Scheda di revisione: Introduction à la Performance et Propulsion Aéronautique

📋 Plan du Cours

1. Types d aéronefs et configurations
2. Poids avion et masses opérationnelles
3. Équations de la mécanique du vol
4. Atmosphère standard et altitudes pression
5. Définitions des vitesses et compressibilité
6. Coefficients aérodynamiques et modèle de traînée
7. Traînée induite et décomposition de la traînée
8. Nombre de Mach et relations pression totale
9. Principes de propulsion et formule de poussée
10. Jet propulsion turbojet et turbofan
11. Croisière transsonique et Mach de meilleur rayon
12. Stabilité longitudinale et point neutre

📖 1. Types d aéronefs et configurations

🔑 Notions clés & Définitions

• Aérostats : Catégorie d’aéronefs qui restent en l’air grâce à la poussée d’Archimède, donc plus légers que l’air.
• Aérodynes : Catégorie d’aéronefs qui volent en produisant une portance aérodynamique, donc plus lourds que l’air.
• Ailes fixes : Configuration d’aérodynes où la portance est fournie par des surfaces portantes fixes (avions, planeurs, deltaplanes, parapentes, drones à voilure fixe).
• Ailes tournantes : Configuration d’aérodynes où la portance est générée par des rotors (hélicoptères, autogyres, drones multi-rotors).
• Aérodynes sans voilure : Configuration d’aérodynes où la portance n’est pas fournie par des ailes (missiles, fusées en vol atmosphérique).

📝 Points essentiels

• Les aéronefs se classent en aérostats et aérodynes, selon qu’ils exploitent la poussée d’Archimède ou la portance aérodynamique.
• Les aérostats incluent montgolfières, ballons à gaz et ballons dirigeables.
• Les aérodynes à ailes fixes regroupent avions, planeurs, deltaplanes, parapentes et drones à voilure fixe.
• Les aérodynes à ailes tournantes regroupent hélicoptères, autogyres et drones multi-rotors.
• Les girodynes correspondent à des aéronefs à rotors (hélicoptères, autogyres, drones multi-rotors).
• Les ornithoptères utilisent des ailes battantes (ex. modèles cités dans le cours).

💡 Astuce mémo

Aérostats = Archimède (plus léger que l’air) ; Aérodynes = Portance (plus lourd que l’air) ; Ailes fixes = “fixes”, Ailes tournantes = “rotors”, Sans voilure = “pas d’ailes”.

📖 2. Poids avion et masses opérationnelles

🔑 Notions clés & Définitions

• MEW : Masse à vide constructeur, correspondant au poids de base de l’avion sans charge opérationnelle ni carburant de mission.
• DOW : Masse à vide d’exploitation, qui ajoute au poids de base les équipements et éléments nécessaires à l’exploitation courante.
• OEW : Masse à vide opérationnelle, regroupant les éléments à bord hors charge utile et hors carburant de mission.
• ZFW : Masse à carburant zéro, qui inclut l’avion et la charge utile mais exclut le carburant.
• TOW : Masse au décollage, qui correspond à la masse de l’avion au moment du départ en incluant le carburant de décollage.

📝 Points essentiels

• Chaîne de masses typique : MEW → DOW → OEW → ZFW → TOW, puis ajout des charges (structure, systèmes, propulsion, opérateur, trafic) et du carburant.
• L’augmentation de masse se décompose en éléments comme structure, systèmes, propulsion, items opérateur, charge trafic, carburant de décollage et carburant de route, plus des allowances (équipage, catering, réserve, etc.
• Les limites structurales sont données par MsTOW et MsZFW, qui encadrent respectivement les masses maximales au décollage et à carburant zéro.
• Ordres de grandeur : pour A320/A321, la masse maximale au décollage (MTOW) est < 100 t, tandis que pour A350 elle est ~ 300 t.
• En vol horizontal, la portance équilibre le poids (Lift = Weight) et la poussée équilibre la traînée (Thrust = Drag), ce qui relie directement la masse aux forces aérodynamiques.

