Indicateurs d’altitude et altitude maximale de vol

La section précédente présentait les indicateurs de vitesse ; cette section va expliquer les données relatives à l’altitude. Il existe deux types daltimètre à bord : laltimètre barométrique (barometric altimeter) et laltimètre radio (radio altimeter). Commençons par laltimètre barométrique.

Comme nous le savons tous, plus l’altitude augmente, plus la densité de l’air diminue et la pression atmosphérique baisse. Ainsi, en mesurant la pression atmosphérique et en la comparant à une valeur standard, on peut obtenir la valeur d’altitude absolue (altitude au-dessus du niveau de la mer) du lieu de mesure ; c’est le principe de base de laltimètre barométrique. L’avantage d’utiliser la pression pour la mesure est que laltimètre est compact et simple structurellement, mais il y a aussi des inconvénients : outre l’altitude, les variations de température et de densité de vapeur d’eau affectent également les changements de pression. Par conséquent, le pilote doit absolument étalonner laltimètre en fonction des conditions atmosphériques locales. Cela est indispensable avant le décollage et avant l’atterrissage. Les dangers d’un atterrissage sans une maîtrise correcte de l’altitude vont sans dire.

Prenons un exemple : la veille, par temps anticyclonique (haute pression) et ensoleillé, un avion a atterri à l’aéroport de Haneda, situé à une altitude de 6,4 mètres. La pression était de 1013 hPa, et laltimètre de l’avion a été calé sur 29,92 pouces de mercure (Hg), affichant une hauteur de 21 pieds. Le lendemain, il a commencé à pleuvoir et la pression est tombée à 997 hPa. Sans recalibrage, laltimètre afficherait alors 450 pieds, soit 137 mètres convertis. L’avion étant stationné au sol à une altitude de 6 mètres, l’instrument affiche 137 mètres ; on voit ainsi l’impact considérable de la météo sur laltimètre. Par conséquent, avant le décollage, le pilote doit absolument régler laltimètre sur 997 hPa, soit un réglage de 29,45 pouces de mercure. Les informations pour ce réglage peuvent être obtenues auprès du contrôleur de la tour de contrôle, du répartiteur de la compagnie ou via l’ATIS de l’aéroport.

Plusieurs termes liés à la pression atmosphérique sont fréquemment utilisés ; voici un bref résumé.

1. “Le QFE (pression du terrain)” est la pression atmosphérique à l’altitude de l’aéroport (Field Elevation). FE peut être mémorisé par “Field Elevation”. Si le pilote utilise le réglage QFE pour caler son altimètre, l’aiguille de l’instrument sur l’aéroport indiquera 0 pied.

2. “Le QNH (pression réduite au niveau de la mer)” est une valeur obtenue en convertissant le QFE selon l’atmosphère standard définie par l’OACI. NH peut être mémorisé par “Not Here”. La valeur mentionnée plus haut pour le réglage de laltimètre à l’aéroport est le QNH. Si le pilote utilise le réglage QNH pour caler son altimètre, l’aiguille de l’instrument sur l’aéroport indiquera l’altitude de cet aéroport (altitude au-dessus du niveau de la mer), ce qui correspond également aux données de l’aéroport indiquées sur les cartes. Par conséquent, lors du décollage, de la montée, de la descente et de l’atterrissage à proximité de l’aéroport, il est nécessaire d’étalonner laltimètre en fonction du QNH. Cela garantit que tous les avions au décollage et à l’atterrissage utilisent la même norme pour mesurer leur altitude de vol, prévenant ainsi les accidents tels que les collisions avec le sol, les collisions en vol ou les rapprochements dangereux.

3. “Le QNE (pression standard)” désigne la pression atmosphérique au niveau de la mer dans des conditions atmosphériques standard. Sa valeur est de 1013,2 hPa (29,92 pouces de mercure). Près des aéroports, on peut utiliser le QNH comme standard, mais lors des vols entre aéroports, la pression varie et il est impossible d’établir d’innombrables stations de mesure au sol ou sur l’océan pour déterminer le QNH. Si tous les avions utilisent uniformément un standard, le QNE dans ce cas, cela simplifie le recalage de laltimètre et garantit la sécurité en vol. Alors, dans quelles conditions ajuste-t-on le QNH au QNE ? Selon la réglementation, il existe une altitude de transition. Lorsque l’on dépasse cette altitude en montée, le pilote doit régler laltimètre sur le QNE, c’est-à-dire 29,92 pouces de mercure ou 1013,2 hPa. De plus, chaque pays a des réglementations différentes pour l’altitude de transition. Par exemple, lors de la montée, elle est de 3000 mètres en Chine, de 14000 pieds au Japon, de 18000 pieds aux États-Unis, de 6000 pieds au Royaume-Uni, et de 11000 pieds à Singapour et en Thaïlande.

Continuons avec l’exemple du Boeing 777 pour observer l’affichage des instruments réels. Dans le PFD ci-dessous, l’altitude est affichée dans le carré au centre de la bande d’altitude à droite.

Le chiffre “4800” indique que laltimètre affiche 4800 pieds, et les données “29.86 IN” en dessous indiquent que le réglage de laltimètre est de 29,86 pouces de mercure, ce qui montre que l’avion utilise actuellement la valeur QNH.

Regardons ensuite l’image ci-dessous, où la partie de laltimètre a été extraite et chaque chiffre expliqué en détail.

