Question 97-1 : Un avion monomoteur a un gradient de plané brut de 8 % déterminez la distance de plané nette de 10 000 pieds à 2 000 pieds ? [ Obtention atterrissage ]

Question 97-2 : Que signifie vref il s’agit de la vitesse dans une plage de valeurs spécifiée ?

Configuration d'atterrissage au point où l'avion descend de 50 pieds et est utilisée pour déterminer la distance d'atterrissage pour les atterrissages manuels.

La vref est la vitesse de référence à l'atterrissage mesurée à 50 pieds au dessus du seuil de piste elle est au moins égale à 13 fois la vitesse de décrochage en configuration d'atterrissage normale en d'autres termes il s'agit de votre vitesse d'approche finale

Question 97-3 : Les pistes suivantes sont disponibles 07250 et 01190 le vent souffle du 350°25 degrés quelle piste le pilote doit il choisir ?

10.

Les pilotes préfèrent atterrir et décoller face au vent car cela augmente la portance face au vent une vitesse sol plus faible et une distance de décollage plus courte sont nécessaires les meilleures performances étant obtenues face au vent il convient de choisir la condition de décollage la plus exposée au vent en l’occurrence la piste 010 autre possibilité le marquage de désignation de la piste affiché au seuil des pistes revêtues correspond au nombre entier le plus proche du dixième de l’azimut magnétique de l’axe de la piste mesuré dans le sens horaire à partir du nord magnétique cela signifie que la piste disponible 0119 a une direction magnétique approximative de 010°190° et la piste 0725 une direction magnétique de 070°250° il est prioritaire de décoller et d'atterrir face au vent ou avec la composante de vent de travers la plus faible possible car cela améliore les caractéristiques aérodynamiques et les performances de l'aéronef en comparant les différences angulaires entre les directions magnétiques des pistes disponibles et la direction du vent on constate que le vent de 350° m 25 kt est seulement à 20° de la piste disponible 01 ainsi en utilisant cette piste on rencontrera le moins de vent de travers possible et le vent de face le plus fort possible au décollage par conséquent le pilote devrait privilégier la piste 01

Question 97-4 : Un avion multimoteur de classe de performance b a une envergure inférieure à 60 mètres quelle est la demi largeur de la zone de responsabilité des obstacles à une distance d de l'extrémité de cette zone une demi largeur… ?

D'au moins 12 x envergure plus 60 m plus d x0125.

Concernant la réglementation relative au franchissement d'obstacles au décollage de classe b pour les avions multimoteurs le paragraphe a de la catpola310 précise que la trajectoire de décollage des avions bimoteurs ou plus doit être déterminée de manière à ce que l'avion franchisse tous les obstacles sur une distance verticale d'au moins 50 pieds ou sur une distance horizontale d'au moins 90 m plus 0125 × d où d représente la distance horizontale parcourue par l'avion depuis l'extrémité de la toda ou depuis l'extrémité de la distance de décollage si un virage est prévu avant la fin de la toda sauf dans les cas prévus aux paragraphes b et c pour les avions dont l'envergure est inférieure à 60 m un franchissement horizontal d'obstacles égal à la moitié de l'envergure de l'avion plus 60 m plus 0125 × d peut être utilisé en supposant qu'il s'agisse de la distance latérale entre la ligne de vol et le bord de la zone de responsabilité il s'agit de la demi largeur ou de la moitié de la largeur de la zone de responsabilité totale

Question 97-5 : Laquelle des options suivantes décrit correctement les effets d'un atterrissage sur des pistes mouillées ou contaminées sur les performances d'un aéronef ?

La diminution de la force de freinage effective a un impact beaucoup plus important sur l'augmentation de la distance d'atterrissage que l'avantage d'une traînée plus élevée.

Tous les contaminants réduisent l'efficacité du freinage et à l'exception du verglas s'opposent à l'accélération au décollage et à l'atterrissage les opérations exigent un facteur supplémentaire de 15 % sur la distance d'atterrissage requise lorsque la piste est mouillée ou contaminée sauf si le manuel de vol autorise une réduction inférieure l'atterrissage sur des pistes mouillées ou contaminées a trois conséquences sur l'eau et la neige fondue le risque d'aquaplanage est important ce qui réduit considérablement le coefficient de frottement et allonge la distance d'atterrissage sur la glace et la neige tassée le coefficient de frottement est fortement réduit sans risque d'aquaplanage ce qui allonge également la distance d'atterrissage en l'absence d'aquaplanage la traînée de déplacement est due au refoulement des contaminants par les pneus et la traînée d'impact est due à la projection des contaminants contre la cellule cela tend à réduire la distance d'atterrissagemais les effets n° 1 et n° 2 des pistes mouillées et contaminées ci dessus qui augmentent la distance d'atterrissage requise l'emportent largement sur les effets de la traînée dans le n° 3

Question 97-6 : Après un décollage limité par la hauteur de piste de 1524 m 50 pieds un avion bimoteur léger grimpe sur une pente de 9 % il franchira un obstacle de 24438 m 800 pieds par rapport à la piste au niveau de la mer horizontalement situé à 324 km 2 nm du point de 1524 m 50 pieds avec une marge de ?

344 pieds.

Le gradient de montée est le rapport entre la distance parcourue au sol et l'altitude gagnée exprimé en pourcentage il est donné par la formule gradient % = variation d'altitude distance parcourue x 100 en résolvant pour la variation d'altitude on obtient variation d'altitude = gradient x distance parcourue = 009 x 2 nm x 6080 ft = 1094 ft on suppose que le gradient de montée requis de 9 % sera atteint à la hauteur de l'écran de 50 ft et qu'ensuite soit 2 nm après la hauteur de l'écran l'altitude gagnée sera de 1094 ft + 50 ft = 1144 ft par conséquent l'avion franchira l'obstacle de 1144 ft 800 ft = 344 ft remarque utilisez cette équation pour la conversion des nm en pieds 1 nm = 6080 ft

Question 97-7 : Pour un moteur à pistons à quelle altitude aura t il la meilleure autonomie ?

Environ le niveau moyen de la mer.

