La stabilité du BWB : équilibrage des masses et analyse aérodynamique

CHAPITRE 4

CENTRAGE ET STABILITÉ DU BWB

Pendant les phases de conception, de fabrication et d’opération d’un avion, le centrage des masses fait l’objet d’une attention particulière, afin de garantir la stabilité de l’appareil. Ce chapitre présente en première section le centrage des masses du BWB et la détermination de son centre de gravité. La seconde section quant à elle est réservée à la détermination du point neutre de l’avion d’une part, et à l’analyse de sa stabilité statique d’autre part.

Centrage des masses du BWB

La position du centre de gravité est une considération déterminante pour assurer la stabilité de l’avion, pendant toute l’enveloppe de vol. Après avoir obtenu les masses des composants (c’est- à-dire la masse détaillée) présentées à la section 3.1, il devient possible de localiser le centre de gravité de l’avion.

Méthodologie de détermination du centre de masse de l’avion

Statistiquement, l’estimation de la position du centre de gravité de l’avion au complet équivaut à déterminer le barycentre de l’ensemble des centres de gravité des groupes de composants constituant l’appareil, pondéré de leur masse respective. Le centre de gravité de chacun de ces groupes de composants est défini sur la base des données historiques disponibles et du retour d’expérience de l’équipe de design.

Analytiquement, le centre de gravité dans la direction longitudinale d’un avion se détermine comme suit :

nn

Où :

Xcg  mi Xi i1

mi

i1

(4.1)

X cg

Xi

est la position du centre de gravité de l’avion par rapport au nez.

est la position du centre de gravité du groupe de composant i considéré.

mi est la masse du groupe de composant i considéré.

90

Cependant, en opération, la masse de carburant et la charge utile d’un avion sont des quantités variables. Ceci a pour conséquence de modifier la position de centre de gravité en tout temps. Ainsi, chaque combinaison de carburant et de charge utile donne une position du centre de gravité. Pour cette raison, le calcul du centre de gravité de l’avion se fait suivant trois considérations à savoir : à masse maximale au décollage (MTOW), à masse à vide opérationnelle (OEW) et à masse maximale sans carburant (MZFW). Ainsi, l’équation (4.2) donne la position du centre de gravité par rapport au nez de l’avion avec MTOW.

pp

cgiii

X mtow  mmtow X mtowmmtow

(4.2)

i1i1

De même, la position du centre de gravité par rapport au nez de l’avion avec OEW est donnée par l’équation (4.3).

q

cgiii

X oew  meow X oewmoew

(4.3)

i1i1

Et, la position du centre de gravité par rapport au nez de l’avion avec MZFW est donnée par l’équation (4.4).

r

cgiii

X mzfw  mmzfw X mzfwmmzfw

(4.4)

i1i1

Les résultats obtenus des équations (4.2) à (4.4) ci-dessus donnent la plage de localisation du centre de gravité de l’avion. Dans cette plage, la valeur minimale représentera le centre de gravité maximum avant tandis que la valeur maximale représentera le centre de gravité maximum arrière.

Détermination du centre de gravité du BWB

Comme dit plus haut, le centre de gravité du BWB est le barycentre des centres de gravité de toutes les composantes de l’avion. Pour les éléments en forme d’aile tels que l’aile extérieure, le fuselage et les surfaces verticales, Raymer (2006) suggère que leur centre de gravité se situerait à 40% de la corde moyenne tandis que Kundu (2019) l’estime à 30%. Ainsi, en considérant la moyenne des prescriptions de Raymer et de Kundu, les centre de gravité des corps en aile dans ce travail sera pris à 35% de leurs cordes moyennes respectives.

91

Par ailleurs Raymer (2006) et Kundu (2019) préconisent tous deux de prendre le centre de gravité du moteur à 50% de sa longueur. Les éléments de la charge utile doivent être repartis autour du centre de gravité de l’avion. Pour ce qui est des éléments du sous-groupe

« équipements et instruments », ceux-ci seront positionnés de telle manière que leurs centres de gravité se retrouvent entre 30 et 50% de la longueur totale de l’avion.

Le tableau 4.1 présente la localisation longitudinale des centres de gravité des éléments constituant l’avion.