💡 Astuce mémo

MEW→DOW→OEW→ZFW→TOW : du “vide constructeur” vers le “plein décollage” en ajoutant progressivement ce qui manque.

📖 3. Équations de la mécanique du vol

🔑 Notions clés & Définitions

• Altitude pression Zp : L’altitude pression est l’altitude correspondant à une pression donnée $p$ dans le modèle ISA.
• Flight level FL : Le flight level est une mesure de l’altitude pression exprimée en centaines de pieds.
• Atmosphère ISA : L’ISA est l’atmosphère standard qui fournit des lois de variation de $p$, $T$ et $\rho$ avec l’altitude.
• TAS : La TAS (True Air Speed) est la vitesse vraie de l’avion par rapport à l’air.
• EAS : La EAS (Equivalent Air Speed) est une vitesse équivalente définie pour ramener la compressibilité via la masse volumique.

📝 Points essentiels

• Hypothèse gaz parfait : $p=\rho r T$ avec $r=287{,}053\,\text{J/kg/K}$ (et $\rho$ la masse volumique).
• Loi de Laplace (hydrostatique) : $dp=-\rho g\,dZ$ et, avec $g\approx g_0$, $dp=-\rho g_0\,dH$.
• Loi de température ISA : $T(H)$ impose $dp/p=-g_0\,dH/[r\,T(H)]$ pour relier pression et altitude.
• On obtient $Z_p$ (altitude pression) en identifiant la pression $p$ avec celle du modèle ISA ; sinon $Z_p$ ne coïncide pas avec l’altitude géopotentielle.
• Exemple bas altitude : de $0$ à $1000\,ft$ ($305\,m$), avec $\rho=1{,}2\,\text{kg/m}^3$ et $g=9{,}81$, $\Delta p\approx-1{,}2\times305\times9{,}81\approx-3600\,Pa$ (≈ $-3{,}5\%$).
• Définition pratique : $Z_p=10\,000\,ft\iff p\approx69\,700\,Pa$ (dans l’ISA).

💡 Astuce mémo

Gaz parfait + hydrostatique + température ISA → $p$ décroît avec l’altitude, donc $Z_p$ est l’altitude « équivalente ISA » pour retrouver $p$.

📖 4. Atmosphère standard et altitudes pression

🔑 Notions clés & Définitions

• Altitude pression : L’altitude pression est une hauteur déduite de la pression atmosphérique, utilisée pour relier la pression à un niveau standard.
• Mach : Le nombre de Mach mesure le rapport entre la vitesse de l’aéronef et la vitesse du son locale.
• Vitesse vraie TAS : La vitesse vraie (TAS) est la vitesse de l’avion par rapport à l’air, utilisée pour les calculs aérodynamiques.
• Vitesse calibrée CAS : La vitesse calibrée (CAS) est la vitesse lue et corrigée pour les erreurs instrumentales, liée à la pression dynamique.
• Vitesse équivalente EAS : La vitesse équivalente (EAS) est une vitesse corrigée qui représente la pression dynamique en conditions standard.

📝 Points essentiels

• Mach est défini par $M=V/a$ avec $a$ la vitesse du son, et $a=sqrt{\gamma r T}$ avec $\gamma=1.4$ et $r=287.053\,J/kg/K$.
• Les mesures de pression totale $p_t$ et statique $p$ permettent d’obtenir $M$ en régime subsonique via la relation de St Venant $p_t=p(1+0.2M^2)^{3.5}$.
• La pression dynamique (pression cinétique) vaut $q=\tfrac12\rho V^2$ et s’écrit aussi $q=0.7\,p\,M^2$ avec $0.7=\gamma/2$.
• La différence de pression $\Delta p=p_t-p$ est liée à la pression dynamique par $\Delta p=\tfrac12\rho V^2$ dans le cadre d’un écoulement à faible vitesse non compressible (sinon utiliser St Venant).
• Le lien entre EAS et facteur de compressibilité $K_c$ est $EAS=K_c\,\text{CAS}$, avec $K_c\approx1$ à faible $Z_p/Mach$ (notamment au décollage/atterrissage).
• Exemple de niveau : $FL100$ correspond à $10\,000\,ft$ (niveau de vol).

