CIRRUS DESIGN SR22

CIRRUS DESIGN SR22
MANUEL DE VOL
APPROUVÉ PAR L’EASA
pour le
CIRRUS DESIGN SR22
Les appareils immatriculés en Europe et
exploités selon les règles des Autorités
conjointes de l’aviation
Approuvé par la FAA pour la Catégorie normale, basé sur la FAR 23. Ce document doit
toujours être présent dans l’avion et accessible par le pilote pendant tous les vols.
CE MANUEL DE VOL INCLUT LES INFORMATIONS QUE LE RÉGLEMENTS DE
CERTIFICATION EXIGENT DE FOURNIR AU PILOTE
Le manuel de vol approuvé par l’EASA comprend le manuel de vol approuvé par la FAA,
les suppléments associés au manuel de vol et cette page de titre.
Modèle - Numéro de série SR22- ________ Numéro d’immatriculation_____________
Approved ______________________________ Date _________
Ce manuel de vol est la traduction en français du manuel en anglais
approuvé par l'EASA le TBD (approbation numéro TBD).
P/N 13772-001
Publication Initiale: Draft
Copyright © 2003 - All Rights Reserved
Cirrus Design Corporation
4515 Taylor Circle
Duluth, MN 55811
Cirrus Design
SR22
Manuel d’utilisation de l’avion
Avant-propos
Avant-propos
Ce manuel d'utilisation de l'avion (Manuel) a été préparé par Cirrus
Design Corporation pour permettre à l'utilisateur de se familiariser à
l'avion SR22 de Cirrus Design. Il faut lire ce manuel attentivement. Il
fournit les procédures d'exploitation qui assurent que l'utilisateur
obtiendra les performances publiées dans ce manuel, les données
développées pour permettre une utilisation efficace de l'avion et les
renseignements élémentaires pour maintenir l'avion dans un état
« d’origine ».
• Nota •
Toutes les limitations, les procédures, les exigences de
maintenance et de réparation et les données de performance
contenues dans ce manuel sont exigées par les règlements
d'exploitation de la FAA et pour maintenir la navigabilité de
l'avion.
Ce manuel comprend les informations qui doivent être fournis au
pilote, conformément aux exigences des règlements d'aviation
fédéraux américains (Federal Aviation Regulations ; FAR) et les
renseignements complémentaires fournis par Cirrus Design
Corporation, et il constitue le manuel d'utilisation de l'avion approuvé
par la FAA (Federal Aviation Administration)pour le SR20 de Cirrus
Design.
P/N 13772-001
Publication Initiale
i
Cirrus Design
Avant-propos
Manuel d’utilisation de l’avion
SR22
Manuel
Ce manuel d'utilisation de l'avion a été préparé en utilisant la norme
GAMA n° 1 pour le manuel d'utilisation de l'avion, révision 2, du 18
octobre 1996, comme modèle de contenu et guide de format.
Cependant, nous avons dévié de cette norme pour permettre une
meilleure clarté. Ce manuel est présenté sous forme de feuillets
mobiles pour faciliter l'insertion des révisions et la taille a été choisie
pour faciliter le rangement. Des intercalaires à onglets permettent
d'identifier facilement les diverses sections. Au début de chaque
section, une table des matières logique et pratique aide à trouver des
renseignements spécifiques au sein de cette section. Le manuel est
divisé en dix sections comme suit :
Section 1..............................................................................Généralités
Section 2.................................................................................... Limites
Section 3........................................................... Procédures de secours
Section 4..............................................................Procédures normales
Section 5............................................................... Données techniques
Section 6........................... Liste de l'équipement et masse et centrage
Section 7.............................. Description de l'avion et de ses systèmes
Section 8.............................. Comportement, entretien et maintenance
Section 9........................................................................... Suppléments
Section 10.................................................................................Sécurité
Les renseignements présentés dans ce manuel sont le résultat de
nombreux vols d'essais et sont approuvés par la Federal Aviation
Administration américaine. Cependant, quand de nouvelles
procédures ou de nouvelles données de performance deviennent
disponibles, elles sont envoyées au propriétaire enregistré de chaque
avion.
• Nota •
Le propriétaire a la responsabilité de s'assurer que le manuel
d'utilisation de l'avion est toujours à jour. Il est donc très
important d'incorporer correctement toutes les révisions dans
ce manuel, dès leur réception.
ii
P/N 13772-001
Publication Initiale
Cirrus Design
SR22
Manuel d’utilisation de l’avion
Avant-propos
Révisions du manuel
Deux types de révisions peuvent être publiées pour ce manuel,
numérotées et temporaires.
Les révisions temporaires sont imprimées sur du papier jaune, elles
traitent normalement d'un seul sujet ou d'une seule procédure, et sont
publiées pour fournir des renseignements ayant trait à la sécurité ou
tout autre renseignement à durée de vie critique quand il n'est pas
possible de fournir une révision numérotée dans le temps disponible.
Tous les renseignements nécessaires pour classer une révision
temporaire sont inclus avec la révision elle-même. Théoriquement, une
révision temporaire est abrogée et remplacée par la révision numérotée
suivante. Un « Registre de révisions temporaires » suivant la « Liste de
pages valides » est fourni pour enregistrer les révisions temporaires
publiées. Théoriquement, le « Registre de révisions temporaires » est
remplacé par la publication de la révision numérotée suivante.
Les révisions numérotées sont imprimées sur du papier blanc, elles
traitent normalement de plusieurs sujets et sont publiées sous forme
de mises à jour générales du manuel. Chaque révision numérotée
comprend une « Feuille d'instruction », une « Liste des pages valides »
et une page d'« Eléments principaux des révisions ». La « Feuille
d'instruction » a pour objet d'aider le détenteur du manuel à enlever les
pages remplacées et à insérer les nouvelles pages ou les pages de
remplacement. La « Liste des pages valides » indique le statut de
publication ou de révision de toutes les pages du manuel. La page
« Eléments principaux des révisions » donne une brève description des
changements de chaque page de la révision la plus récente.
Identification des données révisées
Chaque page du manuel contient l'identification de la révision, au coin
inférieur intérieur, à l'opposé du numéro de la page. Les pages de
publication initiale son identifiées par les mots « Publication initiale » à
cet endroit. En cas de révision de la majorité des pages du manuel,
Cirrus peut décider qu'il est plus efficace de publier un nouveau
manuel. Les pages objets d'une nouvelle publication sont identifiées
par le mot « Nouvelle publication » suivis d'une lettre indiquant le
niveau de la révision ; par exemple, les pages révisées de la
« Publication Initiale » sont identifiées par le mot « Révision » suivi du
numéro de la révision à cet emplacement ; exemple : « Révision 2 »
P/N 13772-001
Publication Initiale
iii
Cirrus Design
Avant-propos
Manuel d’utilisation de l’avion
SR22
(publication initiale, révision 2) ou « Révision B1 » (Nouvelle
publication B, révision 1).
Le texte révisé d'une page est identifié par une barre de changement
dans la marge extérieure de la page. La barre à côté de ce paragraphe,
dans la marge extérieure est un exemple. Les barres de révision ne
sont pas utilisées dans une nouvelle publication de ce manuel.
