Le Blended Wing Body (BWB) est un modèle d’avion dont le fuselage classique en forme de tube a été remplacé par un profil d’aile.
École de technologie supérieure université du Québec
Rapport de projet présenté à l’école de technologie supérieure comme exigence partielle à l’obtention de la maîtrise avec projet en génie aérospatial
Évaluation des performances d’un design d’avion de type blended-wing-body de 100 passagers
par
Cédric FOFFÉ NGOUFO
M. Ing.
PRÉSENTATION DU JURY
CE RAPPORT DE PROJET A ÉTÉ ÉVALUÉ PAR UN JURY COMPOSÉ DE :
M. François Morency, directeur de projet
Département de génie mécanique à l’École de technologie supérieure
M. Stéphane Hallé, membre du jury
Département de génie mécanique à l’École de technologie supérieure
Montréal, LE 06 AOÛT 2021
Cédric FOFFÉ NGOUFO, 2021
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REMERCIEMENTS
Ce projet n’aurait pas été parachevé sans le soutien de plusieurs personnes à qui je souhaite témoigner ma reconnaissance.
Je tiens tout d’abord à exprimer mes remerciements les plus sincères à mon directeur de projet, le Professeur François Morency pour la confiance qu’il m’a accordée et pour m’avoir suivi, guidé et aidé avec patience tout au long de ce travail.
Mes remerciements vont également à l’endroit de Kevin Ignatowicz et Velazquez Salazar du Laboratoire de Thermo-Fluide pour le Transport (TFT) de l’ÉTS, pour leur aide indéfectible durant la réalisation de ce projet.
Il n’y a pas de mots pour dire merci à ma famille, particulièrement à mon épouse et mes frères, qui m’ont soutenu et encouragé pendant tout ce temps.
Évaluation des performances d’un design d’avion de type blended-wing-body de 100 passagers
Cédric FOFFÉ NGOUFO
RÉSUMÉ
Le Blended Wing Body (BWB) est un modèle d’avion dont le fuselage classique en forme de tube a été remplacé par un profil d’aile. Avec cette configuration, de nombreux travaux scientifiques ont montré que ces avions promettent une baisse considérable de la consommation en carburant et un impact environnemental moindre.
Cependant, la plupart des travaux existants menés sur les avions de ligne de type BWB se basent prioritairement sur des versions long-courriers; pourtant, les études de marché actuelles montrent un besoin croissant de la demande d’aéronefs moyen-courrier de capacité entre 100 et 150 passagers (Velazquez, 2020).
Pour cette raison, le laboratoire TFT de l’ÉTS a initié le projet de conception d’un avion régional de type BWB ayant une capacité d’emport de 100 passagers. Ainsi, dans le cadre de ses travaux sur l’analyse aérodynamique à basse vitesse du BWB, Velazquez a proposé un design initial de l’appareil, tandis que Delacroix en a étudié la stabilité. S’inscrivant dans une logique de continuité, l’objectif de ce travail était d’évaluer les performances à basse vitesse et en croisière du BWB obtenu des travaux de Velazquez (2020) et de Delacroix (2017). Les préalables à cet objectif ont été d’estimer la masse de l’avion puis de dimensionner le système de propulsion, les surfaces verticales et le train d’atterrissage.
Ainsi, à l’aide des relations semi-empiriques de prédiction détaillée de la masse des aéronefs développées par divers auteurs, la masse maximale de l’avion a été estimée à 41950 kg, soit environ 20,2% et 6,3% de moins que les prédictions réalisées par Delacroix (2017) et Velazquez (2020) respectivement. Ensuite, à l’aide de la relation de Mattingly (1987), la poussée maximale que devrait développer les moteurs a été estimée à 168 kN, soit 13,0% de moins que l’estimation faite par Velazquez (2020). Pour ce qui est du design de la surface verticale, la solution retenue a été d’opter pour un double empennage vertical placé à la queue du fuselage. La validation de ces surfaces verticales devrait faire l’objet d’une analyse de stabilité dynamique.
Concernant le train d’atterrissage, la configuration de train rétractable type tricycle (tel que pour le CRJ1000) a été adoptée. Les dimensions largeur et diamètre des roues principales et de nez ont été évaluées.
