Les caractéristiques et les limites des aéronefs

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Les caractéristiques et les limites des aéronefs

Message  CROC le Jeu 19 Nov - 18:41

La cellule de l'avion est constituée en général du fuselage, des ailes et des empennages, le tout supporté au sol par le train d'atterrissage mais une fois défini tout avion possède des caractéristiques propres ainsi que des limites au-delà des quelles il ne faut pas s'aventurer si on ne veut pas courir le risque de rupture ou de perte de contrôle.

Ainsi, les marges aérodynamique et mécaniques doivent absolument être respectées et il faut signaler tout dépassement accidentel : Surrégime, survitesse et accélération trop forte.

En effet, limitation signifie action de limiter. Ainsi, chaque fois qu'une raison contraignante impose à un élément variable des limites, il est judicieux d'étudier le pourquoi et le comment afin de l'appréhender correctement.

Les éléments variables sont tous ceux sur lesquels le pilote peut agir après qu'on lui ait donné les caractéristiques de la cellule et du moteur de son avion :
   - Au sol : Poids, centrage, route suivie, carburant embarqué, etc..
   - En vol : Vitesse, incidence, trajectoire, altitude, puissance moteur, etc...




Les raisons contraignantes sont :

   1) Les limitations structurales :
Dans les limitations structurales de l'avion, on distingue les notions de poids maximal, de facteur de charge, de vitesses limites. Ces limitations structurales permettent alors d'établir le diagramme de manœuvre de l'avion.

poids maximal
Il existe pour un avion plusieurs sortes de poids maximal à connaître :

  1. Le poids maximal de structure : Le poids maximal de structure est la limite supérieure du poids maximal au décollage qui correspond au poids maximal que la structure de l'avion peut supporter en l'air.
  2. Le poids maximal au décollage : c'est le poids de l'avion au moment où les roues quittent le sol au décollage. Ce poids est appelé aussi PMTO (Maximum Take Off).
  3. Le poids maximal à l'atterrissage : Le poids maximal à l'atterrissage est appelé PML (Maximum Landing).
    En effet, le train d'atterrissage et la structure sont calculés pour résister en toute sécurité à l'impact de l'avion sur la piste, l'avion étant supposé avoir une vitesse verticale de 3,05 m/s


Facteur de charge
Le facteur de charge est ce que l'on appelle le nombre de G encaissé, il "multiplie" le poids de l'avion et peut causer des dégâts structurelles voir des influences sur le corps humain (Voile noir/rouge).
Il peut être positif (sensation de lourdeur) ou négatif (sensation de légèreté).
A noter qu'en virage correct, le facteur de charge ne dépend que de l'inclinaison de l'avion, et il est plus grand que "1".
alpha n
0 1
15° 1,05
30°1,15
45°1,4
60°2
75°4

Vitesses limites

Les limitations aérodynamiques sont essentiellement liées à la vitesse.
Il existe de nombreuses limitations de vitesse tenant à d'autres causes, telles que les qualités de vol et les performances, en plus des limitations de vitesse liées à a structure de l'avion et à sa solidité.
On distingue parmi ces diverses vitesses :


  1. La vitesse de décrochage :
    En dessous de cette vitesse, l'avion n'est plus contrôlable et fait une abattée inévitable plus ou moins prononcée.
       * La VS1 :
    La VS1 (S pour Stall) est la vitesse de décrochage de l'avion à pleine charge et en configuration lisse, c'est-à-dire tout rentré.
       * La VSO :
    La VSO (SO pour Stall Operation) est la vitesse de décrochage de l'avion en configuration atterrissage, tout sorti.
    A noter que les différentes vitesses de décrochage varient selon que l'on utilise ou non les volets hypersustentateurs et selon la masse de l'avion.
    De même que l'accélération en virage ou en ressource accroît cette vitesse.

