Supplément au cours 3 Instruments à pression L altimètre, L anémomètre, Le variomètre, Le machmètre L altimètre simple

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1 Supplément au cours 3 Instruments à pression L altimètre, L anémomètre, Le variomètre, Le machmètre L altimètre simple La petite aiguille d un altimètre indique les 1000 pi, la grande aiguille indique les 100 pi, la 3 ième aiguille plus fine indiqué les pi. Le fonctionnement de l altimètre simple est le suivant : -L élément de capteur (sensing element) est la capsule anéroïde d évacuation partielle (partially evacuated aneroid capsule) est lié à un ressort (leaf spring). La pression statique entre de l extérieur par la vane statique dans la boite de l instrument (gas tight case). Lorsque l avion monte, alors la pression statique décroît et la capsule va s élargir. Le mouvement de la capsule va augmenter grâce à la chaîne mécanique (mechanical linkage) et l aiguille va tourner sur l écran de l instrument. L altimètre sensitif Cet altimètre est le même que l altimètre simple, sauf qu il utilise entre 3 et 4 capsules anéroïdes pour permettre un plus grand mouvement pour un changement de p, p. L altimètre sensitif est plus précis que l altimètre simple et sa sensitivité est améliorée. La sensitivité est la propriété de l instrument d enregistrer des petits changements d altitude. Sa précision est améliorée en utilisant des roulements dans le chaîne mécanique (mechanical linkage) et en incorporant un appareil de compensation de la T (T compensating device). Cet appareil va minimiser les erreurs apparaissant autrement dues aux T (changements dans la température) et ensuite les éléments de la chaîne mec (mec. linkage) vont s expandre ou contracter. Dans la Figure suivante (a) on peut lire H = 24,150 pi car la grande aiguille montre 150 pi, la petite aiguille montre 4,000 pi, et la plus petite aiguille montre 20,000 pi. Si nous enlevons 2 aiguilles et si nous ajoutons un lecteur digital à leurs places, alors la Figure (b) nous montrera un altimètre sensitif digital. 1

2 Altimètre utilisant la servo-commande (Servo Assisted Altimètre) Cet altimètre a une plus grande sensitivité et précision que les deux autres altimètres expliqués avant (voir son schéma sur la Figure suivante). Sa précision provient de l utilisation des bars électromagnétiques I et E qui agissent en tant que traducteurs (transducers) en convertissant le mouvement des capsules en courrant électrique. La barre I est connectée aux capsules pendant que la sortie de la barre E est amplifiée et utilisée pour conduire le moteur et pour driver les pointers montrant la valeur de l altitude, et par un autre système (cam mechanism), la barre E elle même. Les avantages sont : précision plus grande pour toutes les altitudes, sont utilisables aux plus grandes altitudes, la lecture digitale de l altitude est facilement incorporée et les appareils d alarme pour l altitude sont aussi facilement incorporés (voir le tableau suivant). Tolérances et altitudes utilisables pour trois types d altimètres Le tableau montre que pour l altimètre assisté avec la servo-commande, sa précision est de + 1mb à tous les niveaux. Erreurs de l altimètre pression 1. Erreur de position ou de pression La présence de l avion peut affecter la mesure de la pression captée par la prise de pression (static vent), alors la différence entre la pression statique mesurée et la pression statique actuelle donne cette erreur. Les corrections des erreurs de position sont obtenues à l aide de l AOM (A/C 2

3 Operating Manual), mais sont très petites (voir Skyvan 3C AOM). Ces corrections des erreurs sont données dans le tableau suivant de haut vers le bas (en haut - sans sources statiques alternatives et en bas - avec des sources statiques alternatives). 2. Erreur induite par des manœuvres (Manœuvre Induced Error) Lorsque l attitude de l avion change particulièrement en tangage mais aussi en roulis et en lacet, alors la magnitude de l erreur de position à la prise statique change, d où la différence additionnelle entre la pression statique mesurée et actuelle est définie en étant l erreur induite des manœuvres. 3. Erreur de l instrument N importe quelles petites imperfections de fabrication de l instrument résultent dans des lectures imprécises (par exemple, la friction des roulements dans la chaîne). L instrument est calibré et testé avant son installation pour minimiser ces erreurs. 4. Retard dans le temps - Hysteresis ( lag ) Les capsules et les chaînes (linkages) prennent du temps pour réagir dans le cas du changement dans la pression statique à partir du repos. Ceci résulte dans un petit retard dans le temps qui tends à causer à l instrument une lecture de l altitude : - plus petite dans une montée (under-read in a climb) - plus grande dans une descente (over-read in a descent) Le problème peut être résolu par l installation d un vibrateur dans un instrument, alors la vibration constante aidera à la réponse plus vite de l instrument à un changement dans l altitude. 5. Erreur barométrique L altimètre est calibré à la pression au niveau de la mer p MSL = mb. Les différences dans les valeurs de pressions dues à la calibration de l altimètre donnent l erreur barométrique. La solution serait de fournir une autre échelle sur l instrument référencée comme pression alternative. 3