Pour ce qui est des performances de l’appareil, une évaluation détaillée des distances de décollage et d’atterrissage a révélé que le BWB décollerait sur une distance de 30% moins longue que le CRJ1000 de Bombardier ou encore l’Antonov An-158. Sa distance d’atterrissage cependant reste assez proche de celle du CRJ1000. Par ailleurs, pour que l’avion puisse voler à la vitesse de 230 m/s comme exigé dans les requis du design, l’altitude de croisière idéale VIII serait de 13,9 km. Pour finir, le centrage des masses et l’analyse de la stabilité de l’avion a permis d’aboutir à un design stable du BWB avec les moteurs installés sous l’aile. Avec cette configuration l’avion présente une marge statique de 9,01% à MTOW, 6,12% à OEW et 10,0% à MZFW, ce qui est acceptable au regard de la réglementation de la FAA qui préconise 5% de marge statique au moins pour un avion de ligne.
Mots clés : blended-wing-body, design d’aéronefs, performances d’avion, propulsion, stabilité statique.
Performance evaluation of a 100-passenger blended-wing-body aircraft
Cédric FOFFÉ NGOUFO
ABSTRACT
The Blended Wing Body (BWB) is an aircraft model whose classic tube-shaped fuselage has been replaced by a wing profile. With this configuration, numerous scientific works have shown that these planes promise a considerable reduction in fuel consumption and a lower environmental impact. However, most of the existing work carried out on BWB type airliners is primarily based on long-haul versions; however, current market studies show a growing demand for medium-haul aircraft with capacities between 100 and 150 passengers (Velazquez, 2020). For this reason, the ETS’s TFT laboratory initiated the design project for a regional BWB type aircraft with a carrying capacity of 100 passengers.
Thus, as part of his work on the low-speed aerodynamic analysis of the BWB, Velazquez proposed an initial design of the aircraft, while Delacroix studied its stability. As part of a continuity logic, the objective of this work was to assess the low speed and cruising performance of the BWB obtained from the work of Velazquez (2020) and Delacroix (2017). This objective’s prerequisites were to estimate the mass of the aircraft and then to size the propulsion system, the vertical surfaces and the landing gear.
Therefore, using the detailed prediction equations for the mass of aircraft developed by various authors, the maximum mass of the aircraft was estimated at 41,950 kg, which is approximately 20.2% and 6.3% less than the predictions made by Delacroix (2017) and Velazquez (2020) respectively. Then, using the relation of Mattingly (1987), the maximum thrust that the engines should develop was estimated at 168 kN, which is 13.0% less than the estimate made by Velazquez (2020). Regarding the design of the vertical surface, the solution adopted was to opt for a vertical double tail unit placed at the tail of the fuselage. The validation of these vertical surfaces should be subjected to a dynamic stability analysis. Regarding the landing gear, the tricycle type retractable gear configuration (such as for the CRJ1000) was adopted. The width and diameter dimensions of the main and nose wheels were evaluated.
As for the aircraft’s performance, a detailed assessment of take-off and landing distances revealed that the BWB would take off on a 30% shorter distance than Bombardier’s CRJ1000 or the Antonov An-158. Its landing distance, however, remains fairly close to that of the CRJ1000. Furthermore, for the aircraft to fly at a speed of 230 m / s as required in the design specification, the ideal cruising altitude would be 13.9 km. Finally, weight centering and analysis of the aircraft’s stability resulted in a stable design of the BWB with the engines installed under the wing. With this configuration, the aircraft has a static margin of 9.01% at X MTOW, 6.12% at OEW and 10.0% at MZFW, which is acceptable with regard to FAA regulations which recommend a 5% margin static at least for an airliner.
Keywords: blended-wing-body, aircraft design, aircraft performance, propulsion, static stability.
