'ingénierie aéronautique.

      43. Hallion, Vol supersonique, James O. Young, Symposium supersonique : Les hommes de Mach I (Edwards Air Force Base, CA : Air Force Flight Test Center History Office, septembre 1990), pp. 1-89.

      DE LA SCIENCE DE L'INGÉNIEUR À LA GRANDE SCIENCE 89

      Le 17 décembre 1948, le président Harry S. Truman a remis conjointement à trois hommes le trophée Collier, âgé de trente-sept ans, pour « la plus grande réalisation aéronautique depuis le vol initial de l'avion des frères Wright ». 44 Le Trophée, officiellement le Trophée Collier pour l'année 1947, était la plus haute reconnaissance officielle possible pour les réalisations incarnées dans le X-1. La page d'annonce du numéro du 25 décembre 1948 de Collier's magazine est présenté à la page 86. À juste titre, John Stack était l'un des trois hommes, reconnu comme le scientifique, avec Lawrence D. Bell, le constructeur, et le capitaine Charles E. Yeager, le pilote. La citation de Stack disait : "pour des recherches pionnières visant à déterminer les lois physiques affectant le vol supersonique et pour sa conception des avions de recherche transsoniques." Un objectif majeur de ce chapitre était de donner un sens à cette citation. tant de choses se cachent dans ces quelques mots. 45 Invisible sur cette photographie, mais présente dans l'esprit, se trouve l'équipe de chercheurs du NACA qui a également travaillé à la détermination des lois physiques affectant le vol supersonique et à la conceptualisation de l'avion de recherche transsonique. En ce sens, le Trophée Collier 1947 était une récompense « mondiale » récompensant l'ensemble du programme de recherche à grande vitesse de la NACA.

      Le Trophée Collier de 1947 était également une reconnaissance du rôle de la science de l'ingénierie dans le succès ultime du Bell X-1. Notez que dans le prix, John Stack est explicitement reconnu comme un scientifique (pas un ingénieur). C'est un peu un terme impropre « Stack fonctionnait comme un scientifique en génie dans cette activité, ni un pur scientifique ni un pur ingénieur. Le NACA avait fourni tous les éléments qui ont permis à cette contribution des sciences de l'ingénieur de se produire.

      Au moment de ce prix, John Stack était chef adjoint de la recherche à la NACA Langley. En 1952, il est nommé directeur adjoint de Langley. À ce moment-là, il avait reçu son deuxième trophée Collier, le trophée 1951, pour le développement de la soufflerie à gorge fendue. En 1961, trois ans après que la NACA a été absorbée par la National Aeronautics and Space Administration, Stack est devenu directeur de la recherche aéronautique au siège de la NASA à Washington. Désespéré de la désaccentuation de l'aéronautique à la NASA, après trente-quatre ans de service au gouvernement avec la NACA et la NASA, Stack a pris sa retraite en 1962 et est devenu vice-président de l'ingénierie pour Republic Aircraft Corporation à Long Island. Lorsque Republic a été absorbé par Fairchild Hiller en 1965, Stack a été nommé vice-président de cette société, prenant sa retraite en 1971. Le 18 juin 1972, Stack est tombé d'un cheval dans sa ferme de Yorktown, en Virginie, et a été mortellement blessé. Il est enterré dans le cimetière paroissial de l'église Grace Episcopal à Yorktown, à quelques kilomètres seulement du Langley Research Center de la NASA. Aujourd'hui, des F-15 de la base aérienne de Langley à proximité survolent le cimetière, des avions capables de voler régulièrement à près de trois fois la vitesse du son, grâce à l'héritage de John Stack et du programme de recherche à grande vitesse de la NACA.