L'autonomie correspond à la durée pendant laquelle un aéronef peut rester en vol ainsi une autonomie optimale est la durée maximale pendant laquelle l'aéronef peut rester en vol la consommation spécifique de carburant sfc d'un aéronef à moteur à pistons est donnée par la formule sfc = débit de carburant puissance et exprime le rendement global du moteur en termes de consommation spécifique de carburant par conséquent plus la sfc est faible plus le rendement énergétique du moteur est élevé et plus l'autonomie est grande optimale la sfc la plus faible pour un aéronef à pistons est obtenue lorsque la pression d'admission est élevée le régime moteur est faible et la manette des gaz est grande ouverte en théorie la sfc est donc minimale au niveau moyen de la mer

Question 97-8 : Quelle sera la vitesse vref d'un avion monomoteur à piston de classe b dont la masse maximale au décollage est de 1 633 kg sachant que ses vitesses de décrochage sont les suivantes vso 60 kt vs1 63 kt vs 68 kt ?

78 nœuds.

La vitesse d'atterrissage de référence vref est la vitesse de l'avion dans une configuration d'atterrissage spécifiée au point où il descend sous la hauteur de l'écran d'atterrissage lors de la détermination de la distance d'atterrissage pour les atterrissages manuels vso est la vitesse de décrochage ou la vitesse minimale de vol stabilisé dans la configuration d'atterrissage vs1 est la vitesse de décrochage ou la vitesse minimale de vol stabilisé avec l'avion dans une configuration appropriée au cas considéré vs est la vitesse de décrochage ou la vitesse minimale de vol stabilisé à laquelle l'avion est contrôlable conformément à l'amendement 4 de la cs 2373 a pour les avions à moteur à pistons des catégories normale utilitaire et acrobatique d'une masse maximale de 2 722 kg 6 000 lb ou moins la vitesse d'approche d'atterrissage de référence vref ne doit pas être inférieure à la plus grande des valeurs suivantes vmc déterminée conformément à la cs 23149 b avec les volets d'aile dans leur position de décollage la plus sortie et 13 vso par conséquent la vref pour un la catégorie de performance de classe b d'un avion monomoteur à piston avec une masse maximale au décollage de 1633 kg est 13 x vso = 13 x 60 kt = 78 kt

Question 97-9 : Calculer la distance de plané nette d'un avion monomoteur suite à une panne moteur altitude de l'avion 8 000 ft altitude du terrain 1 500 ft pente brute 8 % vitesse vraie tas 200 kt composante du vent de face 20 kt 1 nm = 6 080 ft distance en air calme = différence d'altitude pentes ?

113 nm.

En cas de panne moteur le pilote mettra l'aéronef en vol plané à la vitesse de plané optimale vmd conformément à l'annexe iv partie cat gm1 catpola320 vol en route avions monomoteurs panne moteur b l'exploitant doit d'abord majorer de 05 % les données de performance de vol plané prévues en cas de panne moteur lors de la vérification du franchissement des obstacles en route et de la possibilité d'atteindre un lieu approprié pour un atterrissage forcé ainsi les pentes de plané en route seront supérieures de 05 % aux pentes brutes la question porte sur la distance nette nous utilisons donc la pente nette pour nos calculs la pente en route supposée correspond à la pente de descente brute majorée de 05 % pente inférieure à la moyenne ce qui nous offre une marge de sécurité nous utilisons donc un gradient de descente de 85 % en utilisant les formules données nous obtenons 1 distance en air calme = différence d'altitude x 100 gradient net % = 8 000 pi 1 500 pi x 100 85 = 76 470 pi ou 76 470 pi 6 080 = 1258 nm 2 distance au sol = distance en air calme x gstas = 1258 nm x 200 kt 20 kt 200 kt = 113 nm remarque le gradient peut également être exprimé sous forme de rapport portancetraînée par exemple si vous avez un rapport ld de 12 1 alors si vous planez avec vmd votre gradient sera de 112 = 0083 ou 833 %

Question 97-10 : Un avion monomoteur à piston vole à une altitude de 5 000 pieds avec un vent arrière constant de 15 kt compte tenu des informations suivantes si le moteur tombe en panne à cette altitude quelle devrait être la distance de plané nette attendue au dessus d'un sol situé à 300 pieds d'altitude gradient ?

83 nm.

En cas de panne moteur le pilote mettra l'aéronef en vol plané à la vitesse de plané optimale vmd conformément à l'annexe iv partie cat gm1 catpola320 vol en route avions monomoteurs panne moteur b l'exploitant doit d'abord majorer de 05 % les données de performance de vol plané prévues en cas de panne moteur lors de la vérification du franchissement des obstacles en route et de la capacité d'atteindre un lieu approprié pour un atterrissage forcé ainsi les pentes de plané en route seront supérieures de 05 % aux pentes brutes la question porte sur la distance nette nous utilisons donc la pente nette pour nos calculs la pente en route supposée correspond à la pente de descente brute majorée de 05 % pente inférieure à la moyenne ce qui nous offre une marge de sécurité nous utilisons donc un gradient de descente de 105 % en utilisant les formules données nous obtenons 1 distance en air calme = différence d'altitude x 100 gradient net % = 5 000 pi 300 pi x 100 105 = 44 762 pi ou 44 762 pi 6 080 = 736 nm 2 distance au sol = distance en air calme x gstas = 736 nm x 120 kt + 15 kt 120 kt = 83 nm remarque le gradient peut également être exprimé sous forme de rapport portancetraînée par exemple si vous avez un rapport ld de 12 1 alors si vous planez avec vmd votre gradient sera de 112 = 0083 ou 833 %

Question 97-11 : Un avion monomoteur à piston vole à une altitude de 5 000 pieds avec un vent arrière constant de 15 kt compte tenu des informations suivantes si le moteur tombe en panne à cette altitude quelle devrait être la distance de plané nette attendue au dessus d'un sol situé à 250 pieds d'altitude rapport ?

77 nm.