92

Tableau 4.1 : Localisation du centre de gravité du BWB (moteurs à l’arrière du fuselage)

93

Au regard du tableau 4.1 précédent, il en ressort que :

À charge maximale (MTOW), le centre de gravité du BWB est le plus en avant et se situerait à 11,18 mètres du nez de l’appareil, soit à 45% de la longueur total ;

À masse à vide opérationnelle (OEW), le centre de gravité du BWB est le plus en arrière et se situerait à 12,82 mètres du nez de l’appareil, soit à 51,3% de la longueur totale ;

À masse maximale sans carburant (MZFW), le centre de gravité du BWB se situerait à 11,38 mètres du nez de l’appareil, soit à 45,5% de la longueur total.

La position de chacun de ces centres de gravité sur l’avion est illustrée dans la section suivante.

Positionnement du centre de gravité sur l’avion

Comme présenté dans la section précédente, la position du centre de gravité du BWB varie en fonction de la masse de l’appareil. La figure ci-après illustre la localisation longitudinale du centre de gravité de l’avion, selon la masse totale considérée.

Centre de gravité à MTOW (11,18 m) Centre de gravité à OEW (12,82 m) Centre de gravité à MZFW (11,38 m)

Figure 4.1 : Positionnement du centre de gravité du BWB

De la position maximale avant (à MTOW) à la position maximale arrière (à OEW), le centre de gravité de l’avion se déplace d’environ 1,64 mètre. Nous verrons dans les sections qui

94

suivent que cette variation de la position du centre de gravité de l’avion a un impact significatif sur la stabilité de l’appareil.

Point neutre et stabilité statique du BWB

Encore appelé foyer, le point neutre est le point par rapport auquel le moment des forces de portance (aile extérieure et corps central dans le cas du BWB) reste constant, quel que soit l’angle d’attaque. Pour un avion, la position du point neutre par rapport au centre de gravité influe directement sur la stabilité.

Dans toute cette section, les hypothèses suivantes seront considérées :

L’avion vole en palier, les forces de trainée ( D ) et de poussée ( T ) sont égales ;

Les forces de trainée ( D ) et de poussée ( T ) ne créent pas de moment ;

Les forces de portance du corps centrale ( Lfus ) et de l’aile ( Low ) sont verticales.

Détermination du point neutre du BWB

Comme dit plus haut, au point neutre, le moment des forces de portance reste constant quel que soit l’angle d’incidence de l’avion. La détermination de sa localisation est un préalable à l’étude de la stabilité statique de l’appareil.

Modélisation simplifiée de l’équilibre du BWB

La figure 4.2 présente une modélisation simplifiée du BWB, ainsi que les forces extérieures qui s’y exercent en vol en palier.

Figure 4.2 : Modèle simplifié du bilan des forces appliquées à un BWB

95

Sur cette figure, D représente le bilan des forces de trainée, T est la force de poussée totale des

moteurs, W est le poids total de l’avion appliqué au centre de gravité,

Lfus

est la résultante des

forces de portance générées par le fuselage (appliquée au centre aérodynamique du profil

d’aile) et

Low est la résultante des forces de portance générées par l’aile extérieure (appliquée

au centre aérodynamique du profil d’aile également). À l’équilibre, le bilan des forces donne :

T  D  0

Lfus  Low  W  0

 T  D

Lfus  Low W  0

(4.5)

Au point neutre, la somme des moments des forces aérodynamiques est constante, quel que soit l’angle d’attaque. Ceci se traduit analytiquement par l’équation suivante :

 Mnp Faérodynamique   cte



(4.6)

   MF

  0

(4.7)

 

npaérodynamique 

Sachant que les forces aérodynamiques s’appliquant à l’avion ont pour résultante les forces de portance générées par le fuselage et l’aile extérieure, l’équation (4.7) implique :

 M

L  M

L   0

(4.8)

 np

fus

npow 

  L X

X ^fus   L  X ^ow  X  0

(4.9)

  fus

npacowacnp 

Sachant que : L 1 S V ²C

et L 1 S V ²C

fus2

fus

L,fus

ow2

owL,ow

Puis en posant : C^fus  CL,fus

et Cow  CL,ow

LL

L’équation (4.9) permet de déduire la position du point neutre de l’avion :

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S Cfus X fus  S Cow X ow

X np  fus Lacow Lac

S Cfus  S Cow

(4.10)

Où :

fus L

ow L

Xnp

X

fus

ac

X

ow ac

CL,fus

est l’abscisse du point neutre par rapport au repère avion.

est l’abscisse du centre aérodynamique du corps central par rapport au repère avion. est l’abscisse du centre aérodynamique de l’aile par rapport au repère avion.

est le coefficient de portance du corps central.

