Module 13 : Aérodynamique, structures et systèmes des aéronefs (B2)

Module 13 : Aérodynamique, Structures et Systèmes d'Aéronefs (B2)

Aperçu du Module

Le Module 13 pour la catégorie de licence EASA Part-66 B2 couvre les systèmes fondamentaux de l'aéronef qu'un membre du personnel de certification avionique doit comprendre pour maintenir et certifier en toute sécurité les avions de transport modernes. Ce module fait le pont entre les principes aérodynamiques théoriques et les systèmes complexes et interconnectés installés sur les aéronefs contemporains. Le programme comprend la génération et la distribution d'énergie électrique, les systèmes de commandes de vol (mécaniques et fly-by-wire), les systèmes de carburant, la puissance hydraulique, les systèmes de contrôle environnemental (conditionnement d'air et pressurisation), les systèmes de communication et de navigation, ainsi que les divers systèmes d'avertissement et de protection qui assurent un fonctionnement sûr.

Pour le titulaire de licence B2, une compréhension détaillée de ces systèmes est essentielle, car les techniciens avioniques sont responsables du dépannage, des essais et de la certification des composants électroniques et électriques qui contrôlent et surveillent ces systèmes. Le niveau de connaissances requis va d'un aperçu général des systèmes mécaniques (pour comprendre leur interaction avec l'avionique) à une compréhension détaillée au niveau des composants des systèmes électroniques, des capteurs, des calculateurs et des systèmes d'affichage.

1. Systèmes d'Énergie Électrique de l'Aéronef

1.1 Génération et Distribution de Courant Continu (DC)

1.1.1 Tensions Nominales et Normes

Les systèmes électriques à courant continu des aéronefs fonctionnent à une tension nominale de 28 V DC. C'est la norme pour la plupart des aéronefs d'aviation générale et de transport. Certains aéronefs légers plus anciens peuvent utiliser un système de 14 V DC, mais le 28 V DC est devenu la norme industrielle en raison de sa capacité à fournir deux fois plus de puissance pour le même courant, réduisant ainsi le poids du câblage.

La plage de fonctionnement normale pour un système de 28 V DC est de 22 V à 30 V, 30 V étant la tension continue maximale admissible. Des tensions supérieures peuvent endommager les équipements électroniques sensibles, tandis que des tensions inférieures à 22 V peuvent provoquer le déclenchement des relais et contacteurs ou le dysfonctionnement des équipements électroniques.

1.1.2 Génératrices et Alternateurs DC

Les génératrices à courant continu produisent du courant continu par la rotation d'un induit dans un champ magnétique. La tension de sortie est régulée en contrôlant le courant d'excitation. Un régulateur de tension détecte la tension de sortie de la génératrice et ajuste le courant d'excitation pour maintenir une tension constante quelle que soit la vitesse de la génératrice ou la charge. Si la tension de sortie chute, le régulateur augmente le courant d'excitation ; si elle augmente, le régulateur diminue le courant d'excitation.

Un relais d'inversion de courant (ou sectionneur d'inversion de courant) est un dispositif de protection essentiel dans les systèmes de génératrices DC. Il déconnecte automatiquement la génératrice du bus lorsque la tension de la génératrice tombe en dessous de la tension de la batterie. Sans ce dispositif, la batterie se déchargerait à travers la génératrice, l'entraînant comme un moteur et pouvant causer des dommages graves.

Les aéronefs modernes utilisent de plus en plus des alternateurs DC avec redressement à semi-conducteurs, qui sont plus légers et plus fiables que les génératrices DC traditionnelles.

1.1.3 Systèmes de Batteries

La batterie de l'aéronef remplit plusieurs fonctions :

Les contacteurs de batterie (isolateurs) permettent au pilote ou au système électrique de déconnecter la batterie du système électrique de l'aéronef. Cela est essentiel pour la sécurité, permettant d'isoler la batterie en cas de panne ou d'incendie.

1.2 Génération et distribution de puissance en courant alternatif (AC)

1.2.1 Systèmes triphasés en courant alternatif (AC)

Les systèmes de puissance en courant alternatif (AC) des aéronefs utilisent du triphasé, 115/200 V AC à 400 Hz. Les trois phases sont séparées électriquement par 120 degrés, fournissant une distribution de puissance équilibrée. La fréquence de 400 Hz est utilisée car elle permet aux transformateurs, moteurs et autres composants magnétiques d'être nettement plus petits et plus légers que leurs équivalents à 50/60 Hz.