En cas de panne moteur le pilote mettra l'avion en plané à la vitesse de plané optimale vmd le gradient de plané peut être exprimé par le rapport portancetraînée à vmd un rapport portancetraînée de 91 1 implique un gradient de plané de 191 = 011 ou 11 % conformément à l'annexe iv partie cat gm1 catpola320 en route avions monomoteurs panne moteur b l'exploitant doit d'abord augmenter les données de performance de plané prévues en cas de panne moteur de 05 % de gradient lors de la vérification du dégagement des obstacles en route et de la capacité d'atteindre un lieu approprié pour un atterrissage forcé ainsi les gradients de plané en route seront supérieurs de 05 % aux gradients bruts la question porte sur la distance nette donc nous utilisons le gradient net pour nos calculs le gradient en route supposé correspond au gradient de descente brut majoré de 05 % plus défavorable que le gradient moyen ce qui nous offre une marge de sécurité nous utilisons donc un gradient de descente de 115 % à l'aide des formules données nous obtenons 1 distance en air calme = différence d'altitude x 100 gradient net % = 5 000 ft 250 ft x 100 115 = 41 304 ft ou 41 304 ft 6 080 = 68 nm 2 distance sol = distance en air calme x gstas = 68 nm x 120 kt + 15 kt 120 kt = 765 nm la valeur la plus proche est 77 nm

Question 97-12 : Quelle option décrit pour un avion monomoteur à piston de catégorie de performance b une restriction relative à la détermination de la vitesse de décollage vr ?

Question 97-13 : Quel sera l'effet sur la distance d'atterrissage requise pour un avion de classe b si la piste présente une pente descendante de 2 % ?

La distance d'atterrissage requise augmentera de 10 %.

La partie cat relative aux avions de classe b exige de prendre en compte une pente descendante mais pas une pente ascendante sauf indication contraire dans le manuel de vol de l’aéronef ou dans d’autres manuels de performances ou d’utilisation du constructeur les distances d’atterrissage requises doivent être augmentées de 5 % pour chaque pour cent de pente descendante de plus conformément à la section 2 sep1 p 9 et à la section 3 mep1 p 17 du cap 698 la distance d’atterrissage doit être augmentée de 5 % pour chaque pour cent de pente descendante aucune majoration n’est autorisée pour une pente ascendante par conséquent pour une piste en pente descendante de 2 % la distance d’atterrissage requise doit être augmentée de 10 %

Question 97-14 : Un avion multimoteur turbopropulseur d'une masse maximale au décollage de 5 300 kg est de classe de performance b compte tenu des vitesses suivantes quelles sont ses valeurs vr et v2 vso 63 kt vs1 69 kt vs 77 kt vmc 70 kt ?

Question 97-15 : Un pilote effectue deux atterrissages sur la même piste les deux atterrissages se font par approche à 3° dans des conditions identiques atterrissage 1 l'avion franchit le seuil de piste à une altitude d'environ 100 pieds et à la vitesse d'atterrissage optimaleatterrissage 2 l'avion franchit le ?

Les deux atterrissages entraînent une distance d'atterrissage plus grande que prévu l'atterrissage 2 étant moins prévisible car il dépend de la manière dont l'énergie excédentaire est dissipée pendant l'arrondi et le roulement au sol ultérieur.

Dans ces deux scénarios d'atterrissage le pilote dispose d'une énergie excessive dans le scénario 1 l'altitude est trop élevée mais la vitesse est correcte dans le scénario 2 l'altitude est correcte mais la vitesse est excessive ces deux scénarios entraîneront une distance d'atterrissage plus longue que prévu car l'avion doit dissiper cet excès d'énergie dans le premier scénario l'avion atterrira sur une longue distance mais à la vitesse correcte en s'arrêtant plus loin sur la piste que d'habitude dans le deuxième scénario le pilote est trop rapide il atterrira donc correctement mais mettra plus de temps à ralentir ou bien il pourrait cabrer excessivement en raison de la portance supplémentaire et potentiellement faire un léger marsouinage sur la piste cette situation est bien pire qu'un simple freinage supplémentaire et peut parfois nécessiter une remise de gaz si elle s'aggrave c'est pourquoi la bonne réponse inclut une mise en garde concernant l'imprévisibilité de l'atterrissage 2 il dépend fortement des actions du pilote

Question 97-16 : Un câble haute tension est situé à 1 nm du der extrémité de piste de départ calculez le dégagement d'obstacle pour un avion monomoteur à piston de classe b dans les conditions suivantes pente de montée 5 % tas 133 kt composante de vent arrière 10 kt hauteur du câble 104 ft différence ?

229 pieds.

Les avions monomoteurs de classe de performance b ne sont pas soumis à des exigences spécifiques de montée après le décollage car ils ne sont pas autorisés à voler en conditions imc ni de nuit conformément à la réglementation part cat par conséquent l'évitement du relief et des obstacles s'effectue selon le principe voir et éviter toutefois il est recommandé aux pilotes de calculer la marge de sécurité comme suit l'avion doit avoir atteint une hauteur de 50 pieds 1524 m au niveau du seuil de piste der et la pente de montée par air calme doit être de 5 % la raison pour laquelle nous pouvons déterminer qu'il s'agit du gradient de montée en air calme est que la formule en bas de l'énoncé inclut une correction pour le vent de facearrière le gradient de descente initial ne doit donc pas être corrigé cette formule simplifie grandement le calcul car il suffit d'y insérer nos valeurs pour la majeure partie des opérations gd = distance au sol = 1 nm = 6080 ft gradient de montée = 5 % tas = 133 kt gs = 133 kt + 10 kt = 143 kt remarque ce calcul n'étant pas légal nous n'appliquons pas le facteur de 50 % pour le vent de face et de 150 % pour le vent arrière différence d'altitude = 6080 x 5 100 x 133143 = 2827 ft = 283 ft il faut ensuite ajouter les 50 ft d'altitude de départ pour obtenir 283 + 50 = 333 pieds 333 pieds représentent la hauteur de notre avion 104 pieds la hauteur de l'obstacle notre dégagement au dessus de l'obstacle est de 333 104 = 229 pieds

Question 97-17 : Un avion léger bimoteur à pistons vole à 600 mètres d'altitude lorsqu'un de ses moteurs tombe en panne pendant que le pilote effectue les manœuvres nécessaires pour immobiliser le moteur il constate que l'appareil descend très lentement même avec le moteur fonctionnel à pleine puissance quelle en ?