Révision de service
Les révisions de service de ce manuel sont fournies gratuitement pour
le Manuel d'utilisation de l'avion et le manuel de vol de l'avion approuvé
par la FAA affecté à cet avion. Il est possible d'obtenir des copies
supplémentaires de ce manuel et des révisions de service auprès du
service après-vente de Cirrus Design, à l'adresse ci-dessous.
• Nota •
Si à un moment quelconque, il est déterminé que ce manuel
n'est pas à jour, que des révisions temporaires sont absentes
ou que des suppléments applicables ne sont pas inclus,
contacter immédiatement le service après-vente de Cirrus
Design.
Service après-vente
Cirrus Design Corporation
4515 Taylor Circle
Duluth, MN 55811
Téléphone : +1 (218) 727-2737
Télécopieur :+1 (218) 727-2148
Suppléments
La section de suppléments (section 9) de ce manuel contient les
suppléments approuvés par la FAA nécessaires pour maintenir la
sécurité et exploiter de manière efficace le SR22 quand il est équipé
d'équipement optionnel qui n'est pas fourni avec l'avion standard ou
qui n'est pas inclus dans le manuel. Les suppléments sont
essentiellement des « mini-manuels » et ils peuvent contenir des
données correspondant à la majorité des sections du manuel. Les
données du supplément ajoutent, supplantent ou remplacent des
données similaires du manuel de base.
iv
P/N 13772-001
Publication Initiale
Cirrus Design
SR22
Manuel d’utilisation de l’avion
Avant-propos
La section 9 comprend une page de « Registre de suppléments »
précédant tous les suppléments de Cirrus Design produits pour cet
avion. Il est possible d'utiliser la page de « Registre de suppléments »
comme table des matières de la section 9. Si l'avion est modifié dans
un atelier autre qu'un atelier de Cirrus Design, selon un STC (certificat
de type supplémentaire) ou toute autre méthode approuvée, le
propriétaire a la responsabilité de s'assurer que le supplément
approprié, si applicable, est mis en place dans le manuel et que le
supplément est correctement enregistré sur la page de « Registre de
suppléments ».
Rétention des données
En cas de publication d'une nouvelle page titre, de changement de
masse et centrage, de changement de la liste d'équipement ou de
remplacement du « Registre de suppléments », le propriétaire doit
s'assurer que tous les renseignements applicables à l'avion sont
transférés aux nouvelles pages et que le dossier de l'avion est à jour.
Le propriétaire n'est pas tenu de conserver les renseignements, les
suppléments par exemple, qui ne s'appliquent pas à son avion.
Avertissements
Mise en garde, Notice et Nota sont utilisés dans ce manuel pour attirer
l'attention sur des situations ou des procédures spéciales, comme suit :
• MISE EN GARDE •
Mise en garde - Utilisé pour attirer l'attention sur les
procédures d'exploitation qui, si elles ne sont pas strictement
observées, peuvent causer des blessures ou le décès.
• Attention •
Attention - Utilisé pour attirer l'attention sur des procédures
d'exploitation qui, si elles ne sont pas strictement observées,
peuvent causer des dommages de l'équipement.
• Nota •
Nota - Utilisé pour mettre en évidence une situation
d'exploitation ou une étape d'une procédure.
P/N 13772-001
Publication Initiale
v
Cirrus Design
Avant-propos
Manuel d’utilisation de l’avion
SR22
Intentionnellement laissé en blanc
vi
P/N 13772-001
Publication Initiale
Cirrus Design
SR22
Section 1
Généralités
Section 1
Généralités
Table des matières
Introduction ..................................................................................... 1-3
L'avion............................................................................................. 1-6
Moteur.......................................................................................... 1-6
Hélice........................................................................................... 1-6
Carburant..................................................................................... 1-6
Huile............................................................................................. 1-7
Poids maximal d'homologation .................................................... 1-7
Dimensions de la cabine et de l'entrée ........................................ 1-7
Dimensions de la soute à bagages et de l'entrée ........................ 1-7
Chargements spécifiques ............................................................ 1-7
Symboles, abréviations et terminologie .......................................... 1-8
Terminologie et symboles de vitesse anémométrique................. 1-8
Terminologie météorologique ......................................................1-9
Terminologie de puissance du moteur....................................... 1-10
Terminologie de performance d'établissement de plan de vol.. 1-11
Masse et centrage ..................................................................... 1-11
P/N 13772-001
Publication Initiale
1-1
Cirrus Design
Généralités
Section 1
SR22
Intentionnellement laissé en blanc
1-2
P/N 13772-001
Publication Initiale
Cirrus Design
SR22
Section 1
Généralités
Introduction
Cette section contient des renseignements d'intérêt général pour les
pilotes et les propriétaires. Les renseignements sont utiles pour se
familiariser avec l'avion, ainsi qu'avec le chargement, le remplissage
des réservoirs, la protection et les manoeuvres de l'avion pendant les
opérations au sol. En plus, cette section contient des définitions ou
des explications des symboles, des abréviations et de la terminologie
utilisés dans ce manuel.
• Nota •
Pour obtenir des renseignements spécifiques sur
l'organisation de ce manuel, les révisions, les suppléments et
les procédures à utiliser pour obtenir le service de révisions
pour ce manuel, consulter l'avant-propos qui suit la page de
titre.
P/N 13772-001
Publication Initiale
1-3
Cirrus Design
Généralités
Section 1
SR22
26,0 ft
7,92 m
8,8 ft
2,70 m
7 inches
18 cm
NOTA:
• La position des ailes comprend les
feux de position et à éclats.
• Espace du sol de l'hélice à 1ž540 kg
(3ž400 lb) - 18 cm (7 pouces).
• Surface des ailes = 13,5 mètres
carrés (144,9 pieds carrés).
38,3 ft
11,67 m
78 inches 3 PALES
198 cm
10,8 ft
3,29 m
1-4
Figure 1-1
Trois vues de l'avion
SR2_FM01_1371
P/N 13772-001
Publication Initiale
Cirrus Design
SR22
Section 1
Généralités
A
B
C
D
ESPACE DE BRAQUAGE AU SOL
A -RAYON POUR LES BOUTS D'AILES
24.8 ft. (7.54 m)
B -RAYON POUR LA ROUE AVANT
7.0 ft.
(2.16 m)
C -RAYON POUR LA ROUE INTERIEURE
0.5 ft.
(.15 m)
D -RAYON POUR LA ROUE EXTERIEURE
10.8 ft. (3.30 m)
LES RAYONS DE BRAQUAGE SONT DETERMINES EN UTILISANT
UN FREIN ET UNE PUISSANCE PARTIELLE. LES RAYONS
DE BRAQUAGE REELS PEUVENT VARIER D'UN MAXIMUM
DE 1 METRE (TROIS PIEDS).