  2. La vitesse maximale volets sortis :
       * La VFE :
    La VFE ( VFE pour Velocity Flap Extended) est la vitesse maximale des volets hypersustentateurs sortis. Il s'agit donc de la vitesse à ne pas dépasser volets hypersustentateurs sortis afin d'éviter de les casser ou de les détériorer gravement.
       * La VFO :
    La VFO (Fo pour flaps operating) est la vitesse maximale pour la manœuvre de sortie des volets hypersustentateurs.
    Il s'agit donc de vitesses limites liées à la configuration de l'avion.

  3. La vitesse maximale train sorti :
    La traînée supplémentaire engendrée par le train quand il est sorti impose une limitation de la vitesse de vol dans cette configuration.
       * La VLE :
    La VLE (LE pour Landing Gear Extended) est la vitesse maximale train d'atterrissage sorti.
       * La VLO :
    La VLO (LO pour landing gear operating) est la vitesse maximale de sortie du train d'atterrissage.
    Il s'agit donc de vitesses limites liées à la configuration de l'avion.

  4. La vitesse maximale de plein débattement des gouvernes :
    La vitesse maximale de plein débattement des gouvernes est la vitesse maximum autorisant un plein débattement des gouvernes de l'avion.
    En effet, si on braque complètement une commande à une vitesse supérieure, l'effort est anormal et risque d'entraîner des conséquences graves.
    Le vol en air turbulent n'est pas non plus permis au-dessus de cette vitesse car des déformations permanentes de la cellule peuvent prendre naissance.
       * La VNO :
    La VNO (NO pour Normal Operation) est la vitesse maximale de plein débattement des gouvernes ou de manœuvre.
    On l'appelle aussi vitesse maximale d'utilisation normale :
       * La VMO :
    La VMO (MO pour maximum operating).
    Il s'agit en fait pour la VNO ou la VMO de la VNE affectée d'un coefficient de sécurité qui est selon les types d'appareils compris entre 0,75 et 0,9.
     VNO = VMO = k VNE (0,75 < k < 0,9)

    A noter que la VNO ou la VMO peut, sans dommage pour la structure, être dépassée mais seulement dans des cas exceptionnels : essais, entraînement, descente précipitée, etc...

  5. La vitesse maximale absolue :
    Pour l'avion, il existe une vitesse à ne jamais dépasser, même en air très calme et sans actionner les gouvernes.
       * La VNE :
    La VNE (NE pour Never Exceed) est la vitesse à ne jamais dépasser sur l'avion car il va y avoir des déformations irréversibles avec possibilité de rupture à tout moment.
    A noter qu'il est à craindre tout spécialement le phénomène de "flutter" qui engendre de violentes vibrations souvent suivies de la désintégration de l'avion.
    En effet, le constructeur fixe une vitesse limite à ne jamais dépasser. Cette limite est estimée avec une marge de sécurité par rapport aux vitesses pour lesquelles l'avion ou certains de ses éléments, entreraient en déformation. Cette marge de sécurité est appelée marge de survitesse.


Exemple de diagramme de manœuvre de l'avion (les valeurs peuvent changer d'un avion à un autre)

il faut toujours rester dans la surface interne du diagramme


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Message  CROC le Jeu 19 Nov - 18:43

      2) Les qualités de vol et les limitations aérodynamiques
Les qualités de vol d'un avion dépendent de son centrage mais aussi de sa vitesse.


1) Le centrage de l'avion :
L'équilibre longitudinal de l'avion est le résultat de l'action de trois forces :
   - Le poids (P) appliqué au centre de gravité.
   - La portance de l'aile (Fa) appliquée au centre de poussée de l'aile.
   - Une force aérodynamique (Cp) dirigée vers le bas, appliquée à l'empennage et qui est fonction du calage de l'empennage horizontal. Cette force est appelée "contrepoids aérodynamique).


En outre, un système est dit en équilibre stable lorsque après une légère perturbation le système revient de lui-même à son état d'équilibre antérieur. Dans le cas contraire, il est instable.
Ainsi, les variables conditionnent l'équilibre des trois forces précédentes. On distingue :
   - La masse totale de l'avion.
   - La position du centre de gravité.
   - La grandeur instantanée de la portance qui est fonction de la vitesse, de l'incidence et de l'action des gouvernes.
   - La grandeur instantanée du contrepoids aérodynamique qui est aussi fonction de la vitesse, de l'incidence et de l'action des gouvernes.

