Concept d’avion Blended-Wing-Body

Concept d’avion Blended-Wing-Body

Liebeck (2004) présente les résultats en date de 2004 d’une dizaine d’années de travail effectuées chez Boeing sur le concept de BWB. Il rappelle la genèse du concept ayant pour but d’améliorer considérablement l’efficacité des avions en changeant radicalement de design. Le concept propose, entre autres avantages, une réduction importante de la surface mouillée, une augmentation de la finesse et une diminution de la consommation de kérosène par passager et par kilomètre en comparaison à un avion conventionnel effectuant le même trajet. Le document contient trois designs de BWB différents développés successivement afin de résoudre les problèmes les plus importants des versions précédentes. Le premier design n’est qu’une représentation très sommaire du concept et ses performances ne sont pas indiquées dans le document. Pour ce qui est du second design, un modèle réduit construit par l’Université de Stanford (le BWB-17) a effectué plusieurs vols d’essais en 1997. Une comparaison a été aussi effectuée entre un avion BWB pouvant emporter 800 passagers et un avion conventionnel dimensionné pour la même charge utile. Le rayon d’action des avions comparés étant de 7 000 miles nautiques, le BWB possède trois moteurs de 61 600 livres de poussée contre quatre moteurs de 63 600 livres pour l’avion conventionnel et consomme 27% de carburant en moins par passager au kilomètre.

À partir de ces résultats, Boeing a considéré qu’il pouvait investir du temps dans l’étude et le design d’un BWB s’inscrivant dans le marché prévisionnel de l’époque (478 passagers répartis en trois classes pour un rayon d’action de 7 750 miles nautiques ou 14 350km) devant répondre aux exigences des organismes de règlementation. Les performances de ce BWB-450 sont comparées aux performances de l’avion Airbus A380 alors connues. Ayant encore un moteur de moins que son concurrent conventionnel, le BWB possède un poids maximal au décollage plus faible de 18% et surtout une consommation kilométrique par passager plus faible de 32%. Au final, le document présente le BWB comme un concept aux caractéristiques très intéressantes et souligne certains problèmes qu’il reste à régler comme la stabilité, l’aménagement intérieur permettant une évacuation complète en 90 secondes et le choix de la vitesse de croisière qui impacte grandement les performances. Pour les deux derniers designs, les performances ont été évaluées à l’aide d’un code de mécanique des fluides numérique (CFD) basé sur les équations de Navier-Stokes. De plus, le second design a été testé deux fois en soufflerie et un modèle réduit a volé pour évaluer ses performances à faibles vitesses. Il peut donc être supposé que les quelques valeurs numériques fournies (finesse de 23 et coefficient de portance maximum de 1,7 au décollage) sont crédibles.

Dans un article paru en 1997, Potsdam, Page et Liebeck (1997)expliquent en détail une partie du travail effectué chez Boeing/MacDonnell Douglas dans l’étude qui a menée à la publication de l’article de Liebeck (2004). Cet article traite de la phase de travail ayant mené à la création du second design de BWB (800 passagers et Mach de 0,85 en croisière) mais avant que les tests en soufflerie aient pu avoir lieu. Ils utilisent le solveur CFL3D qui permet de résoudre les équations de Navier-Stokes moyennées (RANS) et inclut le modèle de turbulence de Spalart- Allmaras. Ils utilisent aussi la méthode de design inverse CDISC (Constrained Direct Iterative Surface Curvature) développée à la NASA (National Aeronautics and Space Administration) afin de générer des configurations à partir de contraintes aérodynamiques et géométriques. Leur première étape est de modifier le premier design afin qu’il soit équilibré statiquement (trimmed) et que sa trainée induite soit diminuée.

En effet, le corps central ayant une épaisseur relative importante afin d’accueillir la cabine, il possède une trainée induite très élevée et génère une majorité de la portance dans leur premier design. Ils ont donc diminué au maximum l’épaisseur relative du fuselage afin d’améliorer la finesse. Le corps central générant alors moins de portance, ils ont épaissi les profils utilisés dans les ailes afin de conserver la portance totale constante. Ces modifications combinées à une transition aile-fuselage plus progressive ont permis de diminuer l’intensité du choc sonique présent sur l’extrados du fuselage et de supprimer celui présent sur l’intrados. La redistribution de la portance leur a permis d’améliorer légèrement la stabilité de l’avion, mais il demeure instable. Enfin, il faut noter que ces travaux ont été effectués sans prendre en compte les couplages aérodynamique-structure et aérodynamique-propulsion et que l’étude a été publiée avant que les tests en soufflerie soient effectués. Cependant, la description précise des paramètres utilisés pour les simulations numériques devrait permettre d’obtenir des résultats comparables avec un code CFD à condition d’avoir la maquette 3D de l’avion. Les seuls résultats présentés sont une courbe de répartitions du coefficient de portance le long de l’envergure de l’avion et une visualisation des courbes d’iso-pression et des lignes de courant sur l’avion en conditions de croisière.