La relation de phase entre les trois tensions est critique :

1.2.2 Entraînements à vitesse constante (CSD) et générateurs intégrés à entraînement (IDG)

Les moteurs d'aéronefs modernes fonctionnent à des vitesses variables, mais les générateurs de courant alternatif (AC) doivent tourner à une vitesse constante pour produire une fréquence constante de 400 Hz. L'entraînement à vitesse constante (CSD) est un dispositif hydraulique-mécanique qui maintient une vitesse de sortie constante quelles que soient les variations de vitesse d'entrée provenant du moteur.

Le générateur intégré à entraînement (IDG) combine le CSD et le générateur de courant alternatif (AC) en une seule unité compacte. L'IDG est monté directement sur la boîte de vitesses d'accessoires du moteur et contient :

1.2.3 Régulation de tension et commande du générateur

L'unité de commande du générateur (GCU) remplit plusieurs fonctions :

1.2.4 Unités de transformation-redressement (TRU)

Les unités de transformation-redressement (TRU) convertissent la puissance en courant alternatif (AC) en puissance en courant continu (DC). Une TRU abaisse la tension de 115 V AC à environ 28 V AC à l'aide d'un transformateur, puis la redresse à l'aide de diodes à semi-conducteurs pour produire du 28 V DC. Les TRU sont utilisées pour alimenter les bus en courant continu (DC) à partir du système de génération en courant alternatif (AC), éliminant ainsi le besoin de générateurs de courant continu (DC) séparés.

1.2.5 Onduleurs statiques

Un onduleur statique utilise de l'électronique à semi-conducteurs pour convertir la puissance en courant continu (DC) (par exemple, 28 V DC) en puissance en courant alternatif (AC) (par exemple, 115 V AC, 400 Hz). Les onduleurs statiques sont utilisés pour fournir de la puissance en courant alternatif (AC) aux charges qui en ont besoin lorsque la génération principale de courant alternatif (AC) n'est pas disponible, ou dans les aéronefs plus petits qui n'ont pas de générateurs de courant alternatif (AC) entraînés par moteur.

1.2.6 Autotransformateurs

Un autotransformateur possède un enroulement continu unique avec des prises à différents points pour fournir une transformation de tension. Contrairement à un transformateur conventionnel, il n'y a pas d'isolation électrique entre le primaire et le secondaire. Les autotransformateurs sont utilisés dans les systèmes de courant alternatif (AC) des aéronefs pour fournir un niveau de tension différent (par exemple, 115 V à 26 V) sans le poids d'un transformateur entièrement isolé.

1.3 Distribution et protection électriques#### 1.3.1 Barres omnibus et contacteurs de couplage de barres

Une barre omnibus électrique est un point de distribution commun qui alimente différents circuits dérivés. Les aéronefs disposent généralement de plusieurs barres omnibus :

Un contacteur de couplage de barres (BTC) permet de connecter deux barres omnibus électriques distinctes, permettant le transfert de puissance d'une source à une autre en fonctionnement normal ou en cas de panne de générateur. Par exemple, si le générateur gauche tombe en panne, la barre omnibus principale gauche peut être alimentée par le générateur droit via le contacteur de couplage de barres.

1.3.2 Dispositifs de protection des circuits

Les disjoncteurs sont des dispositifs de protection qui interrompent un flux de courant excessif pour éviter d'endommager le câblage et les composants. Ils sont réarmables et sont généralement situés dans le poste de pilotage ou dans un compartiment d'équipements électriques. Les disjoncteurs sont calibrés en fonction de leur capacité de courant et de leurs caractéristiques de déclenchement.

Les limiteurs de courant sont des dispositifs de protection qui limitent le flux de courant à un niveau sûr. Ils sont généralement utilisés dans les circuits à courant élevé où un disjoncteur conventionnel serait peu pratique. Les limiteurs de courant sont souvent non réarmables et doivent être remplacés après activation.

Les fusibles sont des dispositifs de protection à usage unique qui fondent lorsqu'un courant excessif circule. Ils sont moins courants dans les aéronefs modernes mais peuvent être présents dans certains modèles plus anciens ou pour des applications spécifiques.