On peut voir dans le carré central, la flèche “CURRENT ALTITUDE” pointe vers le chiffre “4800”, indiquant que laltimètre affiche 4800 pieds. Juste en dessous, un autre carré affiche “STD”, ce qui indique que l’avion utilise actuellement le QNE (pression atmosphérique standard). On peut également voir, sous “STD”, la donnée “29.86 IN” pointée par la flèche “PRESELECTED BAROMETRIC REFERENCE”. Il s’agit de la valeur pré-réglée de laltimètre, réglée sur 29,86 pouces de mercure. Le pilote peut régler à l’avance la valeur QNH de destination pendant la phase de descente, et dès que l’avion passe sous l’altitude de transition, il lui suffit d’appuyer sur le bouton de basculement, ce qui simplifie considérablement l’opération.

Le bouton STD se trouve dans le coin supérieur droit de la console EFIS sur l’image ci-dessus, à l’emplacement du bouton BARO pointé par la flèche “BAROMETRIC REFERENCE SELECTOR”, c’est là que se fait le réglage de laltimètre.

Concernant les unités d’altitude, les États-Unis, l’Europe et le Japon utilisent généralement les pieds, tandis que la Chine utilise les mètres. Cependant, lors de l’utilisation du réglage d’altitude QNE, on utilise l’expression “Niveau de vol” (Flight Level). Avec le Niveau de vol, les deux derniers zéros du chiffre sont omis. Ainsi, 35000 pieds est appelé Niveau de vol 350, généralement écrit FL350. Par exemple, dans la communication avec le contrôle aérien de la section 3.7, il y avait une introduction telle que : “Tokyo Control, Air System 115, Leaving 7800 for FL210, Initially Proposed FL410” “Tokyo Centre, ici Air System 115, quittant 7800 pour le FL210, niveau de vol initialement proposé FL410”

Ici, 7800, FL210 et FL410 sont utilisés pour représenter l’altitude. Nous savons maintenant que 7800 est l’altitude de 7800 pieds sous QNH, et FL210 signifie l’altitude de 21000 pieds sous QNE.

Alors, quelle est généralement l’altitude maximale qu’un avion de ligne civil peut atteindre ? Concernant l’altitude maximale de vol, ou “plafond”, deux facteurs entrent en jeu : la portance et la résistance du fuselage.

Nous savons qu’un avion peut voler grâce à l’existence de l’air. Les moteurs poussent l’avion et, lorsqu’il atteint une certaine vitesse, le flux d’air agissant sur les ailes génère une portance vers le haut, faisant constamment monter l’avion. Cependant, plus l’altitude est élevée, plus l’air est raréfié. Moins d’air entre dans les moteurs, donc la poussée que les moteurs peuvent produire diminue, jusqu’à atteindre finalement la limite où l’avion ne peut plus monter. L’avion ne peut alors plus qu’effectuer un vol en palier. Cela introduit le concept de “plafond pratique” de l’avion. Lorsque le taux de montée de l’avion devient de plus en plus lent et que la vitesse verticale de montée chute à 300 pieds/min (90 mètres/min, aussi lent qu’une vitesse de marche humaine), l’altitude correspondante est le plafond pratique. Par conséquent, pour des avions du même type, plus la puissance du moteur est élevée et plus le poids est faible, plus le plafond pratique est élevé.

La résistance du fuselage concerne le problème de la différence de pression entre l’intérieur et l’extérieur de l’avion. À plus de 10 000 mètres d’altitude, la température est d’environ -50 degrés et la pression atmosphérique n’est que de 20 % de celle au sol. Par conséquent, sans climatisation et d’équipements de pressurisation pour fournir une température et une pression adéquates dans la cabine, les passagers ne pourraient survivre. Pour la climatisation, la température de la cabine est généralement standardisée à 24 degrés ; en été, les vêtements d’été étant plus légers, la température est légèrement augmentée, tandis qu’en hiver, les vêtements d’hiver étant plus épais, elle est légèrement abaissée. Mais par rapport à la température, la régulation de la pressurisation est plus difficile.

Par exemple, si l’on devait maintenir constamment une atmosphère dans la cabine tout en montant, à mesure que la pression externe diminue, sous l’effet de la différence de pression entre l’intérieur et l’extérieur, l’avion se gonflerait comme un ballon. À 11 000 mètres, la différence de pression atteindrait 8,1 tonnes par mètre carré agissant sur le fuselage, et à 13 000 mètres d’altitude, elle atteindrait 8,7 tonnes par mètre carré. Cela exige que la résistance du fuselage de l’avion puisse résister à une pression aussi grande sans se déformer. De plus, à mesure que chaque vol monte et descend sans cesse, les forces d’expansion et de contraction agissant sur le fuselage se répètent, finissant par provoquer une fatigue métallique et entraînant des problèmes majeurs de résistance tels que des ruptures du fuselage.

Par conséquent, dans la conception des avions, à mesure que l’altitude varie, la pression à l’intérieur de la cabine est ajustée progressivement par rapport aux changements de pression externe, afin de réduire l’impact de la différence de pression. Bien sûr, une pression trop faible causerait de l’inconfort humain, donc même si la pression est réduite, elle n’est abaissée qu’à 0,75 atmosphère, ce qui correspond à la pression à une altitude de 2400 mètres. Pour la distinguer de l’altitude de vol réelle, cette valeur d’altitude est appelée “altitude cabine”.

Par conséquent, l’altitude de vol maximale d’un avion est déterminée par la différence de pression par rapport à l’altitude cabine. Par exemple, la différence de pression maximale que le fuselage d’un Boeing 747 peut supporter est de 6,1 tonnes par mètre carré. Pour maintenir l’altitude cabine en dessous de 2400 mètres, l’altitude de vol maximale est de 13 750 mètres.

Regardons maintenant les données d’altitude de vol maximale d’autres avions de ligne modernes. Airbus A380 Différence de pression 6 t/m² Altitude max 13100 m Airbus A330 Différence de pression 5,8 t/m² Altitude max 12520 m Boeing 777 Différence de pression 6 t/m² Altitude max 13130 m

Fin

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