L'augmentation de la traînée due à l'hélice du moteur défaillant et les commandes nécessaires pour maintenir le cap font que la puissance du moteur restant est insuffisante pour maintenir l'altitude.

lorsqu'un avion multimoteur perd un moteur non seulement la poussée ou la puissance diminue mais la traînée globale augmente ce qui nécessite une poussée plus importante la traînée augmente en raison de la panne du moteur que ce soit pour un réacteur ou un avion à hélice cependant la mise en drapeau des hélices permet de réduire cette traînée au minimum la traînée augmente également en raison des corrections de trajectoire nécessaires pour maintenir l'avion en vol rectiligne et du dérapage induit lors du maintien des ailes à l'horizontale dans ce cas il s'agit d'un avion à hélice qui produit donc de la puissance cela signifie qu'en cas de panne moteur la puissance requise augmente en raison de l'augmentation de la traînée mentionnée précédemment tandis que la puissance disponible diminue de 50 % du fait de la perte de puissance d'un moteur l'avion se trouve alors en déficit de puissance la puissance requise étant supérieure à la puissance disponible la poussée est donc insuffisante pour vaincre la traînée et l'avion commence à descendre on parle souvent de descente en dérive où l'avion descend dans l'air plus dense jusqu'à ce que le moteur restant soit suffisamment puissant pour maintenir l'altitude voici les options possibles la puissance requise a diminué car la traînée est accrue par l'hélice immobile et les actions nécessaires pour maintenir le cap et le moteur restant dispose d'une puissance excédentaire suffisante faux le moteur restant ne dispose pas d'une puissance excédentaire suffisante et la puissance requise a augmenté la puissance disponible a diminué car l'hélice en drapeau ne produit qu'une faible poussée par rapport à la normale et par conséquent la puissance requise est inférieure à la puissance disponible faux une hélice en drapeau ne fournit aucune poussée seulement moins de traînée et la puissance requise est supérieure à la puissance disponible le pilote ne doit pas avoir mis l'hélice du moteur défaillant en drapeau car tous les avions bimoteurs certifiés selon la norme cs 23 doivent pouvoir monter dans leur domaine de vol incorrect bien que certaines opérations imposent des gradients de montée spécifiques après décollage ou remise de gaz aucun aéronef ne doit présenter un gradient de montée positif avec un moteur en panne sur l'ensemble de son domaine de vol c'est à dire jusqu'à son altitude maximale d'utilisation la traînée accrue due à l'hélice du moteur en panne et les actions nécessaires sur les commandes pour maintenir le cap font que la puissance du moteur restant est insuffisante pour maintenir l'altitude correct oui cette explication est correcte la traînée ayant augmenté la puissance requise a augmenté et la puissance disponible a été réduite de moitié

Question 97-18 : Complétez l'énoncé concernant un avion à hélice bimoteur certifié sous cs 23 en cas de panne de moteur la poussée requise 1 et la poussée excédentaire 2 ?

1 augmentation 2 diminution de plus de 50 %.

lorsqu'un bimoteur à hélices subit une panne moteur trois principaux phénomènes affectent l'aérodynamisme premièrement la moitié de la poussée totale de l'appareil est perdue deuxièmement le flux d'air généré par l'hélice défaillante ne s'exerce plus sur la portion d'aile située derrière elle entraînant une perte importante de portance induite enfin la traînée de l'appareil augmente car au lieu d'une hélice en rotation créant de la poussée ce sont désormais les pales à l'arrêt qui génèrent de la traînée par conséquent la traînée totale augmente et donc la poussée requise augmente également puisque la poussée requise est égale à la traînée pour un vol horizontal sans accélération de plus la poussée disponible est réduite de moitié ces deux facteurs ont un impact négatif sur la poussée excédentaire nécessaire pour accélérer ou prendre de l'altitude les graphiques de la figure ci dessus illustrent comment ces deux éléments interagissent et réduisent la poussée excédentaire à un niveau quasi nul pour répondre à cette question la poussée excédentaire correspond à la poussée supplémentaire disponible après avoir vaincu la résistance de l'air ainsi si la poussée totale disponible est réduite de moitié la poussée excédentaire est réduite de plus de moitié plus de 50 % si l'on ajoute à cela l'augmentation de la résistance de l'air l'effet est encore plus important

Question 97-19 : à partir des informations suivantes calculez la distance de plané nette d'un avion monomoteur de classe de performance b altitude de l'avion 10 000 ft altitude du terrain 500 ft gradient de plané brut 10 % vitesse vraie tas 200 kt composante du vent de face 20 kt 1 nm = 6 080 ft distance ?

134 nm.

La question porte sur la distance nette ce qui signifie que nous pouvons utiliser le gradient net l'easa air ops indique que pour la planification de vol le gradient de plané brut permettant d'atteindre des zones d'atterrissage sûres doit être augmenté de 05 % progresseur brut à gradient net catpola320 gradient net = gradient brut + 05 % = 105 % calculons maintenant la distance de plané nette distance en air calme = différence d'altitude gradient net x 100 distance en air calme ft = 9500 105 x 100 = 90 476 ft 90 476 6080 = 1488 nm distance au sol = distance en air calme x gs tas distance au sol = 1488 x 180 200 = 134 nm

Question 97-20 : Un avion monomoteur de classe b présente les limitations de vent suivantes vent de travers 17 kt vent de face 30 kt vent arrière 10 kt considérons un décollage de la piste 20 avec un vent venant du 260° à l'aide de la trigonométrie déterminez la vitesse du vent permettant de rester sous la ?

19 nœuds.

Les composantes du vent peuvent être calculées à l'aide du sinus ou du cosinus sin a = côté opposé hypoténuse l'angle entre le vent et la direction de la piste est de 60° nous devons calculer l'hypoténuse d'un triangle dont le côté opposé vent de travers est égal à 17 kt hypoténuse = 17 sin 60 = 1963 kt pour rester en dessous de la limite 19 kt serait la réponse correcte

Question 97-21 : Un pilote prévoit de se poser en avion léger sur un aéroport doté d'une piste courte mais suffisamment longue pour permettre un atterrissage en toute sécurité habitué à atterrir sur des aéroports aux pistes longues voire très longues et où la circulation aérienne est mixte petits et gros porteurs ?

Il existe un risque important de sortie de piste car une vitesse d'approche supérieure à la vitesse optimale augmente le risque de flottement avec une dissipation d'énergie cinétique supplémentaire importante.