💡 Astuce mémo

Mach = V / a ; a vient de la température : plus $T$ augmente, plus $a$ augmente, donc $M$ baisse à vitesse $V$ fixée.

📖 5. Définitions des vitesses et compressibilité

🔑 Notions clés & Définitions

• Nombre de Mach : Le nombre de Mach $M$ mesure le rapport entre la vitesse vraie $V$ et la vitesse du son $a$.
• Vitesse du son : La vitesse du son $a$ dépend uniquement de la température et sert de référence pour définir le Mach.
• Pression statique : La pression statique $p$ est la pression associée à l’état local du fluide au niveau considéré.
• Pression totale : La pression totale $p_t$ est la pression mesurée dans un écoulement ralenti jusqu’à l’arrêt isentropique.
• Pression dynamique (pression cinétique) : La pression cinétique $q$ vaut $\tfrac12\rho V^2$ et intervient dans le calcul du coefficient de frottement.

📝 Points essentiels

• La relation de définition est $V=aM$ avec $a$ la vitesse du son.
• La vitesse du son s’écrit via la température avec $\gamma=1{,}4$ et $r=287{,}05\,\text{J/(kg·K)}$.
• En conditions ISA au niveau de la mer, $T_0=288{,}15\,\text{K}$ donne $a_0\approx340{,}29\,\text{m/s}$ (≈661,48 kt).
• À $11\,\text{km}$, la température vaut $216{,}65\,\text{K}$ et on obtient $a\approx295{,}1\,\text{m/s}$ (Mach correspondant $\approx0{,}87$ dans l’exemple).
• La formule de Saint-Venant relie $p_t/p$ au Mach : $\dfrac{p_t}{p}=\left(1+\dfrac{\gamma-1}{2}M^2\right)^{\gamma/(\gamma-1)}$.
• La pression cinétique utilisée pour les frottements est $q=\tfrac12\rho V^2$, ce qui permet d’écrire $C_f=\dfrac{\mu\,\mathrm{d}V/\mathrm{d}y}{q}$ dans le cadre de la couche limite.

💡 Astuce mémo

Mach = V / a ; Saint-Venant = p_t/p = fonction de M^2 ; q = 1/2 ρV^2.

📖 6. Coefficients aérodynamiques et modèle de traînée

🔑 Notions clés & Définitions

• Rapport portance-traînée maximal : Le rapport $L/D$ maximal correspond au point de vol où la traînée totale est la plus faible pour une portance donnée, ce qui maximise l’efficacité aérodynamique.
• Coefficient de portance au $L/D_{max}$ : Le coefficient de portance associé au $L/D_{max}$ est la valeur de $C_L$ typique au voisinage du meilleur compromis portance/traînée en croisière.
• Traînée parasite : La traînée parasite regroupe les contributions de frottement et de forme qui ne dépendent pas directement de la portance induite.
• Traînée induite : La traînée induite provient des effets de portance et des tourbillons, et elle augmente quand la portance (donc $C_L$) augmente.
• Traînée de compressibilité : La traînée de compressibilité apparaît quand l’écoulement devient compressible, dégradant la polaire par rapport au cas incompressible.

📝 Points essentiels

• En croisière à $M\approx0{,}8$ à $0{,}85$, l’ordre de grandeur donne $L/D_{max}\approx20$ avec $C_L\approx0{,}5$.
• À $M\approx0{,}85$ (modèle de décomposition), les plus grosses contributions sont la traînée de frottement (ou de forme) et la traînée induite, tandis que les autres postes doivent aussi rester faibles.
• Décomposition (en d.c.) donnée pour $M0{,}85$ : traînée de forme $133$, traînée induite $99$, traînée parasite $12$, traînée d’installation moteur $2$.
• Autres postes de traînée (en d.c.) : traînée de compressibilité $8$, aile $51$, fuselage $48$, nacelles et pylônes $9$, HTP $10$, VTP $7$, BF $7$, FTF $1$.
• Ordre de grandeur : avec $L/D_{max}\approx20$ et $C_L\approx0{,}5$, on obtient $C_D\approx0{,}025$ (soit $250$ d.c.) et une traînée de compressibilité d’environ $10$ d.c.