      44. Collier's, 25 décembre 1948.

      45. Dossiers John Stack, Archives de la NASA à Langley.

      90 LA RECHERCHE SUR LE VOL SUPERSONIQUE ET LA RUPTURE DE LA BARRIÈRE SONORE


      SCIENTIFIQUE: John Stack, chercheur scientifique du gouvernement au cours des 20 dernières années au sein du Comité consultatif national de l'aéronautique, est le premier des trois hommes à se partager le trophée Collier pour la réalisation d'un vol supersonique humain. C'est grâce à la prise de conscience de Stack de la nécessité absolue d'avions toujours supérieurs et à son étude intensive des problèmes du vol supersonique qu'un programme viable pour la construction d'un avion de recherche a vu le jour. FABRICANT: Lawrence D. Bell, président de Bell Aircraft Corporation, a obtenu le contrat de l'Air Force pour concevoir et construire l'avion développé à partir de la présentation scientifique de Stack sur le vol supersonique. Bell a la réputation de s'attaquer à l'inhabituel, au non conventionnel et à ce que certains appellent l'impossible. Le navire qu'il a conçu et construit était le Bell X-1 qui, avant sa livraison, a été testé en 21 vols à une vitesse légèrement inférieure à la vitesse du son. PILOTE: Le capitaine Charles E. Yeager, de l'USAF, a été choisi parmi les meilleurs pilotes d'essai du pays pour piloter l'avion mis au point par Stack et construit par Bell. Considéré comme « un aviateur naturel, s'il y a une telle chose », le 14 octobre 1947, Yeager est devenu le premier homme à voler plus vite que la vitesse du son. C'est pour l'accomplissement combiné de ces trois hommes dans leur pénétration réussie de la barrière transsonique que le Trophée Collier pour 1947 a été décerné.
      Le Trophée Collier

      Pour un vol au-delà de la vitesse du son

      La première page de l'annonce par le magazine Collier's des gagnants du Trophée Collier 1947, le 25 décembre 1948.


      La joie de la découverte

      J'ai commencé “A Few Words About Birds” de cette façon : “Un article d'opinion récent dans Le Virginian-Pilote, le plus grand quotidien de Virginie, commençait par les mots : ‘Tout d'abord, merci de m'avoir lu.’ J'aimerais commencer, ici, de la même manière. Tout d'abord, merci d'avoir lu. Je le pense sincèrement. Cela a été suivi d'une photo d'Oscar le Grouch. Carol Spinney, la voix du personnage, venait de décéder. Eh bien, je tiens à remercier à nouveau les lecteurs. Vos visites ici signifient beaucoup. Je fais de mon mieux pour publier des articles de qualité qui divertissent et aident.

      Observation des oiseaux

      L'observation des oiseaux est considérée comme beaucoup de choses. Mais une chose c'est avec certitude est la joie de la découverte. “Birding apporte la joie de la découverte et de la surprise. Vous ne savez pas ce que vous allez voir, mais vous trouverez quelque chose à chaque fois », a déclaré l'ornithologue John Rowden. Voici quelques découvertes récentes que cet ornithologue a faites. Comme d'habitude, j'inclurai un mot ou deux sur la photographie d'oiseaux.

      Gros-bec bleu

      Il s'agit d'un gros-bec bleu mâle qui mue et change pour le premier été. Bientôt, il ressemblera au mâle adulte représenté à la fin des histoires d'oiseaux. Je l'ai capturé alors qu'il appelait et fouillait dans le couloir de la ligne électrique à Indian River Park à Chesapeake, en Virginie. Comme je le fais si souvent, j'ai utilisé un store naturel (arbuste) pour cacher ma présence et attendre le bon moment.

      Gros-bec bleu mâle

      Grande Aigrette

      J'ai utilisé la même stratégie pour photographier cette grande aigrette en train de se lisser dans le parc Lakeside voisin. Cette fois, je me suis caché derrière un arbre (et j'ai également utilisé une fourche dans l'arbre pour soutenir mon objectif). L'arbre n'était pas seulement une peau naturelle. C'était aussi un trépied naturel.

      Grande Aigrette

      Buses à épaulettes

      Une heure environ avant de prendre la photo du Gros-bec bleu, j'ai capturé autre chose (et quelque chose de spécial). Laissez-moi poser les bases. Il y a plusieurs semaines, une femme que j'ai rencontrée à Indian River Park m'a dit qu'il y avait un nid de Buse à épaulettes là-bas. Elle ne savait pas où c'était. Je l'ai découvert quelques jours plus tard. C'était dans l'entrejambe juste en dessous de la canopée d'un grand pin. Le pin n'était pas loin du couloir. Regardant par-dessus le bord du nid se trouvaient 3 oisillons d'apparence saine.