CL,ow est le coefficient de portance de l’aile extérieure.

Sfus

est la surface plan du corps central.

Sow est la surface plan de l’aile extérieure.

Il ne reste plus qu’à déterminer chacun des paramètres de l’équation (4.10) pour trouver la position du point neutre.

Localisation des centres aérodynamiques

fusow

X

X

et

acac

La figure 4.3 présente la position des centres aérodynamiques du corps centrale et de l’aile extérieure, sur la géométrie de l’avion.

Figure 4.3 : Localisation des centres aérodynamiques du corps central et de l’aile

97

La corde moyenne aérodynamique cd’une aile trapézoïdale est donnée par la relation suivante (Corke, 2003) :

c  2 c

3 r

1    ² 

1  

(4.11)

Où : cr

et  sont respectivement la corde à la racine et l’effilement de l’aile.

La distance y entre la corde moyenne aérodynamique de l’aile et la corde à la racine est donnée par la relation suivante (Corke, 2003) :

y  b  1 2 

(4.12)

6  1  



Où : b est l’envergure de l’aile.

Par simplification, le centre aérodynamique d’une aile est généralement pris au quart de sa corde aérodynamique moyenne c . Au regard de la géométrie de l’avion présentée à la figure 4.3, la localisation des centres aérodynamiques du corps central et de l’aile extérieure est donnée par les relations géométriques suivantes :

X ^fus  OI  I I

(4.13)

ac11 2

X ^ow  OI  I I  I I

(4.14)

ac33 44 5

En fonction des paramètres géométriques des ailes complètes, les équations (4.13) et (4.14) deviennent :

X fus  y

tan  1 c

(4.15)

acfus

LE ,fus4 fus

X ^ow  OI  y

tan  1 c

(4.16)

ac3

owLE ,ow

4 ow

98

Où :

cfus et

cow

sont respectivement les cordes moyennes aérodynamiques du corps central et de

l’aile extérieure.

yfus et

yow

sont respectivement les distances entre la corde à la racine et la corde moyenne

aérodynamique, du corps central et de l’aile extérieure.

LE ,fus

et LE ,ow sont respectivement les angles de flèche au bord d’attache du corps central et

de l’aile extérieure.

Détermination des coefficients de portance du corps central et de l’aile

Le corps central est caractérisé par un profil aérodynamique LA2573A. Comme énoncé dans les hypothèses, nous assumerons que celui-ci s’étend symétriquement des extrémités 𝑦 = 0 𝑚 à 𝑦 = 6,5 𝑚 (c’est-à-dire jusqu’à la racine de l’aile extérieure). L’aile extérieure quant à elle est caractérisée par un profil aérodynamique SC(2)-0712 à ses extrémités (𝑦 = 6,5 𝑚 et 𝑦 = 17,2 𝑚). Les coordonnées des points constituant les profils du corps central et de l’aile extérieure sont présentées dans l’annexe 3.

L’équation de la droite de portance d’une aile tridimensionnelle (c’est-à-dire complète) est donnée par la relation suivante (Anderson, 1999) :

Où :

CL  CL   L0 

(4.17)

 est l’angle d’incidence du flux d’air avec le bord d’attaque de l’aile (angle d’attaque) ;

L0

est l’angle d’attaque à portance nulle (c’est le même en 2D qu’en 3D).

La théorie de la ligne de portance de Prandtl permet d’estimer la pente de portance CL d’une

aile complète (Anderson, 1999). En vol subsonique compressible, la pente de portance pour une aile en flèche s’exprime comme suit (Anderson, 1999) :

CL

CL

 dCL 

1 M ² cos² 



0.5

 a cos  



0

0.5

 AR   a cos 



2



0

0.5

  AR 

d

a0 cos 0.5

(4.18)

99

Où :

a0 [rad^-1] est la pente de portance du profil d’aile.

