Performances au décollage par températures supérieures aux valeurs « standard ».

Avec les fortes températures actuelles, les performances d’un aéronef se dégradent : distances de roulage et de décollage (passage des 15 m), taux de montée notamment.
Ce sont les effets de l’altitude-densité, la température élevée entraînant une diminution de la densité de l’air et donc moins de portance au moment où le moteur atmosphérique délivre également moins de puissance. 

Des manuels de vols proposent des abaques pour calculer l’altitude-densité. Certains
sites internet proposent des grilles de calcul en donnant l’altitude du terrain, la température extérieure, le point de rosée, la pression atmosphérique pour obtenir d’un clic l’altitude-densité.
Exemple 1
Exemple 2
Exemple 3

Il est possible également de calculer son altitude-densité. La formule suivante est à utiliser :
Densité-altitude = altitude pression + 120 fois le différentiel de température par rapport à la température dite standard.

– L’altitude-pression se lit sur votre altimètre au sol en affichant 1.013 hPa dans la fenêtre des pressions. C’est le calage QNE. Selon la pression atmosphérique du jour, vous serez au-dessus ou en-dessous de l’altitude topographique du terrain.

– Le différentiel de température est la différence entre la température extérieure (OAT ou Outside Air Temperature) et la température standard. Au niveau de la mer, celle-ci est de +15°C. Elle décroit en atmosphère standard de 6,5°C par 1.000 m environ. Par approximation, on peut retirer 2° par tranche de 1.000 ft soit :
+15°C à 0 ft
+13°C à 1.000 ft
+11°C à 2.000 ft
+9°C à 3.000 ft (en fait 8,5°C)
+7°C à 4.000 ft
+5°C à 5.000 ft
+3°C à 6.000 ft
+1°C à 7.000 ft
-1°C à 8.000 ft
-3°C à 9.000 ft
-5°C à 10.000 ft

Ainsi, si vous êtes au niveau de la mer, votre température devrait être de +15°C. Mais voilà, vague de chaleur oblige, le thermomètre affiche +35°C soit un différentiel de 20°C par rapport à la température standard (conditions ISA). L’altitude-densité devient donc :
Densité-altitude = Altitude-pression + 120 (différentiel de température),
soit DA = 0 + (120×20) = 2.400 ft.

Votre avion bien qu’au niveau de la mer (Z=0) se trouve déjà à 2.400 ft d’altitude suite à la température élevée. Ce calcul ne prend pas en compte l’humiditité relative qui dégrade encore un peu plus les performances, notamment si elle dépasse les 70%.  ♦♦♦