Un sujet sur lequel on est sensibilisé dès qu’on vole aux USA, l’altitude-densité ou “density altitude” dans la langue de Donald.

Mais sans doute aussi un sujet sur lequel on devrait être sensibilisé dans notre région où l’on vole parfois par des températures plutôt élevées, parfois à des altitudes élevées, et parfois en combinant les deux.

Un petit rappel d’aérodynamique en préambule : F_z = \frac{1}{2}\rho.S.V².C_z

Cette formule compliquée exprime seulement que pour voler, une aile, ou même une enclume ou un bougeoir, a besoin d’air, d’une surface, de vitesse, d’une forme et d’une incidence (les deux derniers étant contenus dans le terme C_z). Il lui faut aussi un demi, car une bonne bièèèrh fraiiiich’, ça’l’fait toujours !

Le milieu dans lequel évolue l’avion, c’est de l’air, représenté dans cette formule simplifiée par la lettre \rho , densité de l’air. Cette densité \rho dépend de :

\[ \left \{ \begin{array}{r c l}</p> <p>Z & : & altitude \\</p> <p>P & : & pression \\</p> <p>T & : & température</p> <p>\end{array}</p> <p>\right \]

Quand l’altitude augmente, que la température augmente ou que la pression diminue, les molécules d’air sont moins rapprochées et donc les performances deviennent moins bonnes :

• la puissance du moteur est plus faible
• l’air “porte” moins l’aile
• les distances de décollage / atterrissage augmentent
• le taux de montée diminue

Il est donc essentiel de calculer ces variations qui peuvent faire varier les grandeurs du simple au double… ou à leur moitié, mais cela se produit toujours au détriment des marges de sécurité.

Les performances de l’avion sont éditées pour une atmosphère standard et l’on peut se fier à ces valeurs (à condition que le moteur soit neuf ou en bon état, et que l’avion soit propre). Cependant, l’atmosphère standard est un concept plus que théorique qui représente plutôt une valeur moyenne au bord de l’eau sous des latitudes tempérées, mais en aucun cas la réalité.

Il fallait donc trouver un moyen de revenir à des tables connues pour extrapoler les courbes de performances. On utilise à cet effet un seul paramètre, arbitraire, l’altitude.

Ainsi, quand la température augmente par exemple, on utilise une courbe qui transforme cette augmentation de température en augmentation artificielle de l’altitude. Ainsi quand on étudie l’effet d’une température élevée sur les performances d’un avion, on utilise la table de perfos conçue pour une évolution dans une atmosphère standard (diminution de la température de 2° tous les 1000 ft) mais on remplace cette augmentation de température par une augmentation de l’altitude. C’est une conversion température -> altitude.

Il en est de même lorsqu’on prend en compte une diminution de la pression. Imaginons que la pression soit au niveau de la mer de 993 hPa au lieu de 1013 hPa, les perfos de l’avion se calculeront comme si on avait placé cet avion à ( 1013 - 993 ) * 28 = 560 ft

Ainsi, le tableau suivant

Cet article est inspiré de celui-ci d’AeroVFR.