1.3.3 Délestage de charge

Le délestage de charge est une fonction de contrôle qui déconnecte les charges non essentielles afin de préserver l'alimentation des systèmes critiques lorsque la capacité de génération est réduite. Lorsqu'un générateur tombe en panne, le système électrique délester automatiquement les charges selon une séquence prédéterminée :

1.3.4 Alimentation externe

La prise d'alimentation externe permet aux groupes de puissance au sol (GPU) de fournir de l'énergie électrique à l'aéronef, réduisant ainsi la nécessité de faire fonctionner l'APU ou les moteurs pour les opérations de maintenance et au sol. L'alimentation externe est typiquement de 115/200 V AC, 400 Hz, ou 28 V DC.

1.4 Systèmes d'alimentation de secours

1.4.1 Éolienne de secours (RAT)

L'éolienne de secours (RAT) est une petite turbine qui se déploie dans le flux d'air en cas d'urgence pour générer de l'énergie hydraulique ou électrique. La RAT assure le fonctionnement continu des instruments de vol critiques et des commandes de vol en cas de perte totale de la génération entraînée par les moteurs. La RAT est généralement déployée automatiquement ou manuellement et fournit de l'énergie pour :

1.4.2 Générateur APU

Le générateur de l'unité de puissance auxiliaire (APU) peut fournir de l'énergie électrique si les générateurs principaux des moteurs tombent en panne ou pour les opérations au sol sans alimentation externe. Le générateur APU a généralement une capacité similaire à celle des générateurs principaux des moteurs et peut alimenter l'ensemble du système électrique de l'aéronef.

1.5 Annonciations du système électrique- **GEN OFF / GEN FAIL** : Indique que le générateur ne fournit pas de puissance au bus, souvent en raison d'un défaut ou d'une déconnexion manuelle

2. Systèmes de données aérodynamiques et instruments de vol

2.1 Système pitot-statique

Le système pitot-statique est fondamental pour le fonctionnement des instruments de données aérodynamiques. Il fournit la pression pitot (de refoulement) et la pression statique aux calculateurs de données aérodynamiques et aux instruments.

2.1.1 Modules de données aérodynamiques (ADM)

Les modules de données aérodynamiques (ADM) sont des capteurs intelligents qui convertissent les pressions pitot et statiques en données numériques pour les calculateurs de données aérodynamiques et d'autres systèmes. Les ADM contiennent :

Les ADM sont généralement montés à proximité des sondes pitot/statiques afin de minimiser la longueur des lignes pneumatiques et d'améliorer la précision.

2.1.2 Calculateur de données aérodynamiques (ADC)

Le calculateur de données aérodynamiques (ADC) reçoit les pressions pitot et statiques et calcule :

2.1.3 Test d'étanchéité du système pitot-statique

Les tests d'étanchéité du système pitot-statique sont effectués pour détecter les fuites qui provoqueraient des lectures erronées des instruments. Une fuite dans le système statique permet à la pression ambiante d'entrer, provoquant des lectures de pression statique incorrectes et donc des indications erronées d'altitude et de vitesse.

Limites typiques des tests d'étanchéité (variables selon l'aéronef) :

Le test est effectué en appliquant un vide au système statique ou une pression au système pitot et en surveillant le taux de décroissance.

2.2 Systèmes d'angle d'attaque (AoA)

L'angle d'attaque est l'angle entre la corde de l'aile et le flux d'air relatif. L'indicateur d'angle d'attaque affiche cette valeur au pilote.

Le système d'avertissement de décrochage utilise les entrées de l'AoA pour déterminer quand l'aéronef approche d'une condition de décrochage. Le capteur principal est une girouette AoA montée sur le fuselage, qui détecte la direction du flux d'air local. Le calculateur d'avertissement de décrochage compare l'angle de la girouette locale à l'axe longitudinal de l'aéronef pour dériver l'angle d'attaque réel et déclenche l'avertissement lorsqu'un seuil prédéterminé est dépassé.

La girouette AoA doit être vérifiée pour la liberté de mouvement et l'alignement correct lors de la maintenance. Une girouette rigide ou mal alignée ne bougerait pas librement, ne déclenchant pas l'avertissement à l'angle d'attaque correct.

