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L'altitude et la vitesse en aéronautique sont définies à partir desinstruments barométrique et anémobarométrique disponible à bord des avions. L'altitude est mésuré à partir de la pression atmosphèrique, soit en prenant comme référence la pression de l'aérodrome ou lemodèle d'atmosphère standard (ou ISA pourInternational Standard Atmosphere). La vitesse d'un avion est mesuré par rapport au flux d'air, on parle de vitesse air ou par rapport au sol, on parle alors de vitesse sol.

La densité du trafic aérien ayant conduit à définir des règles où l'altitude d'un aéronef est devenu un des paramètres essentiel à connaître, il a fallu réaliser un appareil permettant une mesure directe de distance avec la précision requise par les règles de la circulation aérienne. En dehors de certains équipements permettant de mesurer une distance verticale et équipant seulement certains types d'aéronefs le choix s'est orienté vers la mesure directe d'un paramètre physique disponible autour de l'avion : lapression atmosphérique.

Dans le Système international, l'unité de pression est lepascal qui correspond à une force de 1newton appliquée sur une surface de 1 mètre carré. L'équivalent de la pression atmosphérique, soit environ 10newtons par centimètre carré, correspond alors à une pression de100 000 Pa. En aéronautique, on utilise un multiple du pascal correspondant à100 Pa (100 pascals) et que l'on nomme l'hectopascal (symbole : hPa).

La pression atmosphérique au niveau de la mer est alors égale à environ1 000 hPa. La correspondance avec le millibar (mbar) est directe :1 mbar =1 hPa. Depuis le1^er janvier 1986 on n'utilise plus le millibar en aéronautique mais l'hectopascal.

L'unité millimètre de mercure (mmHg) utilisée depuis 1643 et son équivalent anglo-saxon le pouce de mercure (inHg) ont avec l'hectopascal les correspondances suivantes :

1 000 hPa =750 mmHg = 29,54 inHg

Si on s'élève dans l'atmosphère, la pression diminue. Ainsi :

• au niveau de la mer et jusqu'à environ 2 000 ft (610 m) une baisse de1 hPa correspond à une élévation d'environ 8,50 m ou 28 ft,
• vers 3 300 ft (1 006 m) cette variation est de l'ordre de 30 ft hPa⁻¹
• à 10 000 ft (3 048 m) elle est de 37 ft hPa⁻¹
• à 30 000 ft (9 144 m) elle devient égale à 81 ft hPa⁻¹.

En un même lieu, la pression atmosphérique peut varier dans la journée avec une faible amplitude (±1 hPa) et de manière périodique sans changement significatif de la météorologie locale.

Elle peut également subir des variations irrégulières et de forte amplitude (±10 hPa) généralement accompagnées d'un changement de la météorologie locale, comme des passages pluvieux.

Ainsi, si la pression atmosphérique subit des variations importantes en un lieu donné, il semble difficile voire impossible de vouloir lier l'altitude et la pression atmosphérique.

C'est pourtant possible à partir du concept d'atmosphère-type (Atmosphère normalisée) ou ISA qui définit une valeur de pression et de température au niveau de la mer associées à une convention de décroissance de la température en fonction de l'altitude. Les lois de la physique appliquée avec ces critères donnent la loi de décroissance de la pression atmosphérique, appelée loi de Laplace, en fonction de l'altitude. A une altitude donnée correspond alors une pression atmosphérique.

Cette relation entre l'altitude et la pression, en atmosphère-type (Atmosphère normalisée) ou ISA, permet de définir le concept d'altitude-pression qui associe à une mesure de pression en atmosphère réelle une altitude en atmosphère-type.

Le taux d'accroissement de l'altitude en fonction de la pression qui n'est pas constante en atmosphère-type comme en atmosphère réelle, il vaut 27,31 ft au niveau de la mer et varie rapidement avec l'altitude, n'a pu être pris en compte que très récemment par les altimètres modernes possédant des centrales anémo-barométriques capables de calculs numériques. Les altimètres anéroïdes classiques (mécaniques) ont un taux d'accroissement constant de 27,31 ft par hPa sur toute leur plage d'affichage.

