Question 95-1 : Complétez la phrase suivante considérons deux avions à réaction de même type la masse au décollage du jet 1 est de 75 000 kg et celle du jet 2 de 67 000 kg le jet 1 aura une vitesse 1 pour un angle de montée optimal et une vitesse 2 pour un taux de montée optimal ? [ Attestation orientation ]

Question 95-2 : Complétez la phrase suivante les performances au décollage sont calculées en fonction des conditions données si par la suite la température extérieure diminue les performances en montée de l'aéronef seront 1 car la poussée excédentaire sera 2 ?

1 améliorer 2 augmenté.

les performances en montée correspondent à la poussée excédentaire qui généralement augmente la portance pour compenser d'autres forces telles que le poids et la traînée le poids l'altitude et les variations de configuration influent sur la poussée excédentaire et la puissance et donc sur les performances en montée la densité de l'air est un facteur qui influe sur les performances en montée elle influe sur le débit massique d'air entrant dans le moteur une augmentation de la densité de l'air accroît la poussée disponible par conséquent la différence entre la poussée et la traînée est plus importante ainsi les performances en montée d'un aéronef s'améliorent dans ces conditions

Question 95-3 : Un avion à réaction dispose de trois configurations de décollage décollage 1 1 étage de becs et de volets décollage 2 2 étages de becs et de volets décollage 3 3 étages de becs et 3 étages de volets la piste n'est pas limitante mais le décollage requiert une pente ascensionnelle de 68 % jusqu'à ?

To 1 car il permet des vitesses de montée et un taux de montée supérieurs à ceux obtenus avec to2.

Effet des volets sur la distance au décollage et la planète de montéel'utilisation de dispositifs hypersustentateurs volets aura un impact sur la distance de décollage et d'atterrissage ainsi que sur la pente de montéepour une longueur de piste et un poids d'avion donnés le choix d'un réglage de volets plus important augmentera le coefficient de portance ce qui réduit la vitesse de décrochageen conséquence les vitesses de décollage sont réduites la même portance sera créée à une vitesse d'air plus faible en raison d'un coefficient de portance plus élevé cela réduira la distance de décollage le déploiement des volets à l'atterrissage présente plusieurs avantages il génère une portance accrue et permet une vitesse d'atterrissage plus faible il génère une traînée plus importante permettant un angle de descente prononcé sans augmentation de la vitesse => réduction de la longueur de la course à l'atterrissage l'inconvénient de l'utilisation des volets est qu'elle génère une traînée parasite plus importante nous obtenons notre meilleur angle de montée et donc notre meilleur gradient là où l'écart entre la poussée disponible et la poussée requise est le plus grand la traînée parasite due au déploiement des volets réduit cet écart ce qui diminue l'angle et le gradient de montée et dégrade les performances en cas de remise de gaz par conséquent dès que possible après le décollage nous accélérons rentrons les volets et effectuons une montée propre ainsi nous pouvons conclure que le meilleur gradient de montée sera obtenu en utilisant le moins de volets possible

Question 95-4 : Complétez la phrase suivante la vitesse indiquée maximale ias en vol rectiligne et horizontal d’un avion à moteur à pistons ?

Diminue avec l'altitude.

La vitesse maximale atteignable vmax qu'elle soit mesurée en vitesse vraie tas ou en vitesse indiquée ias correspond au point où la poussée est égale à la traînée avec l'altitude l'air devient moins dense par conséquent la poussée disponible diminue ainsi la vmax diminue

Question 95-5 : Quel est l'effet sur la distance de décollage si l'altitude pression et la température de l'aérodrome augmentent toutes deux ?

La distance de décollage augmentera.

Densité de l'air lorsque la densité de l'air diminue augmentation de l'altitude etou de la température les performances du moteur et les performances aérodynamiques diminuent les performances d'un aéronef dépendent de la densité de l'air qui influe directement sur la portance et la traînée la puissance du moteur et le rendement de l'hélice distance de décollage lorsqu'un aéronef décolle à une altitude pression supérieure au niveau de la mer isa il décolle à la même vitesse indiquée ias qu'au niveau de la mer mais en raison de la plus faible densité de l'air sa vitesse vraie tas est plus élevée pour atteindre cette vitesse plus élevée avec la même puissance moteur une distance de décollage plus longue est nécessaire

Question 95-6 : Pour maximiser le rayon d'action spécifique d'un avion ?

La vitesse vraie doit être élevée et le débit de carburant faible.

L'autonomie spécifique as est une mesure de la capacité de vol exprimée en distance parcourue par unité de carburant consommée ou en vitesse vraie tas divisée par le débit de carburant une autonomie spécifique élevée est synonyme d'une bonne capacité de vol autonomie spécifique = tas débit de carburant = distance parcourue kg de carburant pour maximiser l'autonomie spécifique d'un avion le rapport tasdébit de carburant doit être augmenté la vitesse vraie doit être élevée et le débit de carburant faible

Question 95-7 : Déterminez le gradient de montée avec un moteur en panne d'un avion quadrimoteur sachant que masse de l'avion 315 000 kg poussée par moteur 245 000 n traînée 435 000 n on suppose que l'accélération due à la gravité est de 10 ms² ?