Méthodes d’évaluation de la stabilité

La lecture et l’analyse de ces articles a démontré la présence d’un problème de stabilité inhérent au concept de BWB. Il a donc été décidé au TFT d’étudier la stabilité d’un BWB. Nous avons pour cela cherché à connaitre les méthodes employées dans la littérature pour déterminer les caractéristiques de stabilité des avions conventionnels et les éventuelles différences avec celles utilisées pour des avions de type ailes volantes ou BWB. Cette recherche a été effectuée dans les bases de données Scopus, ProQuest, Web of Science et la base de données de l’AIAA en recherchant les termes « BWB » et soit « static stability », soit « dynamic stability ». Cette recherche a fourni environ soixante-dix références auxquelles se sont ajoutés des articles identifiés par effet boule de neige. Un processus de sélection similaire à celui employé lors de la première recherche (sélection grâce aux abstracts puis seconde sélection après lecture des documents) à réduit cette liste aux six articles étudiés par la suite. Les paragraphes suivants servent à définir les mots et concepts qui seront utilisés dans ces documents et dans la suite du mémoire.

Comme l’explique Cook (2012), la stabilité d’un avion renseigne sur le comportement de l’avion suite à une perturbation de ses conditions de vol (manipulation des commandes ou perturbation atmosphérique). La stabilité statique traite du retour éventuel de l’avion à sa position d’équilibre suite à une perturbation tandis que la stabilité dynamique étudie comment l’avion corrige ou amplifie cette perturbation dans le temps. Au total il existe trois modes de stabilité statiques et cinq modes de stabilité dynamiques. Afin de mieux visualiser et expliquer ces différents modes, la nomenclature des axes de l’avion et des mouvements autour de ces axes sont présentés dans la figure 1.1. Les moments sont tous positifs sur cette figure tout comme l’angle d’incidence tandis que l’angle de dérapage est négatif. Chacun des modes de stabilité statique est associé à une perturbation autour d’un des axes de rotation. Un avion est stable statiquement en mode longitudinal si une perturbation de l’angle d’attaque α est suivie par une variation du moment de tangage M ayant pour effet de corriger la perturbation de l’angle d’attaque.

Sur un avion conventionnel, cette stabilité est assurée par les surface horizontales du l’empennage qui génèrent une portance supplémentaire à l’arrière de l’avion lorsque l’angle d’incidence augmente. La stabilité statique directionnelle de l’avion réfère au comportement de l’avion en lacet lorsqu’il subit une perturbation de son angle de dérapage β. Si l’avion voit son moment de lacet N augmenter quand β augmente alors l’avion est stable puisque ce moment va ramener l’avion vers sa position d’équilibre. Enfin, le mode de stabilité statique latéral traite du comportement de l’avion en roulis lorsqu’il subit une perturbation en dérapage. En effet, si l’avion subit une perturbation positive de son angle de dérapage, l’aile droite va subir une augmentation de sa vitesse apparente tandis que l’aile gauche subira une diminution de sa vitesse apparente. Cette différence aura alors tendance à faire varier l’angle de roulis de l’appareil. L’avion doit donc être stable statiquement en mode latéral pour pouvoir corriger cette variation de roulis.

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Table des matières

INTRODUCTION
CHAPITRE 1 REVUE CRITIQUE DE LITTÉRATURE
1.1 Concept d’avion Blended-Wing-Body
1.2 Méthodes d’évaluation de la stabilité
1.3 Validation
CHAPITRE 2 MODÈLE ET MÉTHODOLOGIE
2.1 Modèle et méthodologie d’AVL
2.2 Méthode d’analyse de la stabilité
2.3 Géométries étudiées
CHAPITRE 3 VALIDATION ET RÉSULTATS
3.1 Résultats de validation et analyse
3.2 Résultats de la configuration initiale
3.3 Résultats des configurations additionnelles
CHAPITRE 4 ANALYSE DE LA STABILITÉ DE L’APPAREIL
4.1 Analyse de la configuration initiale
4.2 Analyse de l’effet des winglets et mâts réacteurs
4.3 Analyse des configurations n°7 à n°9
CONCLUSION
ANNEXE I FICHIERS D’ENTREE D’AVL UTILISÉS POUR LA VALIDATION..83
ANNEXE II FICHIERS AVL DES PREMIÈRE ET DERNIÈRE
CONFIGURATIONS AINSI QUE LES MODIFICATIONS
POUR OBTENIR LES AUTRES CONFIGURATIONS
ANNEXE III DONNÉES D’AVL POUR L’ANALYSE DYNAMIQUE
ANNEXE IV VISUALISATIONS DES DIFFÉRENTES CONFIGURATIONS
LISTE DE RÉFÉRENCES BIBLIOGRAPHIQUES

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