Révolution aérodynamique : le BWB, avion du futur 

CHAPITRE 1

REVUE DE LA LITTÉRATURE

Le BWB (Blended Wing Body) est un concept d’avion dit à fuselage intégré, de par le fait que contrairement aux avions classiques à tube et aile, son fuselage est une aile à part entière qui contribue à générer de la portance. Ce chapitre a pour objectif de présenter les travaux antérieurs sur les avions à fuselage intégré, afin de guider et de positionner le design du BWB objet de ce travail. Ainsi, la première partie du chapitre sera réservée à la présentation du concept de BWB ainsi que son évolution. La seconde partie quant à telle sera réservée à la présentation du design de BWB faisant l’objet de ce projet.

Le BWB : Concept et évolution

Le BWB fait partir de la grande famille des avions dépourvus d’empennage. Il est assimilable à une aile volante, où l’épaisseur relative de la partie centrale a été maximisée afin de permettre un volume important de charge utile.

Concept d’avion Blended Wing Body

Le concept d’avion Blended Wing Body (BWB) a été développé dans le but de produire un avion respectueux de l’environnement et économiquement plus rentable que les avions classiques à tube et aile. En effet, les BWB promettent d’offrir des avantages aérodynamiques importants comparativement aux avions classiques, ce qui leur confère une réduction significative de la consommation en carburant, avec une capacité d’emport plus importante. (Liebeck, 2004). Le BWB a une signature à faible bruit, car il ne nécessite pas de volets ou d’empennage pour le contrôle du tangage, ce qui élimine le besoin de dispositifs hypersustentateurs au décollage et à l’atterrissage (Okonkwo, 2016).

L’une des publications les plus importantes sur la conception de l’avion BWB est certainement celle de Liebeck (2004). Il a travaillé sur le concept de BWB dans la société McDonnell

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Douglas initialement, puis l’a développé ultérieurement dans ses travaux avec la NASA et Boeing conjointement.

Les avantages aérodynamiques du BWB viennent du fait que son fuselage et son aile sont intégrés afin d’obtenir un rapport de surface mouillée/volume moindre, et donc une réduction de la trainée d’interférence. Cela réduit la traînée totale et fournit une finesse L/D plus élevée en croisière par rapport à la configuration conventionnelle (Wan et al, 2010).

De même, Liebeck (2004) a comparé l’impact de la réduction de la surface mouillée sur le coefficient de portance d’un BWB de 800 passagers et d’un avion à tubes et aile conventionnel de capacité similaire. Il a montré que par rapport à un avion conventionnel, le BWB permet d’obtenir une réduction d’environ de 33 % de la surface mouillée. Ce qui a pour effet direct de réduit la traînée de l’avion, augmentant par conséquent la finesse L/D de 10 à 15 % par rapport à une configuration conventionnelle tubes et aile.

Ainsi, de par sa configuration unique et ses avantages probables, le BWB est bien adapté au rôle d’avion de ligne à longue portée et à grande capacité respectueux de l’environnement. Cependant, les problèmes de contrôle et de stabilité, de pressurisation de la cabine et de qualité de pilotage de l’avion entre autres, doivent être résolus (Okonkwo, 2016).

Contraintes de design des BWB (Liebeck, 2004)

Dans ses travaux sur les BWB, Liebeck (2004) a énuméré un ensemble unique d’exigences auxquelles doit satisfaire la conception de l’appareil. Quelques de ces exigences sont présentées dans les lignes qui suivent.

Exigence de volume

Afin de garantir un espace suffisant pour accueillir les passagers, la cargaison et les systèmes de l’avion, le rapport épaisseur-corde maximum du profil d’aile constituant le corps central doit être de l’ordre de 17% au moins (Liebeck, 2004).