Cette linéarité du taux d'accroissement de « l'altitude affichée » en fonction de la « pression mesurée » va limiter la plage de décalage de l'échelle d'altitude entre des valeurs proches de1 013,25 hPa. Afin de rendre l'erreur d'altitude négligeable ces valeurs s'étendent généralement entre950 hPa et1050 hPa ce qui correspond à une variation d'altitude en atmosphère-type de-1000 ft à+1800 ft.

La coexistence d'altimètres classiques à taux d'accroissement constant et d'altimètres modernes prenant en compte le taux d'accroissement réel de l'altitude en fonction de la pression ne pose pas de problème de sécurité quand ils sont tous réglés sur1 013,25 hPa dans le cadre des vols en croisière ou leniveau de vol est requis.

L'exploitation de la mesure de la pression atmosphérique en un lieu, associée ou non à la mesure de la température de l'air ambiant en ce même lieu, conduit à la définition de l'altitude barométrique (ou altitude-pression) et de l'altitude densité.

L'altitude barométrique (ou altitude-pression) est l'altitude déduite en ne prenant que lapression statique entourant l'aéronef comme paramètre.

Dans latroposphère, entre 0 et 11 km d'altitude, l'altitude barométrique peut être donnée par la formule suivante :

${\displaystyle Z=\frac{T_0}{\delta T}\times \left[1-{\left(\frac{P_S}{P_0}\right)}^{\frac{R\times \delta T}{M\times g_0}}\right]}$

• ${\displaystyle Z}$ est l'altitude barométrique ;
• ${\displaystyle P_S}$ est lapression statique ;
• Les autres paramètres sont décrits dans la sectionParamètres d'élaboration.

Si on est enatmosphère standard, l'altitude-pression est égale à l'altitude géopotentielle.

Si on considère que${\displaystyle P_S}$ est exprimée en « hPa » et${\displaystyle Z}$ est exprimée en « ft », la formule approchée est :

${\displaystyle Z\approx 145442,15627\times \left[1-{\left(\frac{P_S}{1013,25}\right)}^{0,19035}\right]}$

L'altitude densité est l'altitude d'un lieu pour laquelle la densité réelle serait égale à la densité théorique enatmosphère standard (ce qui n'est jamais le cas dans le monde réel). Cette notion a une grande importance car elle explique une grande partie des variations de performances des avions à motopropulseurs et à turbopropulseurs.

La densité de l'air en un lieu est le rapport de lamasse volumique en ce lieu à sa masse volumique en atmosphère-type au niveau de la mer. Ce rapport peut être exprimé en fonction de lapression et de latempérature statique en appliquant l'équation d'état des gaz parfaits au niveau de la mer en atmosphère-type et au lieu considéré en atmosphère réelle afin d'éliminer${\displaystyle R_S=287,053\mathrm{J}\cdot {\mathrm{K}}^{-1}\cdot \mathrm{k}{\mathrm{g}}^{-1}}$.

Dans latroposphère, entre 0 et 11 km d'altitude, l'altitude densité peut être donnée par la formule suivante :

${\displaystyle DA=\frac{T_0}{\delta T}\times \left[1-{\left(\frac{P_S/P_0}{T_S/T_0}\right)}^{\frac{R\times \delta T}{M\times g_0-R\times \delta T}}\right]}$

• ${\displaystyle DA}$ est l'altitude densité ;
• ${\displaystyle P_S}$ est lapression statique ;
• ${\displaystyle T_S}$ est latempérature statique ;
• Les autres paramètres sont décrits dans la sectionParamètres d'élaboration.

Si on considère que${\displaystyle P_S}$ est exprimée en « hPa »,${\displaystyle T_S}$ est exprimée en « °C » et${\displaystyle DA}$ est exprimée en « ft », la formule approchée est :

${\displaystyle DA\approx 145442,15627\times \left[1-{\left(0,28438\times \frac{P_S}{(T_S+273,15)}\right)}^{0,23511}\right]}$

La pression atmosphérique mesurée par un altimètre à capsules anéroïdes est convertie en altitude selon la loi de décroissance de la pression en fonction de l'altitude utilisée en atmosphère-type. La pression au niveau de la mer prise à la verticale du lieu où se situe l'altimètre étant rarement égale à1 013,25 hPa cela peut induire un écart significatif entre l'altitude indiquée par l'altimètre et l'altitude réelle.