95%.

poussée t = nombre de moteurs 4 1 en panne x poussée par moteur t = 3 x 245 000 n = 735 000 n poids w = masse de l'avion x 10 ms² w = 315 000 kg x 10 ms² = 3 150 000 n pente ascensionnelle = position traînée poids x 100 % pente ascensionnelle = 735 000 435 000 3 150 000 x 100 % = 95 %

Question 95-8 : Laquelle des affirmations suivantes est correcte concernant la consommation spécifique de carburant sfc d'un turboréacteur ?

La sfc diminue à des altitudes plus élevées et à des températures ambiantes plus froides.

Consommation spécifique de carburant la consommation spécifique de carburant sfc d'un avion à réaction correspond au débit de carburant par unité de poussée tandis que celle d'un avion à hélice correspond au débit de carburant par unité de puissance c'est une mesure d'efficacité une sfc plus faible signifie une consommation de carburant réduite donc un meilleur rendement il s'agit d'une mesure propre au moteur indépendante de l'aérodynamisme de l'aéronef dans un turboréacteur la sfc est minimale ce qui est optimal lorsque la température de l'air est basse et lorsque le moteur fonctionne à son régime nominal soit environ 90 à 95 % du régime maximal cela signifie que la sfc est proportionnelle à la température cela signifie également que la combinaison moteur aéronef est la plus efficace en haute altitude où la poussée nécessaire pour vaincre la traînée représente environ 90 à 95 % de la poussée disponible il existe ainsi une altitude optimale pour un turboréacteur où le régime moteur le plus efficace coïncide avec la vitesse de vol la plus efficace il s'agit là d'une considération aérodynamique et non de la consommation spécifique de carburant sfc la situation se complexifie car la sfc dépendant du moteur et non de l'aérodynamisme n'est pas liée à la pression atmosphérique altitude pression mais à la température de l'air un air plus froid brûle plus efficacement d'où une sfc plus faible or l'altitude pression détermine généralement la température plus l'altitude est élevée plus les températures sont basses et donc la sfc plus faible par conséquent il faut réfuter l'affirmation selon laquelle l'altitude n'a aucun effet sur la sfc car elle l'influence bel et bien ne serait ce que par le biais des variations de température la réponse ne laisse aucune marge de manoeuvre pour la défendre nous ne pouvons donc pas la déclarer vraie par conséquent nous devons choisir la réponse qui indique la sfc diminue à haute altitude et par basses températures ambiantes car cela correspond à notre propre raisonnement altitude plus élevée = température plus basse = sfc plus faible

Question 95-9 : La vitesse permettant d'obtenir l'autonomie spécifique maximale sr d'un avion à turboréacteur est… ?

132 x vitesse de traînée minimale vmd .

Se référer aux figures courbe de tragpoussée requise • point le plus bas de la courbe – vmd meilleur rapport ld et meilleur plané => pour jet vx = vitesse d'endurance maximale => pour prop vitesse de portée maximale • tangente – 132 vmd => pour jet vitesse de portée optimale et vy la tangente du graphique de traînée indique le point où le rapport vitessetraînée est maximal ce qui signifie que nous obtenons le meilleur rapport vitessetraînée c'est la vitesse à laquelle nous volons pour obtenir la meilleure portée et elle est également très proche de la vitesse pour le meilleur taux de montée pour des raisons similaires

Question 95-10 : Des retards sont à prévoir à l'aérodrome d'arrivée où un avion de transport à réaction prévoit d'atterrir en gérant sa vitesse de croisière le pilote peut augmenter l'autonomie de vol en volant à… ?

Vitesse de traînée minimale vmd en configuration propre qui correspond à la poussée totale minimale requise.

Voir les figures afin de maintenir une vitesse d'endurance optimale pour un avion à réaction il est nécessaire de minimiser la poussée pour une consommation de carburant minimale tout en conservant la même portance cela implique de réduire la traînée force opposée à la poussée à sa valeur minimale il s'agit donc de voler à la vitesse correspondant à la traînée minimale vmd sur un avion à réaction la vmd offre l'endurance optimale et le meilleur angle de montée vx lorsque les volets sont sortis la traînée induite reste inchangée car la portance demeure la même égale au poids en revanche la traînée parasite augmente car la surface exposée à l'écoulement d'air est plus importante ce qui accroît la traînée totale cela signifie qu'une poussée plus importante est requise avec les volets sortis ce qui entraîne une consommation de carburant plus rapide et une vitesse de vol réduite en raison de la vmd plus faible en configuration encrassée l'endurance optimale est donc atteinte à la vmd en configuration lisse

Question 95-11 : En ce qui concerne l'influence de l'altitude sur la vitesse d'endurance maximale d'un avion à hélice plus l'altitude augmente plus la vitesse d'endurance maximale… ?