Angle du pont en croisière

Étant donné que le corps central du BWB inclut la cabine passagers, son profil aérodynamique doit être choisi de sorte que ce dernier génère de la portance nécessaire à un angle d’attaque compatible avec les exigences d’angle de pont de la cabine, généralement inférieur à 3 degrés

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(Liebeck, 2004). Au vu de cette exigence, Liebeck (2004) suggère l’utilisation d’un carrossage arrière positif sur les profils aérodynamiques du corps central.

Équilibrage

Lorsque le centre de pression aérodynamique coïncide avec le centre de gravité et que toutes les surfaces de contrôle de bord de fuite sont carénées, le BWB est considéré comme équilibré, à la condition de croisière nominale (Liebeck, 2004). Pour ce qui est de la stabilité statique positive de l’avion, Liebeck (2004) recommande que le moment de tangage à piquer soit minimisé, afin de limiter l’utilisation d’un carrossage arrière positif et des conflits avec l’exigence d’angle de pont précédente.

Vitesse et attitude d’approche à l’atterrissage

Pour les avions de type BWB, Liebeck (2004) affirme que la déviation de la surface du bord de fuite est définie par les exigences d’assiette plutôt que par la portance maximale. C’est la raison pour laquelle le coefficient de portance maximum (et par conséquent la charge alaire) d’un BWB sera inférieur à celui d’un avion de configuration conventionnelle. Par ailleurs, comme les BWB n’ont pas de volets, leur coefficient de portance maximum ne pourra qu’être atteint à un angle d’attaque relativement grand ; par conséquent, l’assiette de vol pendant l’approche sera proportionnellement élevée.

Prototypes d’avions Blended Wing Body

Les avions de type Blended Wing Body ont été développés pour la première fois il y a plusieurs décennies, à l’instar du XB-35, du YB-35 et du YB-49 développés pendant la seconde guerre mondiale pour l’armée américaine, ou encore le célèbre bombardier furtif B-2A Spirit développé pendant la guerre froide (Rose, 2010). Cette section présente de manière chronologique quelques BWB ayant été conçus et testés.

Les XB-35 & YB-35

Les Blended Wing Body XB-35 et YB-35 étaient des bombardiers expérimentaux développés pendant la Seconde Guerre mondiale par la compagnie Northrop Corporation, pour l’armée de l’air américaine. Le XB-35 a effectué son premier vol en juin 1946 pour un voyage de 45

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minutes de Hawthorne en Californie, à Muroc Dry Lake, sans incident (Rose, 2010). L’avion était propulsé par quatre moteurs à hélices contrarotatives. Bien que les moteurs du XB-35 étaient peu fiables, cet avion a apporté un retour d’expérience important, dans la conception des bombardiers à ailes volantes. Le YB-35 est une version évoluée du XB-35 où les moteurs à hélices contrarotatives ont été remplacés par des moteurs à hélices à rotation unique Pratt & Whitney R-4360 de puissance unitaire 2200 kW (Rose, 2010). Le YB-35 a effectué son premier vol d’essai le 15 mai 1948, puis le projet fut abandonné en juillet 1949 (Rose, 2010).

Figure 1.1 : Northrop YB-35, bombardier long-courrier (Rose, 2010)

Northrop Grumman B-2A Spirit

Le Northrop B-2A Spirit est l’un des plus célèbres avions furtifs existants. Développé par l’avionneur américain Northrop durant la guerre froide, le B-2A Spirit est un bombardier de l’US Air Force (USAF) . Présenté comme le plus performant au monde dans sa catégorie, le B-2A Spirit est propulsé par quatre turboréacteurs General Electric F118 avec une poussée unitaire de 77 kN (Rose, 2010). Cet avion a une envergure de 52,43 mètres et une longueur de 21,03 mètres. Sa masse à vide est comprise entre 45 360 et 49 900 kg, pour une charge maximale théorique d’environ 35 tonnes de bombes et missiles divers disposée dans deux soutes (Rose, 2010). Le B-2A Spirit a effectué son vol inaugural en juillet 1989, et le premier avion opérationnel a été réceptionné par l’USAF fin 1993.