A noter que les points (Fa) et (Cp) sont donnés par construction. On peut néanmoins agir sur les poids et le centre de gravité, mais une fois en l'air on les considère comme ayant une valeur fixe à un moment donné.
Aussi, en vol et à un instant donné, les deux variables qui devront constamment se rajuster pour équilibrer le poids sont les forces aérodynamiques (Fa) et (Cp). De ce rajustement dépend la stabilité de l'avion.
En effet, l'avion est en équilibre stable si, sans action volontaire du pilote sur les gouvernes, vitesse et incidence varient de telle sorte que, après perturbation, on revient aux conditions d'équilibre:
(Fa) et (Cp) ne pouvant varier que dans certaines limites, ce rajustement n'est possible que si (P) et (G) satisfont à certaines conditions. Il faudra que pour un poids donné le centre de gravité soit compris entre deux limites extrêmes. (données constructeur)




2) La position du centre de gravité :
Le centrage est mesuré par la position du centre de gravité sur la corde de référence du profil de l'aile et est exprimé en pourcentage du rapport (AG / AB) où (A) est au bord d'attaque et (B) au bord de fuite :
   - Un centrage avant augmente la stabilité.
   - Un centrage arrière augmente la maniabilité.
Plus (AG) est grand par rapport à (AE), plus l'action de (Cp) ramènera le système en état d'équilibre après une légère perturbation.
Plus (AG) est petit par rapport à (AE), plus une petite action sur (Cp) aura de répercussion pour modifier l'équilibre général. Pour un centrage arrière, il suffit pour manier l'avion d'un braquage de gouverne plus petit.

Toutefois, en aviation générale, l'ordre de grandeur de la plage permise pour le centre de gravité est d'une vingtaine de centimètres.
A noter que le poids global (P) peut être décomposé en un certain nombre de poids partiels :
   - P0 : poids à vide.
   - P1 : poids des passagers.
   - P2 : poids du carburant.
   - P3 : poids des bagages.
Chacun de ces poids étant appliqué au centre de gravité de chacun des composants de l'ensemble :
   - Go : centre de gravité de l'avion vide donné par le constructeur.
   - G1 :centre de gravité des passagers.
   - G2 : centre de gravité du carburant.
   - G3 : centre de gravité des bagages.

Le centre de gravité est connu dès lors que l'on connaîtra les moments des poids élémentaires composant le poids total

A noter que ces relations peuvent être représentées graphiquement sur un diagramme de chargement caractéristique de l'avion.
On peut donc pousser la décomposition plus loin et distinguer les passagers suivant leurs sièges, le carburant suivant les réservoirs, etc... Plus la décomposition est fine, plus le résultat est précis.
Ainsi, la position du centre de gravité peut être calculée. En outre, elle doit être comprise entre deux limites :
xA < x < xB




3) Le diagramme de centrage :
Pour un pilote, il n'est pas nécessaire de déterminer avec précision la position du centre de gravité de l'avion chargé. Par contre, il est important de savoir si avec tel chargement le centre de gravité est dans la plage permise.

Il faut que la somme des moments des divers éléments du chargement soit comprise entre deux limites qui dépendent du poids total. Cette condition est alors représentée sur un diagramme de centrage.
Ainsi, tout point (m, P) intérieur à l'aire hachurée satisfait aux conditions de centrage.
A noter qu'en pratique, le pilote dispose d'un diagramme de chargement qui lui permet de calculer les moments élémentaires des différents composants du chargement.





4) La vitesse et les qualités de vol :
La vitesse est soumise à certaines limitations pour des raisons tenant à la solidité de la structure mais par ailleurs, pour des raisons liées à la qualité du vol, la vitesse doit satisfaire aussi d'autres conditions proprement aérodynamiques.