Augmenter car la puissance requise augmente avec l'altitude.

les avions à hélices sont caractérisés par leur puissance contrairement aux moteurs à réaction qui mesurent leur poussée la puissance correspond au taux de travail effectué et se calcule en multipliant la poussée par la vitesse vraie tas comme la poussée requise est égale à la traînée on peut écrire puissance requise = traînée x tas de plus la vitesse maximale d'endurance d'un avion à hélices est la vitesse à laquelle il produit le moins de puissance moteur soit la vitesse de puissance minimale vmp en général on vole avec un avion à hélices à une vitesse indiquée ias ou une vitesse couverte cas constantes et on accepte la tas qui en résulte car cela permet de maintenir une vitesse de décrochage et d'autres vitesses constante à n'importe quelle altitude lorsque nous maintenons notre vitesse indiquée ias et volons plus haut nous obtenons une vitesse vraie tas plus élevée pour compenser la diminution de la densité de l'air tout en conservant la même portance cela signifie qu'à haute altitude la tas augmente et par conséquent la puissance requise également puisque la puissance requise est calculée en fonction de la tas nous mesurons également la vitesse de puissance minimale vmp en fonction de la tas qui augmente avec l'altitude ainsi la vmp vitesse d'endurance maximale augmente également

Question 95-12 : Un avion à turboréacteur en vol rectiligne et horizontal croise au niveau de vol 290 fl290 pour une masse et une position du centre de gravité données comment les variations de vitesse intrinsèque ias à haute et basse vitesse varieront elles lorsque le vol sera effectué au niveau de vol 330 fl330 ?

Le buffet à basse vitesse augmente et le buffet à haute vitesse diminue.

avant l'avènement du fms la limite de buffeting était affichée sur un graphique cette limite comporte des seuils de vitesse basse et haute le seuil de buffeting basse vitesse correspond à la vitesse indiquée ias à laquelle le buffeting pré décrochage apparaît à 10 % au dessus de la vitesse verticale vs le seuil de buffeting haute vitesse correspond à la vitesse indiquée ias à laquelle le buffeting lié au nombre de mach mmo apparaît généralement mais parfois légèrement en dessous à basse altitude ces vitesses sont très éloignées ce qui laisse une large plage de vitesses de fonctionnement bien que la vitesse indiquée de décrochage reste constante au début elle commence à augmenter à haute altitude de plus la vitesse indiquée ias à laquelle le buffeting lié au nombre de mach apparaît diminue progressivement car la vitesse vraie tas augmente pendant la montée et la vitesse locale du son diminue les deux limites de la zone de buffeting se rapprochent et finissent par se rejoindre à une altitude où toute marge de manœuvre est nulle le plafond aérodynamique autrement dit il est impossible de voler plus vite ou plus lentement sans risquer le décrochage ou l'atteinte du nombre de mach maximal mmo la limite de droite sur le graphique indique la vitesse maximale indiquée vmo puis à haute altitude le nombre de mach maximal mmo la limite de gauche est basée sur la vitesse de décrochage soit 11 vs par conséquent avec l'altitude le buffeting à basse vitesse augmente tandis que celui à haute vitesse diminue

Question 95-13 : Une différence entre un décollage à poussée réduite flexible et un décollage à poussée réduite est que ?

Question 95-14 : L'autonomie maximale d'un avion turbopropulseur face à un vent de 10 nœuds est atteinte à 1 et sa vitesse d'autonomie maximale à 2 ?

1 vmp 2 reste inchangé.

La vitesse optimale ou maximale d'endurance d'un avion à hélice est la vitesse à puissance minimale vmp il s'agit de la puissance minimale requise pour maintenir un vol en palier la vmp est toujours inférieure à la vitesse optimale de rayon d'action vmd et donc instable en vitesse le vent n'affecte pas l'endurance en vol mais il peut affecter le rayon d'action

Question 95-15 : Quelle sera la vitesse limitante lors d'une descente à mach constant ?

Vmo.

au niveau de la mer la vitesse vraie tas est relativement faible et la vitesse du son est assez élevée en haute altitude pour une cas donnée la tas est beaucoup plus élevée car l'air est raréfié et la vitesse locale du son lss est plus faible du fait de la température plus basse le nombre de mach étant égal à la tas divisée par la lss cela signifie qu'en altitude pour une cas donnée le nombre de mach est plus élevé qu'à basse altitude il en résulte qu'en montée la vitesse maximale est limitée à basse altitude par la cas et la vmo et qu'en altitude le nombre de mach limite mmo est atteint avant la vmo la vitesse maximale est donc limitée par le mmo en descente c'est l'inverse la vitesse maximale est d'abord limitée par le mmo puis par la vmo à basse altitude par ailleurs la lss augmente pendant la descente en raison de l'élévation de la température par conséquent la tas doit augmenter pendant la descente pour maintenir un nombre de mach constant l'ias augmente également et finira par atteindre sa limite la vmo vitesse maximale opérationnelle désigne l'ias maximale certifiée remarque vous pouvez également indiquer sur les lignes ectm que l'ias augmente avec un nombre de mach constant

Question 95-16 : Quel est le gradient de montée tous moteurs pour un avion bimoteur dont les données sont les suivantes poussée par moteur 33 000 lb masse 89 500 kg rapport portancetraînée 78 1 g = 10 ms² ?