TABLE DES MATIÈRES
INTRODUCTION1
CHAPITRE 1REVUE DE LA LITTÉRATURE3
1.1.Le BWB : Concept et évolution3
1.1.1.Concept d’avion Blended Wing Body3
1.1.2.Prototypes d’avions Blended Wing Body5
1.2.Présentation du design de Blended-Wing-Body étudié13
1.2.1.Paramètres critiques et de conception13
1.2.2.Géométrie de l’avion14
1.2.3.Résumé des performances de l’aéronef15
1.2.4.Masse des précédents designs de l’avion16
CHAPITRE 2 MÉTHODOLOGIE DE PRÉDICTION DE LA MASSE ET DES PERFORMANCES DU BWB19
2.1.Requis de la mission19
2.1.1.Segment de mission à satisfaire par le BWB19
2.1.2.Caractéristiques attendues de l’avion20
2.2.Méthodologie de prédiction détaillée de la masse de l’avion21
2.2.1.Algorithme de calcul de la masse du BWB21
2.2.2.Prédiction de la masse à vide de l’avion23
2.3.Dimensionnement du groupe de propulsion36
2.3.1.Poussée maximale des moteurs36
2.3.2.Poids et dimensions des moteurs38
2.3.3.Altitude de vol au maximum de distance39
2.4.Design de la surface verticale et du train d’atterrissage40
2.4.1.Design de l’empennage vertical40
2.4.2.Design du train d’atterrissage45
2.5.Estimation du coefficient de trainée à portance nulle du BWB48
2.5.1.Inventaire des sources de trainée48
2.5.2.Estimation du coefficient de trainée parasite d’un élément49
2.6.Estimation des performances de l’avion52
2.6.1.Estimation des distances de décollage et d’atterrissage52
2.6.2.Performance en montée et en descente58
2.6.3.Facteur de charge et domaine de vol de l’avion60
2.7.Équilibre et stabilité de l’avion61
2.7.1.Notions de stabilité d’un avion61
2.7.2.Marge statique et conditions de stabilité62
2.7.3.Coefficient de moment et équilibre de l’avion63
CHAPITRE 3 RÉSULTATS ET DISCUSSIONS69
3.1.Résultats de l’évaluation de la masse du BWB69
3.2.Coefficient de trainée à portance nulle du BWB72
3.3.Performance de la propulsion74
3.3.1.Altitude de croisière pour une distance maximale74
3.3.2.Poussée requise et poussée disponible en croisière75
3.3.3.Performance et dimension des moteurs76
3.4.Caractéristiques et positionnement des surfaces verticales77
3.5.Type et dimensions du train d’atterrissage80
3.6.Performances au décollage et à l’atterrissage81
3.7.Performances en montée et en descente83
3.7.1.Performances pendant la montée du BWB83
3.7.2.Performances pendant la descente84
3.8.Facteur de charge et domaine de vol du BWB84
3.9.Synthèse des spécifications générales du BWB86
CHAPITRE 4 CENTRAGE ET STABILITÉ DU BWB89
4.1.Centrage des masses du BWB89
4.1.1.Méthodologie de détermination du centre de masse de l’avion89
4.1.2.Détermination du centre de gravité du BWB90
4.1.3.Positionnement du centre de gravité sur l’avion93
4.2.Point neutre et stabilité statique du BWB94
4.2.1.Détermination du point neutre du BWB94
4.2.2.Analyse de la stabilité statique du BWB103
CONCLUSION113
LISTE DE RÉFÉRENCES BIBLIOGRAPHIQUES125
LISTE DES TABLEAUX
Tableau 1.1 : Caractéristiques de quelques BWB conçus et testés12
Tableau 1.2 : Paramètres critiques du BWB (Velazquez, 2020)13
Tableau 1.3 : Paramètres géométriques du BWB (Velazquez, 2020)15
Tableau 1.4 : Paramètres aérodynamiques du BWB (Velazquez, 2020)16
Tableau 1.5 : Performances en croisière du BWB (Velazquez, 2020)16
Tableau 1.6 : Performance à basse vitesse du BWB (Velazquez, 2020)16
Tableau 1.7 : Masse détaillée du BWB, prédite par Delacroix (2017) et Velazquez (2020) 17
Tableau 2.1 : Exigences de la mission (Velazquez, 2020)20
Tableau 2.2 : Valeurs typiques des fractions de masse par segment (Raymer, 2006)21
Tableau 2.3 : Références du calcul détaillé de la masse de l’avion24
Tableau 3.1 : Prédiction de masse détaillée du BWB70
Tableau 3.2 : Répartition de la masse du BWB71
Tableau 3.3 : Synthèse des résultats de calcul du coefficient de trainée à portance nulle73
Tableau 3.4 : Vitesses caractéristiques du BWB en croisière75
Tableau 3.5 : Performances des moteurs du BWB (turbosoufflante)76
Tableau 3.6 : Poids et dimensions d’un moteur77
Tableau 3.7 : Données du design78
Tableau 3.8 : Résultats du design de la surface verticale78
Tableau 3.9 : Dimensions des roues du train d’atterrissage81