2.3 Systèmes de référence inertielle (IRS)

2.3.1 Mode d'alignementLe **système de référence inertielle (IRS)** doit être aligné au sol avant le vol afin d'établir un référentiel. Pendant l'alignement :

L'alignement inertiel nécessite que les gyroscopes détectent la rotation de la Terre et la gravité. Si les gyroscopes sont défectueux, l'alignement échouera. Le GPS n'est pas requis pour l'alignement initial, bien qu'il puisse y contribuer. Les ADIRU modernes peuvent s'auto-niveler et ne nécessitent pas que l'avion soit parfaitement de niveau.

2.3.2 Unité de référence inertielle et de données aérodynamiques (ADIRU)

L'ADIRU combine les fonctions de données aérodynamiques et de référence inertielle dans une seule unité. Elle fournit :

L'ADIRU fournit des données à plusieurs systèmes, notamment les écrans EFIS, le système de gestion de vol, le pilote automatique et les calculateurs de commandes de vol.

2.4 Système d'instruments de vol électroniques (EFIS)

2.4.1 Écran de visualisation principal (PFD)

Le PFD affiche les informations de vol critiques :

2.4.2 Générateurs de symboles

Le générateur de symboles reçoit les données de divers systèmes et crée la représentation visuelle (symboles, texte et graphiques) sur les écrans. C'est un composant essentiel de l'EFIS, convertissant les données numériques en signaux vidéo pour l'affichage.

2.4.3 Modes de secours

Si l'AHRS tombe en panne, le PFD dispose d'un mode de secours qui peut utiliser les données du système d'instruments de secours intégré (ISIS), qui contient sa propre AHRS et ses propres capteurs de données aérodynamiques, afin de continuer à afficher les informations de vol critiques.

L'ISIS est conçu pour être indépendant du système électrique principal de l'avion, avec sa propre batterie interne fournissant l'alimentation en cas de panne électrique totale.

2.5 Enregistreur de données de vol (FDR)

L'enregistreur de données de vol (FDR) enregistre un ensemble spécifique de paramètres pour l'enquête sur les accidents. L'unité d'acquisition de données de vol (FDAU) collecte et numérise les données de divers capteurs et les envoie au FDR.

Des contrôles de sous-plage et de sur-plage sont effectués pour garantir que les capteurs et le système d'enregistrement fonctionnent correctement et n'enregistrent pas de valeurs hors limites. Si un paramètre est manquant, la panne pourrait provenir du capteur, du bus de données, de l'unité d'acquisition ou du FDR lui-même. Une approche systématique commence par vérifier que les données sources sont présentes à l'entrée du FDR.

3. Systèmes de commandes de vol

3.1 Systèmes de commandes de vol mécaniques

3.1.1 Équilibrage des gouvernes

L'équilibrage aérodynamique réduit l'effort de commande requis par le pilote. Une gouverne de compensation qui se braque dans le sens opposé à la gouverne principale (par exemple, l'aileron) produit une force aérodynamique qui aide à déplacer la gouverne. C'est une forme d'équilibrage aérodynamique.

3.1.2 Systèmes de compensation

Les gouvernes de compensation sont utilisées pour soulager les efforts de commande en vol stabilisé. La gouverne de compensation d'aileron est braquée dans la direction opposée au mouvement de l'aileron afin d'aider le pilote à déplacer la gouverne.

3.2 Systèmes Fly-by-Wire (FBW)

3.2.1 Principes de fonctionnementDans un système **fly-by-wire**, le mini-manche latéral du pilote envoie des signaux électriques aux **Calculateurs de Commandes de Vol (FCCs)**. Il n'existe aucun lien mécanique direct avec les surfaces de commande. Les FCCs traitent les entrées du pilote et les données d'état de l'avion pour commander les vérins hydrauliques qui actionnent les surfaces de commande.

3.2.2 Redondance et Dissemblance

Des FCCs redondants et dissemblables sont utilisés pour garantir qu'une seule panne matérielle ou logicielle ne puisse pas provoquer une perte totale des commandes de vol. Si un calculateur tombe en panne, le(s) autre(s) continue(nt) à commander les vérins sans interruption, maintenant ainsi le comportement normal de l'avion. Il n'existe aucune réversion mécanique dans un système fly-by-wire pur.