Lors de l'atterrissage un avion passe d'une importante énergie cinétique et d'une certaine altitude à l'arrêt complet au sol sans énergie cinétique cette perte d'énergie est principalement gérée par la traînée le freinage et les inverseurs de poussée le cas échéant plus l'avion possède d'énergie vitesse plus élevée au dessus du seuil de piste masse plus importante altitude plus élevée au dessus du seuil plus la piste doit être longue pour lui permettre de ralentir suffisamment un pilote habitué aux longues pistes n'a généralement pas à se soucier d'un excès d'énergie bien qu'une approche trop rapide soit une mauvaise approche et conduise généralement à un atterrissage difficile ou à un arrondi très long si ce pilote se dirige ensuite vers une piste beaucoup plus courte et utilise la même technique il atterrira à une vitesse supérieure à la normale ce qui invalidera les données de performance il pourrait alors soit effectuer un arrondi sur une grande distance utilisant inutilement de la piste et atterrir à une vitesse normale soit tenter d'atterrir à une vitesse excessive consommant ainsi davantage de piste en freinant l'une ou l'autre de ces situations pourrait entraîner une sortie de piste pour atterrir sur une piste courte les données de performance doivent être correctes et le pilote doit effectuer l'approche et l'atterrissage conformément à la procédure dans le cas contraire les données de performance sont invalides cette procédure inclut souvent des éléments tels qu'une vitesse d'approche plus lente que d'habitude un réglage de volets différent un style d'atterrissage légèrement différent etc

Question 97-22 : Pour un avion monomoteur calculez la distance de plané nette après une panne moteur données altitude 9 500 ft altitude du terrain 500 ft pente brute 11 % vitesse vraie tas 250 kt vent de face 42 kt distance en air calme = différence d’altitude ft x 100 pente nette % distance au sol = ?

107 nm.

La question porte sur la distance nette ce qui signifie que nous pouvons utiliser le gradient net les opérations aériennes indiquent que pour la planification de vol le gradient de plané brut permettant d'atteindre des zones d'atterrissage sûres doit être augmenté de 05 % gradient net = gradient brut + 05 % = 115 % calculons maintenant la distance de plané nette distance en air calme = différence d'altitude ft x 100 gradient net % distance en air calme ft = 9 000 x 100 115 = 78 261 ft 78 261 ft 6 076 = 129 nm distance au sol = distance en air calme x gstas distance au sol = 129 x 208250 distance au sol = 107 nm

Question 97-23 : Que peut on faire pour réduire les problèmes liés à la poussée asymétrique d'un avion bimoteur à hélices ?

Utilisez des hélices contrarotatives.

pour cette question nous pouvons supposer que l'examinateur fait référence à en cas de panne moteur nous ignorons si cette formulation figure dans le texte original faute de retour d'information suffisant effet asymétrique des pales également appelé facteur p les pales d'hélice ne sont pas plates elles ont en réalité la forme de petites ailes par conséquent lorsque l'angle d'attaque de l'avion augmente l'air qui les traverse frappe les pales différemment la pale descendante vue du cockpit aura un angle d'attaque plus important que la pale ascendante générant ainsi une poussée plus forte cela signifie que la pale descendante exerce une force supérieure à celle de la pale ascendante pour cette raison la ligne de poussée sera décalée à droite de l'axe du moteur lorsque les pales tournent dans le sens horaire vue de l'arrière hélices tournant dans le même sens horaire si les deux moteurs tournent dans le sens horaire le moteur droit aura un bras de poussée plus long que le moteur gauche cette différence de poussée induira un moment de lacet vers la gauche lorsque l'hélice tourne dans le sens horaire et que l'avion est cabré la panne du moteur gauche entraînera un effet de lacet plus important via le moteur droit en fonctionnement et non l'inverse le moteur gauche est donc le moteur critique la figure ci dessus illustre ce cas hélices contrarotatives elles sont appelées hélices contrarotatives car l'hélice d'une aile tourne dans le sens inverse de celle de l'autre aile le principal avantage de la contre rotation est d'équilibrer les effets du couple de l'hélice et de réduire le facteur p pour les deux moteurs et non un seul éliminant ainsi un moteur critique pour une hélice à contre rotation vers l'intérieur ou vers l'extérieur le moment de lacet sera le même que le moteur droit ou gauche tombe en panne cependant pour une hélice à contre rotation vers l'intérieur le moment de lacet sera inférieur à celui d'une hélice à contre rotation vers l'extérieur la pale descendante de l'hélice à contre rotation vers l'intérieur se trouvera du côté intérieur et par conséquent le vecteur de poussée sera proche du centre de gravité en revanche pour les hélices contrarotatives à rotation externe la pale descendante se trouve à l'extérieur ce qui entraîne un bras de levier plus long et un moment de lacet plus important c'est pourquoi sauf indication contraire on considère toujours que les hélices contrarotatives tournent vers l'intérieur car il est inutile d'installer des hélices contrarotatives à rotation externe quant aux autres options éloigner les moteurs de l'axe longitudinal de l'avion aggraverait l'asymétrie de poussée en cas de panne moteur le nombre de pales par hélice n'a pas d'influence sur l'asymétrie de poussée le déplacement des moteurs vers l'avant ou vers l'arrière n'affecte pas l'asymétrie de poussée seule leur distance par rapport à l'axe longitudinal gauchedroite influe

Question 97-24 : Un avion monomoteur de classe b présente les limitations de vent suivantes vent de travers 17 kt vent de face 30 kt vent arrière 10 kt considérons un décollage de la piste 20 avec un vent de 250° à l’aide de la trigonométrie déterminez la vitesse du vent permettant de rester sous la limite de ?

22 nœuds.

les composantes du vent peuvent être calculées à l'aide du sinus ou du cosinus sin a = côté opposé hypoténuse l'angle entre le vent et la direction de la piste est de 50° nous devons calculer l'hypoténuse d'un triangle dont le côté opposé vent de travers est égal à 17 kt hypoténuse = 17 sin 50° = 22 kt pour rester en dessous de la limite 22 kt est la réponse correcte

Question 97-25 : Un avion monomoteur de classe b présente les limitations de vent suivantes vent de travers 17 kt vent de face 30 kt vent arrière 10 kt considérons un décollage de la piste 20 avec un vent venant du 255° à l’aide de la trigonométrie déterminez la vitesse maximale du vent permettant de rester ?

20 nœuds.