SR2_FM01_1370
P/N 13772-001
Publication Initiale
Figure 1-2
Rayon de virage
1-5
Cirrus Design
Généralités
Section 1
SR22
L'avion
Moteur
Nombre de moteurs............................................................................. 1
Nombre de cylindres............................................................................ 6
Constructeur du moteur....................................... Teledyne Continental
Modèle du moteur................................................................... IO-550-N
Dosage du carburant .......................................... Injection de carburant
Refroidissement du moteur ................................. Refroidissement à air
Type de moteur........... A cylindres opposés à plat, entraînement direct
Puissance ............................................................ 310 hp à 2 700 tr/min
Hélice
Hartzell
Type d'hélice .............................................Régime constant, trois pales
Numéro de modèle ............................................PHC-J3YF-1RF/F7694
Diamètre ....................................................... 78,0 in (76,5 in minimum)
Numéro de modèle .......................................PHC-J3YF-1RF/F7693DF
Diamètre ....................................................... 78,0 in (76,5 in minimum)
ou
McCauley
Type d'hélice .............................................Régime constant, trois pales
Numéro de modèle ............................................. D3A34C443/78CYA-0
Diamètre ....................................................... 78,0 in (76,5 in minimum)
Carburant
Capacité totale...................................318,0 l (84,0 gallons américains)
Total utilisable ................................... 306,6 l (81,0 gallons américains)
Qualités de carburant approuvées :
Carburant aviation 100 LL (bleu)
Carburant aviation 100 (autrefois 100/130) (vert)
1-6
P/N 13772-001
Publication Initiale
Cirrus Design
SR22
Section 1
Généralités
Huile
Capacité d'huile (carter) .............................. 7,6 l (8 quarts américains)
Qualités d'huiles :
Toutes températures ........................SAE 15W-50, 20W-50 ou 20W-60
Au-dessous de 40 ⎦F (4 ⎦C)....................................................... SAE 30
Au-dessus de 40 ⎦F (4 ⎦C)......................................................... SAE 50
Poids maximal d'homologation
Masse maximale au décollage .................................. 1542 kg (3400 lb)
Charge maximale de la soute à bagages........................ 59 kg (130 lb)
Poids à vide standard ................................................ 1021 kg (2250 lb)
Charge utile ................................................................. 522 kg (1150 lb)
Poids total de carburant ................................................ 307 kg (676 lb)
Dimensions de la cabine et de l'entrée
Les dimensions de l'intérieur de la cabine et des ouvertures de portes
d'entrée sont illustrées en détail à la section 6.
Dimensions de la soute à bagages et de l'entrée
Les dimensions de la soute à bagages et de l'ouverture de la porte de
soute sont illustrées en détail à la section 6.
Chargements spécifiques
Charge des ailes ................................................................... 23,5 lb/ft2
Rapport poids-puissance ...................................................... 11,0 lb/hp
P/N 13772-001
Publication Initiale
1-7
Cirrus Design
Généralités
Section 1
SR22
Symboles, abréviations et terminologie
Terminologie et symboles de vitesse anémométrique
KCAS La vitesse corrigée, en noeuds, est la vitesse indiquée
corrigée pour la position et l'erreur due à l'instrument. La
vitesse corrigée est égale à la vitesse anémométrique réelle
à une atmosphère standard au niveau de la mer.
KIAS
La vitesse indiquée, en noeuds, est la vitesse affichée sur
l'indicateur de vitesse. Les valeurs de vitesse publiées dans
ce manuel supposent qu'il n'y aucune erreur due aux
instruments.
KTAS
Vitesse vraie, en noeuds, est la vitesse indiquée, exprimée
en noeuds, par rapport à de l'air en atmosphère standard qui
est la vitesse corrigée (KCAS) pour l'altitude et la
température.
VO
La vitesse d'exploitation est la vitesse maximale à laquelle
l'application d'un plein débattement des gouvernes ne
soumet pas l'avion à un niveau de contraintes excessif.
VFE
La vitesse maximale avec les volets sortis est la vitesse
maximale permise avec les volets d'ailes à une position
sortie prescrite.
VNO
La vitesse structurale maximale en croisière est la vitesse
qui ne doit pas être dépassée, sauf dans de l'air calme et
seulement avec prudence.
VNE
La vitesse à ne jamais dépasser est la vitesse qui ne peut
jamais être dépassée, à n'importe quel moment.
VPD
La vitesse maximale démontrée d'ouverture du
parachute est la vitesse maximale à laquelle l'ouverture du
parachute a été démontrée.
VS
La vitesse de décrochage est la vitesse minimale en vol
stabilisé à laquelle il est possible de maintenir la maîtrise de
l'avion.
1-8
P/N 13772-001
Publication Initiale
Cirrus Design
SR22
Section 1
Généralités
VS
50 %
La vitesse de décrochage est la vitesse minimale en vol
stabilisé à laquelle il est possible de maintenir la maîtrise de
l'avion, avec les volets sortis à 50 %.
VSO
La vítesse de décrochage est la vitesse minimale en vol
stabilisé à laquelle il est possible de maintenir la maîtrise de
l'avion en configuration d'atterrissage (volets sortis à 100 %,
dans les conditions de masse et centrage les plus
défavorables.
VX
La vitesse pour la pente maximale de montée est la
vitesse qui donne le plus grand gain d'altitude sur une
distance horizontale donnée.
VY
La vitesse optimale de montée est la vitesse qui donne le
plus grand gain d'altitude pour un temps donné.
Terminologie météorologique
IMC
Les conditions météorologiques de vol aux
instruments sont les conditions météorologiques,
exprimées en terme de visibilité, distance des nuages et
plafond, moins les minimums pour vol à vue définies par
la FAR 91.155.
ISA
L'atmosphère
type
internationale
(atmosphère
standard) est une atmosphère où (1) l'air est un gaz sec
parfait, (2) la température au niveau de la mer est 15 ⎦C,
(3) la pression atmosphérique au niveau de la mer est de
1013,2 mm (29,92 in) de mercure et (4) le gradient de
température du niveau de la mer à l'altitude à laquelle la
température est -56,5 ⎦C est -0,00198 ⎦C par pied et zéro
au-dessus de cette altitude.
NMM
Le niveau moyen de la mer est la hauteur moyenne de
la surface de la mer. Dans ce manuel, l'altitude donnée
comme NMM est l'altitude au dessus du niveau moyen de
la mer. C'est l'altitude affichée sur l'altimètre quand le
compensateur barométrique de l'altimètre a été réglé à la
valeur altimétrique, pression au niveau de la mer,
obtenue de sources météorologiques au sol.
P/N 13772-001
Publication Initiale
1-9
Cirrus Design
Généralités
Section 1
SR22
Température
extérieure
La température extérieure est la température de l'air
statique obtenue des indications de température en vol ou
de sources météorologiques au sol. Elle est exprimée en
degrés Celsius ou Fahrenheit.
•
L'altitude-pression est l'altitude affichée par l'altimètre
quand la compensation barométrique de l'altimètre a été
réglée à 1013 mb (29,92 in) de mercure, corrigée pour la
position et l'erreur due aux instruments. Dans ce manuel,
il est supposé que les erreurs d'altimètre dues aux
instruments sont de zéro.
•
La température de référence est la température qui
serait trouvée à une altitude-pression donnée dans
l'atmosphère de référence. Elle est de 15 °C (59 °F) à
l'altitude-pression du niveau de la mer et elle diminue
d'environ 2 °C (3,6 °F) pour chaque tranche de 1000 pied
d'augmentation de l'altitude. Consulter les définitions de
l'atmosphère type international.
Terminologie de puissance du moteur
Puissance
(HP)
La puissance est la puissance développée par le
moteur.
MCP
La puissance maximale continue est la puissance
maximale qui peut être utilisée continuellement.
P.A.
La pression d'admission est la pression mesurée
dans le système d'admission du moteur et elle est
exprimée en mm de mercure ou en pouces de
mercure.