Tableau 3.10 : Données de calcul des distances de décollage et d’atterrissage81
Tableau 3.11 : Distances de décollage et d’atterrissage du BWB82
Tableau 3.12 : Synthèse des caractéristiques générales du BWB86
Tableau 4.1 : Localisation du centre de gravité du BWB (moteurs à l’arrière du fuselage)92
Tableau 4.2 : Données de paramètres géométriques de l’avion99
Tableau 4.3 : Localisation des centres aérodynamiques du corps central et de l’aile extérieure100
Tableau 4.4 : Droites de portance et point neutre du BWB101
Tableau 4.5 : Marge statique du BWB (moteurs à l’arrière du fuselage)104
Tableau 4.6 : Coefficient de moment du BWB (moteurs à l’arrière du fuselage)104
Tableau 4.7 : Localisation du centre de gravité du BWB (moteurs sous l’aile)107
Tableau 4.8 : Marge statique du BWB (moteurs sous l’aile)108
Tableau 4.9 : Coefficients de moment du BWB (moteurs sous l’aile)109
LISTE DES FIGURES
Figure 1.1 : Northrop YB-35, bombardier long-courrier (Rose, 2010)6
Figure 1.2 : Bombardier furtif B-2A Spirit (Rose, 2010)7
Figure 1.3 : Géométrie de base du Boeing BWB-450 (Liebeck, 2004)8
Figure 1.4 : Prototype BWB X-48B (Gibbs, 2017)9
Figure 1.5 : Prototype BWB X-48C (Creech et al, 2013)10
Figure 1.6 : Prototype BWB AC 20.30 (Thomas et al, 2013)11
Figure 1.7 : Prototype du BWB MAVERIC de Airbus (MAVERIC, 2020b)12
Figure 1.8 : Sections finales du BWB (Velazquez, 2020)14
Figure 1.9 : Configuration de la cabine (Velazquez, 2020)15
Figure 2.1 : Segment de la mission (adapté de Torenbeek, 2013)20
Figure 2.2 : Vue en plan de la géométrie simplifiée du BWB (Bradley, 2004)26
Figure 2.3 : Procédure de design la surface verticale (adapté de Sadraey, 2012)42
Figure 2.4 : Paramètres d’empennage vertical (Sadraey, 2012)43
Figure 2.5 : Positionnement longitudinal du train d’atterrissage par rapport au centre de gravité (Howe, 2000)46
Figure 2.6 : Positionnement transversal et vertical du train d’atterrissage par rapport au centre de gravité (Howe, 2000)46
Figure 2.7 : Schéma d’illustration des phases de décollage (Corke, 2003)53
Figure 2.8 : Schéma d’illustration des phases d’atterrissage (Corke, 2003)56
Figure 2.9 : Variation du coefficient de moment avec l’angle d’attaque (cas stable)64
Figure 3.1 : Altitude requise en croisière en fonction de la vitesse74
Figure 3.2 : Courbe Poussée-Vitesse du BWB75
Figure 3.3 : Vue multiple du BWB, moteurs en arrière du fuselage79
Figure 3.4 : Vue de dessus du BWB, moteurs et surfaces verticales placés80
Figure 3.5 : Courbe de variation du taux de montée du BWB83
Figure 3.6 : Courbe de variation du taux de descente du BWB (moteurs éteints)84
Figure 3.7 : Diagramme V-n du BWB, à altitude de croisière85
Figure 4.1 : Positionnement du centre de gravité du BWB93
Figure 4.2 : Modèle simplifié du bilan des forces appliquées à un BWB94
Figure 4.3 : Localisation des centres aérodynamiques du corps central et de l’aile96
Figure 4.4 : Droite de portance du BWB102
Figure 4.5 : Comparaison entre les droites de portance analytique et CFD du BWB103
Figure 4.6 : Variation du coefficient de moment du BWB (moteurs à l’arrière du fuselage)
Figure 4.7 : Variation du coefficient de moment du BWB (moteurs sous l’aile)109
Figure 4.8 : Vue isométrique du design final du BWB110
Figure 4.9 : Vues de face et de gauche du design final du BWB111
LISTE DES ABRÉVIATIONS, SIGLES ET ACRONYMES
| 2D | Deux dimensions |
| 3D | Trois dimensions |
| AR | Arrière |
| AV | Avant |
| BFL | Balanced Field Length |
| BPR | Bypass Ratio |
| BWB | Blended-Wing-Body |
| CAD | Computer Aided Design |
| CB | Centerbody |
| CFD | Computional Fluid Dynamics |
| CG | Center of Gravity |
| ÉTS | École de Technologie Supérieure |
| FAA | Federal Aviation Administration |
| FAR | Federal Aviation Regulations |
| ISA | International Standard Atmosphere |
| LE | Leading Edge |
| MAC | Mean Aerodynamic Chord |
| MAVERIC | Model Aircraft for Validation and Experimentation of Robust Innovative Controls |
| MEW | Maximum Empty Weight |
| MFW | Maximum Fuel Weight |
| MLW | Maximum Landing Weight |
| MTOW | Maximum Take-Off Weight |