207%.

Le poids d'un objet est égal à sa masse multipliée par l'accélération de la pesanteur donc poids = masse x g = 89 500 kg x 10 ms² = 895 000 n de plus les angles de montée étant très faibles pour la plupart des problèmes de ce type on suppose que poids = portance = 895 000 n même si la valeur réelle est légèrement supérieure et que sinus de l'angle de montée = tangente de l'angle de montée avec un rapport portancetraînée de 78 1 la traînée est de 895 000 78 = 114 7436 n puisque la poussée par moteur est de 33 000 lbs soit 33 000 lbs 22 = 15 000 kg la poussée totale produite par les deux moteurs sera de 15 000 kg x 10 ms² x 2 = 300000 nnous savons également que sin angle de montée = poussée traînée poids = 300000 n 1147436 n 895000 n = 0207ainsi le gradient de montée exprimé en pourcentage sera gradient de montée % = tan angle de montée x 100 = sin angle de montée x 100 = 0207 x 100 = 207%

Question 95-17 : Compte tenu des informations suivantes quel est le gradient de montée avec tous les moteurs pour un avion bimoteur poussée par moteur 118 000 newtons masse 76 000 kg rapport portancetraînée 8 1 on suppose que g = 10 ms² ?

185%.

La pente de montée est le rapport entre la hauteur gagnée et la distance parcourue soit la tangente à l'angle de montée y sin y = t – d w sin y = tw – dw sin y = t m x g – d lcos y sin y = t m x g – d x cos y l pour les petits angles le cosinus est proche de 1 donc sin y = t m x g – dl pente de montée = t m x g – dl x 100 concernant cette question la pente de montée = 236 000 76 000 x 10 – 18 x 100 = 185 %

Question 95-18 : Quand utiliser la formule 9 x racine carrée de la pression du pneu en psi ?

Pour une vitesse de planage dynamique.

Les termes aquaplanage ou hydroplanage peuvent désigner une situation où la bande de roulement du pneu ne parvient pas à évacuer toute l'eau présente sous la roue l'eau est alors poussée devant le pneu et forme un coin qui le soulève de la piste il en résulte une perte de freinage et de contrôle directionnel le pneu peut se détériorer et se cloquer car la friction provoque l'échauffement et l'ébullition de l'eau lorsqu'elle est poussée sur la piste il existe trois types d'aquaplanage à prendre en compte pour les opérations sur pistes contaminées l'aquaplanage dynamique l'aquaplanage visqueux et l'aquaplanage par déformation du caoutchouc la vitesse à partir de laquelle l'avion commence à planer est appelée vitesse d'aquaplanage dynamique on peut l'estimer à l'aide de l'une des deux formules suivantes vitesse d'aquaplanage kt = 9 × p pour un pneu en rotation décollage vitesse d'aquaplanage kt = 77 × p pour un pneu non rotatif atterrissage où p est la pression du pneu en psi et la densité relative dr du contaminant si le contaminant est de l'eau dr = 1 la vitesse peut être décrite comme la vitesse d'aquaplanage dynamique et la formule est alors simplement 9 × p ou 77 × p un film mince ou un fluide sur une surface de piste lisse empêche le pneu d'entrer en contact avec la piste l'aquaplanage visqueux peut se produire à des vitesses bien inférieures à celles de l'aquaplanage dynamique et est plus fréquent sur une surface lisse et sale les aires de toucher des roues sont susceptibles de présenter ces conditions l'aquaplanage par dérapage se produit après un dérapage souvent sur la roue avant qui ne dispose ni de freins ni d'antidérapants la température élevée créée par le frottement vaporise une fine couche d'eau et de caoutchouc ce qui permet au pneu de se maintenir en place ce phénomène est probable si la direction de la roue avant est utilisée sans discernement sur une piste glissante si le décollage est interrompu le revêtement qui résistait à l'accélération devient extrêmement glissant et l'efficacité du freinage est considérablement réduite

Question 95-19 : En ce qui concerne les avions à turboréacteurs le vent 1 l'endurance et 2 la vitesse d'endurance maximale quelle option est correcte ?

1 n'affecte pas 2 n'affecte pas.

L'endurance correspond à la durée pendant laquelle un aéronef peut rester en vol la vitesse d'endurance maximale est la vitesse à laquelle l'aéronef consomme le moins de carburant possible la traînée est minimale et la poussée requise est minimale permettant ainsi d'obtenir une durée de vol maximale endurance maximale pour les avions à turboréacteurs cette vitesse d'endurance maximale est la vmd valeur maximale de la distance parcourue contrairement à l'autonomie l'endurance n'est pas affectée par les conditions de vent car elle dépend uniquement de la vitesse choisie et de la disponibilité du carburant à bord de plus la vitesse d'endurance maximale en tant que vitesse n'est pas affectée par le vent

Question 95-20 : Comment varie l'autonomie spécifique maximale au dessus du sol srg d'un avion à hélice en fonction de l'altitude ?