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Figure 1.2 : Bombardier furtif B-2A Spirit (Rose, 2010)

Le Boeing BWB-450

En 1988, la NASA et McDonnell Douglas Corporation (maintenant Boeing Corporation) ont mis sur pieds un projet visant à effectuer une étude approfondie de la configuration BWB. Cette étude consistait à développer et comparer un nouvel avion de transport subsonique aux technologies avancées, avec un rayon d’action de 7000 nm et pouvant transporter 800 passagers à 0,85 Mach (Liebeck, 2004). L’étude a abouti sur une configuration d’avion BWB et, suite aux résultats obtenus, Boeing a lancé une seconde étude pour la conception préliminaire d’un avion de transport BWB ayant une capacité de 450 passagers (Liebeck, 2004). Des recherches expérimentales portant sur la dynamique de vol et l’aérodynamique du BWB ont abouti à une série d’essais en vol sur les modèles X-48 (A, B et C).

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Figure 1.3 : Géométrie de base du Boeing BWB-450 (Liebeck, 2004)

NASA-Boeing X-48

Le Boeing X-48 est une série de BWB expérimental sans pilote, développé par la NASA- Boeing et l’Air Force Research Laboratory en association, pour étudier les avantages structurels, aérodynamiques et opérationnels du concept Blended Wing Body. L’Air Force a désigné le prototype à petite échelle sous le nom de X-48B, en raison de son intérêt pour le potentiel de la conception en tant qu’avion de transport militaire multi rôle à grand rayon d’action et de grande capacité. La version modifiée mise à niveau suivante a été désignée X- 48C (Larrimer et al, 2020). Le programme avait pour objectif d’en apprendre davantage sur les caractéristiques de contrôle de vol à basse vitesse du concept, appliqué aux gros avions de transport de passagers ou de fret. D’ailleurs, le X-48 est une réplique à l’échelle de 8,5% d’un avion réel (Larrimer et al, 2020 ; Gibbs, 2017). Il a été dynamiquement mis à l’échelle pour voler avec la même attitude ou presque, qu’un avion pleine grandeur. L’étude consistait également à en savoir plus sur le potentiel de la conception à obtenir une économie de carburant jusqu’à 30 % supérieure à celle des avions traditionnels (Larrimer et al, 2020). Les variantes X-48B et X-48C sont présentées dans les sections suivantes.

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NASA-Boeing X-48B

Le Blended Wing Body X-48B a été construit par Cranfield Aerospace au Royaume-Uni selon les spécifications de Boeing. Le prototype de sous-échelle a une envergure de 20,4 pieds, avec des ailerons verticaux proéminents, des gouvernails aux extrémités des ailes et des élevons le long des bords de fuite des ailes. L’avion est équipé de trois petits turboréacteurs, fournissant une poussée combinée maximale d’environ 150 lb, avec une masse totale de 523 lb. Le X-48B a une vitesse de pointe estimée à 118 nœuds (222 km/h), une altitude maximale d’environ 10000 pieds et une durée de vol d’environ 40 minutes (Larrimer et al, 2020). Le contrôle au sol de l’avion a commencé à la NASA Dryden à la fin 2006, et les premiers vols d’essai ont été effectués début de 2007 (Gibbs, 2017 ; Larrimer et al, 2020). Les essais visaient à caractériser le vol à basse altitude de la configuration à fuselage intégrée, y compris le contrôle de panne moteur, les caractéristiques de décrochage et les qualités de manœuvrabilité. Le programme d’essais en vol court a été conçu pour démontrer que la nouvelle conception peut être pilotée aussi sûrement que les transports traditionnels à tube et aile.