3.2.3 Systèmes de Ressenti

Dans les systèmes fly-by-wire, il n'existe aucun lien mécanique direct avec les surfaces de commande, de sorte que le pilote ne ressent aucun retour aérodynamique. Le système de ressenti fournit une force artificielle au mini-manche ou au volant pour donner au pilote une sensation d'autorité de commande.

3.3 Systèmes de Pilote Automatique

3.3.1 Mode Commande par Volant (CWS)

En mode CWS, le pilote peut déplacer les commandes, et le pilote automatique suit, fournissant une assistance et maintenant la nouvelle assiette lorsque le pilote relâche les commandes. C'est un mode "mains sur les commandes" où le pilote reste dans la boucle de contrôle.

3.3.2 Panneau de Contrôle des Modes (MCP)

Le Panneau de Contrôle des Modes (MCP) est l'interface pilote pour le système pilote automatique/directeur de vol. Il contient des boutons et des molettes pour sélectionner les modes et régler les cibles (cap, altitude, vitesse, vitesse verticale, etc.).

3.3.3 Gain et Stabilité

L'oscillation dans un axe contrôlé par le pilote automatique est un signe classique de gain excessif dans la boucle de contrôle. Le pilote automatique sur-corrige, entraînant une oscillation continue. Un servomoteur de compensation hors service provoquerait un symptôme différent, tel qu'un décalage constant d'assiette à piquer ou à cabrer.

3.3.4 Déconnexion du Pilote Automatique

Les systèmes de pilote automatique dépendent des données anémométriques (vitesse anémométrique, altitude) et des données inertielles. Des entrées erronées peuvent provoquer la déconnexion du pilote automatique afin de prévenir un contrôle dangereux.

3.4 Amortisseur de Lacet

L'amortisseur de lacet déplace automatiquement la gouverne de direction pour amortir le roulis hollandais, un mouvement oscillatoire combinant lacet et roulis. Cela améliore le confort des passagers et la stabilité de l'avion. L'amortisseur de lacet utilise un capteur de vitesse de lacet pour détecter l'oscillation et commande la gouverne de direction pour la contrer.

3.5 Systèmes d'Avertissement de Décrochage

Le secoueur de manche est un dispositif mécanique qui fait vibrer la colonne de commande pour avertir le pilote d'un décrochage imminent. C'est un élément clé du système d'avertissement de décrochage.

Le système d'avertissement de décrochage repose principalement sur les entrées AoA. Une alarme sonore erronée en vol normal est généralement causée par une girouette AoA défectueuse ou par un traitement erroné de son signal.

4. Systèmes de Puissance Hydraulique

4.1 Composants du Système

4.1.1 Pompes à Cylindrée Variable

Une pompe à cylindrée variable utilise un plateau cyclique pour faire varier le débit de la pompe. Le compensateur de pression détecte la pression du système et ajuste l'angle du plateau cyclique de la pompe pour maintenir la pression dans une bande morte, réduisant le débit lorsque la demande est faible. Cela permet :

4.1.2 Soupapes de Limitation de Pression

La soupape de limitation de pression est un dispositif de sécurité qui s'ouvre à une pression prédéfinie pour éviter d'endommager le système. Elle protège le système contre les surpressions causées par :

4.2 Vérins HydrauliquesLes actionneurs hydrauliques convertissent la pression hydraulique en force mécanique. Ils sont utilisés pour :

5. Systèmes de train d'atterrissage

5.1 Sortie et rentrée

Les systèmes de train d'atterrissage utilisent des actionneurs hydrauliques pour la sortie et la rentrée. Le système comprend :

5.2 Système anti-patinage

Le système anti-patinage empêche le blocage des roues lors du freinage. Il repose sur des capteurs de vitesse de roue pour détecter les conditions de patinage imminent. Si un capteur tombe en panne, le système signalera généralement une condition inopérante et allumera le voyant d'avertissement.

6. Systèmes de carburant

6.1 Réservoirs et pompes à carburant

6.1.1 Pompes de gavage

Les pompes de gavage sont situées dans les réservoirs de carburant et assurent une alimentation continue en carburant sous pression vers la pompe à carburant du moteur, empêchant la cavitation et garantissant un fonctionnement fiable du moteur.