Elle augmente jusqu'à ce que l'augmentation de la vitesse au sol soit compensée par l'augmentation de la puissance requise.

Voir les figures remarque nous souhaitons obtenir des commentaires supplémentaires concernant la formulation exacte de cette question et des options car la formulation actuelle bien que stable n'est pas tout à fait correcte à notre connaissance veuillez nous indiquer si vous rencontrez cette question à l'examen et ce dont vous vous souvenez merci la portée spécifique maximale au sol srg correspond au rapport le plus élevé entre la vitesse sol et le débit de carburant car srg = gsff il nous faut donc déterminer comment le rapport gsff varie en fonction de l'altitude aucune information sur le vent n'étant fournie nous supposerons un vent calme et par conséquent gs = tas la vitesse pour une autonomie maximale d'un avion à hélice est vmd en effet la consommation de carburant d'un tel avion est directement proportionnelle à la puissance du moteur et non à la poussée la consommation minimale de carburant est donc vmp et la vitesse pour une autonomie optimale correspond au point d'intersection de la tangente à l'origine avec la courbe soit le rapport taspuissance requis le plus élevé mathématiquement il s'agit de la vitesse de traînée minimale vmd quant à la variation de la courbe avec l'altitude elle est plus complexe la courbe de puissance requise est basée sur la courbe de traînée multipliée par la tas car puissance = poussée x vitesse la courbe de traînée représente la traînée poussée requise en fonction de l'eas eas est la cas corrigée de la compressibilité mais sans correction de densité par conséquent à haute altitude voler avec la même vitesse eas pour une traînée minimale produira une vitesse vraie tas plus élevée ce qui est favorable à l'autonomie en raison de la plus faible densité de l'air cela signifie que la puissance requise traînée x tas augmentera d'autant ce qui est tout aussi défavorable à l'autonomie ainsi l'autonomie spécifique reste inchangée on peut facilement le constater en observant que la courbe de la puissance requise en fonction de la tas se déplace vers le haut et vers la droite de manière proportionnelle avec l'altitude il ne reste plus qu'à prendre en compte les variations de la consommation spécifique de carburant et du rendement de l'hélice or la consommation spécifique de carburant des moteurs à pistons est approximativement constante avec l'altitude et le rendement de l'hélice est inconnu à différentes altitudes par conséquent nous estimons que l'autonomie spécifique maximale à la vitesse minimale de vol reste la même avec l'altitude pour un avion à pistons sans connaître la variation du rendement de l'hélice à différentes vitesses jusqu'à ce que la compressibilité se manifeste aux altitudesvitesses plus élevées cela ne correspond pas à la réponse correcte actuelle d'où la nécessité d'un retour d'information actualisé sur cette question merci les différences possibles qui pourraient changer cela sont la spécification qu'il s'agit d'un avion turbopropulseur une puissance plus élevée est beaucoup plus efficace ou peut être le vol à une puissance constante où une puissance plus élevée est plus efficace initialement etc

Question 95-21 : La consommation spécifique de carburant sfc d'un moteur à hélice est… ?

Débit de carburant par unité de puissance.

Le rendement énergétique global d'un moteur à réaction est généralement exprimé en fonction de sa consommation spécifique de carburant sfc et de ses rendements propulsif et thermique le rendement énergétique global d'un moteur à pistons est mesuré uniquement par sa consommation spécifique de carburant sfc la sfc est la masse de carburant nécessaire pour produire une puissancepoussée donnée pendant une période donnée les formules de la consommation spécifique de carburant sfc sont les suivantes pour un avion à hélice sfc = débit de carburant puissance pour un avion à réaction sfc = débit de carburant poussée ainsi pour un avion à hélice débit de carburant = sfc x puissance ce qui signifie que pour une sfc donnée le débit de carburant est proportionnel à la puissance requise par conséquent plus la sfc est faible meilleur est le rendement

Question 95-22 : à quelle altitude un avion à hélice atteint il son autonomie maximale ?

Un avion à moteur à pistons atteint son autonomie maximale aux alentours du niveau de la mer.

L'autonomie maximale correspond à la durée maximale pendant laquelle un aéronef peut rester en vol la consommation spécifique de carburant sfc la plus faible pour un avion à pistons est obtenue lorsque la pression d'admission est élevée le régime moteur bas et la manette des gaz grande ouverte ce qui signifie que la sfc est minimale au niveau de la mer de plus la sfc est égale au débit de carburant divisé par la puissance ce qui signifie que pour une sfc donnée le débit de carburant est proportionnel à la puissance requise soit la traînée multipliée par la vitesse vraie tas avec la diminution de l'altitude la tas diminue également et donc la puissance requise diminue aussi par conséquent comme la sfc et la puissance requise diminuent avec l'altitude le débit de carburant diminue également une sfc minimale permet de rester en vol le plus longtemps possible offrant ainsi une autonomie maximale

Question 95-23 : Un avion monte à un angle de montée maximal à vitesse et poussée constantes supposons à titre théorique que le poids de l'avion diminue soudainement mais que le vol se poursuive normalement pour que le pilote maintienne la même vitesse toutes choses égales par ailleurs l'angle de montée doit être… ?