💡 Astuce mémo

$L/D_{max}$ en croisière : $20$ pour $C_L\approx0{,}5$ ⇒ $C_D\approx0{,}025$ (et la compressibilité ajoute ~10 d.c.).

📖 7. Traînée induite et décomposition de la traînée

🔑 Notions clés & Définitions

• Traînée induite : La traînée induite est une composante de la traînée liée à la production de portance et aux effets de tourbillons en bout d’aile.
• Traînée de portance nulle : La traînée de portance nulle regroupe les pertes aérodynamiques qui existent même quand la portance est nulle.
• Traînée induite en 1/V² : La traînée induite varie comme l’inverse du carré de la vitesse en régime incompressible, ce qui la rend dominante à faible vitesse.
• Polar de traînée : La polar de traînée exprime la relation entre le coefficient de traînée et le coefficient de portance, souvent sous forme quadratique.
• Décomposition Cd : La décomposition de $C_d$ sépare la traînée en une partie de base $C_{d0}$ et une partie induite proportionnelle à $C_l^2$.

📝 Points essentiels

• En vol de croisière incompressible, la traînée induite suit une loi en $1/V^2$, donc elle augmente quand la vitesse diminue.
• La traînée de portance nulle suit une tendance qui croît avec $V^2$, ce qui rend la traînée totale dominée par le profil à grande vitesse.
• La polar de traînée s’écrit $C_d = C_{d0} + k\,C_l^2$, où $C_{d0}$ représente la traînée de portance nulle et $k$ la contribution induite.
• Le coefficient de portance $C_l$ est relié à la portance via l’équation de portance $L = \tfrac12\rho V^2 S C_l$ (souvent notée $C_z$).
• Le coefficient de traînée $C_d$ est relié à la traînée via $D = \tfrac12\rho V^2 S C_d$ (souvent notée $C_x$).
• Le maximum de $L/D$ correspond à un compromis entre traînée de profil et traînée induite, et il est associé à une traînée induite minimale relative (donc à une vitesse non nulle).

💡 Astuce mémo

À retenir : profil ↑ avec $V^2$, induite ↑ avec $1/V^2$ → $L/D$ max au “juste milieu” (pas trop lent, pas trop rapide).

📖 8. Nombre de Mach et relations pression totale

🔑 Notions clés & Définitions

• Nombre de Mach : Le nombre de Mach compare la vitesse d’un écoulement à la vitesse du son et sert à caractériser le régime transsonique et les effets de compressibilité.
• Pression totale : La pression totale est la pression associée à l’arrêt isentropique d’un écoulement et varie avec le régime aérodynamique, notamment en compressible.
• Altitude de croisière optimale SR : L’altitude de croisière optimale pour la Specific Range correspond au point où la portée spécifique est maximisée sous les hypothèses de vol retenues.
• Specific Range intégrée (SR) : La Specific Range intégrée combine les effets de masse, de portance, de traînée et de consommation pour relier la portée à la vitesse et aux paramètres moteur.
• Hypothèse de vent constant : L’hypothèse de vent constant suppose que le vent ne varie pas le long du segment, ce qui simplifie l’écriture des relations de trajectoire et de performance.