Régime
Le régime est la vitesse de rotation du moteur,
exprimée en tr/min.
•
Le régime au point fixe est le régime obtenu pendant
un point fixe à plein gaz du moteur quand l'avion est
au sol et stationnaire.
1-10
P/N 13772-001
Publication Initiale
Cirrus Design
SR22
Section 1
Généralités
Terminologie de performance et d'établissement de
plan de vol
g.
Une « g » est l'accélération de la pesanteur.
•
La vitesse démontrée par vent traversier est la
vitesse de l'élément de vent traversier pour lequel une
maîtrise adéquate, pendant le roulage, le décollage et
l'atterrissage, a réellement été démontrée pendant les
essais d'homologation. La vitesse démontrée par vent
traversier n'est pas considérée comme étant un facteur
limitant.
•
Le plafond pratique est l'altitude maximale à laquelle
l'avion, à masse maximale, peut monter à une vitesse de
100 pieds par minute.
Consommation
La consommation est la quantité de carburant que
consomme l'avion par heure ; elle est exprimée en
gallons américains par heure.
NMPG
Le nombre de miles nautiques par gallon (américain)
est la distance (en miles nautiques) qu'il est possible de
parcourir avec un gallon (américain) de carburant
consommé à un réglage des gaz et une configuration de
vol spécifiques.
•
Le carburant non utilisable est la quantité de carburant
qui ne peut pas être utilisée en vol, d'une manière sûre.
•
Le carburant utilisable est la quantité de carburant
disponible pour préparer un plan de vol.
Masse et centrage
c.g.
Le centre de gravité est le point auquel un avion serait en
équilibre s'il était suspendu. Sa distance par rapport au plan
de référence est obtenue en divisant le moment total par la
masse totale de l'avion.
P/N 13772-001
Publication Initiale
1-11
Cirrus Design
Généralités
Section 1
SR22
•
Le bras de levier est la distance horizontale du plan de
référence au centre de gravité (c.g.) d'un élément. Le bras
de l'avion est obtenu en ajoutant les moments individuels de
l'avion et en divisant la somme par la masse totale.
•
La masse à vide de base est la masse réelle de l'avion, y
compris tous les équipements d'exploitation qui ont un
emplacement fixe dans l'avion. La masse à vide de base
comprend la masse du carburant non utilisable et la masse
totale d'huile.
MAC
La corde aérodynamique moyenne est la corde tirée à
travers le centroïde de la surface plan des ailes.
LEMAC
Le bord d'attaque de la corde aérodynamique moyenne
est le bord avant de la corde aérodynamique moyenne,
exprimée en pouce, à l'arrière du plan de référence
(référence fuselage).
•
La masse brute maximale est la masse maximale
permissible de l'avion et de son contenu, indiquée dans les
données techniques de l'avion.
•
Le moment est le produit de la masse d'un élément par son
bras.
•
La charge utile est la masse à vide de base soustraite de la
masse brute maximale de l'avion. C'est la masse maximale
permise combinée du poids du pilote, des passagers, du
carburant et des bagages.
•
La station (référence) est un emplacement le long du
fuselage, mesuré en pouce à partir du plan de référence et
exprimée comme un nombre. Par exemple - Un point à 123
pouces à l'arrière du plan de référence est la station de
fuselage 123,0 (FS 123).
•
Le plan de référence est un plan vertical imaginaire à partir
duquel toutes les distance horizontale sont mesurées pour
déterminer le centrage.
1-12
P/N 13772-001
Publication Initiale
Cirrus Design
SR22
•
Section 1
Généralités
La tare est le poids de tous les éléments utilisés pour
maintenir l'avion en place ou le mettre en position sur une
bascule afin de le peser. La tare comprend les diverses
cales. Il faut soustraire la masse de la tare de la lecture de la
bascule.
P/N 13772-001
Publication Initiale
1-13
Cirrus Design
Généralités
Section 1
SR22
Intentionnellement laissé en blanc
1-14
P/N 13772-001
Publication Initiale
Cirrus Design
SR22
Section 2
Limites
Section 2
Limites
Table des matières
Introduction ..................................................................................... 2-3
Validité du certificat ......................................................................... 2-3
Limites de vitesse ........................................................................... 2-4
Marquages de l'indicateur de vitesse.............................................. 2-5
Limites du groupe moto propulseur ................................................ 2-6
Moteur.......................................................................................... 2-6
Hélice........................................................................................... 2-7
Marquages des instruments............................................................ 2-8
Limites générales ............................................................................ 2-9
Limites de masse ......................................................................... 2-9
Limites de centre de gravité......................................................... 2-9
Limites d'altitude .......................................................................... 2-9
Limites de manoeuvres................................................................ 2-9
Limites des volets ...................................................................... 2-11
Limites de facteur de charge de vol........................................... 2-11
Limites de carburant .................................................................. 2-11
Nombre maximum de passagers ............................................... 2-11
Nombre minimum de membres d'équipage ............................... 2-11
Peinture ..................................................................................... 2-12
Surface des pistes ..................................................................... 2-12
Fumer ........................................................................................ 2-12
Limites des systèmes.................................................................... 2-12
Système de parachute de cellule Cirrus (CAPS) ....................... 2-12
Affichage multifonctions............................................................. 2-12
Système d'alimentation d'oxygène ............................................ 2-12
Types d'utilisation.......................................................................... 2-13
Givrage ...................................................................................... 2-13
Types de listes d'équipement d'utilisation.................................. 2-13
Placards ........................................................................................ 2-18
P/N 13772-001
Publication Initiale
2-1
Cirrus Design
Limites
Section 2
SR22
Intentionnellement laissé en blanc
2-2
P/N 13772-001
Publication Initiale
Cirrus Design
SR22
Section 2
Limites
Introduction
Les limites incorporées dans cette section du manuel d'utilisation de
l'avion sont approuvées par la Federal Aviation Administration
américaine.
Cette section fournit les limites d'exploitation, les marquages des
instruments et les Plaquettes de base exigés par les réglementations
et nécessaires pour assurer une bonne exploitation du SR22 et de ses
systèmes et équipements standard. Consulter la section 9 de ce
manuel pour obtenir les limites d'exploitation modifiées pour les avions
équipés d'équipement optionnel. Le respect des limites d'exploitation
de cette section et de la section 9 est exigé par les règlements de
l'aviation fédéraux américains.
Validité du certificat
Le Cirrus SR22 est homologué selon les règlements de l'aviation
fédérale américaine (FAR), Part 23 comme documenté par FAA Type
Certificate TC A00009CH.
P/N 13772-001
Publication Initiale
2-3
Cirrus Design
Limites
Section 2
SR22
Limites de vitesse
Les vitesses indiquées sur les tableaux suivants sont basées sur la
section 5, Etalonnages de vitesse indiquée, en utilisant la source
statique normale. Quand la source statique secondaire est utilisée, il
faut tenir compte des variations d'étalonnage de vitesse indiquée entre
les sources statiques normale et secondaire
Vitesse
KIAS
KCAS
VNE
201
204
La vitesse à ne jamais dépasser est la
vitesse qui ne peut jamais être dépassée, à
n'importe quel moment.
VNO
178
180
La vitesse maximale de croisière est la
vitesse qui ne doit pas être dépassée, sauf
dans de l'air calme et seulement avec
prudence.