Les composantes du vent peuvent être calculées à l'aide du sinus ou du cosinus sin = côté opposé hypoténuse l'angle entre le vent et la direction de la piste est de 55° nous devons calculer l'hypoténuse d'un triangle dont le côté opposé vent de travers mesure 17 kt hypoténuse = 17 sin 55° = 2075 kt pour rester en dessous de la limite la réponse correcte est de 20 kt

Question 97-26 : Un pilote est aux commandes d'un avion bimoteur à pistons tous moteurs en marche compte tenu des informations suivantes quelle sera la marge de franchissement vertical de l'obstacle ci dessous masse maximale au décollage mtom 4 750 kg altitude de l'aéroport 500 ft altitude de l'obstacle 644 ?

168 pieds.

Remarque malheureusement les réponses à cette question varient selon les autorités de l'aviation civile mais d'après les derniers retours d'information de nombreux pays la réponse est de 168 pieds pente minimale après décollage pour la classe de performance b = 4 % il est parfois plus simple d'exprimer toutes les distances dans la même unité donc 2 000 m = 2 000 × 328 = 6 560 pieds 4 % de 6 560 = 262 pieds l'avion termine le décollage à la hauteur de l'écran + l'altitude de la piste = 50 pieds + 500 pieds = 550 pieds l'avion doit légalement pouvoir monter de 262 pieds supplémentaires nouvelle altitude = 550 + 262 = 812 pieds ne pas tenir compte du qnh on peut travailler en altitude vraie le réglage de l'altimètre n'a aucune incidence par conséquent le dégagement d'obstacles étant donné la pente de 4 % = 812 644 = 168 pieds

Question 97-27 : Un bimoteur léger de classe b doit décoller pour un vol commercial depuis un aérodrome dont les caractéristiques sont indiquées ci dessous quelle est la distance de décollage corrigée à utiliser pour déterminer la masse maximale au décollage à partir du graphique des performances brutes au décollage ?

1073 pieds.

Correction de pente 5 x 13 = 65 % tora toda asda distances 1270 1655 1485 facteur de pente 1065 1065 1065 facteur de régulation 100 115 13 facteur de surface 100 100 100 distance corrigée 1192 1351 1072 valeur minimale 1072 piremarque la question demande la distance de décollage défactorisée

Question 97-28 : Le pilote d'un aéronef a calculé un plafond de service de 4 000 m en se basant sur les conditions générales de vol prévues et une masse au décollage de 3 250 kg si la masse au décollage est de 3 000 kg le plafond de service sera de ?

Plus de 4000 m.

Concernant la question il n'y a pas de limitation la masse au décollage prévue est inférieure à la masse réelle au décollage pour gagner plus d'altitude au dessus du plafond de service plafond absolu altitude à laquelle le taux de montée est théoriquement nul plafond de service altitude à laquelle le taux de montée est réduit à 100 ftmin plafond aérodynamique altitude à laquelle les vitesses de buffeting à basse vitesse et à haute vitesse sont identiques

Question 97-29 : Quel moteur est considéré comme critique en cas de panne moteur au décollage d'un avion propulsé par deux moteurs à pistons tournant dans le sens horaire ?

Le moteur gauche.

le moteur critique d'un avion multimoteur à hélices à voilure fixe est celui dont la panne aurait les conséquences les plus néfastes sur la maniabilité et les performances de l'appareil lorsqu'un des moteurs d'un avion multimoteur classique tombe en panne un déséquilibre de poussée apparaît entre le côté opérationnel et le côté inopérant de l'appareil ce déséquilibre de poussée provoque plusieurs effets négatifs outre la perte de poussée d'un moteur pour les raisons énumérées ci dessous le moteur gauche d'un avion bimoteur à hélices classique est généralement considéré comme critique figure le moteur droit en fonctionnement produira un lacet plus important vers le moteur défaillant rendant ainsi la panne du moteur gauche critique lacet asymétrique lorsqu'un moteur tombe en panne un couple se développe lequel dépend de la distance latérale entre le centre de gravité cg et le vecteur de poussée du moteur en fonctionnement multipliée par la poussée de ce dernier le couple l'effet de lacet tend à faire pivoter le nez de l'avion vers le moteur défaillant une tendance au lacet que le pilote doit contrer par l'utilisation des commandes de vol en raison de l'effet asymétrique des pales facteur p le moteur droit développe généralement sa poussée résultante à une distance latérale plus grande du centre de gravité de l'avion que le moteur gauche la panne du moteur gauche entraînera un effet de lacet plus important via le moteur droit en fonctionnement et non l'inverse ce moteur est alors appelé moteur critique étant donné que le moteur droit en fonctionnement produit un moment de lacet plus important le pilote devra effectuer des corrections de commande plus importantes pour maintenir le contrôle de l'avion ainsi la panne du moteur critique gauche est moins souhaitable que la panne du moteur droit il est important de noter cependant que cet exemple suppose que les deux hélices tournent dans le sens horaire vues de l'arrière sur les avions équipés de sur les avions équipés de moteurs tournant dans le sens antihoraire comme le de havilland dove le moteur droit est critique les avions dont les hélices contrarotatives tournent vers le cockpit par le dessus comme le beechcraft duchess ne possèdent pas de moteur critique tandis que les deux moteurs sont critiques sur les avions dont les hélices contrarotatives tournent dans le sens opposé au cockpit le lockheed p 38 est un exemple de ce dernier cas

Question 97-30 : Le gradient de montée d'un avion après le décollage est de 6 % en atmosphère standard sans vent à une altitude pression de 0 ft en utilisant les corrections suivantes ± 02 % 1 000 ft d'altitude du terrain ± 01 % °c par rapport à la température standard 1 % avec dégivrage des ailes 05 % avec ?

39%.

Corrections à appliquer altitude 02 % température 04 % isa + 4 dégivrage des ailes et des moteurs 15 % par conséquent le nouveau gradient de montée = 6 02 04 15 => 39 %

Question 97-31 : Compte tenu des informations suivantes quelle est la distance entre l'extrémité de la zone de dégagement des obstacles todr et 1 500 pieds au dessus du zéro de référence pour le franchissement d'obstacles d'un avion de classe de performance b base des nuages 300 pieds au dessus du zéro de ?

535 nm.