📝 Points essentiels

• La portée spécifique en palier dépend typiquement de $a\,M\,(L/D)\,\mathrm{SFC}\,g$ (avec une forme intégrée où la masse intervient via un terme logarithmique).
• La formule de SR intégrée suppose que $a$, $M$, $L/D$ et la SFC restent constants pendant le calcul de portée.
• En montée, la loi de vitesse suit souvent une logique iso-CAS puis iso-Mach : sous une altitude de croisement, on maintient la CAS constante, puis on maintient le Mach constant.
• Le passage iso-CAS → iso-Mach est lié au fait que la variation de vitesse vraie avec l’altitude change de signe selon le régime : sous la croisement $dV/dH>0$ pour CAS constante, au-dessus $dV/dH=0$ pour Mach constant.
• Le plafond de propulsion correspond à l’altitude où l’excès de poussée (ou de puissance) devient nul, ce qui fixe une limite de montée.
• Quand l’altitude augmente, la poussée maximale $F_u$ diminue et la poussée minimale requise $F_{nmin}$ augmente à cause de la compressibilité, ce qui réduit la capacité de montée.

💡 Astuce mémo

CAS puis Mach : « CAS d’abord, Mach ensuite » (croisement), et plafond de propulsion = « plus d’excès de poussée ».

📖 9. Principes de propulsion et formule de poussée

🔑 Notions clés & Définitions

• Poussée (Thrust) : La poussée est la force fournie par les moteurs, utilisée pour accélérer et assurer la capacité de montée.
• Vitesse verticale Vz : La vitesse verticale Vz mesure le taux de montée ou de descente, souvent exprimé en ft/min ou m/min.
• Plafond de propulsion : Le plafond de propulsion est l’altitude maximale atteignable où la montée devient nulle, donc où Vz = 0.
• Plafond de service : Le plafond de service est l’altitude maximale atteinte avec une vitesse verticale minimale spécifiée (ex. 300 ft/min).

📝 Points essentiels

• La relation de plafond : Zp4 correspond au plafond de propulsion car Vz = 0, tandis que Zp3 correspond au plafond de service (Vz = 300 ft/min).
• Quand l’altitude augmente, la vitesse verticale Vz diminue et les altitudes de plafond vérifient Zp1 < Zp2 < Zp3 < Zp4.
• Les exigences de montée sont souvent données par ICA (Initial Climb Altitude) et TTC (Time to Climb) sur un intervalle d’altitude donné.
• En cas de limitation par le MCL, la trajectoire optimale de specific range (SR) peut être contrainte et ne plus suivre le chemin optimum.
• Pour la poussée et la montée, la capacité dépend à la fois de la portance (via S et CL) et de la poussée F, même si ces effets ne sont pas strictement équivalents en réalité.

💡 Astuce mémo

Vz décroît avec l’altitude : 300 ft/min = plafond de service, 0 = plafond de propulsion.

📖 10. Jet propulsion turbojet et turbofan

🔑 Notions clés & Définitions

• Turbojet : Moteur à réaction où l’air comprimé est brûlé puis accéléré pour produire la poussée, sans étage de soufflante dédié.
• Turbofan : Moteur à réaction avec soufflante, où une partie importante de l’air est accélérée pour augmenter l’efficacité et réduire le bruit.
• Poussée (thrust) : Force résultant de l’accélération de l’air et de la variation de quantité de mouvement entre l’entrée et la sortie du moteur.
• Code de décollage (CAS) : Catégorie réglementaire associée à une valeur maximale admissible de vitesse/conditions, utilisée pour encadrer les performances au décollage.

📝 Points essentiels

• Les codes correspondent à des valeurs maximales admissibles, généralement comprises entre 140 et 150 kt (CAS).
• Les calculs de performances peuvent être faits pour des conditions réelles via TOFL, Vref et RLD à partir du TOW et/ou du LW, ou encore à partir du MTOW et du MLW pour anticiper des opérations futures.
• La distance d’atterrissage pratique se décompose en phase d’approche/flare et phase au sol, avec une approche prise à 5% du glide x 1.25 pour le flare.
• La composante au sol s’évalue par LG = kG·Vref^2 avec kG = 0.04 m/kt^2, puis LD = LA + LG.
• La distance d’atterrissage réglementaire est RLD = LD/0.6.
• Les performances et masses s’inscrivent dans une boucle masse-perfo où l’OWE et le MTOW convergent via une relation de type OWE(MTOW)=Σ(structure, powerplant, furnishings, op.items) et une masse convergée à l’intersec- t

💡 Astuce mémo

Turbojet = tout en “jet”; turbofan = “soufflante” qui pousse plus d’air pour gagner en efficacité.