Figure 1.4 : Prototype BWB X-48B (Gibbs, 2017)

NASA-Boeing X-48C

Le Blended Wing Body X-48C est une version modifiée du X-48B. il a effectué son premier vol avec succès le 7 août 2012 à Edwards Air Force Base (Larrimer et al, 2020 ; Creech et al, 2013). L’avion a été conçu par Boeing, en partenariat avec la NASA. Les principales modifications apportées au modèle « C » par rapport au modèle « B » visaient à rendre l’avion plus silencieux. Les modifications de la géométrie comprenaient le déplacement des winglets de bout d’aile vers la queue de l’appareil (à côté des conduits d’échappement du moteur),

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transformant ainsi ces derniers en deux surfaces verticales (Larrimer et al, 2020 ; Creech et al, 2013). Le corps arrière de l’avion a été allongé d’environ deux pieds vers l’arrière. Côté propulsion, l’équipe projet a remplacé les trois moteurs à réaction de 50 livres du X-48B par deux moteurs de 89 livres pour le X-48C.

En outre, le X-48C a conservé la plupart des dimensions du modèle B, avec une envergure d’un peu plus de 20 pieds et un poids avoisinant 500 livres. Sa vitesse de pointe est estimée à environ 140 mph, pour une altitude maximale de 10 000 pieds (Larrimer et al, 2020 ; Creech et al, 2013).

Au regard des différences de manœuvrabilité du X-48C par rapport au X-48B, l’équipe du projet a apporté des modifications logicielles du système de commande de vol, afin d’adapter le domaine de vol de l’avion, en concordance aux futurs avions commerciaux BWB grandeur réelle (Larrimer et al, 2020).

Figure 1.5 : Prototype BWB X-48C (Creech et al, 2013)

Le projet AC 20.30

Afin de stimuler les recherches sur les BWB, la Commission Européenne a soutenu d’octobre 2002 à octobre 2005 un projet baptisé VELA, qui signifie : Very Efficient Large Aircraft (Scholz, 2007). L’objectif était de concevoir un avion de ligne sous forme d’aile volante, ayant une capacité comparable à celle de l’A380. Le projet a abouti sur les designs VELA 1, VELA 2 et VELA 3 conçus par le DLR (Centre aérospatial allemand) et Airbus. Par la suite les étudiants de l’Université des sciences appliquées (UAS) de Hambourg, Département d’ingénierie automobile et aéronautique, ont travaillé sur le projet BWB AC20.30. La géométrie de l’AC 20.30 était basée sur celle du VELA 2. Dans le cadre de ce projet, un prototype sans

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pilote à l’échelle 1 :30 de l’AC20.30 a été développé et construit. Puis de nombreux essais de simulations numériques en soufflerie et en vol ont permis de mieux comprendre le comportement de l’avion, ce qui a contribué à son amélioration. Ces différents essais ont permis d’obtenir une configuration stable de l’appareil (Schmidt et al, 2006).

L’AC20.30 a une envergure de 3,24 m et une longueur de 2,12 m, avec une masse au décollage de 12,5 kg. L’appareil possède deux moteurs délivrant chacun une poussée de 30 N (Schmidt et al, 2006).

Figure 1.6 : Prototype BWB AC 20.30 (Thomas et al, 2013)

Airbus MAVERIC

Lancé en 2017, le Blended Wing Body MAVERIC (Model Aircraft for Validation and Experimentation of Robust Innovative Controls) de Airbus a effectué son premier vol en juin 2019 (MAVERIC, 2020a). Le MAVERIC a été dévoilé le 11 février 2020 à Singapour. Avec ce projet, l’objectif de Airbus est de tirer parti des technologies émergentes pour être le pionnier de l’avenir du vol. L’avion a une envergure de 3,2 mètres, une longueur de 2 mètres et une superficie d’environ 2,25 m². MAVERIC présente une conception d’avion révolutionnaire, qui a le potentiel de réduire la consommation de carburant jusqu’à 20% par rapport aux avions à tube et aile conventionnels (MAVERIC, 2020a).