M  est le nombre de Mach en vol subsonique.

L’angle de flèche

0.5

à la moitié de la corde est donné par l’équation qui suit :

 tan^1 tan  4cr 1  

(4.19)

0.5LEcb

Résultats de calcul du point neutre et de la droite de portance du BWB

En se basant sur la démarche et les équations présentées dans les sections précédentes, le tableau 4.2 présente les données nécessaires au calcul de la localisation du point neutre de l’avion.

Tableau 4.2 : Données de paramètres géométriques de l’avion

100

À partir de ces données, les positions des centres aérodynamiques du corps central et de l’aile extérieure ont pu être déterminées. Le tableau 4.3 présente les différents résultats obtenus pour le calcul de ces centres aérodynamiques.

Tableau 4.3 : Localisation des centres aérodynamiques du corps central et de l’aile extérieure

Il en ressort au vu de ces valeurs que les centres aérodynamiques du corps central et de l’aile extérieure sont distants d’environ 5,1 mètres.

Par la suite, après avoir déterminé les équations des droites de portance du corps central et de l’aile extérieure, la position du point neutre du BWB peut être calculée. Le tableau 4.4 présente les différents résultats ayant permis à leurs déterminations.

101

Tableau 4.4 : Droites de portance et point neutre du BWB

Ainsi, le point neutre du BWB se situerait à environ 11,624 mètres du nez, soit à 46,5% de la longueur totale de l’avion.

Par ailleurs, la figure 4.4 présente la droite de portance du BWB en fonction de l’angle d’attaque.

102

Figure 4.4 : Droite de portance du BWB

D’après les estimations de Velazquez (2020), la limite de décrochage de l’avion se situerait à un angle d’attaque de 10°.

Du fait que cette droite de portance a été obtenue à partir des relations analytiques de la théorie des lignes de portance de Prandtl, une validation a été effectuée par comparaison avec la droite de portance obtenue par Velazquez (2020) à l’aide de la simulation numérique.

La figure 4.5 présente à gauche, la superposition de la droite de portance du BWB obtenue analytiquement à partir de la théorie de la ligne portante de Prandtl avec celle obtenue par Velazquez avec une analyse CFD. À la droite de la même figure est présentée la courbe de l’erreur relative absolue entre les coefficients de portance obtenue de l’analyse CFD de Velazquez et ceux obtenus du modèle analytique développé dans ce travail.

103

Figure 4.5 : Comparaison entre les droites de portance analytique et CFD du BWB

Au regard de la figure 4.5, il apparait que la droite de portance du modèle analytique développé dans ce travail est très proche de celle obtenue par Velazquez à l’aide d’une simulation CFD. Cette affirmation est confirmée par la décroissance exponentielle de l’erreur relative entre les deux approches. À partir d’un angle d’attaque de 1°, l’erreur relative est de moins de 20% et décroit jusqu’à 2% après 8,5°. À la limite de décrochage de 10°, le coefficient de portance maximale prédit par le modèle analytique est de 0,677 contre 0,673 prédit par Velazquez avec la CFD, soit une erreur relative d’environ 0,6%, ce qui semble assez faible.

À l’issue de cette analyse comparative entre le modèle analytique développé dans ce travail et l’estimation CFD faite par Velazquez, il en ressort que le modèle analytique est acceptable.

Analyse de la stabilité statique du BWB

Dans cette section, la stabilité statique longitudinale de l’avion sera étudiée, au regard de la marge statique d’une part et du coefficient de moment de tangage d’autre part.

4.2.2.1.Marge statique et stabilité du BWB

L’équation (2.103) donne l’expression de la marge statique de l’avion, en fonction de la position du centre de gravité et du point neutre. Pour une position de centre de gravité donnée, l’avion sera considéré longitudinalement stable si et seulement si sa marge statique est positive. Le tableau ci-après récapitule les valeurs de marges statiques obtenues, en considérant les trois positions de référence du centre de gravité de l’avion.

104

Tableau 4.5 : Marge statique du BWB (moteurs à l’arrière du fuselage)

Au regard des valeurs de marges statiques présentées dans le tableau ci-dessus, il apparait qu’à vide, le BWB est longitudinalement instable. En effet, le centre de gravité de l’avion à vide se trouve derrière le point neutre par conséquent, ce dernier aura tendance à cabrer du nez, rendant ainsi tout pilotage difficile, voire impossible, sans l’assistance d’un système de commande de vol automatique.