📖 11. Croisière transsonique et Mach de meilleur rayon

🔑 Notions clés & Définitions

• Neutral Point (foyer) : Le foyer est la position longitudinale où un moment aérodynamique de tangage constant peut être compensé, ce qui fixe la stabilité statique.
• Centre de pression Pw : Le centre de pression est le point d’application de la portance aérodynamique sur l’avion, et il se déplace quand l’incidence change.
• Centre de gravité CG : Le centre de gravité est le point de référence de l’avion autour duquel les moments sont pris, et il n’est jamais exactement confondu avec Pw.
• HTP (Horizontal Tail Plane) : Le plan horizontal de queue fournit une portance de queue (HTP lift) qui ajuste le moment de tangage pour assurer l’équilibre et la stabilité.
• Meilleur rayon (concept) : Le meilleur rayon correspond au régime où la combinaison aérodynamique et énergétique donne la distance maximale par unité de carburant, donc un optimum de croisière.

📝 Points essentiels

• En équilibre en tangage, la portance de l’aile seule (appliquée en Pw) crée un moment qui doit être annulé par une portance/déportance du plan horizontal.
• Pw varie avec l’incidence car il dépend de la répartition de portance, alors que CG reste fixe pendant le vol considéré.
• Le HTP lift est ajusté pour équilibrer le moment de tangage en conditions stabilisées, et peut aussi être réglé pour produire le moment requis.
• Le foyer F est défini comme la position où le moment aérodynamique de tangage est nul pour l’avion sans plan horizontal, tandis que pour l’avion complet F se situe comme une barycentre entre Fw et celui de l’HTP.
• Critère statique « aft » : à la position F, le moment M0 agit avec un Cm0 constant, et la condition de stabilité impose que F soit en arrière de CG (F aft of CG).
• Différents types d’HTP existent : THS (trimable horizontal stabiliser) avec gouverne, et empennage fixe avec plage de réglage de l’angle de stabilisateur.

💡 Astuce mémo

Foyer F derrière CG = stabilité : « aft criteria » (F aft of CG).

📖 12. Stabilité longitudinale et point neutre

🔑 Notions clés & Définitions

• Point neutre : Le point neutre est la position de référence où le moment de tangage ne varie pas avec l’incidence, rendant l’avion « neutre » en rotation longitudinale.
• Cm0 : Le coefficient de moment de tangage Cm0 mesure le moment de tangage à incidence nulle, servant de base pour analyser la stabilité longitudinale.
• Cm0w : Le coefficient Cm0w correspond au moment de tangage à incidence nulle pour un avion sans portance de l’empennage, i.e. sans contribution de l’empennage.
• COC : Le COC (Cash Operating Cost) est un coût d’exploitation exprimé en termes monétaires, utilisé dans l’analyse économique des opérations.
• COG : Le COG (Centre of Gravity) désigne la position du centre de gravité, paramètre clé car il conditionne le moment aérodynamique et donc la stabilité.

📝 Points essentiels

• Le moment de tangage est caractérisé par des coefficients comme Cm0 et Cm0w, permettant de séparer les contributions de l’avion avec ou sans empennage.
• Le point neutre est associé à la condition de tangage où le moment ne change pas avec l’incidence, ce qui définit une référence de stabilité longitudinale.
• Cm0 est défini comme le coefficient de moment de tangage à incidence nulle, utile pour établir la tendance du moment autour du régime étudié.
• Cm0w représente le coefficient de moment de tangage à incidence nulle pour un avion sans portance d’empennage, isolant l’effet de la configuration « aile seule ».
• La position du centre de gravité (COG) intervient directement dans le bilan des moments et donc dans la relation entre stabilité et point neutre.