La portance est donnée par la formule :
Rz = ½ ρ S V² Cz

L'objectif à atteindre en vue de la sustentation de l'avion est que Rz ait une certaine valeur qui est différente par ailleurs suivant les configurations de vol.
Pour cela, il y a plusieurs façons d'agir pour ajuster la portance à une valeur requise :
   * Agir sur S : surface portante, géométrie variable.
   * Agir sur V : vitesse propre de l'avion.
   * Agir sur Cz : par l'intermédiaire de l'incidence, modification qui peut d'ailleurs être obtenue de plusieurs façons : modification de l'assiette de l'avion, modification de la courbure du profil.

Si l'on exclut l'action sur S qui n'est pas courante, il y a en vol deux façons d'agir sur la portance qui sont la vitesse et l'incidence.
Toutefois, Rz dépend également d'un autre facteur : la masse spécifique (þ), mesurée en prenant comme unité la masse spécifique þ0 de l'air standard (pression 1 013,2 mb et température 15°C).
A chaque (þ) correspond une densité, qui est par définition (þ / þ0)

Or, la densité de l'air varie sous l'influence de divers facteurs : pression, température, facteurs qui donc affectent la portance.
   * La portance diminue lorsque la pression diminue, ce qui entraîne que la portance diminue lorsque l'altitude augmente.
   * La portance diminue lorsque la température augmente, ce qui a de l'importance pour les atterrissages et les décollages par temps chaud


La vitesse de décollage est la vitesse à laquelle l'avion quitte le sol, le choix de cette vitesse dépend de multiples considérations de sécurité. Toutefois, il existe une influence occasionnée par la température et par la pression.
   * La vitesse de décollage sera d'autant plus élevée que le terrain est haut.
   * La vitesse de décollage sera d'autant plus élevée que le terrain est chaud.

Comme il faudra une vitesse sol plus grande, il faudra une distance de roulement plus grande. On démontre ainsi que la longueur de décollage L vaut :
   * Pour un avion à hélices (puissance constante W) :
L =  (m*V³)/(3*W)
   * Pour un avion à réacteurs (poussée constante T) :
L = (m*V²) / (2*T)

A noter, aussi, que d'autres facteurs influent sur la longueur de roulement, notamment le vent. En outre, la pression et la température ont aussi une influence sur les performances du propulseur.
Il est donc important pour le pilote de pouvoir estimer et chiffrer la longueur de roulement qui lui sera nécessaire. A cet effet, le pilote se sert d'abaques qui sont des tables de correction de performances dont la correction par rapport aux valeurs standards apparaît par simple lecture.
Ainsi, par exemple, sur un terrain situé à l'altitude pression 1 000m et à une température de 30°, la longueur de roulement est augmentée de 80%. Toutefois, si la piste ne permet pas une telle distance de roulement, il reste une possibilité de diminuer la vitesse de décollage en diminuant P puisque V varie comme "√P".

De même, la vitesse d'atterrissage est dans un atterrissage normal nécessairement supérieur à la vitesse de décollage. elle est donc aussi soumise aux limitations : poids, pression, température.
Cependant, il est mal aisé de chiffrer l'augmentation de distance qui en résulte car elle dépend bien évidemment des conditions de freinage. Aussi, lors du décollage la loi d'accélération (puissance décollage) est déterminée une fois pour toutes tandis que la loi de freinage est soumise à trop d'aléas selon l'action du pilote.


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Re: Les caractéristiques et les limites des aéronefs

Message  CROC le Jeu 19 Nov - 18:44

3) Les performances et les limitations opérationnelles :
Il s'agit des performances de l'avion en atmosphère calme, sans vent.

Les performances en palier :
La puissance nécessaire au vol en palier est la puissance nécessaire pour vaincre la traînée Rx de l'avion en vol horizontal.
        Pn = ½ ρ S V³ Cx
A noter que le coefficient Cx n'est pas une constante mais varie avec l'incidence. La vitesse varie aussi avec l'incidence, de sorte que Cx est indirectement lié à la vitesse.
La courbe Pn en fonction de V part du point correspondant à la vitesse minimale de sustentation, passe par un minimum et croît ensuite.