La méthode choisie consiste à recaler l'échelle d'altitude de l'altimètre en fonction de la pression réellement observée en des lieux dont l'altitude est connue. Le principe utilisé consiste à rendre mobile l'échelle des altitudes par rapport à l'échelle des pressions.

Suivant les conditions de vol, il est possible de caler un altimètre pour qu'il indique :

• une hauteur ;
• une altitude ;
• un niveau de vol.

Le calage indiquant une hauteur, appelé QFE, n'est plus utilisé que dans l'environnement du circuit d'aérodrome pour les procédures d'approche et d'atterrissage où certaines hauteurs doivent être respectées dans les différentes phases du vol.

Le calage indiquant une altitude par rapport au niveau de la mer à la verticale du lieu où se trouve l'avion est appeléQNH. Il est utilisé en croisière dans les basses couches pour franchir des obstacles et peut aussi être utilisé en lieu et place du QFE dans les procédures d'approche et d'atterrissage, surtout en montagne.

Le calage indiquant un niveau de vol fait référence à la surface invisible où règne la pression de1 013,25 hPa. Ce calage n'a aucun rapport direct avec les obstacles au sol mais permet à des aéronefs volant à des altitudes indiquées différentes de rester avec le même écart d'altitude en se croisant.

On appelle « niveau de vol » le nombre exprimant en centaines de ft l'indication d'un altimètre calé sur1 013,25 hPa. Si un altimètre calé sur1 013,25 hPa indique 6 000 ft, cela signifie que l'avion vole au « niveau 60 ».

La mesure d'altitude est entachée par deux types d'erreur inhérentes, l'une à la méthode de mesure par baromètre anéroïde et l'autre au principe de correspondance entre pression et altitude.

• La première, appelée « erreur instrumentale » est due au fait que le baromètre anéroïde est un appareil ni précis, ni fidèle.
• La deuxième est due au fait que le profil de température de l'atmosphère réelle est rarement, voire jamais, identique à celui de l' « atmosphère standard » qui sert à établir la correspondance entre la pression réelle et l'altitude théorique correspondante.

Le premier type d'erreur peut être dans une certaine mesure détecté par une comparaison entre l'altitude indiquée et une altitude connue (altitude topologique d'un aérodrome indiquée sur cartes VAC) et corrigé par étalonnage si écart supérieur à ±3 hPa.

Le deuxième type d'erreur peut avoir pour cause directe :

• la température : si la température mesurée est plus basse que la température standard alors l'altitude réelle est plus faible que l'altitude indiquée, et inversement (plus chaud, plus haut ; plus froid, plus bas) ;

• la pression : en croisière, une diminution de pression au niveau de la mer induit une altitude réelle plus basse que l'altitude indiquée et inversement.

En aéronautique (et en aérodynamique en général), plusieurs types de vitesses peuvent être employées^[1] :

• vitesse indiquée, notée Vi (en anglais IAS, pourIndicated Air Speed, ou KIAS lorsque la valeur est donnée ennœuds pourKnot Indicated Air Speed) ;
• vitesse conventionnelle ou vitesse corrigée, notée Vc (en anglais CAS pourCalibrated Air Speed ou KCAS pourKnot Calibrated Air Speed) ;
• vitesse air, ou vitesse vraie, notée TAS pourTrue Air Speed (en anglais ou KTAS pourKnot True Air Speed) ;
• vitesse propre, notée Vp, c'est la composante horizontale de la vitesse vraie ;
• équivalent vitesse ou vitesse équivalente, notée EV (en anglais EAS pourEquivalent Air Speed ou KEAS pourKnot Equivalent Air Speed) ;
• vitesse sol, notée Vs (en anglais GS pourGround Speed).

La distinction entre ces différentes vitesses permet de prendre en compte les erreurs de mesures des instruments anémobarométriques, ainsi que lacompressibilité de l'air par exemple. En règle générale, les pilotes ou lespilotes automatiques utilisent la vitesse corrigée afin de piloter l'avion jusqu'à l'altitude de transition où l'on contrôle la vitesse ennombre de Mach.

Pour les articles homonymes, voirIAS.

C'est la vitesse indiquée par l'instrument de mesure anémobarométrique d'un aéronef (voirtube de Pitot etbadin), corrigée des effets de la compressibilité en conditions atmosphériques standard au niveau de la mer, non corrigée des erreurs du circuit anémobarométrique^[1].