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Figure 1.7 : Prototype du BWB MAVERIC de Airbus (MAVERIC, 2020b)

Synthèse des caractéristiques des BWB présentés

Le tableau 1.1 fournit une synthèse des caractéristiques disponibles, des principaux BWB présentés précédemment.

Tableau 1.1 : Caractéristiques de quelques BWB conçus et testés

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Au regard des caractéristiques présentées dans le tableau 1.1, il apparait que le B-2A Spirit, avec un facteur de structure de seulement 0,409 et un rapport poussée/poids de 0,205 est un avion aux performances avancées, en comparaison avec le YB-35, ou en encore avec les X- 48B et C. Par ailleurs, le facteur de structure des BWB X-48B et X-48C semble assez élevé. Ceci pourrait s’expliquer par le fait qu’il s’agit de prototypes expérimentaux sans pilote. Ils intègrent donc certainement un nombre important d’équipements d’acquisition, de contrôle et de monitoring.

Présentation du design de Blended-Wing-Body étudié

L’avion étudié est un BWB, dont le design préliminaire et l’analyse de stabilité ont été réalisés par Velazquez (2020) et Delacroix (2017). Dans cette section, les paramètres de performance ainsi que la géométrie de l’avion seront présentés.

Paramètres critiques et de conception

Le tableau ci-après donne les paramètres critiques de l’avion. Ces paramètres ont été obtenus par Velazquez (2020), grâce à des analyses basses et hautes fidélités.

Tableau 1.2 : Paramètres critiques du BWB (Velazquez, 2020)

Cependant, la valeur du ratio poussée-poids de 0,441 estimée semble trop élevée, en comparaison avec les avions commerciaux de type TAW de taille similaire donc les caractéristiques sont présentées en annexe (cf. annexe 1). Sur la base des cinq avions TAW de la catégorie «avion de ligne régional» de type jet que présente cette annexe, il en ressort que le

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rapport «poussée-poids» des avions de cette catégorie se situerait entre 0,28 et 0,36 ; donc bien moins en dessous des 0,441 estimé par Velazquez (2020).

Géométrie de l’avion

À l’issue de son design, Velazquez (2020) propose une géométrie optimisée de l’appareil, notamment du corps central (fuselage), de l’aile extérieure ainsi que de la jonction aile- fuselage. L’aménagement de l’espace interne de l’avion est également présenté.

Configuration extérieure (Velazquez, 2020)

La figure 1.8 présente une vue en plan de l’avion décomposée en CB (corps central), TW (jonction corps central et aile extérieure) et OW (aile extérieure). L’axe 𝑥 représente la mesure d’abscisse dans le sens de la corde à partir du bord d’attaque du profil central. L’axe 𝑦 représente l’ordonnée de la demi-envergure. Le CB est caractérisé par un profil aérodynamique LA2573A à ses extrémités (𝑦 = 0𝑚 et 𝑦 = 5𝑚) tandis que le OW est caractérisé par un profil aérodynamique SC(2)-0712 à ses extrémités (𝑦 = 6,5𝑚 et 𝑦 = 17,2𝑚). La surface de référence

𝑆𝑟𝑒𝑓 est fixée à 𝑆𝑟𝑒𝑓 = 316 𝑚². Il en résulte une distribution de surface de 65% à 35% entre le CB et le reste de l’aile (𝑆𝐶𝐵 = 0,65𝑆𝑟𝑒𝑓, 𝑆𝑂𝑊 + 𝑇𝑊 = 0,35𝑆𝑟𝑒𝑓).

Figure 1.8 : Sections finales du BWB (Velazquez, 2020)

Disposition cabine-soute (Velazquez, 2020)

Le corps central contient à la fois la cabine passagers et la soute, y compris le cockpit. L’angle de balayage de la baie (60°) définit le nombre maximum de sièges par rangée allant de 6 à 12.