Le vol en palier n'est possible que si la puissance que procure le GMP (groupe motopropulseur) équivaut à la puissance nécessaire au vol :
Tous les autres paramètres étant supposés constants (P, S, þ'), seule la vitesse est variable. Il existe deux vitesses qui égalise l'équation, on dit qu'il y a deux régimes de vol.

Toutefois, après un léger écart autour de la première Vitesse (V1), la vitesse revient automatiquement à la valeur V1. On dit que le vol au premier régime est stable.
Par analogie, le vol au second régime est instable.

Si pour une puissance Pn donnée et toutes choses inchangées par ailleurs, on fait baisser Pu en diminuant par exemple la pression d'admission, on arrivera à une courbe limite en deçà de laquelle le vol n'est plus possible :
Cette valeur correspond à une valeur bien déterminée de V que l'on appelle (Vm) et l'expression de Pn en fonction de Cx et Cz montre que cette valeur correspond à "Cx / Cz3/2 minimum", ce qui situe un point déterminé sur la polaire de l'avion, donc une incidence déterminée (imin).

A noter que cette incidence est appelée "angle de plafond" car elle correspond à l'altitude plafond ainsi qu'à la plus grande vitesse ascensionnelle et à l'autonomie maximale.

La puissance utile Pu décroît avec l'altitude et Pn varie comme 1 / √ρ qui est une dépendance essentielle.

En effet, lorsque la densité de l'air diminue la puissance nécessaire au vol augmente. Or, la masse spécifique de l'air est fonction de la température et de la pression.
On sait aussi que lorsque l'on monte en altitude la température baisse (sauf conditions exceptionnelles et localisées), ce qui est de nature à faire augmenter þ, tandis que la pression diminue, ce qui est de nature à faire diminuer þ. Mais au total þ est décroissant.

Comme l'altitude est un paramètre directement accessible, on étudie l'influence globale de l'altitude et non les actions séparées de la température et de la pression.
Cependant, il y a des cas où il est utile d'étudier séparément l'action de la pression et de la température, notamment pour les performances au décollage et à l'atterrissage.

A noter que la plus basse puissance nécessaire au vol est obtenue à l'altitude la plus basse (courbe Z0). C'est donc à basse altitude que l'énergie à fournir par unité de temps est la plus faible. L'énergie embarquée (carburant) étant limitée, on volera d'autant plus longtemps que l'on consommera moins par unité de temps.

Pn est proportionnel a Cx / (Cz3/2).
En effet, à tout point de la polaire de l'avion correspond un angle d'incidence, donc un Cx et un Cz, et donc une valeur bien déterminée de Cx / (Cz3/2).
La puissance nécessaire au vol est donc fonction de l'incidence.
Cette action de i sur Pn est complexe car elle dépend des variations concomitantes de Cx et Cz en fonction de i, c'est-à-dire de la forme de la polaire. C'est le point pour lequel Pnmin correspond à Cx / (Cz3/2) minimum. Ce point est situé entre le point (Cz/Cx)max et le point Cz max.

Ainsi, l'incidence au plafond se situe entre l'incidence de plané et l'incidence de portance maximale.
Cette incidence est une caractéristique de la polaire et ne dépend ni du poids, ni de l'altitude, ni d'aucun autre paramètre.
En outre, en vol, à tout moment, le pilote peut modifier la puissance nécessaire au vol en modifiant l'incidence, notamment par une action sur les volets de courbure. Ainsi, a fortiori, toute modification des caractéristiques du profil qui entraîne modification de la polaire influe sur la puissance nécessaire au vol. Par exemple, une sortie du train d'atterrissage ou des aérofreins se traduit par une augmentation du Cx, et donc par une augmentation exactement proportionnelle de Pn, Cz étant supposé invariant.