VO
3 400 lb
133
135
VFE
Volets à 50 %
Volets à 100 %
119
104
120
104
VPD
133
135
2-4
Remarques
La vitesse de manoeuvre d'utilisation est la
vitesse maximale à laquelle les commandes
peuvent être amenés en fin de course. En
dessous de cette limite, l'avion décroche
avant d'avoir atteint les charges limites. Audessus de cette vitesse, le déplacement en
pleine course des commandes peut
endommager l'avion.
La vitesse maximale avec les volets sortis
est la vitesse maximale permise avec les
volets sortis.
La vitesse maximale démontrée
d'ouverture du parachute est la vitesse
maximale à laquelle l'ouverture du parachute
a été démontrée.
Figure 2-1
Limites de vitesse
P/N 13772-001
Publication Initiale
Cirrus Design
SR22
Section 2
Limites
Marquages de l'indicateur de vitesse
Les marquages de l'indicateur de vitesse sont basés sur la section 5,
Etalonnage de vitesse indiquée, en utilisant la source statique
normale. Quand la source statique secondaire est utilisée, il faut tenir
compte des variations d'étalonnage de vitesse indiquée entre les
sources statiques normale et secondaire
Marquag
e
Valeur
(KIAS)
Arc blanc
59 à 104
Plage d'utilisation des volets complètement sortis. La limite
inférieure est la vitesse de décrochage la plus adverse
dans la configuration d'atterrissage. La limite supérieure
est la vitesse maximale permissible avec les volets sortis.
Arc vert
70 à 178
Plage d'utilisation normale. La limite inférieure est la
masse de décrochage maximale au point où le centre de
gravité est le plus avancé avec les volets rétractés. La
limite supérieure est la vitesse de croisière maximale.
Arc jaune
178 à 201
Plage de prudence L'utilisation doit être faite avec
prudence et seulement dans de l'air calme.
Ligne
rouge
201
Remarques
Vitesse à ne pas dépasser. Vitesse maximale pour toutes
les utilisations.
Figure 2-2
Marquages de l'indicateur de vitesse
P/N 13772-001
Publication Initiale
2-5
Cirrus Design
Limites
Section 2
SR22
Limites du groupe moto propulseur
Moteur
Teledyne Continental .............................................................. IO-550-N
Puissance nominale ............................................ 310 hp à 2 700 tr/min
Régime maximal................................................................. 2 700 tr/min
Huile
Température d'huile............................... 240 ⎦F (115 ⎦C) maximum
Pression d'huile
Minimum................................................................................ 10 psi
Maximum............................................................................. 100 psi
Huiles approuvées
Rodage du moteur : Pendant les 25 premières heures de
fonctionnement ou jusqu'à la stabilisation de la consommation
d'huile, utiliser de l'huile minérale conforme à MIL-L-6082. S'il faut
ajouter de l'huile moteur à l'huile d'usine, ajouter seulement de
l'huile minérale pure conforme à MIL-L-6082.
Après le rodage : Utiliser uniquement de l'huile conforme à la
spécification MHS-24 (huile de lubrification dispersante sans
cendre) de Teledyne Continental ou MHS-25 (huile de lubrification
synthétique). Consulter la section 8 - Huile de lubrification.
Viscosité de l'huile dans la plage suivante :
Toutes températures ..........................15W-50, 20W-50 ou 20W-60
Au-dessous de 40 ⎦F (4 ⎦C) ................................................SAE 30
Au-dessus de 40 ⎦F (4 ⎦C) ..................................................SAE 50
Catégorie de carburant ....Catégorie aviation 100 LL (bleu) ou 100
(vert)
• Nota •
Consulter les limites générales - Limites de carburant dans
cette section pour obtenir les limites d'utilisation concernant le
carburant et le stockage de carburant.
2-6
P/N 13772-001
Publication Initiale
Cirrus Design
SR22
Section 2
Limites
Hélice
Hartzell
Type d'hélice.............................................Régime constant, trois pales
Numéro de modèle............................................PHC-J3YF-1RF/F7694
Diamètre........................................................78,0 in (76,5 in minimum)
Numéro de modèle....................................... PHC-J3YF-1RF/F7693DF
Diamètre........................................................78,0 in (76,5 in minimum)
ou
McCauley
Type d'hélice.............................................Régime constant, trois pales
Numéro de modèle............................................. D3A34C443/78CYA-0
Diamètre........................................................78,0 in (76,5 in minimum)
P/N 13772-001
Publication Initiale
2-7
Cirrus Design
Limites
Section 2
SR22
Marquages des instruments
Instrument
(Plage)
Ligne rouge
Arc vert
Arc jaune
Ligne rouge
Minimum
Normal
Attention
Maximum
Instruments du groupe moteur
Tachymètre
(0 à 3 500 tr/min)
––
500 à 2 700
tr/min
––
2 700 tr/min
Température de la
culasse
(200 ⎦F à 500 ⎦F)
––
240 à 420 ⎦F
420 à 460 ⎦F
460 ⎦F
Temp. gaz échap.
(1 250 à 1 650 ⎦F)
––
÷÷
––
––
Pression d'admission
(10 à 30 pouces Hg)
––
15 à 29,5 in
Hg
––
––
Débit de carburant
(0 à 18 gallons
américains/h)
––
10,5 gallons
par heure
––
––
Température d'huile
(50 à 240 ⎦F)
––
100 à 240 ⎦F
––
240 °F
10 psi
(ralenti)
30 à 60 psi
10 à 30 psi
(60 à 100
psi)
100 psi
(froid)
0 gal.
––
0 à 14
gallons
américains
––
––
32 V
Pression d'huile
(0 à 100 psi)
Quantité de carburant
(0 à 90 gallons
américains)
Instruments divers
Voltmètre
(16 à 32 V)
2-8
––
24 à 30 V
Figure 2-3
Marquages des instruments
P/N 13772-001
Publication Initiale
Cirrus Design
SR22
Section 2
Limites
Limites générales
Limites de masse
Masse maximale au décollage ................................ 1 542 kg (3 400 lb)
Masse maximale dans la soute à bagages ..................... 59 kg (130 lb)
Limites de centre de gravité
Plan de référence ..............100 pouces en avant de la cloison pare-feu
En avant .............................................................Consulter la figure 2-4
En arrière............................................................Consulter la figure 2-4
Limites d'altitude
Altitude maximale de décollage............................... 10 000 pieds NMM
Altitude maximale d'exploitation ............................ 17 500 pieds NMM
Les règles de vol (FAR Part 91 et FAR Part 135) exigent l'utilisation
d'oxygène supplémentaire aux altitudes spécifiées, en dessous de
l'altitude maximale d'exploitation. Consulter les limites du système
d'oxygène dans cette section.
Limites de manoeuvres
Les manoeuvres acrobatiques, y compris les vrilles sont interdites.
• Nota •
Le SR22 n' a pas été homologué pour la sortie de vrille, le
système de parachute de cellule de Cirrus (CAPS) doit être
déployé si l'avion sort un vol contrôlé. Consulter la section 3 –
Procédures de secours, entrée accidentelle en spirale ou en
vrille.
Cet avion est homologué dans la catégorie normale et n'est pas conçu
pour les vols acrobatiques. Seules les opérations associées à un vol
normal sont approuvées. Ces opérations comprennent les
décrochages normaux, les chandelles, les huit glissés et les virages à
un angle d'inclinaison inférieur à 60 %.