Par ailleurs, à la charge maximale au décollage comme à la charge maximale sans carburant, la marge statique de l’avion est certes positive, mais reste bien inférieure au minimum de 5% recommandé par la FAA. Par conséquent, l’avion présentera des difficultés de pilotage.

4.2.2.2.Moment de tangage et stabilité du BWB

À la section 2.7.3 précédente, le coefficient de moment du BWB a été exprimé à partir des coefficients de moment du corps central et de l’aile. Le tableau 4.6 présente les différents résultats ayant permis à la détermination du coefficient de moment de l’avion.

Tableau 4.6 : Coefficient de moment du BWB (moteurs à l’arrière du fuselage)

105

Ainsi, pour les trois positions du centre de gravité de l’avion, le coefficient de moment varie linéairement avec l’angle d’attaque. La figure 4.6 présente la droite de variation du coefficient de moment du BWB en croisière, en fonction de l’angle d’attaque.

Figure 4.6 : Variation du coefficient de moment du BWB (moteurs à l’arrière du fuselage)

Au regard de la figure 4.6, les droites de variation du coefficient de moment de l’avion viennent confirmer l’analyse de stabilité effectuée précédemment à partir des valeurs de marges statiques. En effet, la pente de la droite de coefficient de moment lorsque l’avion est à vide (OEW) est positive ; ce qui signifie que dans cette situation, le BWB est instable. Par ailleurs,

106

lorsque l’avion est à masse maximale au décollage (MTOW) ou à masse maximale sans carburant (MZFW), les pentes de leurs droites de coefficient de moment sont négatives, ce qui confirme la stabilité de l’appareil dans ces situations. Le point d’équilibre de l’avion est atteint pour les valeurs d’angle d’attaque de 3,5° et 8,5° lorsque l’avion est à MTOW et MZFW respectivement. Cependant, la valeur d’angle d’équilibre de 8,5° est assez élevée pour un avion de transport civil; par conséquent, le BWB en l’état actuel présente des défauts de stabilité et donc, il ne satisfait pas aux exigences de la réglementation en matière de transport des passagers.

Suite au défaut de stabilité de la configuration actuelle du BWB, il serait judicieux d’apporter quelques modifications au design de l’avion afin de le rendre statiquement stable. Le problème venant du fait que le centre de gravité est assez proche du point neutre, la solution la plus logique serait de déplacer vers l’arrière ou vers l’avant certains éléments structuraux, tels que l’aile ou les moteurs. En effet, déplacer l’aile vers l’arrière permettrait de reculer le centre aérodynamique de l’avion plus en arrière du centre de gravité, tandis que déplacer les moteurs vers l’avant permettrait de reculer le centre de gravité de l’appareil plus en avant du point neutre.

Cependant, changer la position de l’aile de l’avion pourrait avoir une incidence significative sur l’aérodynamisme de l’appareil tout entier, ce qui obligerait de refaire les analyses CFD. Par conséquent, la solution qui sera implémentée dans ce travail consistera à déplacer les moteurs de l’avion, pour les positionner sous l’aile de l’appareil.

4.2.2.3.Configuration de l’avion, moteurs placés sous l’aile

Déplacer les moteurs de l’arrière du fuselage pour les placer sous l’aile de l’avion permettrait d’avancer le centre de gravité de l’ensemble. Cette configuration du BWB avec les moteurs sous l’aile est similaire à celle du BWB AC20.30 présenté à la section 1.1.

Le tableau 4.7 présente les positions des centres de gravité des composants de l’avion, suite au déplacement des moteurs sous l’aile de l’appareil.

107

Tableau 4.7 : Localisation du centre de gravité du BWB (moteurs sous l’aile)

108

Ainsi, cette nouvellement configuration permet d’avancer le centre de gravité de l’avion de 1,09 mètre à MTOW, 2,24 mètres à OEW et de 1,38 mètre à MZFW. Le point neutre étant situé à 11,62 mètres (c’est-à-dire en arrière de tous les centres de gravité), il apparait d’évidence que l’avion est stable. Par ailleurs, le centre de gravité maximum avant n’est plus à MTOW, mais plutôt à MZFW. Le centre de gravité maximum arrière demeure à OEW.