6.1.2 Vannes de transfert croisé

La vanne de transfert croisé permet à chaque moteur d'être alimenté depuis n'importe quel réservoir, offrant flexibilité et redondance dans la gestion du carburant. Ceci est essentiel pour :

6.2 Système d'indication de quantité de carburant (FQIS)

6.2.1 Sondes capacitives

Le FQIS utilise des sondes capacitives dans les réservoirs de carburant pour mesurer le niveau de carburant. La capacitance de la sonde change avec le niveau de carburant, car le carburant a une constante diélectrique différente de celle de l'air.

6.2.2 Sondes de compensation

La sonde de compensation est utilisée pour corriger les variations de la constante diélectrique du carburant (qui varie selon le type de carburant et la température). Si elle tombe en panne, le système peut ne pas compenser correctement, entraînant des lectures inexactes.

6.2.3 Conditions de défaut

Un court-circuit ou de l'humidité dans le câblage de la sonde peut provoquer une lecture élevée erronée. Un compensateur défectueux est une cause classique de lectures FQIS erronées.

6.2.4 Test de capacitance

Les testeurs de capacitance simulent les niveaux de carburant en appliquant une capacitance connue au calculateur FQIS et en vérifiant la quantité indiquée. Il s'agit d'une procédure de test standard.

7. Conditionnement d'air et pressurisation

7.1 Système d'air de prélèvement

7.1.1 Sources d'air de prélèvement

L'air de prélèvement est extrait des étages du compresseur du moteur ou de l'APU. Il est utilisé pour :

7.1.2 Prérefroidisseur

L'échangeur de chaleur du prérefroidisseur réduit la température de l'air de prélèvement à un niveau sûr pour les systèmes en aval, en particulier le pack de conditionnement d'air. Il utilise l'air de soufflante ou l'air dynamique comme fluide de refroidissement.

7.1.3 Clapets anti-retour

Les clapets anti-retour sont des vannes unidirectionnelles qui empêchent l'air de prélèvement de refluer vers une source en panne ou à pression inférieure, garantissant l'intégrité du système.

7.2 Machine à cycle d'air (ACM)La **machine à air conditionné (ACM)** constitue le cœur du pack de conditionnement d'air. Elle utilise un compresseur, une turbine et des échangeurs de chaleur pour refroidir et déshumidifier l'air de prélèvement. L'ACM fonctionne selon le cycle de Brayton inversé :

7.3 Séparateurs d'eau

Le séparateur d'eau élimine l'humidité qui se condense lorsque l'air est refroidi dans l'ACM. Cela évite la formation de buée et l'infiltration d'eau dans la cabine. Le séparateur d'eau utilise généralement un principe de cyclone ou de coalesceur.

7.4 Pressurisation de la cabine

7.4.1 Contrôle de la pressurisation

Le régulateur de pression cabine maintient l'altitude cabine dans des limites acceptables. À mesure que l'altitude de l'avion augmente, la pression ambiante diminue. Pour éviter que la pression différentielle ne dépasse la limite structurelle, le régulateur doit permettre à l'altitude cabine d'augmenter (c'est-à-dire à la pression cabine de diminuer) tout en restant à ou en dessous de la pression différentielle maximale certifiée.

7.4.2 Vanne de sortie

La vanne de sortie régule la pression cabine en contrôlant le débit d'air qui sort de la cabine. Si la vanne de sortie est bloquée en position complètement ouverte, la cabine ne peut pas se pressuriser.

7.4.3 Vanne de sécurité

La vanne de sécurité est un dispositif de décharge de pression qui s'ouvre si la pression cabine dépasse une limite prédéfinie, évitant ainsi des dommages structurels.

7.5 Chauffage du pare-brise

Le système de chauffage du pare-brise utilise un revêtement conducteur sur le pare-brise. L'intensité du courant à une tension donnée indique la résistance du revêtement. Une intensité de courant inférieure à celle attendue indique une résistance plus élevée, souvent causée par un endommagement du revêtement conducteur, ce qui réduit l'effet de chauffage.

7.6 Anti-givrage moteur

L'anti-givrage moteur utilise l'air de prélèvement pour chauffer le capot d'entrée du moteur. Cet air de prélèvement est extrait du moteur, ce qui entraîne une légère diminution des performances du moteur. Pour maintenir la poussée sélectionnée, l'unité de contrôle de carburant du moteur augmentera le débit de carburant. Une indication typique d'un fonctionnement correct est une augmentation du débit de carburant lorsque le système est sélectionné sur ON.