P/N 13772-001
Publication Initiale
2-9
Cirrus Design
Limites
Section 2
SR22
3600
3400
17.4 % MAC
FS 141.4
1 456 kg
(3 210 lb)
3200
MasseLivres
31.5 % MAC
FS 148.1
1 542 kg
(3 400 lb)
22.4 % MAC
FS 143.8
1 542 kg
(3 400 lb)
3000
2800
12.5 % MAC
FS 139.1
1 225 kg
(2 700 lb)
2600
2400
31.5 % MAC
FS 148.1
998 kg
(2 200 lb)
10.2 % MAC
FS 138.0
998 kg
(2 200 lb)
2200
2000
136
138
140
142
144
146
148
150
c.g. - Mètres (pouces) en arrière du plan de référence
SR2_FM02_1944
LIMITE AVANT - La limite avant est FS 138,0 (10,2 % de corde aérodynamique moyenne ;
MAC) à 2 200 lb, avec un effilement en ligne droite jusque FS 139,1 (12,5 % de MAC) à
2 700 lb, jusque FS 141,4.0 (17,4 % de MAC) à 3 210 lb et jusque FS 143,8 (22,4 % de MAC à
3 400 lb.
LIMITE ARRIERE - La limite arrière est FS 148,1 (31,5 % de MAC) à toutes les masses de
2 200 lb à 3 400 lb.
2-10
Figure 2-4
c.g. Enveloppe
P/N 13772-001
Publication Initiale
Cirrus Design
SR22
Section 2
Limites
Limites des volets
Pour les numéros de série 0002 à 0227 inclus, avant la mise en
oeuvre du bulletin technique
SB 22-27-02 : l'activation simultanée des volets et des transmissions
COM est défendue.
Paramètres approuvés pour le décollage ...... Rétractés (0 %) ou 50 %
Paramètres approuvés pour l'atterrissage..... Rétractés (0 %), 50 % ou
100 %
Limites de facteur de charge de vol
Volets rétractés (0 %), 3 000 lb. .........................................+3,8g, -1,9g
Volets 50 %, 3 000 lb.............................................................+1,9g, -0g
Volets 100 % (sortis), 3 000 lb...............................................+1,9g, -0g
Limites de carburant
Carburant approuvé.......Catégorie aviation 100 LL (bleu) ou 100 (vert)
Capacité totale .................................. 318,0 l (84,0 gallons américains)
Capacité de chaque réservoir de carburant ..........159,0 l (42,0 gallons
américains)
Quantité totale de carburant utilisable (toutes les conditions de vol) ....
306,6 l (81,0 gallons américains)
Déséquilibre de carburant maximal permis ............... 10,0 U.S. gallons
américains (¼ du réservoir)
La pompe auxiliaire BOOST du système de carburant doit être en
marche pour le décollage, l'atterrissage et pour le changement de
réservoir.
Nombre maximum de passagers
La capacité de cet avion est limitée à quatre personnes (le pilote et
trois passagers).
Nombre minimum de membres d'équipage
L'équipage de vol doit comprendre au moins une personne, le pilote.
P/N 13772-001
Publication Initiale
2-11
Cirrus Design
Limites
Section 2
SR22
Peinture
Pour assurer que la température de la structure composite ne dépasse
pas 66 °C (150 °F), la surface externe de l'avion doit être couverte de
peinture blanche approuvée, sauf aux emplacements de
l'immatriculation, des Plaquettes et des décorations mineures.
Consulter le manuel de maintenance de l'avion SR22, chapitre 51,
pour obtenir des renseignements spécifiques concernant la peinture.
Surface des pistes
Cet avion peut atterrir et décoller sur n'importe quelle surface de piste.
Fumer
Il est interdit de fumer dans cet avion.
Limites des systèmes
Système de parachute de cellule Cirrus (Cirrus
Airframe Parachute System ; CAPS)
VPD Vitesse maximale d'ouverture démontrée ............................ 133 kt
• Nota •
Consulter la section 10 - Sécurité, pour obtenir des
renseignements supplémentaires sur le système de CAPS.
Affichage multifonctions
L'affichage multifonctions n'est pas approuvé comme instrument de
navigation primaire. Les renseignements affichés sur l'affichage
multifonctions ne doivent être utilisés qu'à titre indicatif.
Système d'alimentation d'oxygène
Quand les règles d'utilisation exigent l'utilisation d'oxygène d'appoint,
le pilote doit :
• Utiliser un système d'oxygène approuvé par Cirrus, numéro de
référence 113772-109 dans la liste du supplément AFM du
système d'oxygène.
• Monter la bouteille d'oxygène dans le siège avant droit, comme
indiqué dans le supplément AFM indiqué plus haut.
2-12
P/N 13772-001
Publication Initiale
Cirrus Design
SR22
Section 2
Limites
Types d'utilisation
Le SR22 est équipé et approuvé pour les types d'utilisation suivants :
• Règles de vol à vue, jour et nuit.
• Règles de vol au instruments, jour et nuit.
Givrage
Il est interdit de voler quand il est connu que le givrage est possible.
Types de listes d'équipement d'utilisation
La liste suivante donne un sommaire des conditions exigées par la
FAR Part 23 pour maintenir la navigabilité pour les types d'utilisation
indiqués. L'équipement minimum nécessaire selon les règles
d'utilisation est défini dans la FAR Part 91 et la FAR Part 135, selon le
cas.
• Nota •
Toutes les références aux types d'opérations aériennes sur
les placard de limites d'utilisation sont basées sur
l'équipement installé au moment de l'émission du certificat de
navigabilité.
Système,
instrument,
et
équipement
Types d'utilisation
VFR
jour
VFR
nuit
IFR
jour
IFR
nuit
—
—
1
1
Batterie 1
1
1
1
1
Batterie 2
—
—
1
1
Alternateur 1
1
1
1
1
Alternateur 2
—
—
1
1
Ampèremètre
1
1
1
1
Remarques,
notes,
et
exceptions
Communications
VHF COM
Alimentation électrique
P/N 13772-001
Publication Initiale
2-13
Cirrus Design
Limites
Système,
instrument,
et
équipement
Section 2
SR22
Types d'utilisation
VFR
jour
VFR
nuit
IFR
jour
IFR
nuit
Voyant de basse
tension
1
1
1
1
Voyant d'ALT 1
1
1
1
1
Voyant d'ALT 2
1
1
1
1
Selo
n
beso
in
Selo
n
beso
in
Selo
n
beso
in
Selo
n
beso
in
1
1
1
1
Selo
n
beso
in
Selo
n
beso
in
Selo
n
beso
in
Selo
n
beso
in
1
1
1
1
Position des volets
Voyants
3
3
3
3
Système de volets
1
1
1
1
Indicateur de
compensateur de
profondeur
1
1
1
1
Système de
compensateur de
profondeur
1
1
1
1
Disjoncteurs
Remarques,
notes,
et
exceptions
Selon besoin
Equipement et
accessoires
Radiobalise de
détresse Emetteur
Système de ceintures
de sécurité
Une ceinture de
sécurité pour
chaque occupant
Protection contre
l'incendie
Extincteur
Commandes de vol
2-14
P/N 13772-001
Publication Initiale
Cirrus Design
SR22
Système,
instrument,
et
équipement
Section 2
Limites
Types d'utilisation
VFR
jour
VFR
nuit
IFR
jour
IFR
nuit
* Indicateur de
compensateur de
direction
1
1
1
1
* Système de
compensateur de
direction
1
1
1
1
* Indicateur et
compensateur de
direction
1
1
1
1
Système d'avertisseur
de décrochage
1
1
1
1
Pompe auxiliaire
1
1
1
1
Jauge de carburant
2
2
2
2
Sélecteur de réservoir
1
1
1
1
1
1
1
1
Remarques,
notes,
et
exceptions
Il est possible que le
système de
compensateur et
d'indicateur de
direction ne
fonctionne pas si le
volet compensateur
est fixé en position
aérodynamique,
l'indicateur est
recouvert d'un
placard « Rudder
Trim Inop » (volet
compensateur non
fonctionnel) et le
système électrique
est désactivé.