Le tableau 4.8 présente les valeurs de marges statiques obtenues, avec cette nouvelle configuration.

Tableau 4.8 : Marge statique du BWB (moteurs sous l’aile)

Au regard des valeurs de marges statiques présentées dans le tableau 4.8, il apparait qu’à OEW, à MZFW et à MTOW, le BWB reste longitudinalement stable, avec une marge statique supérieure à 5%, ce qui satisfait aux exigences règlementaires de la FAA.

Maintenant, il serait important de se rassurer que les angles d’équilibres de l’avion sont raisonnables. Le tableau 4.9 présente les valeurs et expressions des coefficients de moment de l’avion, pour chaque considération de masse.

109

Tableau 4.9 : Coefficients de moment du BWB (moteurs sous l’aile)

Au regard des équations de droites des coefficients de moment présentées dans le tableau 4.9, il apparait que toutes sont à pente négative, ce qui confirme la stabilité de l’appareil.

La figure 4.7 illustre la variation du coefficient de moment du BWB en fonction de l’angle d’attaque, pour les trois considérations de masse.

Figure 4.7 : Variation du coefficient de moment du BWB (moteurs sous l’aile)

110

Au regard de cette figure, il en ressort que l’attitude de l’avion à MTOW et à MZFW sera quasi identique, car les droites de coefficient de moment sont presque confondues, avec un même angle d’équilibre d’environ – 0,8°. Par ailleurs, à OEW l’angle d’équilibre de l’avion se situerait à environ 0,1°. Ces valeurs d’angles d’équilibre sont très raisonnables comparativement à celles trouvées à la section précédente où les moteurs étaient placés à l’arrière du fuselage.

La stabilité de l’avion étant satisfaite, la configuration finale du BWB sera avec moteurs placés sous l’aile. Les figures 4.8 et 4.9 présentent le design actualisé du BWB. Comme pour la configuration précédente, le modèle CAD de l’avion a été réalisé à l’aile du logiciel CATIA V5, en partant de la géométrie initiale de Velazquez (2020). Par ailleurs, des winglets de forme trapézoïdale ont été ajoutés au design, tel que préconisé par Delacroix (2017) dans ses travaux sur la stabilité de l’avion. Ces winglets ont une longueur de base correspondant à la longueur de la corde à l’extrémité de l’aile, une hauteur de 2 mètres et un effilement de 0,75, en concordance avec les résultats de Delacroix (2017) sur l’analyse de la stabilité dynamique du BWB.

Figure 4.8 : Vue isométrique du design final du BWB

111

Figure 4.9 : Vues de face et de gauche du design final du BWB

Le profil d’aile NACA 0012 a été sélectionné pour le design des mâts des moteurs et des winglets, tel que l’avait considéré Delacroix (2017). L’avantage de choisir un tel profil est que, du fait de sa symétrie, les mâts des moteurs et les winglets ne généreront aucun moment de lacet indésirable tant que leur incidence reste nulle.

Parvenu au terme de ce chapitre, dont l’objectif était d’effectuer le centrage des masses de l’avion puis d’analyser sa stabilité statique, il en ressort que, avec un point neutre situé à 11,62 mètres du nez de l’appareil et pour des centres de gravité maximum avant et arrière situés à 11,18 et 12,82 mètres respectivement, la configuration de l’avion avec les moteurs placés à l’arrière du fuselage est instable. Pour rendre l’avion stable, la solution adopter a été de changer la position des moteurs pour les placer sous l’aile extérieure, pareillement que pour le BWB AC20.30. Avec cette nouvelle configuration, le BWB est stable aussi bien à OEW (marge statique 6,12%), à MZFW (marge statique 10,0%) qu’à MTOW (marge statique 9,01%) et sa marge statique est supérieure à 5%, tel qu’exigé par la règlementation de la FAA pour les avions de transport des passagers.

112

CONCLUSION

Le présent travail portait sur l’évaluation des performances d’un design d’avion de ligne régional de type BWB ayant une capacité de100 passagers, en partant des designs présentés par Delacroix (2017) et Velazquez (2020) dans leurs travaux.