      Eh bien, en scannant le bord du couloir le jour où j'ai pris la photo du Gros-bec bleu, j'ai repéré les parents des oisillons. J'avais déjà vu et photographié l'un d'eux auparavant, mais je ne les avais jamais vus tous les deux. Le couple s'accouplait sur une branche d'arbre non loin du nid. J'ai pris un certain nombre de photos en mode rafale. Voici le meilleur.

      Couple reproducteur Buse à épaulettes

      Voici une photo des oisillons.

      Poussins de Buse à épaulettes

      Et voici une photo antérieure de l'un des adultes.

      Buse à épaulettes

      La photo des poussins aurait été incertaine si je n'avais pas porté un objectif long et rapide et un bon appareil photo plein format avec une capacité ISO élevée. J'ai mentionné l'importance d'un appareil photo plein format dans “Birds’ Stories.”

      Bobolinks

      La semaine dernière, j'ai emmené cet objectif long et rapide et cet appareil photo plein format (un objectif Canon 500 mm f/4 II et un reflex numérique Canon EOS 1D X) à Money Point à Chesapeake. J'utilisais également une rallonge 1.4X III pour une plus grande portée. Alors que j'étais sur le point de finir d'observer les oiseaux et de monter dans mon camion, j'ai entendu des chants qui m'ont arrêté dans mon élan. J'ai levé mes jumelles pour trouver un troupeau de goglus migrateurs le long de la frontière entre le site de restauration du projet Elizabeth River et un champ non tondu adjacent.

      Bobolinks

      Voici comment ils sonnaient (je suis revenu le lendemain avec mon matériel d'enregistrement).

      Les goglus sont des migrateurs sur de longues distances qui hivernent dans le sud de l'Amérique du Sud et se reproduisent dans les États du nord des États-Unis et le sud du Canada. C'est aussi une espèce de prairie dont l'habitat est en train de disparaître et dont les effectifs sont en déclin. Mais ils semblaient vraiment apprécier les logements qu'ils avaient trouvés à Money Point. La rumeur dit qu'ils se sont reposés et ont fait le plein pendant plus de quelques jours.

      Goglu mâle

      Moineau des prés

      Après être retourné à mon camion et avant de monter, j'ai remarqué un autre oiseau des prairies. C'était un Bruant des prés qui se nourrissait au sol. Ces oiseaux hivernent à Money Point (et seulement une poignée d'autres endroits dans Hampton Roads). Comme le Goglu des prés et pour la même raison, leur nombre est en déclin, du moins dans certaines régions. Alors que le petit oiseau se déplaçait, apparaissant puis disparaissant, j'étais content d'avoir suivi mes propres conseils (veuillez consulter l'avant-dernière astuce photo à la fin de “Bird Photos and Photo Tips at Midyear“). J'ai pu prendre quelques clichés rapides de l'oiseau avant de le perdre. Voici mon préféré.

      Moineau des prés

      Alors que je me dirigeais vers mon camion pour rentrer chez moi, j'ai entendu le doux chant d'une autre espèce des prairies (!), une sturnelle des prés. Un couple reproducteur a un nid au sol dans un autre champ Money Point non tondu.


      Mouvements d'hivernage du gros-bec errant

      Suivi des mouvements irruptifs des gros-becs errants hivernants (Coccothraustes vespertinus) de l'ouest de la Pennsylvanie

      David Yeany II, écologiste aviaire, Pennsylvania Natural Heritage Program, Western Pennsylvania Conservancy, [email protected]

      Lucas DeGroote, coordinateur de la recherche aviaire, Powdermill Nature Reserve, Carnegie Museum of Natural History, [email protected]