4 6. Erreur de température L altimètre est calibré à l atmosphère standard. La pression existante dans un point dans l atmosphère standard est différente de la pression dans le même point dans l atmosphère actuelle. La raison principale est que les constantes de température dans l atmosphère standard ne coincident pas souvent avec les conditions de la température ambiante. Cette erreur causera un Over-read si la température ambiante de l air entre la surface et l avion est plus froide que la température standard, alors la situation est très dangereuse et causera un Under-read si la température ambiante de l air entre la surface et l avion est plus chaude que la température standard. Les appareils de compensation de température dans l altimètre corrigent uniquement le changement de température dans l instrument mais ne corrigent pas la variation de la température de l air à partir des conditions standard. Les effets de l erreur de T sont critiques proche du sol, par exemple pendant la phase de l approche finale de vol. Le tableau montre les valeurs à ajouter aux altitudes publiées où prévues pour permettre l erreur de température. L altitude (H) et la température de l aérodrome sont 2 paramètres d entrée. Si l approche est réalisé avec QFE sur la sou échelle de l altimètre, alors c est la DH (Decision Height) pour un approche de précision ou la MDH (Min Descent Height) pour un approche de non précision. Si l approche est réalisée sur la sou échelle avec le set QNH, alors sont les DA (Decision Altitude) ou MDA (Min Decision Altitude) qui seront publiées. La correction appropriée est ajoutée à DH ou MDH dans le cas d un vol sur QFE ou elle est ajoutée à DA ou MDA dans le cas d un vol sur QNH. Tableau de corrections des altimètres 4

5 Exemple 1 Approche VOR à faire sur un aérodrome avec une élévation de 4500 pi à MSL. T aérodrome = C et MDH = 800 pi. Calculer la lecture de l altimètre pression correspondante à MDH. Solution : Dans le tableau ci-haut nous allons trouver La correction = 100 pi et MDH = = 900 pi Exemple 2 Approche NDB à un aérodrome avec l élévation de 3500 pi MSL. T aérodrome = C et MDA = 4500 pi. Calculer la lecture de l altimètre pression correspondante à MDA. Solution : Tableau -> C et ( = 1000 pi) -> MDA = = 4660 pi L anémomètre Le tube Pitot mesure p statique + p dyn = p T. La pression dynamique est proportionnelle à la vitesse vers l avant dans l air de l avion. La fonction de l anémomètre est la mesure de la pression dynamique et son utilisation pour le déplacement de l aiguille sur le cadran pour montrer la valeur de la vitesse indiquée IAS (knots) ou IAS (km/h). Mode de fonctionnement de l anémomètre La pression totale p Pitot = p T entre dans la capsule (inside capsule). La pression statique p statique entre dans le Gas tight case (outside capsule) alors la pression statique p statique sera éliminée, donc l expansion de la capsule est entièrement due à la pression dynamique p dyn. En utilisant les constantes de calibration appropriées, la conversion de p dyn en IAS (Indicated AirSpeed) a lieu. La calibration de l ASI se base sur ρ STD,0 à MSL = kg/m 3. Si l avion vole à ρ STD,0 alors IAS = TAS (True Airspeed) et si l avion vole à ρ (H) alors IAS < TAS. L anémomètre simple ASI - Square Law Compensation La déflexion de la capsule est proportionnelle à p dyn. Avec un mechanical linkage entre la capsule et le pointer, l échelle de la vitesse serait distorsionée à l extrémité du cadran (voir la 5