À l’issue de ce travail, il en ressort que pour les requis de design imposés, la masse maximale de l’avion serait de 41895 kg, soit 20,2% et 6,3% de moins que les estimations faites par Delacroix (2017) et Velazquez (2020) respectivement, sur le même appareil. Par la suite, la poussée maximale des moteurs a été évaluée à 168 kN, c’est-à-dire 13,0% de moins que la valeur de 193 kN estimée par Velazquez (2020). Cette différence assez significative vient du fait que dans ses travaux, Velazquez a considéré que la poussée varie linéairement avec la densité de l’air (c’est-à-dire l’altitude), ce qui n’est pas une bonne approximation pour les moteurs de type turbosoufflante. Dans le cadre de ce travail, le modèle de poussée de Mattingly (Mattingly et al, 1987) a été utilisé et le résultat obtenu se rapproche de celui des avions de taille comparable tels que le ARJ21-900 et le Sukhoi Superjet 100.

Pour ce qui des surfaces verticales, leur design a abouti à une configuration à double empennage, présentant un angle d’inclinaison de 22° par rapport à la verticale, et placés à l’arrière du fuselage. Cependant, l’optimisation et la validation du design de ces surfaces verticales nécessitent une analyse de la stabilité dynamique de l’avion.

Concernant les performances de l’appareil, une évaluation détaillée des distances de décollage et d’atterrissage a tout d’abord été effectuée. Il en est ressorti d’une part que par rapport aux avions conventionnels à tube et aile à l’instar du CRJ1000 de Bombardier et de l’Antonov An- 158, le BWB décollerait sur une distance de 30% moins longue. D’autre part, avec une distance d’atterrissage assez proche de celle du CRJ1000, le BWB ne présenterait vraisemblablement aucun avantage à l’atterrissage par rapport aux avions classiques.

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 ayant une marge statique de 9,01% à MTOW, 6,12% à OEW et 10,0% à MZFW, ce qui est plutôt acceptable au regard de la réglementation de la FAA qui préconise 5% de marge statique au moins pour un avion de ligne. Avec cette configuration, les moteurs seront installés sous l’aile.

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Cependant, pour parachever le design de cet avion, plusieurs tâches restent encore à faire. Dans un premier temps une analyse de la stabilité dynamique du BWB dans sa configuration actuelle est nécessaire, afin de vérifier que l’avion est dynamiquement stable. Par la suite il faudrait concevoir les systèmes de commande manuelle et d’autopilote de l’avion, puis définir et dimensionner les systèmes avioniques. En parallèle, la structure de l’avion devrait être conçue et dimensionnée, suivant les exigences règlementaires en vigueur (RAC et/ou FAR). Une fois cela fait, le design intérieur (cockpit, ameublement, soute, etc.) de l’avion pourra être finalisé. Par ailleurs, il serait tout de même très intéressant que construire un modèle réduit de ce BWB tel que la NASA et Boeing l’ont fait avec la série de BWB X-48, ou encore le projet VELA avec le BWB AC20.30. Ce prototype permettrait d’effectuer diverses analyses afin d’améliorer puis de valider le design définitif de l’avion.

LISTE DE RÉFÉRENCES BIBLIOGRAPHIQUES

Creech, Gray, et al. “X-48 Project Completes Flight Research for Cleaner, Quieter Aircraft.” NASA, 7 June 2013,

<>. Consulté en Juin 2021.

Anderson, J. D. (1999). Aircraft performance & design. McGraw-Hill Science Engineering.

Bardela, P. A. (2017). Identification et validation du modèle mathématique du moteur de l’avion d’affaire Cessna Citation X par essais en vol (Doctoral dissertation, École de Technologie Supérieure).

Bradley, K. R. (2004). A sizing methodology for the conceptual design of blended-wing-body transports. NASA CR, 213016, 2004.

Cook, M. V. (2012). Flight dynamics principles: a linear systems approach to aircraft stability and control. Butterworth-Heinemann.

Corke, T. C. (2003). Design of aircraft. Englewood Cliffs, NJ: Prentice Hall.

Delacroix, T. (2017). Étude de stabilité statique et dynamique d’un avion Blended-Wing-Body de 100 passagers (Maîtrise en Sciences Appliquées, École de Technologie Supérieure).