| MZFW | Maximum Zero-Fuel Weight |
| NACA | National Advisory Comity for Aeronautics |
| OEW | Operating Empty Weight |
| OW | Outer Wing |
| PAX | Passagers |
| RAC | Règlement de l’Aviation Canadien |
XVIII
| RANS | Reynolds Averaged Navier-Stokes |
| SL | Sea Level |
| SM | Static Marge |
| TAW | Tube-And-Wings |
| TFT | Laboratoire de Thermofluide pour le Transport |
| TOL | Take-off and Landing |
| TSFC | Thrust Specific Fuel Consumption |
| TW | Transition Wing |
| VELA | Very Efficient Large Aircraft |
LISTE DES SYMBOLES ET UNITÉS DE MESURE
| a0 | Pente de portance du profil d’aile (2D) [rad-1] |
| | Angle d’attaque [deg ou rad] |
| L0 | Angle d’incidence à portance nulle [deg ou rad] |
| AR | Allongement [-] |
| b | Envergure de l’aile [m] |
| c | Corde de l’aile [m] |
| c | Corde moyenne aérodynamique [m] |
| CD | Coefficient global de traînée (3D) [-] |
| Cd | Coefficient de trainée du profil d’aile (2D) [-] |
| CD0 | Coefficient de traînée à portance nulle (3D) [-] |
| Cf | Coefficient de friction de la plaque plane [-] |
| CL | Coefficient global de portance (3D) [-] |
| Cl | Coefficient de portance du profil d’aile (2D) [-] |
| CL | Pente de portance de l’aile complète (3D) [rad−1] |
| Cl | Dérivée du coefficient de portance par rapport à l’angle d’attaque [-] |
| CL max | Coefficient global de portance maximal (3D) [-] |
| Cl max | Coefficient de portance maximal du profil d’aile (2D) [-] |
| Cm0 | Coefficient de moment à portance nulle [-] |
| CM ou Cm | Coefficient global de moment [-] |
| CM ou Cm | Dérivée du coefficient de moment par rapport à l’angle d’attaque [-] |
| CV | Coefficient de volume d’empennage vertical [-] |
| D | Résultante des forces de trainée[N] |
| E | Endurance [s] |
| e | Coefficient d’Oswald [-] |
| FF | Facteur de forme [-] |
| fsempty | Facteur de structure-usine (à vide) [-] |
| fsoew | Facteur de structure opérationnel [-] |
| g | Accélération de la pesanteur [m/s2] |
| G | Gradient de montée [-] |
| climb | Angle de monté [deg] |
| des | Angle de descente [deg] |
| H | Altitude[m] |
| k | Coefficient d’efficacité d’envergure [-] |
| Kn | Marge statique [-] |
| L | Résultante des forces de portance [N] |
| L D | Finesse [-] |
| | Angle de flèche [deg ou rad] |
| | Effilement [-] |
| lV | Longueur entre les quarts de corde de l’aile extérieure et de l’empennage vertical [m] |
| M ou Ma | Nombre de Mach [-] |
| M | Moment [Nm] |
| | Coefficient de friction de la piste [-] |
| n | Facteur de charge [-] |
| Q | Facteur d’interférence [-] |
| R | Rayon d’action [m] |
| RC | Taux de montée [m/s] |
| RD | Taux de descente [m/s] |
| Re | Nombre de Reynolds sur la longueur caractéristique [-] |
| | Masse volumique de l’aire [kg/m3] |
XXI
| h S | Surface [m2] |
| Sref | Surface de référence ou surface alaire [m2] |
| Swet | Surface mouillée [m2] |
| T | Force de poussée [kN] |
| t c | Épaisseur relative du profil d’aile [-] |
| T W | Ratio poussée/poids [-] |
| V | Vitesse [m/s] |
| | Viscosité cinématique [m²/s] |
| W | Poids ou masse [N, kg ou lb] |
| W S | Charge alaire [kg/m2] |
| X | Coordonnée sur l’axe longitudinal de l’avion [m] |
LISTE DES INDICES PARTICULIERS
| ac | Centre aérodynamique |
| bwb | Blended-Wing-Body |
| cg | Centre de gravité |
| climb | Montée |
| cr | Croisière |
| des | Descente |
| eng | Moteur (engine) |
| fus | Fuselage |
| LE | Bord d’attaque |
| main | Principal |
| max | Maximum |
| min | Minimum |
| np | Point neutre |
| r ou root | Racine |
| ref | Référence |
| stall ou s | Décrochage |
| t ou tip | Extrémité |
| V ou VT | Empennage vertical |
INTRODUCTION
Depuis les années 1945 avec l’apparition des appareils tels que le Lockheed Constellation, le Douglas DC-6, Vickers Viscount ou encore le de Havilland Comet, la forme en « tube et aile (TAW) » des avions de ligne n’a quasiment pas changé (Reist et al, 2013). Toutefois, avec l’évolution de la recherche dans les domaines aéronautique et spatial à l’instar de l’aérodynamique, du calcul des structures, de l’aéroélasticité et de l’informatique, ces appareils n’ont cessé d’être améliorés.