La Vi est égale à laVc aux erreurs anémométriques près. Ces erreurs proviennent principalement de la mesure de pression statique, l'écoulement de l'air autour de l'aéronef perturbant toujours cette mesure.

C'est la vitesse indiquée d'un aéronef, corrigée des erreurs de position et d'instrument. La vitesse conventionnelle est égale à la vitesse vraie, en conditions atmosphériques standard, au niveau de la mer^[1].

Elle permet d'approcher au mieux l'équivalent de vitesse à partir du différentiel de pression${\displaystyle \mathrm{\Delta }P}$.

Pour des vitessessubsoniques, la vitesse peut être donnée par la formule suivante :

${\displaystyle V_c=a_0\times \sqrt{\frac{2}{\gamma -1}\times \left[{\left(\frac{\mathrm{\Delta }P}{P_0}+1\right)}^{\frac{\gamma -1}{\gamma }}-1\right]}=a_0\times \sqrt{5\times \left[{\left(\frac{\mathrm{\Delta }P}{P_0}+1\right)}^{2/7}-1\right]}}$

• ${\displaystyle V_c}$ est la vitesse conventionnelle ;
• ${\displaystyle \mathrm{\Delta }P=P_T-P_S}$ est lapression dynamique égale à la différence entre lapression totale et lapression statique ;
• Les autres paramètres sont décrits dans la sectionParamètres d'élaboration.

C'est la vitesse d'un aéronef, corrigée des effets de la compressibilité à l'altitude donnée.

${\displaystyle EV=\sqrt{\frac{\rho }{{\rho }_0}}\times V_V=\sqrt{\sigma }\times V_V}$

• ${\displaystyle EV}$ est l'équivalent de vitesse
• ${\displaystyle V_V}$ est la vitesse vraie
• ${\displaystyle \sigma }$ est la densité de l'air
• ${\displaystyle \rho }$ est la masse volumique de l'air

Elle peut également être définie à partir de lapression dynamique${\displaystyle \mathrm{\Delta }P}$ :

${\displaystyle EV=\sqrt{\frac{2\mathrm{\Delta }P}{{\rho }_0}}}$

L'équivalent de vitesse est égal à la vitesse corrigée en conditions atmosphériques standard au niveau de la mer^[1].

Pour des vitessessubsoniques, l'équivalent de vitesse peut être donnée par la formule suivante :

${\displaystyle EV=a_0\times \sqrt{\frac{2}{\gamma -1}\times \frac{P_S}{P_0}\times \left[{\left(\frac{\mathrm{\Delta }P}{P_S}+1\right)}^{\frac{\gamma -1}{\gamma }}-1\right]}=a_0\times \sqrt{5\times \frac{P_S}{P_0}\times \left[{\left(\frac{\mathrm{\Delta }P}{P_S}+1\right)}^{2/7}-1\right]}}$

${\displaystyle EV=a_0\times Ma\times \sqrt{\frac{P_S}{P_0}}}$

• ${\displaystyle P_S}$ est lapression statique ;
• ${\displaystyle \mathrm{\Delta }P=P_T-P_S}$ est lapression dynamique égale à la différence entre lapression totale et lapression statique ;
• ${\displaystyle Ma}$ est leMach ;
• les autres paramètres sont décrits dans la sectionParamètres d'élaboration.

C'est la vitesse d'un aéronef par rapport à l'air.

Pour des vitessessubsoniques, la vitesse peut être donnée par la formule suivante :

${\displaystyle V_V=a_0\times \sqrt{\frac{2}{\gamma -1}\times \frac{T_S}{T_0}\times \left[{\left(\frac{\mathrm{\Delta }P}{P_S}+1\right)}^{\frac{\gamma -1}{\gamma }}-1\right]}=a_0\times \sqrt{5\times \frac{T_S}{T_0}\times \left[{\left(\frac{\mathrm{\Delta }P}{P_S}+1\right)}^{2/7}-1\right]}}$

${\displaystyle V_V=a_0\times Ma\times \sqrt{\frac{T_S}{T_0}}}$

• ${\displaystyle V_V}$ est la vitesse vraie ;
• ${\displaystyle P_S}$ est lapression statique ;
• ${\displaystyle T_S}$ est latempérature statique ;
• ${\displaystyle \mathrm{\Delta }P=P_T-P_S}$ est lapression dynamique égale à la différence entre lapression totale et lapression statique ;
• ${\displaystyle Ma}$ est leMach ;
• les autres paramètres sont décrits dans la sectionParamètres d'élaboration.