Se référer aux figures au dessus du point zéro de référence le point zéro de référence est le point au sol où l'aéronef atteint 50 pieds pendant la phase de décollage le gradient de 50 pieds à la hauteur de panne moteur supposée est le gradient moyen tous moteurs x 077 si la référence visuelle pour l'évitement d'obstacles est perdue on suppose que le groupe motopropulseur critique devient inopérant à ce point tous les obstacles rencontrés dans la zone de responsabilité doivent être franchis par un intervalle vertical de 50 pieds vent calme => tas = gs = 101 kt l'exercice peut être résolu en 2 étapes 1 gradient aeo avec une pondération de 077 de 50 pieds à la base des nuages 300 pieds gradient net = 1830 x 077 = 1410 piedsmin montée = 300 base des nuages 50 pieds hauteur réglementaire = 250 pi 250 ÷ 1410 pimin = 1063 s 1063 s x 101 kt ÷ 3 600 = 03 nm 2 gradient oei de la base des nuages à 1500 pi 1500 pi 300 base des nuages = 1200 pi 1200 pi ÷ 400 pimin = 3 min 3 min x 101 kt 60 s = 505 nm distance totale au sol pour atteindre 1500 pi = 030 + 505 = 535 nm

Question 97-32 : Compte tenu des informations suivantes quelle est la distance minimale de dégagement vertical par rapport à l'obstacle pour un avion de classe de performance b base des nuages 300 pieds au dessus du zéro de référence pas de vent vitesse vraie tas 101 kt obstacle situé à 15 000 pieds de ?

215 pieds.

Considérations relatives à la classe de performance b de 50 pieds à la base des nuages la pente = pente tous moteurs x 077 on suppose que le groupe motopropulseur critique devient inopérant au point où la référence visuelle pour l’évitement d’obstacles est perdue base des nuages vitesse de montée jusqu’à la base des nuages vitesse de montée tous moteurs = 1 830 piedsmin vitesse de montée nette tous moteurs = 1 830 piedsmin x 077 = 1 409 piedsmin vitesse de montée de la base des nuages à l’obstacle vitesse de montée avec tous moteurs 400 piedsmin première étape 1 calculer le temps de montée à 300 pieds en partant d’un écran de 50 pieds = 250 pieds 1 409 piedsmin = 0177 min 2 déterminer la distance parcourue en 0177 min = 0177 min x 101 kt 60 min = 0298 nm x 6 076 = 1 810 ftà ce point distance à l'obstacle depuis la base des nuages = 15 000 ft 1 810 ft = 13 190 ft1 nm = 6 076 ft 13 190 pi = 217 nm deuxième étape 1 calcul du temps pour parcourir 217 nm = 217 nm 101 kt x 3 600 s = 773 s 2 hauteur grimpée en 773 s = 773 s x 400 pimin 60 = 515 pi hauteur totale grimpée = 300 pi + 515 pi = 815 pi dégagement de l'obstacle = 815 pi 600 pi = 215 pi

Question 97-33 : Sur un aérodrome la pente de montée minimale pour le franchissement d'obstacles est de 63 % quel est le taux de montée minimal que le pilote doit maintenir pendant la montée tas 135 kt vent arrière 8 kt ?

910 pimin.

Pente de montée en air calme % = roctas x 6 0006 080 pente de montée au sol % = rocgs x 6 0006 080 roc = gs x pente x 6 0806 000 roc = 135 kt + 8 kt x 63 x 6 0806 000 roc = 913 ftmin remarque de manière générale pour le franchissement d’obstacles il convient d’utiliser la vitesse sol plutôt que la tas en cas de vent de face la vitesse horizontale est réduite mais la vitesse verticale est maintenue la montée reste donc la même mais le temps avant d’atteindre l’obstacle est plus long ce qui permet de se trouver plus haut au dessus de l’obstacle qu’en air calme

Question 97-34 : Compte tenu d'une pente ascensionnelle de 33 % et d'une vitesse sol de 100 nœuds le taux de montée qui sera atteint est ?

330 pimin.

Taux de montée pimin = pente % x tas kts taux de montée pimin = 33 % x 100 kts = 330 pimin formules importantes pente en % = différence d'altitude pi × 100 ÷ différence de niveau sol pi pente approximative % = angle de montéedescente ° × 100 ÷ 60 angle de montéedescente en ° = arctg différence d'altitude pi ÷ distance parcourue au sol pi vitesse verticale pimin = pente % × tas kts vitesse verticale pimin = vitesse sol kts × pente pinm ÷ 60

Question 97-35 : Compte tenu des informations suivantes déterminez la distance d'atterrissage corrigée pour un avion multimoteur de classe de performance b exploité pour le transport aérien commercial distance d'atterrissage disponible 4 850 pieds surface de la piste herbe de moins de 20 cm de long pas très ?

2564 pieds.

Pour un avion multimoteur de classe de performance b exploité pour le transport aérien commercial la distance d'atterrissage ne doit pas dépasser 70 % de la distance d'atterrissage disponible lda ce qui correspond à un facteur de 143 pour cette question la lda doit être réduite conformément aux exigences de longueur de piste de la section 3 mep1 p 17 du cap 698 143 pour la réglementation 115 pour une piste en herbe d'une longueur maximale de 20 cm 115 pour une piste mouillée aucune tolérance n'est accordée pour la pente ascendante par conséquent la distance d'atterrissage réduite sera de 4 850 ÷ 115 ÷ 115 ÷ 143 = 2 564 pieds remarque tous les facteurs sont cumulatifs et peuvent être appliqués dans n'importe quel ordre

Question 97-36 : Compte tenu des informations suivantes déterminez la distance d'atterrissage corrigée pour un avion multimoteur de classe de performance b exploité pour le transport aérien commercial distance d'atterrissage disponible 4300 pieds surface de la piste asphalte pavé état de la piste humide facteur ?

2551 pieds.

Pour un avion multimoteur de classe de performance b exploité pour le transport aérien commercial la distance d'atterrissage ne doit pas dépasser 70 % de la distance d'atterrissage disponible lda ce qui correspond à un facteur de 1070 = 143 pour ce problème la lda doit être réduite conformément aux exigences de longueur de piste de la section 3 mep1 page 17 du cap 698 143 pour la réglementation 115 pour l'état mouillé de la piste et 1025 pour la pente descendante par conséquent la distance d'atterrissage réduite sera de 4 300 ÷ 143 ÷ 115 ÷ 1025 = 2 551 pieds remarque tous les facteurs sont cumulatifs et peuvent être appliqués dans n'importe quel ordre

Question 97-37 : à partir d'une hauteur de 50 pieds 1524 m un avion monomoteur à piston effectue une montée rectiligne en conditions météorologiques de vol à vue vmc avec une pente de montée de 9 % une vitesse vraie tas de 60 kt et un vent de face de 10 kt quelle sera la marge de sécurité hauteur libre par rapport ?