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Figure 1.9 : Configuration de la cabine (Velazquez, 2020)

La soute contient quatre conteneurs équivalents LD3 d’une capacité maximale de volume de chargement de 20𝑚³. Ces conteneurs LD3 sont situés à gauche et à droite de la cabine passagers, ajoutant 2 × 1,53 𝑚 à la portée du CB.

Résumé des performances de l’aéronef

Le tableau 1.3 présente les paramètres géométriques de l’avion que sont : l’envergure (𝑏), la surface de référence de la forme en plan (𝑆𝑟𝑒𝑓), l’allongement (𝐴𝑅), l’angle de flèche, la corde à la racine (𝑐𝑟𝑜𝑜𝑡), la corde moyenne aérodynamique ( c ), l’angle de vrille (𝜙) et l’effilement (𝜆).

Tableau 1.3 : Paramètres géométriques du BWB (Velazquez, 2020)

Le tableau 1.4 montre les paramètres aérodynamiques résultant d’une analyse haute-fidélité de la géométrie (Velazquez, 2020).

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Tableau 1.4 : Paramètres aérodynamiques du BWB (Velazquez, 2020)

Le tableau 1.5 présente l’altitude de croisière désirée 𝐻𝑐𝑟, la poussée de croisière 𝑇𝑚𝑎𝑥,𝑐𝑟, les vitesses minimales et de croisière estimées, puis le rayon d’action maximal 𝑅𝑚𝑎𝑥 du BWB, suite à l’évaluation de Velazquez (2020).

Tableau 1.5 : Performances en croisière du BWB (Velazquez, 2020)

Le tableau 1.6 présente les valeurs de performance à basse vitesse, à savoir la poussée maximale au niveau de la mer 𝑇𝑚𝑎𝑥, 𝑆𝐿, l’altitude de roulage au sol 𝐻𝑇𝑂𝐿, les vitesses de décrochage et d’approche estimées à 𝐻𝑇𝑂𝐿, et la longueur de piste minimale requise au décollage.

Tableau 1.6 : Performance à basse vitesse du BWB (Velazquez, 2020)

Masse des précédents designs de l’avion

Dans le cadre de leurs travaux respectifs, Delacroix (2017) et Velazquez (2020) ont chacun fait une estimation détaillée de la masse du BWB, sur la base des mêmes requis présentés au tableau 2.1. Le tableau 1.7 présente les évaluations détaillées de la masse du BWB, tirées leurs travaux.

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Tableau 1.7 : Masse détaillée du BWB, prédite par Delacroix (2017) et Velazquez (2020)

Pour le même avion et avec les mêmes requis de mission, on observe une différence significative entre les prédictions de masse présentée par Delacroix (2017) et celle présentée par Velazquez (2020). En effet la masse totale au décollage de l’avion prédite par Delacroix (Delacroix, 2017) est de 17,5% supérieure à celle prédite par Velazquez (Velazquez, 2020).

À la vue de cet écart entre les deux estimations, la masse du design initial de l’avion sera prise comme étant la moyenne entre les masses de design prédites par Delacroix (2017) et de Velazquez (2020).

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Dans ce chapitre, il était question dans un premier temps de présenter le concept d’avions de type BWB en comparaison avec les avions à TAW classiques. Par la suite, quelques avions de type BWB remarquables ayant été conçus et testés ont été présentés, ainsi que leurs caractéristiques. Puis, la dernière version à date du design de BWB réalisé par Velazquez (2020) et objet de ce travail a été présenté. Ensuite, une comparaison entre la masse du design du BWB prédite par Velazquez (2020) et celle prédite par Delacroix (2017) dont les travaux étaient basés sur un design antérieur de l’avion a été effectuée. À l’issue de cette comparaison, il en est ressorti que la masse du BWB prédite par Delcroix était 17% plus grande que celle prédite par Velazquez. Au regard de cette différence tout de même significative, la suite de ce travail consistera à élaborer une méthodologie qui permettrait de prédire la masse de l’avion d’une part, puis à réévaluer ses performances d’autre part.