Toujours en subsonique, la relation entre vitesse vraie et vitesse conventionnelle peut s'écrire :

${\displaystyle V_V=a_0\times \sqrt{\frac{2}{\gamma -1}\times \frac{T_S}{T_0}\times \left({\left[\frac{P_0}{P_S}\times \left({\left[1+\frac{\gamma -1}{2}\times {\left(\frac{V_C}{a_0}\right)}^2\right]}^{\frac{\gamma }{\gamma -1}}-1\right)+1\right]}^{\frac{\gamma -1}{\gamma }}-1\right)}}$

Par ailleurs, il existe une autre formule liant la Vv à l'EV :

${\displaystyle V_V=EV\times \sqrt{\frac{{\rho }_0}{\rho }}}$

• ${\displaystyle EV}$ est lavitesse équivalente ;
• ${\displaystyle \rho }$ est la masse volumique de l'air.

C'est la composante horizontale de la vitesse vraie.

La vitesse de déplacement de l'aéronef au-dessus du sol se déduit de l'information de vitesse propre (composante horizontale de la vitesse air) et du vent régnant.

La vitesse sol peut aussi être calculée à l'aide d'unradar utilisant l'effet Doppler, par exemple au-dessus de la mer (en connaissant la taille des vagues) ou surhélicoptère à très basse vitesse et en vol stationnaire, lorsque letube de Pitot est inutilisable parce que noyé dans le flux durotor principal.

La vitesse sol peut également être obtenue à l'aide d'unecentrale à inertie.

Enfin, c'est de plus en plus le récepteurGPS qui fournit l'information GS, au moins pour la phase EnRoute. Pour la phase d'approche de précision, il est nécessaire d'utiliser un récepteurSBAS (WAAS,EGNOS, MSAS...)

La vitesse du vent peut être déduite par la soustraction des vecteurs portant lavitesse air (ayant pour direction lecap) par celui portant lavitesse sol (ayant pour direction laroute).

On peut écrire la relation entre le vent, la vitesse sol et la vitesse air de plusieurs manières. Par exemple :

${\displaystyle G{S}^2={V_p}^2+{W_S}^2-2\times V_P\times W_S\times cos(HDG-W_D)}$

${\displaystyle TRK-HDG=arctan\left(\frac{sin\left(HDG-W_D\right)\times W_S}{V_P-W_S\times cos(HDG-W_D)}\right)}$

• ${\displaystyle V_p}$ est lavitesse propre ;
• ${\displaystyle GS}$ est la vitesse sol ;
• ${\displaystyle W_S}$ est la vitesse du vent ;
• ${\displaystyle W_D}$ est la direction d'où vient le vent ;
• ${\displaystyle HDG}$ est lecap ;
• ${\displaystyle TRK}$ est laroute.

NB : pour être valides, ces formules nécessitent un angle de dérapage nul. Unangle de dérapage non nul nécessitera une correction.

De façon pratique, la valeur absolue de la correction de cap à adopter en vol est égale à la composante travers du vent (en kt), multipliée par le facteur de base^[2].

Le nombre de Mach est défini comme le rapport entre la vitesse de l'air et la célérité du son dans l'air :

${\displaystyle Ma=\frac{V_p}{a}}$

• ${\displaystyle Ma}$ est le Mach ;
• ${\displaystyle V_p}$ est lavitesse propre ;
• ${\displaystyle a}$ est la célérité du son, à la température considérée.

Pour des vitessessubsoniques, le Mach peut être donné par la formule suivante :

${\displaystyle Ma=\sqrt{\frac{2}{\gamma -1}\times \left[{\left(\frac{\mathrm{\Delta }P}{P_S}+1\right)}^{\frac{\gamma -1}{\gamma }}-1\right]}=\sqrt{5\times \left[{\left(\frac{\mathrm{\Delta }P}{P_S}+1\right)}^{2/7}-1\right]}}$

• ${\displaystyle P_S}$ est lapression statique ;
• ${\displaystyle \mathrm{\Delta }P=P_T-P_S}$ est lapression dynamique égale à la différence entre lapression totale et lapression statique ;
• Les autres paramètres sont décrits dans la sectionParamètres d'élaboration.