Augmenté afin d'accroître la composante arrière du poids pour compenser la poussée excédentaire.

L'équilibre des forces en montée stabilisée montre que la poussée s'exerce vers le haut et qu'une composante du poids vers l'arrière s'ajoute à la traînée totale la poussée contribuant à la portance cette dernière est moindre en vol horizontal par conséquent la portance requise en montée est inférieure à celle en vol horizontal pour maintenir une vitesse stabilisée la poussée les deux effets de freinage aérodynamique traînée induite et traînée parasite et la composante du poids doivent être égaux t = d + w sin où est l'angle de montée en résolvant pour sin on obtient sin = td w ce qui montre que l'angle de montée dépend de la poussée excédentaire td et du poids ainsi la vitesse pour l'angle de montée optimal vx correspond à l'angle pour lequel la poussée excédentaire est maximale une diminution de la masse réduit la traînée induite augmentant ainsi la poussée excédentaire par conséquent pour compenser la poussée excédentaire et la maintenir constante la traînée totale doit être augmentée en augmentant la composante du poids vers l'arrière qui s'ajoute à la traînée et puisque le sin est inversement proportionnel au poids lorsque le poids diminue l'angle de montée augmente

Question 95-24 : Laquelle des options suivantes décrit le mieux la relation entre le débit de carburant et la vitesse vraie tas pour les avions à hélices ?

Avec l'augmentation de la vitesse vraie tas le débit de carburant augmentera en vol au dessus de la vitesse de puissance minimale.

la puissance requise est le produit de la traînée par la vitesse vraie tas pwr requise = drag x tas ainsi avec l'augmentation de la tas la traînée parasite augmente et par conséquent la puissance requise augmente également la puissance minimale requise est atteinte lorsque l'aéronef vole à la vitesse de puissance minimale requise vmp qui correspond au point le plus bas de la courbe de puissance requise pour un aéronef à hélice la vmp est également la vitesse d'endurance optimale qui correspond à la puissance minimale requise pour maintenir un vol en palier et au point où le produit de la vitesse et de la traînée drag x tas est minimal toute augmentation ou diminution de la tas au dessus ou en dessous de la vmp augmente la puissance requise et par conséquent la consommation de carburant et diminue l'autonomie de l'aéronef

Question 95-25 : Qu'est ce que le vs1g ?

La vitesse de décrochage à 1 g à laquelle l'avion peut développer une portance égale à son poids.

Selon la norme easa cs définitionsamendement 1 définitions et abréviations utilisées dans les spécifications de certification des produits pièces et équipements vs1g désigne la vitesse de décrochage à 1 g à laquelle l’avion peut développer une force de portance normale à la trajectoire de vol égale à son poids vs et vs1g sont deux vitesses de décrochage abrégées pour les conditions de décrochage vs correspond à une condition de décrochage classique lorsque la portance s’effondre brutalement et que g est inférieur à un vs1g correspond au coefficient de portance maximal clmax clmax est la condition dans laquelle l’angle d’attaque est maximal et g est égal à un remarque vs est inférieur à vs1g

Question 95-26 : Laquelle des affirmations suivantes concernant les définitions de performance et les facteurs de sécurité est correcte ?

La pente d'ascension nette est la pente d'ascension brute moins une marge de sécurité.

Lors de la certification d'un aéronef le constructeur doit le tester de multiples façons afin de définir des niveaux de performance précis pour différentes phases de vol telles que la distance de décollage le taux de montée maximal la distance d'atterrissage etc il existe différents types de catégorisation des performances les performances mesurées correspondent aux performances obtenues par le constructeur dans les conditions de test de certification elles sont réalisées avec des aéronefs neufs et des pilotes d'essai et ne sont donc pas représentatives des performances réelles qu'un aéronef pourrait atteindre en conditions normales piloté par un pilote expérimenté les performances brutes correspondent à la moyenne attendue des performances d'une flotte d'aéronefs à condition qu'ils soient correctement entretenus et pilotés conformément aux techniques décrites dans les manuels de vol par un pilote expérimenté cela signifie que chaque appareil de la flotte a 50 % de chances de dépasser cette performance mais aussi 50 % de chances de ne pas l'atteindre la performance nette correspond à la performance brute réduite de la marge de sécurité afin de tenir compte de diverses causes fréquentes de baisse de performance telles que des variations dans la technique de pilotage des performances inférieures à la moyenne de l'appareil etc la marge de sécurité est fixée de manière à ce que la probabilité qu'un appareil n'atteigne pas le niveau de performance nette soit extrêmement faible cette marge n'est pas fixe elle dépend de la probabilité d'occurrence de la situation et est définie pour garantir que la probabilité totale d'un incident ou d'un accident soit au moins inférieure à 1 sur 1 million au moment de l'achat du billet par un passager ce qu'on appelle la probabilité minimale ainsi la marge de sécurité entre la performance brute et la performance nette peut être importante pour des événements probables comme un décollage avec tous les moteurs en marche mais très faible voire nulle pour des événements improbables comme une panne moteur à v1

Question 95-27 : Les documents cs 23 et cs 25 utilisent le terme trajectoire de décollage nette pour décrire certains éléments de performance la trajectoire de décollage nette gradient est… ?

