QCM_MRMZ_PIL_NON_GYRO

La capsule d'un anémomètre est sensible à la différence

• Pression Dynamique - Pression Totale, appelée Pression Statique

• Pression Totale - Pression Statique, appelée Pression Dynamique

• Pression Dynamique - Pression Statique, appelée Pression Totale

• Pression Totale - Pression Dynamique, appelée Pression Statique

Pendant une montée rectiligne uniforme, le pilote maintient la vitesse calibrée (CAS) constante

• le nombre de Mach reste constant et la vitesse vraie (TAS) diminue.

• le nombre de Mach reste constant et la vitesse vraie (TAS) reste constante.

• le nombre de Mach augmente et la vitesse vraie (TAS) reste constante.

• le nombre de Mach augmente et la vitesse vraie (TAS) augmente.

Answer explanation

• Le nombre de Mach est lié au rapport Pd / Ps. En simplifiant, on a : Mach ↔ Pd / Ps ;

Si l'altitude augmente, Ps diminue alors que Pd reste constante car la CAS est maintenue constante.

Donc Pd / Ps augmente et donc le Mach augmente.

• Rappel de la chaîne des vitesses concernée :

 

Pour passer de la vitesse calibrée (CAS) à la vitesse vraie (TAS), il faut appliquer les corrections suivantes :

Correction de compressibilité (kp)

Correction de densité

Après décollage d'une piste contaminée, si la sonde de pression totale de l'anémomètre est bouchée, le pilote constate que la vitesse indiquée

• diminue constamment.

• diminue brutalement vers 0.

• augmente brutalement vers VNE.

• augmente constamment.

Answer explanation

Quand la prise de pression totale est obstruée, la pression totale reçue par l’anémomètre est constante.

Si l’avion est en montée à vitesse constante :

• Pt reste constante du fait de l’obstruction

• Ps diminue du fait de l'augmentation d’altitude

• Pd = Pt – Ps augmente et donc la vitesse indiquée (IAS) augmente.

Sur un avion, l'altitude est mesurée à partir de

• l'altitude température

• l'altitude standard

• l'altitude densité

• l'altitude pression

Answer explanation

Le principe de fonctionnement retenu pour l'altimètre barométrique qui équipe tous les avions consiste à faire correspondre une altitude à une pression statique mesurée ; on utilise donc bien l'altitude pression.

En montée à Mach constant en-dessous de la tropopause en atmosphère standard

• la TAS augmente.

• la TAS reste constante.

• l'écart entre les conditions extérieures et l'atmosphère standard doit être connu pour en déduire la variation de la TAS.

• la TAS diminue.

Answer explanation

On a : Mach = TAS / a = TAS / 39√T. En-dessous de la tropopause, la température diminue avec l'altitude.

TAS = Mach x 39√T. Si T diminue, alors la TAS diminue.

On peut aussi retenir le schéma ci-dessous :

On voit donc ici qu'à Mach constant, la TAS diminue en montée.

Un avion est en montée établie. L'automanette maintient une CAS constante. Si la température reste constante, le nombre de Mach :

• augmente

• diminue si la température statique est inférieure à la température standard

• diminue

• reste constant

Answer explanation

Le nombre de Mach est lié au rapport Pd / Ps. En simplifiant, on a : Mach ↔ Pd / Ps ;

Si l'altitude augmente, Ps diminue alors que Pd reste constante car la CAS est maintenue constante.

Donc Pd / Ps augmente et donc le Mach augmente.

On peut aussi retenir le schéma ci-dessous :

On voit donc ici qu'à CAS constante, la TAS et le Mach augmentent.

Un avion est en palier au niveau de vol 270. L'automanette maintient une CAS constante. Si la température totale augmente, le nombre de Mach

• augmente

• diminue

• diminue si la température extérieure est supérieure à la température standard, augmente si elle est inférieure

• reste constant

Answer explanation

On a CAS x kp = EAS avec kp le coefficient de compressibilité.

EAS x 1/√σ = TAS. Prendre en compte la densité (σ) consiste notamment à prendre en compte la température.

TAS / a = Mach. a est la vitesse du son dant l'air. a = 39√T donc on a : TAS / 39√T = Mach.

Pour passer de la TAS au Mach, on reprend en compte la température dans l'autre sens !

Conclusion, à un niveau de vol donné, une CAS correspond toujours à un même nombre de Mach quelle que soit la température !

En cas d'obstruction accidentelle (pluie, oiseaux) de la prise de statique gauche sur un avion, l'altimètre

• Surestime l'altitude en cas de virage glissé vers la gauche et affiche une valeur correcte en vol symétrique

• Surestime l'altitude en cas de virage glissé vers la droite et affiche une valeur correcte en vol symétrique.

• Garde une indication fiable dans toutes les situations.

• Sous-estime l'altitude.

Answer explanation

Tant que l’avion est en vol symétrique (les filets d’air sont parallèles à l’axe du fuselage), la prise statique restante renseigne l’altimètre correctement.

Prenons le cas d’un virage glissé à gauche. Dans ce cas, l’avion glisse vers l’intérieur du virage.

La prise gauche est bouchée donc elle ne renseigne pas l’altimètre ; la droite est donc la seule à alimenter la capsule.

L’avion s’enfonçant vers la gauche, une pression plus faible arrive à la prise droite car elle est masquée par le fuselage.

Quand une pression plus faible arrive à la capsule, celle-ci se dilate, ce qui implique une augmentation de l’altitude affichée.

Ici, l’altitude est donc surestimée en glissade à gauche.

Si un avion est équipé d'un altimètre compensé des erreurs de position et d'un autre qui ne l'est pas ; toutes les autres conditions étant équivalentes

• les contrôleurs aériens recevront un report d'altitude erroné du transpondeur de l'avion

• haute vitesse, l'altimètre non compensé indique une altitude supérieure

• il n'y aura pas de différence entre eux si la centrale aérodynamique fonctionne normalement

• à haute vitesse, l'altimètre non compensé indique une altitude inférieure

Answer explanation

Le fait que l'air, à proximité des prises statiques soit légèrement turbulent implique que la pression mesurée est inférieure à celle attendue ; elle induit donc une altitude affichée supérieure.

La vitesse du son au niveau de la mer en atmosphère standard est

• 332 kt.

• 1059 kt.

• 661 kt.

• 644 kt.

Answer explanation

Pour calculer la vitesse du son dans l’air en nœuds, on utilise la formule : a_kt = 39√T_Kelvin.

Calculons d’abord la température en Kelvin : 0°C = 273 K donc 15°C = 288 K au niveau de la mer en atmosphère standard.

a_kt = 39√288 = 661 kt.