4.2.2. 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.
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Tableau 4.5 : Marge statique du BWB (moteurs à
l'arrière du fuselage)
Cm 0,2D,fus
|
Masse de
l'avion
|
Centre Xcg [m]
|
de gravité Limite
|
Marge statique Kn [%]
|
État de
stabilité
|
|
MTOW
|
11,18
|
Cg max. AV
|
2,59
|
Stable
|
|
OEW
|
12,82
|
Cg max. AR
|
- 7,11
|
Instable
|
|
MZFW
|
11,38
|
Cg nominal
|
1,44
|
Stable
|
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.
Cm 0,2D,OW
Cm 0,3D,fus
Cm 0,3D,ow
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)
|
Paramètre
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Notation
|
Valeur/Expression
|
Référence
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Coefficient de moment à portance nulle du profil d'aile
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C m 0 ,
cg
|
0,0177
- 0,1162
|
Profil
LA2573A
Profil
SC(2)-0712
|
|
Coefficient de moment à portance nulle de l'aile 3D
|
|
0,00298
- 0,08503
|
E-2.112
|
|
Coefficient de moment à portance nulle du BWB
|
|
0,00873
|
E-2.110
|
105
|
Marge statique [%]
|
|
2,59
- 7,11
1,44
|
Max. AV
Max. AR
Nominale
|
|
Droite de portance du BWB
|
|
|
E-2.115
|
|
Coefficient de moment du BWB
|
|
|
E-2.101
|
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,
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.
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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.
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