Trajectoire de vol réelle de l'avion réduite d'une marge de sécurité.

La différence entre les trajectoires de volperformances nettes et brutes est la suivante les performances brutes sont les performances moyennes qu'une flotte d'aéronefs devrait atteindre si elle est entretenue de manière satisfaisante et pilotée conformément aux techniques établies lors de la certification en vol et décrites ultérieurement dans le manuel de performances de l'aéronef la performance brute définit donc un niveau de performance que tout aéronef du même type a 50 % de chances de dépasser à tout moment la performance nette est la performance brute diminuée pour tenir compte de diverses contingences imprévisibles en conditions opérationnelles telles que des variations dans la technique de pilotage une performance temporairement inférieure à la moyenne etc il est improbable que la trajectoire de vol à performance nette ne soit pas atteinte en vol à condition que l'aéronef soit piloté conformément aux techniques recommandées c'est à dire en termes de puissance d'assiette et de vitesse la trajectoire de vol nette au décollage ntofp est la trajectoire de vol brute au décollage moins une marge de sécurité c'est à dire réduite d'un pourcentage fixe en fonction du nombre de moteurs de l'aéronef ou de sa catégorie a ou b et doit franchir tous les obstacles d'au moins 107 m classe a

Question 95-28 : Vsr1 est la ?

Vitesse de décrochage de référence dans une configuration spécifique.

Vsr1 désigne la vitesse de décrochage de référence dans une configuration spécifiquevsr0 désigne la vitesse de décrochage de référence dans la configuration d'atterrissagevs1g désigne la vitesse de décrochage à 1 g à laquelle l'avion peut développer une force de portance normale à la trajectoire de vol égale à son poidsvs1 désigne la vitesse de décrochage ou la vitesse de vol stabilisée minimale obtenue dans une configuration spécifiée

Question 95-29 : Laquelle des caractéristiques suivantes décrit correctement la neige compactée ?

De la neige comprimée en une masse solide sur laquelle les pneus d'avion peuvent rouler sans que la surface ne soit davantage compactée.

L'eu ops autorise les opérations sur pistes contaminées sous réserve d'approbation de l'exploitant une piste contaminée est définie par l'eu ops comme une piste dont une partie importante de la surface dans la dimension longitudinale et transversale utilisée est recouverte d'une ou plusieurs des substances listées dans les descripteurs d'état de la surface de la piste à savoir eau stagnante neige fondante neige mouillée neige sèche neige compactée et glace conformément à la cs 25 amc 251591 élaboration et méthodologie des informations de performance pour le décollage et l'atterrissage sur des pistes contaminées 45 neige compactée neige comprimée en une masse solide telle que les roues de l'avion aux pressions et charges de fonctionnement représentatives roulent sur la surface sans compactage ni ornières supplémentaires significatives

Question 95-30 : Quel sera l’effet sur la distance de décollage requise si l’altitude pression de l’aérodrome et la température de l’aérodrome augmentent toutes deux ?

La distance de décollage requise augmentera.

Parmi les différents facteurs la température et l'altitude pression influent sur la distance de décollage la température a deux effets une augmentation de la température réduit la poussée du moteur elle implique également que la vitesse indiquée ias requise pour la rotation correspond à une vitesse vraie tas plus élevée et donc à une vitesse sol plus importante ainsi à mesure que la température augmente la distance de décollage requise augmente également une augmentation de l'altitude pression signifie également une poussée moindre cela signifie aussi qu'une tas plus élevée est requise à la vitesse de rotation vr par conséquent les hautes altitudes pression agissent comme les hautes températures elles augmentent la distance de décollage requise

Question 95-31 : Pour un avion équipé de moteur à pistons la vitesse de maxi range est ?

Celle qui donne le meilleur rapport portance traînée.

Question 95-32 : L'endurance maximale d'un avion équipé de moteurs à pistons est obtenue pour ?

Une vitesse correspondant approximativement à la vitesse de meilleur taux de montée.

Question 95-33 : La vitesse indiquée maximale d'un avion équipé d'un moteur à piston est obtenue ?

à l'altitude la plus faible possible.

L'ias maximale sera toujours atteinte au niveau de la mer car c'est là que la densité de l'air est la plus élevée la pression dynamique mesurée par la chaine pitot étant 12 rho v²

Question 95-34 : Au regard de l'abaque de performances d'atterrissage quelle est la valeur minimale de vent de face nécessaire pour se poser à l'aérodrome d'helgoland soit longueur de piste disponible 1300 ft altitude de la piste 0 ft msl conditions isa masse 3200 lbs hauteur des obstacles 50 ft 2104 ?

10 kt.