6 Figure) au bout de la plus haute vitesse. Les vitesses critiques basses sont difficiles à lire sur l échelle. L architecture du mec. linkage liant la capsule à un pointer est arrangée pour donner une présentation linéaire ou logarithmique par élargir la marge des vitesses petites sur le cadran. Pour obtenir une meilleur sensitivité pour ce type de ASI, on peut remplacer une capsule par plusieurs capsules (Capsule stack). Il faut utiliser un mechanisme additionnel (additional gearing) pour installer 2 pointers sur une échelle calibrée linéaire. Les chaines mechaniques (Mechanical linkages) sont remplacés par un système de transmission électriquement conduit avec l amplificateur de puissance (power amplification). Lecture sur l ASI = 42 knots (figure suivante). Erreurs de l ASI Considérées dans l ordre dans laquelle des corrections sont appliquées à la lecture IAS pour atteindre TAS. 1. Erreur de l instrument Les imperfections de fabrication (bearing friction) à cause de l age donnent des erreurs petites dans IAS. L ASI devrait être testé et calibré avant son installation et les erreurs résiduelles devraient être notées. 2. Erreur de position La prise statique souffre des erreurs de position. Il est possible d établir et noter la magnitude de cette erreur sur un intervalle des vitesses. Les corrections de ces erreurs s obtiennent pour des différentes configurations et conditions de vol décrites dans l AFM. Les erreurs induites des manœuvres sont dues aux changements drastiques dans la magnitude de l erreur de position qui apparaissent lorsque l avion change son attitude en tangage. Elles ne peuvent pas être calculées en étant aléatoires. 3. Erreur de compressibilité Cette erreur apparaît pour TAS > 300 noeuds. A des grandes vitesses, l air comprime quand il est emmené au repos en avant du tube Pitot et, par conséquence, entre dans le tube à une grande densité artificielle. Ceci résulte dans une augmentation de la pression dans la capsule en causant un Over-read par le ASI. 6

7 4. Erreur de densité L ASI est calibré pour indiquer TAS à ρ MSL,0. Pour autres densités ρ, ces erreurs sont prises en considération. Aux ρ basses, donc aux altitudes H grandes il y aura un Under-read TAS. Définitions des vitesses de l air IAS : Indicated AirSpeed (Vitesse indiquée Vi) sur le ASI CAS / RAS : Calibrated AirSpeed (Vitesse conventionnelle) / Rectified AirSpeed est corrigée pour l erreur de compressibilité IAS est corrigée en tenant compte des erreurs de position et d instruments, en utilisant le tableau adjacent à l instrument, ou les Notes du pilote. EAS : Equivalent AirSpeed est corrigée pour l erreur de densité TAS : True AirSpeed (Vitesse vraie V v ou vitesse propre V P ) VSI ou RCDI Rate of climb and descent indicator Est un indicateur de vitesse ascensionnelle qui indique la vitesse de montée / descente et il est utile pour le vol en palier. Le variomètre (Vertical Speed Indicator VSI) fonctionne sur le principe de la variation de la pression de l air (ADC) dp(t) / dt. Le retard est d environ 2 secondes lors des changements de trajectoires. Le mode de fonctionnement du variomètre Voir Figure suivante La pression statique p statique entre dans la capsule et dans le gas-tight instrument par l intermède d un choke (metering unit). Lorsque l avion monte ou descend, la pression statique p statique change, alors le plus grand taux de variation de l altitude, le taux de variation de la pression sera le plus grand. Le changement dans la pression associé avec la montée et la descente est capté dans la capsule. Le choke va imposer un petit retard dans le temps avant que le changement de p soit capté en dehors de la capsule. Ceci cause une contraction de la capsule pendant la montée et une expansion de la capsule pendant la descente. Lorsque le taux de changement dans H est plus grand, la distorsion de la capsule est plus grande aussi. 7