Carburant
Protection contre le
givre et la pluie
Système secondaire
d'admission d'air du
moteur
* si intallé
P/N 13772-001
Publication Initiale
2-15
Cirrus Design
Limites
Système,
instrument,
et
équipement
Section 2
SR22
Types d'utilisation
VFR
jour
VFR
nuit
IFR
jour
IFR
nuit
Source secondaire d'air
statique
1
1
1
1
Réchauffeur Pitot
—
—
1
1
—
—
—
—
Feux anticollision
2
2
2
2
Lampes d'éclairage
d'instruments
—
™
—
™
Feux de navigation
—
4
—
4
Altimètre
1
1
1
1
Indicateur de vitesse
1
1
1
1
Variomètre (VSI)
—
—
—
—
Compas magnétique
1
1
1
1
Gyroscope d'assiette
—
—
1
1
Horizon artificiel
—
—
1
1
Indicateur de virage
(gyroscope directionnel)
—
—
1
1
Horloge
—
—
1
1
Radionavigation
—
—
1
1
Système de Pitot
1
1
1
1
Système statique,
normal
1
1
1
1
Remarques,
notes,
et
exceptions
Train d'atterrissage
Carénages de roues
Dépose possible.
Voyants
™ - Doivent être en
état de marche.
Navigation et statique
de Pitot
2-16
P/N 13772-001
Publication Initiale
Cirrus Design
SR22
Système,
instrument,
et
équipement
Section 2
Limites
Types d'utilisation
VFR
jour
VFR
nuit
IFR
jour
IFR
nuit
—
—
—
—
CulasseThermomètre
—
—
—
—
Débitmètre de
carburant
1
1
1
1
Pression d'admission
Manomètre
1
1
1
1
Manomètre d'huile
1
1
1
1
Indicateur de niveau
d'huile(jauge à main)
1
1
1
1
Thermomètre d'huile
1
1
1
1
Tachymètre
1
1
1
1
Parachute de cellule
Cirrus (CAPS)
1
1
1
1
Manuel de vol de
l'avion
1
1
1
1
Affichage
multifonctions
Remarques,
notes,
et
exceptions
Affichages moteur
Equipement spécial
P/N 13772-001
Publication Initiale
Inclus avec le
manuel d'utilisation.
2-17
Cirrus Design
Limites
Section 2
SR22
Plaquettes
Compartiment moteur, à l'intérieur de l'accès au filtre à huile:
TYPE D'HUILE MOTEUR
AU-DESSUS DE 4°C (40°F) SAE 50 OU 20W50
AU-DESSOUS DE 4°C (40°F) SAE 30, 10W30, 15W50 OU 20W50
CONSULTER LA LISTE DES HUILES APPROUVEES DANS
LE MANUEL D'UTILISATION DE L'AVION
Ailes, à côté des bouchons de remplissage:
Fuselage supérieur, de chaque côté du couvercle de la fusée
du système de CAPS:
ATTENTION
FUSEE POUR DEPLOIEMENT DU PARACHUTE, A L'INTERIEUR
RESTER A L'ECART QUAND L'AVION EST OCCUPE
FR_SR22_FM02_1372B
2-18
Figure 2-5
Plaquettes (feuille 1 de 7)
P/N 13772-001
Publication Initiale
Cirrus Design
SR22
Section 2
Limites
Gouvernes de direction et de profondeur,
des deux côtés:
NE PAS POUSSER
Fuselage gauche, sur la trappe
d'alimentation électrique extérieure:
TYPE DE LIQUIDE DE DEGIVRAGE
ALIMENTATION
SE REFERER AU MANUEL DE
EXTERIEURE 28 V,
VOL POUR LES LIQUIDES
COURANT CONTINU
DE DEGIVRAGE APPROUVES
Portes, au-dessus et au-dessous de verrou:
Serials 0334 & subs w/ Ice Protection.
Serials 0522 thru 0820.
POUSSER
POUR
OUVRIR
Serials 0821 & subs.
P/N 13772-001
Publication Initiale
Figure 2-5
Plaquettes (feuille 2 de 7)
FR_SR22_FM02_1373A
2-19
Cirrus Design
Limites
Section 2
SR22
Pannean de commande du moteur:
UP
50%
120 KIAS
FLAPS
100%
100 KIAS
MAX
P
FULL RICH
M
I
O
X
W
BOOST
E
T
U
R
FUEL
PUMP
R
PRIME
IDLE
LEFT
28
GALLONS
USABLE
F
R
I
C
T
I
O
N
LES SIEGES DE L'EQUIPAGE DOIVENT ETRE VERROUILLES
EN PLACE ET LES POIGNÉES DE COMMANDE ABAISSEES
COMPLETEMENT AVANT LE COMMENCEMENT DU VOL.