8. Systèmes de communication et de navigation

8.1 Systèmes de communication

8.1.1 Émetteurs-récepteurs VHF

Les émetteurs-récepteurs de communication VHF fonctionnent dans la plage de 118 à 137 MHz. Un scénario de panne typique : l'émetteur-récepteur reçoit mais n'émet pas. Si le microphone et l'interrupteur PTT sont vérifiés comme fonctionnels, la panne se situe dans la chaîne d'émission. Le circuit émetteur à l'intérieur de l'émetteur-récepteur, ou le coupleur d'antenne (s'il est utilisé), sont des points de défaillance courants.

8.1.2 Interphone de cabine et système de sonorisation passagers

Le système d'interphone de cabine permet la communication entre les membres d'équipage. Le système de sonorisation passagers (PA) utilise un amplificateur séparé pour alimenter les haut-parleurs de la cabine. Si l'interphone d'équipage fonctionne mais que le système PA ne fonctionne pas, l'amplificateur est probablement défectueux.

8.1.3 Émetteur de localisation d'urgence (ELT)

Les ELT disposent d'un mode test qui émet un signal court pour vérifier leur fonctionnement. Le test doit être bref et effectué conformément au manuel d'entretien avion (AMM) afin d'éviter de déclencher un véritable signal de détresse.

8.2 Systèmes de navigation

8.2.1 Radiocompas (ADF)L'ADF fonctionne dans la plage de 190-1750 kHz et reçoit des signaux de radiophares non directionnels (NDB). L'aiguille de l'ADF indique le relèvement vers la station NDB sélectionnée. Le bon fonctionnement est confirmé lorsque l'aiguille pointe vers le relèvement de la station connue.

8.2.2 Système d'atterrissage aux instruments (ILS)

L'ILS fournit des indications d'approche de précision. Le localizer fournit des indications latérales, et le glide path fournit des indications verticales. Si un signal d'essai ne contient que des informations du localizer, le récepteur du glide path ne recevra pas de signal valide, et l'indicateur de déviation du glide path affichera une déviation à pleine échelle (ou un drapeau « off »).

8.2.3 Radar météorologique

Le système de radar météorologique utilise une unité émettrice/réceptrice et une antenne stabilisée. Le balayage de l'antenne est contrôlé par un moteur d'entraînement. Si l'antenne ne bouge pas, le moteur ou son circuit de commande est probablement défectueux.

Le système d'inclinaison est un servomécanisme en boucle fermée. Si le moteur reçoit de l'alimentation et des signaux mais ne bouge pas, un potentiomètre de retour défectueux peut rendre la boucle d'asservissement instable ou sans réponse, car le système ne peut pas détecter la position de l'antenne.

Si le système réussit son autotest mais n'affiche aucun retour, le radar peut être en mode veille, ce qui empêche l'émission.

8.2.4 Système d'alerte de trafic et d'évitement de collision (TCAS)

L'autotest du TCAS est conçu pour vérifier les circuits internes du système et la capacité du transpondeur à répondre. Pendant le test, le TCAS envoie une interrogation interne et le transpondeur répond, ce qui fait partie normale de la séquence d'autotest. Ceci est indépendant du réglage de mode du transpondeur, car le test est interne.

Un autotest TCAS réussi comprend généralement une indication visuelle et sonore.

8.3 Systèmes d'avertissement

8.3.1 Système d'avertissement de proximité du sol (GPWS)

L'autotest du GPWS vérifie la logique interne de l'ordinateur et confirme que les sorties d'avertissement (visuelles et sonores) fonctionnent. Il ne nécessite pas de lecture valide du radioaltimètre, et ne teste pas les fonctions de calcul par rapport au terrain.

Le mode 4 du GPWS fournit un avertissement lorsque l'avion est trop proche du terrain avec un taux de rapprochement excessif.

8.3.2 Systèmes de détection d'incendie

Dans un système de détection d'incendie à boucle continue, la résistance du capteur change avec la température. Un court-circuit (faible résistance) est interprété comme une condition de feu ou de surchauffe.