8 Le mouvement de la paroi de la capsule sera transmis par un mec linkage à une aiguille se déplaçant sur une échelle linéaire ou logarithmique. Un vis d ajustement aidera à faciliter la mise à 0 de l aiguille avant le vol. Le but d un choke est la mesure de la différence de pression p entre la capsule et l instrument casing qui est proportionnelle au ROC (rate of climb) ou ROD (rate of descent). Il faudra donc utiliser une unité métrique incluant un choke ou plusieurs pour corriger les variations additionnelles dans p dues à la température T ou à la viscosité. Type d unité métrique pour le VSI en utilisant un arrangement du tube capillaire et de l orifice L écoulement turbulent de l air passe par l orifice. L écoulement laminaire de l air passe par le tube capillaire. Le taux de l écoulement dans le capillaire varie quand p (écoulement) décroît avec H (qui augmente) pour une ROC donné. Le taux de l écoulement dans l orifice augmente quand p décroît à T donnée pour une ROC donné quand p décroît donc une combinaison des deux composantes de l écoulement sont combinées pour compenser p avec H. Erreurs de VSI 1. Retard dans le temps (Time lag) Une période courte de temps s écoule avant que p approprié au ROC ou ROD soit établi dans l instrument. 8

9 2. Erreur de l instrument Due aux imperfections de fabrication (roulements). 2. Erreurs induites par des manœuvres Un changement de l attitude de l A/C en tangage surtout aux altitudes grandes. La combinaison de ces 3 erreurs donne l erreur maximale. Inertial Lead or Instantaneous VSI (IVSI) Montée ou Descente rapide Erreurs et Limitations de l IVSI Pour des angles de roulis > 40 0, les variations en g sont plus grandes, donc nous obtenons des erreurs de lecture. Pour le vol de l avion en turbulence, le mouvement vertical de l avion devient plus grand. Il n y a pas d erreur due aux termes de retard. L erreur due aux manœuvres est réduite. Mach/Airspeed Indicator Il est une combinaison des fonctions de Machomètre et du Variomètre. Les deux vitesses sont indiquées sur l instrument (donc on a deux instruments conventionnels dans un instrument). Figure (A) montre l IAS indiquée par le DIAL / POINTER conventionnel. Le nombre de Mach est indiqué par le SUB-DIAL tournant, la partie relevante visible dans une fenêtre et qui se déplace indépendamment du pointer de IAS lorsque le nombre de Mach nr change (position à 9 heures). Le IAS max sécuritaire est indiquée par le Pointer VMO/MMO (Barber s Pole) qui est colorée dans une combinaison de rouge et blanc. 9

10 Dans la Figure (A), la valeur de la pression dynamique va déplacer le pointer de IAS. Des changements dans les pressions dynamiques et dans la pression statique p dyn et p statique vont causer que l aiguille du nombre de Mach tournera dans le sens anti-horaire pour des augmentations de l altitude H à IAS = constante. Figure (A) indique IAS = 325 knots et Mach = Il est nécessaire de contrôler la vitesse d un avion de transport en termes de IAS aux basses altitudes et de nombres de Mach aux grandes altitudes. Par exemple, on considère un avion avec VMO (max safe IAS) = 350 knots et MMO (max safe Mach nr) = On assume qu un avion monte dans l atmosphère standard à FL350, avec IAS = 320 knots jusqu à ce que Mach = 0.80 (voir la variation de TAS). Le pointer VMO indique IAS = MMO quand H est atteinte et MMO devient la vitesse limite. Le Barber s pole indique la vitesse fixe VMO en montée à cette H soit atteinte, et la vitesse indiquée décroît et elle est gouvernée par MMO en montée. 10

11 Pour notre avion, VMO = 350 noeuds est limité à H = 25,000 pi. Pour H > 25,000 pi, MMO devient le facteur limite et dans ce cas, le barber s pole se déplace dans le sens anti-horaire sur l échelle de l IAS pour montrer une IAS décroissante. Dans le cas de notre avion, les indications sont 350 noeuds à 25,000 pi et 287 noeuds à 35,000 pi. L erreur de cet instrument est en effet une combinaison des erreurs des 2 instruments ASI et celle de Machmètre. Ces indicateurs sont équipés avec des switch d actuation utilisés pour activer des alarmes audio / visuelles lorsque les VMO / MMO ou autres vitesses maximales sont dépassées. Avion moderne équipé par le CADC (Central Air Data Computer) Le IAS et le Mach nr calculés dans le CADC entrent dans les indicateurs de Mach et Airspeed sous la forme de signaux électriques, alors les vitesses d air indiquées et le nombre de Mach vont apparaître sous la forme digitale sur le cadran de l instrument. 11