Les performances en montée et en descente :
 Dans les performances ascensionnelles, il ne suffit pas d'observer l'influence de l'altitude sur V, mais il faut pousser l'analyse plus finement et examiner séparément l'action de la température et de la pression qui toutes les deux agissent sur ρ.

Ainsi, la vitesse ascensionnelle maximale sera toujours obtenue pour le minimum de Pn.
Ainsi, plus þ diminue plus la vitesse ascensionnelle maximale sera obtenue pour une vitesse vraie grande
La puissance de montée diminue donc pour deux raisons liées l'une au moteur, l'autre à l'aérodynamique
Pour le pilote, il est intéressant de connaître les performances ascensionnelles d'un avion pour le décollage, notamment à des altitudes qui, sauf exception, demeurent modérés au regard de la gamme d'altitudes auxquelles l'avion peut voler.
Aussi, pour chaque avion, des abaques peuvent donner en fonction des conditions de température et de pression, sa puissance ascensionnelle (Pv) maximale.
A noter que lorsque qu'un avion décolle d'un terrain en altitude et surtout si la température ambiante est élevée, il y a chute de la puissance ascensionnelle.

Un diagramme simplifié peut donner simplement le pourcentage de diminution de vitesse ascensionnelle par rapport à la vitesse ascensionnelle dans les conditions standards.
Pour information, lorsqu'un avion décolle d'un aérodrome situé à 1 200 m d'altitude pression et ayant une température de 30° C, la baisse de vitesse ascensionnelle par rapport aux conditions standards est légèrement supérieure à 50%.




Les limitations opérationnelles :
Un avion doit pouvoir décoller d'un aérodrome de caractéristiques données, suivre une route au-dessus d'un relief donné, et atterrir sur un aérodrome donné.
Il en résulte des limitations concrétisées par des règles de sécurité qui sont différentes selon que l'avion est un monomoteur ou un multimoteur.

Parmi ces limitations opérationnelles, on distingue :
       Le point critique du décollage :
Le point critique du décollage est le point ultime auquel l'avion peut lors du roulage être freiné et s'arrêter correctement sur la longueur de bande disponible.
La position de ce point n'est pas fixe sur la piste mais dépend de la façon dont est mené le décollage.
On parle aussi de distance accélération-arrêt qui est la somme de la distance nécessaire pour accélérer l'avion du départ arrêté jusqu'à la vitesse de décision V1 et la distance nécessaire pour immobiliser l'avion à partir du point de vitesse V1, train d'atterrissage sorti.

       La vitesse de décrochage :
La vitesse de décrochage est appelée Vs (stall).

       La distance de mise en vitesse ou de roulement :
La distance de mise en vitesse (DMV) ou de roulement est la distance nécessaire pour atteindre la vitesse de décollage.
Pour atteindre cette vitesse, le pilote ne doit utiliser que la piste Lp (longueur de la piste) uniquement.

       Les limitations à l'atterrissage :
Pour déterminer la distance d'atterrissage, on distingue deux cas suivant que l'approche est faite à vue ou aux instruments :
   - L'approche faite à vue :
La distance d'atterrissage est la distance entre le point de toucher du train principal et le moment où l'avion peut être immobilisé.
   - L'approche faite aux instruments :
La distance d'atterrissage est la distance entre le point où l'avion est à une hauteur de 15 mètres et le point où il peut être immobilisé.
En conséquence, dans le cas d'une approche aux instruments, l'avion doit impérativement être à une hauteur de 15 mètres lorsqu'il est au-dessus de l'entrée de piste. Mais, il peut y voir dans l'axe d'approche des obstacles pénalisants.
Aussi, la trajectoire d'approche standard avec un angle de 2,5° doit être située suffisamment au-dessus des obstacles.

D'autre part, il faut qu'une remise de gaz demeure possible ce qui impose à l'atterrissage, les limitations de poids relatives au décollage mais calculées pour le terrain d'atterrissage.
De plus, le poids à l'atterrissage ne doit pas excéder le poids maximum à l'atterrissage imposé par la structure de l'appareil et principalement du train d'atterrissage.