Ensupersonique, le nombre de Mach peut être déduit des mesures des instruments baro-anémométriques à l'aide de la loi deLord Rayleigh :

${\displaystyle \frac{\mathrm{\Delta }P}{P_S}={\left[\frac{\gamma +1}{\gamma -1}{\left(\frac{\gamma +1}{2}\right)}^{\gamma }\right]}^{\frac{1}{\gamma -1}}\frac{M{a}^{\frac{2\gamma }{\gamma -1}}}{{\left(\frac{2\gamma }{\gamma -1}M{a}^2-1\right)}^{\frac{1}{\gamma -1}}}-1}$

Le Machmètre est l'instrument qui affiche la valeur du nombre de Mach à partir de la mesure de${\displaystyle \frac{\mathrm{\Delta }P}{P_S}}$.

Le tableau ci-dessous récapitule les exploits des pionniers de l'aviation, du premier record établi parAlberto Santos-Dumont au passage des1 000 km/h par le colonel Boyd :

La température totale est la température mesurée par une sonde qui arrête l'écoulement de façon isentropique. Elle est égale à :

${\displaystyle T_i=\left(1+\frac{\gamma -1}{2}M{a}^2\right)T_s}$

• ${\displaystyle T_i}$ est la température d'impact,
• ${\displaystyle T_s}$ est la température statique,
• ${\displaystyle Ma}$ est le Mach.

La température statique ou ambiante est la température de l'air entourant l'aéronef, en l'absence de toute perturbation liée à l'écoulement de l'air.Elle est appelée également SAT (Static Air Temperature) ou OAT (Outside Air Temperature).

Ensubsonique, la température statique peut être donnée par la formule suivante :

${\displaystyle T_s=T_i\times {\left(1+\frac{\mathrm{\Delta }P}{P_S}\right)}^{\frac{1-\gamma }{\gamma }}=T_i\times {\left(1+\frac{\mathrm{\Delta }P}{P_S}\right)}^{2/7}}$

• ${\displaystyle T_s}$ est la température statique,
• ${\displaystyle T_i}$ est latempérature totale,
• ${\displaystyle P_S}$ est lapression statique,
• ${\displaystyle \mathrm{\Delta }P=P_T-P_S}$ est lapression dynamique égale à la différence entre lapression totale et lapression statique,
• Les autres paramètres sont décrits dans la sectionParamètres d'élaboration.

En atmosphère standard, dans latroposphère, la température statique est égale à :

${\displaystyle T_s=T_0+\delta T\times H}$

• ${\displaystyle T_s}$ est la température statique,
• ${\displaystyle H}$ est l'altitude géopotentielle,
• Les autres paramètres sont décrits dans la sectionParamètres d'élaboration.

En aéronautique, l'Organisation de l'aviation civile internationale a définiun certain nombre de paramètres normalisés notamment pour les paramètres au niveau de la mer.

Ainsi, on considère qu'au niveau de la mer :

• la pression estP₀ =1 013,25 hPa,
• la température estT₀ =15 °C =288,15 K,
• la densité de l'air est ρ₀ =1,225 kg/m³ = 35,537 64 g/ft³,
• la pesanteur estg₀ = 9,807 m/s² = 32,174 ft/s²,
• la vitesse du son esta₀ =1 225,059 68 km/h =340,294 36 m/s = 661,479 31 kt,
• l'humidité esth₀ = 0 %.

Dans la troposphère :

• legradient thermique adiabatique est constant et vaut δT = −6,5 °C/km = −0,001 981 2 K/ft.

D'autres paramètres sont utilisés :

• laconstante universelle des gaz parfaits dont la valeur estR =8,314 472 J K⁻¹ mol⁻¹,
• laconstante spécifique de l'air dont la valeur estR_S = 287,053 J K⁻¹ kg⁻¹,
• lamasse molaire de l'air dont la valeur estM = 0,028 95 kg/mol,
• lecoefficient adiabatique de l'air dont la valeur est γ = 1,4.

• R. VAILLANT,Météo Plein Ciel, TEKNEA,2005, 383 p.
• Gilbert KLOPFSTEIN,Comprendre l'avion(Tome 1), Cépaduès,2008, 226 p.

• Atmosphère terrestre
• Atmosphère normalisée
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