      Depuis 2008, des populations hivernales de gros-bec errant sont régulièrement présentes dans le comté de Forest, en Pennsylvanie, au cœur de la forêt nationale d'Allegheny (ANF) sur un site de la ville de Marienville. Le Pennsylvania Natural Heritage Program a documenté ces oiseaux sur ce site au cours de 6 des 13 dernières années (saisons d'irruption annuelles d'octobre à mai) avec 100 individus ou plus enregistrés au cours de l'hiver 2012-2013. Bien que les occurrences hivernales régionales aient été plus sporadiques et que les populations continentales aient diminué de 92 % depuis 1970 selon Partners in Flight, les gros-becs du soir continuent de revenir dans l'ANF pendant l'hiver. Cela soulève un certain nombre de questions : 1) pourquoi les gros-becs nocturnes reviennent-ils sans cesse dans cette région ? 2) ont-ils une véritable fidélité au site ? 3) où ces populations irruptives retournent-elles nicher ? 4) dans quelle mesure parcourent-ils le paysage régional pendant l'hiver ? 5) que pouvons-nous apprendre sur le timing de leurs mouvements ?

      Le PNHP et le CMNH sont toujours en train d'obtenir et de traiter des données Motus pour ces oiseaux, et nous cherchons à poursuivre notre projet avec une irruption de gros-bec nocturne prévue au cours de l'hiver 2020-2021. Nous espérons être en mesure de déployer plus d'émetteurs sur les oiseaux faisant irruption au sud dans l'ouest de la Pennsylvanie et chercherons également des opportunités de suivre les oiseaux dans d'autres endroits.

      Les gros-becs nocturnes de cette étude devraient toujours avoir des bandes de couleur et le PNHP et le CMNH demandent que toute observation de ces oiseaux soit envoyée à [email protected]

      Ce projet a été souligné dans le cadre des travaux de l'Allegheny Bird Conservation Alliance dans le tout premier rapport annuel du Pennsylvania Natural Heritage Program en 2018 :


      Organisation

      L'Office de l'Eau comprend :

      Bureau immédiat de l'administrateur adjoint pour l'eau (IO)

      Ce que nous faisons

      Sous la direction de l'administrateur adjoint, le bureau immédiat exécute une variété de politiques, de communication, de gestion des ressources et de fonctions opérationnelles pour la gestion du programme national de l'eau. L'OI travaille également sur des questions générales ou émergentes en coordination avec ses bureaux de programme et d'autres parties de l'EPA.

      Organisation des OI

      Office des Eaux Souterraines et de l'Eau Potable (OGWDW)

      Ce que nous faisons

      • élaborer et aider à mettre en œuvre des normes nationales sur l'eau potable
      • superviser et aider au financement des programmes d'eau potable de l'État et des programmes de protection des sources d'eau
      • aider les petits réseaux d'eau potable
      • protéger les sources souterraines d'eau potable grâce au programme de contrôle des injections souterraines et
      • informer le public sur la qualité de l'eau potable.
      Programmes et projets gérés par OGWDW

      Organisation OGWDW

      L'Office des Eaux Souterraines et de l'Eau Potable comprend :

      • Division des normes et de la gestion des risques
        Eric Burneson, directeur

        Bureau de la science et de la technologie (OST)

        Ce que nous faisons

        L'OST travaille avec les États, les tribus et d'autres parties prenantes pour développer des niveaux de qualité d'eau salubre recommandés pour les substances toxiques, les nutriments et les agents pathogènes afin de garantir que les eaux de notre pays peuvent être utilisées pour la pêche, la natation et l'eau potable. L'OST élabore également des normes de performance nationales économiquement et technologiquement réalisables pour lutter contre la pollution de l'eau par l'industrie.

        Programmes gérés par l'OST

        Organisation OST

        Le Bureau de la science et de la technologie comprend :

        • Division de l'ingénierie et de l'analyse
          Mike Scozzafava, directeur par intérim

          Bureau de la gestion des eaux usées (OWM)

          Ce que nous faisons

          OWM soutient la Clean Water Act en promouvant une utilisation efficace et responsable de l'eau, le traitement, l'élimination et la gestion des eaux usées et en encourageant la protection et la restauration des bassins versants. Nous fournissons des normes réglementaires, des approches de gestion volontaires et une assistance financière et technique aux États, aux tribus, aux communautés et aux entités réglementées pour protéger la santé humaine et les écosystèmes aquatiques, réduire les inondations et protéger les investissements dans les infrastructures du pays.