Funk80 est ce qu'il ne faut pas tenir compte de la réglementation qui requiert de s'arreter à 70% de la longueur disponible pour les avions classe b vu les vitesse on peut supposer les avions de la classe b soit 1300*07 = 910 ft dans ce cas je ne trouve aucune bonne réponse merci vous avez parfaitement raison mais le rédacteurcorrecteur de la question n'en a apparemment pas tenu compte sinon il faudrait 38 kt de vent de face pour se poser à helgoland 1817

Question 95-35 : Comment varie la traction d'une hélice à pas fixe lors de la course de décollage en considérant un flux non décroché en bout de pales d'hélice la traction ?

Diminue au fur et à mesure que la vitesse de l'avion augmente.

Pour une hélice à calage fixe le pas n'est pas modifiable il varie du pied au bout de la pale pour maintenir une angle d'incidence constant tout le long de la pale l'angle d'incidence d'une hélice à calage fixe comme pour celui d'un aile d'avion est défini comme l'angle entre la ligne de corde et le vent relatif la différence avec une hélice est que le vent relatif est la résultant de l'écoulement dû à la rotation de l'hélice et l'écoulement dû à la vitesse d'avancement de l'avionsi vous modifiez l'une de ces valeurs l'angle d'incidence change 1554on voit que si la tas augmente l'angle d'incidence diminue du coup la traction diminue comme lorsqu'on diminue l'angle d'incidence de l'aile on génère moins de portance note il ne faut pas confondre le rendement et la poussée traction de l'héliceune hélice à calage fixe aura son meilleur rendement à la vitesse pour laquelle est a été définie soit pour la croisière soit pour la montéele décollage

Question 95-36 : Dans une configuration donnée l'autonomie d'un avion équipé de moteurs à pistons dépend seulement de ?

L'altitude la vitesse la masse et le carburant à bord.

Gletoson le carburant à bord fait partie de la masse pourquoi faire la distinction parce que sans carburant vous n'aurez pas d'autonomie donc on peut dire que l'autonomie dépend en grande partie de la quantité de carburant emportée voilà pourquoi il y a une distinctionla masse de l'avion la vitesse et l'altitude influencerons la consommation

Question 95-37 : Sur un avion équipé de moteurs à pistons pour maintenir un angle d'incidence une configuration et une altitude donnés à une masse supérieure ?

La vitesse et la traînée seront augmentées.

V=racine m x g rho s cz on dit que altitude config angle d'incidence sont donnés donc fixes et constantsalors respectivement rho s et cz sont constantse reportant à la formule si ces paramètres sont constant la masse augmentant dit dans l'énoncé implique une augmentation de vla traînée fx étant proportionnelle à v² celle ci augmente aussi

Question 95-38 : Afin de maintenir un angle d'incidence donné une configuration donnée et une altitude donnée à masse brute plus importante ?

Une augmentation de la vitesse air est requise.

Julienb comment garder une incidence donnée sans augmenter la puissance il me semble que pour garder la même incidence a masse plus élevée il faut plus de puissance sans pour autant augmenter de vitesse sinon on ne pourra garder la même altitudeune explication s'il vous plait merci d'avance comment fait on pour obtenir une augmentation de la vitesse air il suffit d'augmenter la puissancela question dit qu'on reste à la même altitude avec la même configuration volets etou bec déployés ou non et que l'angle d'incidence ne change pas mais la question ne dit pas que l'on ne touche pas à la puissanceavec une masse brute plus importante la portance doit être augmentée formule de la portance = 12 rho s cz v²rho est la densité et elle ne change pas car on garde la même altitudes est la surface et elle ne change pas car on garde la même configurationcz est le coefficient de portance il change avec l'angle d'incidence et ici l'angle ne change pasil n'y a donc que la vitesse qui peut être augmentée et pour l'augmenter il nous faut plus de puissance moteur

Question 95-39 : Avec une augmentation d'altitude à masse brute et angle d'incidence constants la traînée ?

Restent inchangés mais la tas augmente.

Cptbennani pourquoi la trainée reste inchangée alors que la densité de l'air diminue a cause de l'augmentation de l'altitude quelle est notre référence de vitesse pour l'augmentation de tas la montée se fait à quelle vitesse la densité diminue avec l'augmentation d'altitude alors que la vitesse vraie augmente la trainée reste donc inchangéetrainée = cx x 12 x rho x tas²l'angle d'incidence est constant cx ne change pas on sait que la densité diminue avec l'altitude donc la tas doit augmenterla question ne parle pas de la montée elle compare entre deux altitudes des configurations de vol identique

Question 95-40 : Sur un avion équipé de moteurs à piston pour une augmentation d'altitude à une masse un angle d'incidence et une configuration constantes la puissance requise ?

Augmente et la vitesse vraie tas augmente selon la même proportion.

On parle de moteur à piston donc pour conserver un angle d'incidence constant lors d une augmentation d'altitude en sachant que la densité diminue et donc que la portance diminue aussi nous n'avons qu'une seule solution pour maintenir notre coefficient de portance cz à incidence constante c'est d'augmenter la puissance et si on augmente la puissance la tas augmentera selon la même proportion