Les plafonds :
Pour un avion, on distingue 2 types de plafonds :

       Le plafond de propulsion :
Quand l'altitude Z augmente, La puissance nécessaire augmente alors tel que la puissance utile (Que peut fournir l'avion) diminue. Ainsi, lorsque les deux courbes Pn et Pu sont tangentes, on a le plafond théorique avec Vz = 0. (Vz= Vitesse ascensionnelle)
Toutefois, au plafond théorique sans intérêt, on substitue le plafond pratique avec Vz = 0,5 m/sec.

       Le plafond de sustentation :
Au fur et à mesure que l'on s'élève la Vitesse de propulsion (Vp) doit augmenter car la densité (ρ) diminuant avec l'altitude Vp est le seul paramètre qui permette de compenser cette diminution :
        Fz = (ρ / 2) KSV²

Mais alors que Vp augmente, la vitesse du son diminue en raison de la diminution de la température et comme M = Vp / c    (avec c = célérité ou Vitesse du son), on atteint pour une certaine altitude M = 1. (M = Mach)
C'est à cette altitude pour les avions subsonique, le plafond de sustentation.
Cependant, on se limite à une altitude maximale pour laquelle on ne dépassera pas M = 0,8 environ.


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Re: Les caractéristiques et les limites des aéronefs

Message  CROC le Jeu 19 Nov - 18:45

4) Les limitations mécaniques :
Les limitations mécaniques précisent les accélérations autorisées et le chargement que l'avion peut emporter aux divers emplacements prévus :

     1) Les accélérations :
La résistance des matériaux et le type d'assemblage sont calculés pour supporter des facteurs de charge assurant la sécurité du vol.

Toutefois, il y a trois valeurs à connaître :
       - L'accélération maximale positive.
       - L'accélération maximale négative.
       - L'accélération maximale volets sortis.

A noter que les accélérations limites sont indépendantes de la vitesse et que la rupture peut survenir brutalement si on ne les respecte pas.



     2)  Le chargement de l'avion :
Ainsi, les facteurs de charge limites sont établis à la masse maximale autorisée, ce qui soulève une remarque.
En effet, certains pilotes peuvent penser que puisque la limite correspond à la masse maximale, il suffit de décharger l'avion pour la reculer. Si le raisonnement n'est pas faux en ce qui concerne les ailes, le fuselage et les gouvernes, il est par contre dangereusement erroné en ce qui concerne le bâti moteur. D'autre part, rien ne précise la nouvelle limite. Il est donc prudent de rester dans les normes du manuel de vol de l'avion.


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Re: Les caractéristiques et les limites des aéronefs

Message  CROC le Jeu 19 Nov - 18:45

5) Les repères sur les instruments de bord :
Les instruments de bord sont destinés à renseigner le pilote sur les divers paramètres qu'il lui faut connaître pour assurer un vol correct.
En effet, chaque instrument a sa raison d'être. Le pilote doit donc connaître le code de couleurs employé afin de visualiser les domaines de fonctionnement possible ainsi que les limites.

- L'arc vert :
L'arc vert représente le domaine normal autorisé aussi longtemps que désiré.
A noter, toutefois, qu'une aiguille dans le vert n'implique pas une valeur optimale mais seulement une garantie de sécurité.

- L'arc jaune :
L'arc jaune représente encore un fonctionnement autorisé moyennant une surveillance constante ou des précautions particulières.
Il n'y a pas de danger. Il s'agit simplement d'un avertissement comme quoi le pilote se rapproche des limites d'utilisation.

- L'arc blanc :
L'arc blanc correspond à l'utilisation des volets hypersustentateurs sortis.

- Le trait rouge :
Le trait rouge représente une interdiction de dépasser sans danger immédiat.
Le pilote ne doit en aucun cas dépasser cette limite. Si cela arrive accidentellement, il doit le signaler.

(Cf cours sur les instruments)

~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~
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