          Programmes et projets gérés par OWM

          Organisation OWM

          Le Bureau de la gestion des eaux usées comprend :

          • Division des infrastructures hydrauliques
            Raffael Stein, directeur

            Bureau des terres humides, des océans et des bassins versants (OWOW)

            Ce que nous faisons

            OWOW travaille à protéger nos écosystèmes d'eau douce, estuariens, côtiers et océaniques, y compris les bassins versants et les zones humides. Nous réglementons et surveillons les déversements océaniques et les rejets de navires, et réduisons les déchets aquatiques et les débris marins. Nous protégeons la qualité de l'eau et les habitats dans 28 estuaires à travers le pays. Nous contrôlons les eaux de ruissellement polluées et restaurons les eaux dégradées.


            6 sites surprenants dans le sud-ouest du Minnesota

            Alors qu'une grande partie du Minnesota est caractérisée par des bois et de l'eau, le coin sud-ouest de l'État a un attrait particulier qui lui est propre. Des fermes pittoresques, des éoliennes imposantes et de charmantes petites villes donnent aux visiteurs une ambiance distincte qui ne peut être trouvée nulle part ailleurs.

            Les visiteurs novices seront peut-être surpris de découvrir tout ce qu'il y a à voir et à faire dans cette région. Sans ordre particulier, voici six attractions uniques que vous ne pouvez trouver que dans le sud-ouest du Minnesota.

            1. Spomer Classics, Worthington

            Spomer Classic Car Museum, Worthington

            Il n'est ouvert que sur rendez-vous, mais les amateurs de voitures et les collectionneurs ne devraient pas manquer ce musée unique en son genre. Une Oldsmobile classique, une Pontiac Trans Am, une Chevrolet Bel Air et une Firebird ne sont que quelques-unes des voitures emblématiques exposées. Mais encore plus impressionnants sont les plus de 200 enseignes au néon vintage des concessionnaires automobiles et des concessionnaires de matériel agricole, qui donnent à l'endroit une lueur impressionnante lorsque le propriétaire appuie sur l'interrupteur.

            Palais de justice de Luverne la nuit / Jim Brandenburg

            Cette attraction à deux ravira à la fois les amateurs d'art et les passionnés d'histoire de votre groupe. Au premier étage du Rock County Veterans Memorial Building, la Brandenburg Gallery présente le travail du photographe le plus célèbre du Minnesota, Jim Brandenburg. Le natif de Luverne a passé 30 ans avec National Geographic et a toujours une passion pour sa ville natale. Tous les bénéfices de la galerie Luverne sont reversés à la Brandenburg Prairie Foundation, dont la mission est «d'éduquer, d'étendre et de promouvoir les prairies indigènes du sud-ouest du Minnesota».

            Les étages supérieurs du bâtiment abritent le musée militaire Herreid, qui raconte les histoires de service et de sacrifice de la guerre civile à la Seconde Guerre mondiale. Les artefacts exposés comprennent la queue d'un avion de chasse de la Première Guerre mondiale et des uniformes militaires de soldats du comté de Rock. Enfin, le dernier étage présentera des expositions de la guerre de Corée à nos jours.

            Observez les troupeaux de bisons errants dans les parcs d'État de Minneopa et Blue Mounds / Roy Son

            Une falaise de quartzite Sioux s'élevant à 100 pieds dans les airs et l'un des derniers troupeaux de bisons de race pure au monde ne sont que deux des qualités distinctives de ce parc d'État situé au nord de Luverne. Le paysage, qui comprend un petit morceau de la vaste prairie d'herbes hautes de l'Amérique, abrite des centaines de fleurs sauvages, de grandes herbes barbon jusqu'à 7 pieds de haut et des cactus de figue de barbarie. Les ornithologues amateurs devraient être à l'affût de dizaines d'espèces, dont le gros-bec bleu et le rare bruant de Brewer.