L'interrupteur de test simule une condition de feu en appliquant un signal de test à la boucle. Si la boucle est court-circuitée à la masse, l'unité de commande peut ne pas répondre correctement au signal de test, ne parvenant pas à activer l'alarme.

8.3.3 Systèmes d'avertissement sonores

L'avertissement « train non sorti » est déclenché par les capteurs de position du train d'atterrissage. Si un capteur est défectueux, il peut ne pas signaler la position sortie, provoquant un faux avertissement.

9. Systèmes de gestion de vol

9.1 Calculateur de gestion de vol (FMC)

Le calculateur de gestion de vol (FMC) intègre les capteurs de navigation, les données du plan de vol et les performances de l'avion pour fournir des indications et des prévisions. C'est un composant central du système de gestion de vol.

9.2 Base de données de navigation

La base de données de navigation est un composant clé du FMS, contenant les informations de route nécessaires au FMS pour calculer un plan de vol et fournir des indications. La base de données contient :

9.3 Calculateur de maintenance central (CMC)Le **Calculateur Central de Maintenance (CMC)** collecte les données BITE provenant de divers systèmes, permettant à la maintenance d'identifier rapidement les LRU défaillants et d'exécuter des tests. C'est un outil de diagnostic, et non un système de commandes de vol ou de données de vol.

10. Systèmes Moteurs

10.1 FADEC/EEC

Le FADEC (Commande Numérique Moteur à Pleine Autorité) ou EEC (Commande Électronique du Moteur) surveille et contrôle en continu les paramètres moteur tels que le débit de carburant, la vitesse du compresseur et les températures afin de garantir un fonctionnement sûr et efficace. Le FADEC :

11. Cadre Réglementaire et Pratiques de Maintenance

11.1 Exigences Part-66

La Part-66.A.25 spécifie qu'un candidat à une Licence de Maintenance Aéronautique doit être âgé d'au moins 18 ans.

11.2 Données de Maintenance

La maintenance doit être effectuée conformément aux données approuvées. Si une tâche ne figure pas dans la MAM (AMM) ou dans d'autres documents approuvés, elle ne peut pas être effectuée. Le technicien doit signaler le problème afin que les données appropriées puissent être obtenues ou que la tâche puisse être correctement planifiée. (Référence : Part-145.A.45, Données de Maintenance)

11.3 Portée B1 vs B2

La licence B2 (Avionique) couvre les systèmes électroniques et électriques, tandis que la B1 (Mécanique) couvre les systèmes mécaniques (moteurs, cellule, train d'atterrissage). Le FMC est un système informatique avionique de base. Le dépannage et son remplacement relèvent entièrement du domaine avionique B2.

12. Relations Courantes Entre les Concepts

12.1 Interdépendances des Systèmes

12.2 Chemin Capteur vers Affichage

Capteurs (pitot/statique, girouettes AoA, sondes de température) → ADM/transducteurs → Calculateurs de données aérodynamiques → Processeurs d'affichage/générateurs de symboles → Affichages PFD/ND.

12.3 Logique d'Isolement de Panne

Lors du dépannage, suivez une approche systématique :

13. Points d'Attention Typiques pour l'Examen

13.1 Systèmes Électriques

13.2 Données Aérodynamiques et Instruments

13.4 Systèmes de carburant

13.5 Systèmes hydrauliques

13.6 Conditionnement d'air et pressurisation

13.7 Communication et navigation

13.8 Systèmes d'avertissement

13.9 Réglementation

14. Formules et valeurs clés

15. Conclusion

Le Module 13 pour la licence B2 englobe un large éventail de systèmes d'aéronefs avec un accent sur les aspects électroniques et électriques. Le personnel de certification B2 doit comprendre non seulement les systèmes individuels, mais aussi leurs interconnexions et dépendances. Une approche systématique du dépannage, la familiarité avec les procédures BITE et d'auto-test, ainsi qu'une compréhension approfondie du cadre réglementaire sont essentielles pour une pratique de maintenance sûre et efficace.

Les domaines de connaissances couverts dans ce module constituent la base des compétences pratiques requises dans les activités de maintenance quotidiennes, des tests fonctionnels de routine à l'isolation de pannes complexes. La maîtrise de ces concepts garantit que le personnel de certification B2 peut certifier en toute sécurité les systèmes d'aéronefs et maintenir les normes les plus élevées de navigabilité.