💡 Astuce mémo

Cm0 = « moment à incidence 0 » ; Cm0w = « moment à incidence 0 sans empennage » ; point neutre = « moment qui ne bouge plus quand l’incidence bouge ».

📊 Tableaux de synthèse

Classification des aéronefs (selon le mécanisme de portance)

Vitesses : rôle et lien aux mesures

⚠️ Pièges & confusions fréquents

1. Confondre altitude géopotentielle H et altitude pression Zp : Zp coïncide avec l’altitude seulement si l’atmosphère suit strictement l’ISA.
2. Croire que CAS, EAS et TAS sont identiques : le cours précise que CAS est instrumentée, EAS corrige la compressibilité, TAS est la vitesse vraie.
3. Mélanger les masses : ZFW inclut avion + charge utile mais exclut le carburant, tandis que TOW correspond au départ avec le carburant de décollage.
4. Inverser la logique iso-CAS/iso-Mach en montée : sous la croisement on maintient la CAS constante, au-dessus on maintient le Mach constant.
5. Penser que la traînée induite est négligeable en faible vitesse : elle varie comme 1/V² et devient dominante quand la vitesse diminue.
6. Utiliser q = 1/2 ρV² pour des régimes compressibles sans précaution : le cours indique que Dp = 1/2 ρV² n’est valable qu’à faible vitesse non compressible, sinon St Venant.
7. Confondre foyer (neutral point) et centre de pression Pw : Pw dépend de l’incidence, alors que le foyer F est une position de stabilité (F aft of CG).

✅ Checklist Examen

1. Identifier la classification des aéronefs (aérostats, aérodynes) et les sous-catégories (ailes fixes, ailes tournantes, sans voilure, ornithoptères) avec le principe associé.
2. Reconstituer la chaîne de masses MEW → DOW → OEW → ZFW → TOW et rappeler ce que chaque terme inclut/exclut (notamment carburant et charge utile).
3. Relier les limites structurales MsTOW et MsZFW aux masses maximales correspondantes au décollage et à carburant zéro.
4. Énoncer les définitions d’altitude pression Zp et flight level FL, puis donner l’exemple FL100 ↔ Zp = 10 000 ft ↔ p ≈ 69 700 Pa.
5. Utiliser les hypothèses/laws du modèle ISA (gaz parfait, hydrostatique/Laplace, loi de température ISA) pour relier p et l’altitude pression.
6. Calculer/estimer la variation de pression sur un intervalle bas (0 à 1000 ft) et interpréter l’ordre de grandeur donné (≈ −3,5%).
7. Définir Mach (M = V/a) et la vitesse du son a via γ et r, puis appliquer Saint-Venant pour relier pt/p à M en subsonique.
8. Expliquer le rôle de pt et p (pitot/statique) pour obtenir Mach en régime subsonique et distinguer q (pression dynamique) de Δp.
9. Donner les ordres de grandeur en croisière (M≈0,8–0,85, CL≈0,5, L/Dmax≈20, CD≈0,025) et la décomposition de la traînée (forme/frottement, induite, parasite, compressibilité).
10. Écrire la polar incompressible Cd = Cd0 + k·Cl² et relier la traînée induite à la portance (induite ↑ quand V ↓ via 1/V²).
11. Présenter la logique de la specific range SR : SR = a·M·(L/D)/(SFC·g) (forme du cours) et rappeler l’hypothèse de constance (a, M, L/D, SFC) pour la SR intégrée.
12. Décrire la propulsion par la formule de poussée (F ≈ Qj·Vj − Q·V) et les tendances : poussée max diminue avec l’altitude, SFC à minimiser.
13. Comparer turbojet et turbofan selon le principe (soufflante/double flux) et rappeler l’idée “bypass ratio” comme driver de SFC et bruit.
14. Expliquer les notions de plafond de propulsion et plafond de service : Vz = 0 pour propulsion ceiling, Vz = 300 ft/min pour service ceiling, avec l’ordre Zp1 < Zp2 < Zp3 < Zp4 et Zp4 = propulsion ceiling (dans le schéma/