Gibbs, Yvonne. « Corps d’aile hybride / mixte X-48 ». NASA, 6 juillet 2017,

<>. Consulté en Juin 2021.

Howe, D. (2000). Aircraft Conceptual Design Synthesis. Professional Engineering Publishing Limited, London and Bury ST Edmunds, UK, 2000.

126

Howe, D. (2001). Blended wing body airframe mass prediction.

Kundu, A. K., Price, M. A., & Riordan, D. (2019). Conceptual Aircraft Design: An Industrial Approach. John Wiley & Sons.

Kozek, M., & Schirrer, A. (2015). Modeling and control for a blended wing body aircraft. In Advances in industrial control (pp. 1-308). Springer International Publishing Cham.

Larrimer, Bruce I. Au-delà du tube et de l’aile : le corps à voilure mixte X-48 et la quête de la NASA pour remodeler les futurs avions de transport. Nasa, 2020.

Larkin, G., & Coates, G. (2017). A design analysis of vertical stabilisers for Blended Wing Body aircraft. Aerospace science and technology, 64, 237-252.

Liebeck, R. H. (2004). Design of the blended wing body subsonic transport. Journal of aircraft, 41(1), 10-25.

Mattingly, J. D., Heiser, W. H., & Daley, D. H. (1987). Aircraft engine design (No. BOOK).

AIAA.

MAVERICPressRelease,Airbus(2020a),<file:///C:/Users/CanBec/Downloads/EN- MAVERIC-Airbus-reveals-its-blended-wing-aircraft-demonstrator%20(1).pdf>.

Consulté le 8 Juillet 2021.

MAVERIC demonstrator, Airbus (2020b),

< >. Consulté le 8 Juillet 2021.

Megson, T. H. G. (2016). Aircraft structures for engineering students. Butterworth- Heinemann.

127

Obert, E. (2009). Aerodynamic design of transport aircraft. IOS press.

Okonkwo, P. P. C. (2016). Conceptual design methodology for blended wing body aircraft (Doctoral dissertation, Cranfield University).

Raymer, D. P. (2006). Aircraft Design: A Conceptual Approach and Rds-student, Software for Aircraft Design, Sizing, and Performance Set (AIAA Education): AIAA (American Institute of Aeronautics & Ast).

Reist, T. A., & Zingg, D. W. (2013). Aerodynamic Shape Optimization of a Blended- WingBody Regional Transport for a Short Range Mission. Paper presented at the 31st AIAA Applied Aerodynamics Conference, 24 June 2013, Reston, VA, USA.

Rose, B. (2010). Flying Wings and Tailless Aircraft. Midland.

Sadraey, M. H. (2012). Aircraft design: A systems engineering approach. John Wiley & Sons.

Schmidt, A., & Brunswig, H. (2006, September). The AC20. 30 blended wing body configuration: development and current status 2006. In Proc. 25th International Congress of the Aeronautical Sciences, Hambourg, Germany.

Scholz, D. (2007). A Student Project of a Blended Wing Body Aircraft-From Conceptual Design to Flight Testing. In EWADE 2007-8th European Workshop on Aircraft Design Education.

Thomas Netzel et al (2013) The project AC20.30, Manchester Metropolitan University.

< >. Consulté en Juin 2021.

128

Torenbeek, E. (2013). Advanced aircraft design: conceptual design, analysis and optimization of subsonic civil airplanes. Chichester, West Sussex, United Kingdom: John Wiley & Sons.

van Dommelen, J., & Vos, R. (2014). Conceptual design and analysis of blended-wing-body aircraft. Proceedings of the Institution of Mechanical Engineers, Part G: Journal of Aerospace Engineering, 228(13), 2452-2474. doi:10.1177/0954410013518696

Velazquez, O. (2020). Numerical Analysis of the Multi-Section Nature of the Regional Blended Wing Body Aircraft at Low Speed (Doctoral dissertation, École de Technologie Supérieure).

Wan, T., & Yang, H. (2010, January). Aerodynamic performance investigation of a modern blended-wing-body aircraft under the influence of heavy rain condition. In Proceedings of the 27th International Congress of Aeronautical Sciences (ICAS), Nice, France.