            Passez une journée à faire de la randonnée ou du vélo sur les sentiers, ou passez la nuit dans votre tente, votre camping-car ou dans le tipi sur place (réservation préalable requise). La dernière offre du parc est une visite des prairies et des bisons de 90 minutes, disponible les week-ends d'été et les jours fériés, du Memorial Day à la fête du Travail. Trois visites sont proposées chaque jour d'exploitation, dont une est accessible aux fauteuils roulants. Les réservations peuvent être faites à l'avance en ligne ou en personne ce jour-là.

            Sentier circulaire du monument national de Pipestone / Service des parcs nationaux

            La tradition amérindienne consistant à extraire de la pierre à pipe pour en faire des pipes sacrées et d'autres objets est encore pratiquée aujourd'hui dans ce monument national, ce qui en fait le seul site du réseau des parcs nationaux où les ressources peuvent être retirées du terrain. Des tribus de la région et d'ailleurs viennent ici pour extraire la pierre à l'aide de masses, de burins et d'autres outils portatifs. La liste d'attente pour le permis requis est de 10 ans.

            Les visiteurs peuvent visiter les terrains pour voir les 56 carrières actives, ainsi que la prairie d'herbes hautes indigènes, les formations rocheuses de quartzite et les chutes Winnewissa. À l'intérieur du centre d'accueil, un musée raconte l'histoire et la culture du site, et des artisans démontrent l'art de créer des produits en pierre à pipe.

            Musée Laura Ingalls Wilder à Walnut Grove

            Bien qu'elle soit décédée il y a près de 60 ans, la renommée de Laura Ingalls Wilder continue à ce jour, avec ses mémoires récemment publiées qui ont fait leurs débuts au n ° 2 de la liste des best-sellers du New York Times. La famille Ingalls vivait à Plum Creek près de Walnut Grove dans les années 1870, et le musée attire ici des fans de livres et de séries télévisées du monde entier.

            Le terrain comprend huit bâtiments illustrant la vie quotidienne à cette époque, dont une école, une chapelle, un dépôt et une pirogue comme celle dans laquelle vivaient les Ingall à l'époque. Pendant trois week-ends en juillet, un spectacle en plein air raconte son histoire à un public en direct. Les bâtiments sont ouverts en saison jusqu'en octobre, la boutique de cadeaux est ouverte toute l'année.

            Parc et musée du chemin de fer End-o-Line à Currie

            Remontez le temps à l'époque où monter sur les rails était le summum du transport dans ce musée et parc intérieur/extérieur à Currie. La visite guidée comprend un tour sur le tourniquet manuel (inscrit au Registre national des lieux historiques) et emmène les visiteurs à l'intérieur du dépôt, du wagon, de l'ancienne école et d'autres bâtiments qui ont été déplacés sur ce site au fil des ans.

            Les enfants adoreront regarder le train miniature en action, tandis que les adultes apprécieront l'histoire et les contes amusants d'une autre époque. Le musée est ouvert du mercredi au dimanche, Memorial Day-Labor Day (sur rendez-vous au printemps et à l'automne).

            Erica Wacker est un habitant du Midwest, qui a grandi dans l'Illinois, fait des études universitaires dans le Wisconsin et s'est installé dans le Minnesota. Elle adore courir, voyager avec sa famille et aller à des concerts pour revivre sa jeunesse.


            Voir la vidéo: Léo Ferré - La mémoire et la mer (Juillet 2022).


            Commentaires:

            1. Leonel

              Bravo, il me semble, c'est la phrase magnifique

            2. Japhet

              Tout à fait exact ! Idée excellente, elle te convient.

            3. Zoloktilar

              À mon avis, vous avez triché comme l'enfant.

            4. Hieronim

              Je crois que vous vous trompez. Je peux défendre ma position. Envoyez-moi un courriel à PM, nous parlerons.

            5. Calvex

              Je vous conseille de regarder le site Web où il existe de nombreux articles à ce sujet.

            6. Penn

              Vous avez atteint le but.

            7. Kagazshura

              Totalement



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