De manière spécifique, les améliorations de performances des avions de ligne conventionnels sont venues de modifications apportées à la conception aérodynamique (utilisation d’ailettes et de profils aérodynamiques supercritiques), à l’utilisation de matériaux hautes performances et à la construction des moteurs économes en carburant (Reist et al, 2013). Cependant, bien que les concepteurs d’avions TAW s’appuient sur le retour d’expérience acquis pendant de décennies de recherche sur cette configuration, il est aujourd’hui peu probable que des gains significatifs puissent être obtenus, à moins que des technologies radicalement nouvelles ne soient utilisées (van et al, 2014).
Les constructeurs aéronautiques et la communauté scientifique réfléchissent donc à de nouvelles configurations d’aéronefs à l’instar des avions à fuselage intégré, plus connus sous le nom de Blended Wing Body (BWB). Cette configuration d’avion présente une efficacité aérodynamique élevée et des caractéristiques respectueuses de l’environnement; c’est la raison pour laquelle elle est généralement considérée comme l’une des configurations présentant le plus de potentiel pour la nouvelle génération d’avions civils (Liebeck, 2004 ; Okonkwo, 20016).
Dans l’optique d’apporter une contribution à la recherche sur les BWB, un projet de conception d’un avion de ligne moyen-courrier à fuselage intégré a vu le jour au département de génie mécanique de l’École de Technologie Supérieure, avec les travaux de Velazquez (2020) et Delacroix (2017). Ces travaux ont conduit à l’obtention des premiers designs conceptuels de l’avion, ainsi qu’à la détermination de ses caractéristiques aérodynamiques (coefficient de traînée à portance nulle, coefficient de portance, etc.). Faisant suite aux travaux de ces derniers, ce projet a pour objectif de compléter le design de l’avion d’une part et d’évaluation ses performances à haute et à basse vitesse d’autre part. Spécifiquement, le projet consistera à :déterminer la masse détaillée de l’appareil, dimensionner le groupe de propulsion, dimensionner les surfaces verticales et le train d’atterrissage, estimer les distances de décollage et d’atterrissage, évaluer les performances en montée et en descente, déterminer le facteur de charge et le domaine de vol, analyser la stabilité de l’appareil pour finir.
Afin de parachever les objectifs précédents, le présent travail sera organisé en quatre chapitres s’articulant comme suit :
Le chapitre 1 réservé à la revue de la littérature permettra de présenter le concept de Blended- Wing-Body (BWB), sa genèse et son évolution. Par la suite le design du BWB objet de ce projet sera présenté. Le chapitre 2 intitulé « méthodologie de prédiction de la masse et des performances du BWB » sera réservé à la présentation de toutes les méthodes et démarches utilisées dans ce travail pour estimer la masse de l’avion, dimensionner le groupe de propulsion et l’empennage vertical d’une part, et d’autre part évaluer les performances de l’appareil à basse et à haute vitesse au regard de la mission et des requis à satisfaire. Le chapitre 3 sera réservé à la présentation et la discussion des résultats de l’estimation de la masse de l’avion, du design du groupe de propulsion et des surfaces verticales, puis de l’évaluation des performances de l’appareil en comparaison avec les avions existants.
Le chapitre 4 pour finir traitera du centrage des masses et de l’analyse de la stabilité statique de l’appareil, avec les moteurs, les surfaces verticales et le train d’atterrissage positionnés. Par la suite, les dessins du design actualisé de l’avion seront présentés et commentés.