34 m.

La différence d'altitude d'un avion monomoteur à piston à une distance de 250 m est donnée par la formule différence d'altitude = gd x tas gs x gradient100 = 250 m x 60 kt 50 kt x 009 = 27 m pour un avion monomoteur on suppose que le gradient de montée requis sera atteint à la fin du toda point zéro de référence à une hauteur de 50 pieds 15 m ainsi la différence d'altitude par rapport à l'altitude de l'aérodrome sera de 27 m + 15 m = 42 m puisque la hauteur de l'obstacle est de 8 m l'avion le franchira de 42 m 8 m = 34 m autrement dit le taux de montée est donné par la formule roc = % de pente de montée x tas = 9 % x 60 kt = 540 ftminla distance au sol jusqu'à l'obstacle sera parcourue en temps de montée = gd gs = 250 m 1 852 m 60 kt 10 kt = 00027 h ou 016 min avec un roc de 540 ftmin l'avion gagnera 540 ftmin x 016 min = 87 ft ou 27 mpour un avion monomoteur nous supposons que la pente de montée requise sera atteinte à la fin du toda point zéro de référence à la hauteur de vol de 50 ft 15 m ainsi la différence d'altitude par rapport à l'aérodrome sera de 27 m + 15 m = 42 m l'obstacle mesurant 8 m de haut l'avion le franchira à une distance de 42 m 8 m = 34 m

Question 97-38 : Calculez la longueur de piste corrigée à utiliser pour l'établissement des graphiques de performance d'un aéronef sep à partir des données ci dessous tora 4 500 pi surface et état herbe humide pente ascendante de 1 % il n'y a pas de voie d'arrêt ni de voie dégagée ?

2 637 pieds.

un aérodrome est dit équilibré lorsqu'il ne comporte ni voie d'arrêt ni voie dégagée c'est le cas ici l'aérodrome est équilibré et la tora = toda = asda dans ce cas la distance de décollage requise multipliée par 125 ne doit pas dépasser la toda en d'autres termes puisqu'il n'y a qu'un seul nombre à utiliser on utilise la factorisation de 125 plutôt que de factoriser plusieurs fois pour 1 115 et 13 tora toda asda et de choisir la plus restrictive la piste doit maintenant être factorisée en fonction de son état de sa condition et de sa pente d'après les informations de l'annexe ci dessus une pente ascendante de 1 % réduit la todr maximale de 5 % facteur de 105 l'état et la condition de la piste constituent un facteur pour le décollage et l'herbe mouillée entraîne une réduction supplémentaire de 30 % de la todr maximale facteur de 13 on commence donc par calculer la longueur réelle de la tora de la toda et de l'asda dans ce cas ces valeurs sont toutes identiques nous pouvons donc simplement l'appeler toda toratodaasda toda = 4500 ft facteur de régulation ÷ 125 pente 1 % ÷ 105 surfacecondition herbe mouillée ÷ 13 todr maximal défactorisé à utiliser dans le graphique 2637 ft pour cette question le todr maximal défactorisé qui pourrait être utilisé pour saisir le graphique des performances au décollage d'un avion sep utilisé pour le transport aérien commercial est de 2637 ft

Question 97-39 : Compte tenu des informations suivantes quelle sera la distance parcourue depuis l'extrémité de la piste jusqu'au point où l'altitude de 1 500 pieds sera atteinte au dessus du zéro de référence classe de performance b base des nuages au dessus du zéro de référence 300 pieds vent 10 nœuds de ?

482 nm.

Se référer à la figure considérations relatives à la classe de performance b de 50 pieds à la base des nuages la pente = pente tous moteurs x 077 on suppose que le groupe motopropulseur critique devient inopérant au point où la visibilité est perdue pour l’évitement d’obstacles base des nuages vitesse de montée jusqu’à la base des nuages vitesse de montée tous moteurs = 1 830 piedsmin vitesse de montée nette tous moteurs = 1 830 piedsmin x 077 = 1 409 piedsmin vitesse de montée de la base des nuages à l’obstacle vitesse de montée avec tous moteurs arrêtés 400 piedsmin première étape 1 calculer le temps de montée à 300 pieds en partant d’un écran de 50 pieds = 250 pieds 1 409 piedsmin = 0177 min 1065 s 2 déterminer la distance parcourue en 0177 min = 0177 min x 91 kt = 027 nm deuxième étape 1 calculer le temps nécessaire pour monter de 1 200 pieds de 300 pieds à 1 500 pieds 1 200 pieds ÷ 400 piedsmin = 3 min 2 déterminer la distance parcourue en 3 min = 3 min x 91 kt = 455 nm distance totale pour atteindre 1 500 pieds = 027 nm + 455 nm = 482 nm

Question 97-40 : Compte tenu des informations suivantes déterminez la distance d'atterrissage défactorisée pour un avion à pistons exploité pour le transport aérien commercial température extérieure 10 °c altitude pression 3 000 pieds distance d'atterrissage disponible lda 2 200 pieds pente descendante de la ?

1307 pieds.

Pour un avion de classe de performance b tel que cet appareil à moteur à pistons exploité pour le transport aérien commercial la distance d'atterrissage ne doit pas dépasser 70 % de la distance d'atterrissage disponible lda ce qui correspond à un facteur de 143 pour cette question la lda doit être réduite conformément aux exigences de longueur de piste de la section 3 mep1 p 17 du cap 698 143 pour la réglementation 115 pour l'état mouillé de la piste aucune correction pour la piste revêtue 1025 pour la pente descendante facteur de 5 % par 1 % de pente descendante une pente descendante de 05 % équivaut donc à un facteur de 25 % soit 1025 par conséquent la distance d'atterrissage réduite sera de 2 200 ÷ 143 ÷ 115 ÷ 1025 = 13052 pi réponse la plus proche 1307 pi remarque tous les facteurs sont cumulatifs et peuvent être appliqués dans n’importe quel ordre aucune correction n’est nécessaire pour l’altitude pression ou la température la déduction de la distance d’atterrissage disponible nous permet d’utiliser le graphique pour calculer la masse maximale à l’atterrissage le vent requis etc