E
CUTOFF
RIGHT
28
GALLONS
USABLE
OFF
OFF
11113-006
FR_SR22_FM02_1374C
2-20
Figure 2-5
Plaquettes (feuille 3 de 7)
P/N 13772-001
Publication Initiale
Cirrus Design
SR22
Section 2
Limites
Ailes, bord defuite de volet:
DEFENSE
DE MARCHER
Fenêtre de porte de cabine, bord inférieur:
SECOURS: BRISER ET ENLEVER LA FENETRE
Panneau d'interrupteur de la traverse, bord gauche:
THIS AIRCRAFT IS CERTIFIED FOR THE
FOLLOWING FLIGHT OPERATIONS:
DAY - NIGHT - VFR - IFR
(WITH REQUIRED EQUIPMENT)
FLIGHT INTO KNOWN ICING IS PROHIBITED
OPERATE PER AIRPLANE FLIGHT MANUAL
Numéro de série 1337 et suivants, avec option SRV:
THIS AIRCRAFT IS CERTIFIED FOR THE
FOLLOWING FLIGHT OPERATIONS:
DAY - NIGHT - VFR
(WITH REQUIRED EQUIPMENT)
FLIGHT INTO KNOWN ICING IS PROHIBITED
OPERATE PER AIRPLANE FLIGHT MANUAL
Portion supérieure gauche du tableau de bord:
MANEUVERING
SPEED: Vo 131 KIAS
NORMAL CATEGORY AIRPLANE
NO ACROBATIC MANEUVERS,
INCLUDING SPINS, APPROVED
FR_SR22_FM02_1375C
P/N 13772-001
Publication Initiale
Figure 2-5
Plaquettes (feuille 4 de 7)
2-21
Cirrus Design
Limites
Section 2
SR22
Panneau de traversin, les deux côtés:
S'ACCROCHER ICI
Soute à bagages, bord arrière:
RADIOBALISE DE DETRESSE DERRIERE LA CLOISON
ENLEVER LA MOQUETTE ET LA PANNEAU D'ACCESS
Porte de la soute à bagages, intérieur:
CAPACITE MAXI DU PLANCHER DE 60 KG (130 LB)
CAPACITE DES SANGLES DE BAGAGES: 15 KG (35 LBS) MAXIMUM
CONSULTER LES RENSEIGNEMENTS D'ARRIMAGE ET DE MASSE
ET CENTRAGE DES BAGAGES DANS LE MANUEL
DE VOL DE L'AVION
FR_SR22_FM02_1376C
2-22
Figure 2-5
Plaquettes (feuille 5 de 7)
P/N 13772-001
Publication Initiale
Cirrus Design
SR22
Section 2
Limites
Portion supérieure droite du tableau de bord:
DEFENSE DE FUMER
ATTACHER LES CEINTURES
DE SECURITE
EXTINCTEUR SOUS LE
SIEGE AVANT DU PILOTE
OU
Au dessus de l'affichage multifonctions (sur une ligne):
DEFENSE DE FUMER
EXTINCTEUR SOUS LE SIEGE AVANT DU PILOTE
ATTACHER LES CEINTURES DE SECURITE
Fenêtre de cabine, au-dessus de la serrure de la porte:
SORTIE DE SECOURS
ENLEVER LE MARTEAU DE SECOURS DU
COUVERCLE DE L'ACCOUDOIR CENTRAL. FRAPPER
LE COIN DE LA FENETRE. DONNER UN COUP
DE PIED OU POUSSER VERS L'EXTERIEUR APRES
L'AVOIR BRISEE
FR_SR22_FM02_1517C
P/N 13772-001
Publication Initiale
Figure 2-5
Plaquettes (feuille 6 de 7)
2-23
Cirrus Design
Limites
Section 2
SR22
Couvercle de la poignée de déploiement du système de CAPS,
au-dessus de l'épaule droite du pilote:
!
MISE EN GARDE
UTILISER EN CAS D'EXTREME URGENCE SEULEMENT
IL FAUT TOUJOURS PORTER LA CEINTURE
ET LE HARNAIS DE SECURITE
L'UTILISATION DE CE DISPOSITIF PEUT CAUSER
DES BLESSURES OU LA MORT
VITESSE MAXIMALE D'OUVERTURE DÉMONTRÉE
133 KT
SYSTÈME DE PARACHUTE DE CELLULE CIRRUS (CAPS)
PROCEDURE D'ACTIVATION
1. RICHESSE............................................................................COUPURE
2. CE COUVERCLE.............................................................ENLEVER
3. POIGNEE D'ACTIVATION.........TIRER TOUT DROIT VERS
LE BAS AVEC LES DEUX MAINS, DE PLEINE FORCE,
AVEC UN MOUVEMENT REGULIER
NE PAS TIRER LA POIGNEE PAR A-COUPS
4. POIGNEE DE SELECTEUR
DE CARBURANT.................................ARRET
5. MASTER SWITCH........................ARRET
6. SYSTÈME DE CEINTURES
DE SECURITE........................SECURE
Avion numéro de série 0210 et
suivants et avions avant
incorporation du bulletin technique
SB 22-95-03.
FR_SR22_FM02_1437B
2-24
Figure 2-5
Plaquettes (feuille 7 de 7)
P/N 13772-001
Publication Initiale
Cirrus Design
SR22
Section 3
Procédures d’urgence
Section 3
Procédures d'urgence
Table des matières
Introduction ..................................................................................... 3-3
Vitesses indiquées pour utilisation en situation d'urgence.............. 3-4
Guide de procédures en situation d'urgence .................................. 3-5
Préparations avant le vol ............................................................. 3-5
Inspections et entretien avant le vol ............................................ 3-5
Méthodologie ............................................................................... 3-5
Urgences au sol .............................................................................. 3-7
Incendie moteur avant le démarrage ........................................... 3-7
Panne des freins pendant le roulage ........................................... 3-7
Décollage interrompu...................................................................3-7
Arrêt d'urgence du moteur au sol................................................. 3-8
Sortie d'urgence au sol ................................................................ 3-8
Urgences en vol .............................................................................. 3-9
Panne du moteur au décollage (faible altitude) ........................... 3-9
Vol plané maximal......................................................................... 3-10
Panne du moteur en vol............................................................. 3-11
Rallumage du moteur en vol...................................................... 3-12
Perte partielle de puissance du moteur ..................................... 3-13
Pression d'huile basse ............................................................... 3-16
Panne du régulateur d'hélice ..................................................... 3-16
Elimination de la fumée et des vapeurs..................................... 3-17
Incendie moteur en vol .............................................................. 3-17
Incendie d'aile en vol ................................................................. 3-18
Incendie de cabine en vol .......................................................... 3-18
Rencontre accidentelle de givrage ............................................ 3-20
Descente d'urgence ................................................................... 3-20
Rencontre accidentelle de conditions météorologiques de vol aux instruments (IMC) ......................................................................... 3-21
Piqué en spirale accidentel pendant un vol en conditions
météorologiques de vol aux instruments (IMC) ......................... 3-21
Ouverture des portes en vol ...................................................... 3-21
Vrilles ......................................................................................... 3-22
Déploiement du système de CAPS ........................................... 3-23
P/N 13772-001
Publication Initiale
3-1
Cirrus Design
Procédures d’urgence
Section 3
SR22
Atterrissage d’urgence ..................................................................3-26
Atterrissage forcé (moteur arrêté)..............................................3-26
Atterrissage sans commande de profondeur .............................3-27
Atterrissage avec défaillance des freins ....................................3-27
Atterrissage avec un pneu à plat ...............................................3-28
Mauvais fonctionnement d'un système .........................................3-30
Panne d'alternateur....................................................................3-30
Voyant de basse tension LOW VOLTS allumé ..........................3-33
Panne de communications.........................................................3-33
Défaillance de la tringlerie de commande des gaz ....................3-34
Mauvais fonctionnement de statique de Pitot ............................3-35
Panne de compensateur électrique et de pilote automatique....3-36
3-2
P/N 13772-001
Publication Initiale
Cirrus Design
SR22
Section 3
Procédures d’urgence
Introduction
Cette section fournit les procédures traitant les cas d'urgence et les
situations anormales pouvant se présenter pendant l'utilisation du
SR22. Bien que les cas d'urgence causés par un mauvais
fonctionnement de l'avion, des systèmes ou du moteur soient
extrêmement rares, il faut considérer et appliquer les directives
données dans cette section selon le besoin en cas d'urgence.
• Nota •
Les procédures d'urgence pour les systèmes optionnels se
trouvent dans la section 9.
P/N 13772-001
Publication Initiale
3-3
Cirrus Design
Procédures d’urgence
Vitesses indiquées
situation d'urgence
Section 3
SR22
pour
utilisation
en
Vitesse de manoeuvre
3 400 lb ................................................................................. 133 kt
Meilleur vol plané
3 400 lb ................................................................................... 88 kt
................................................................................... 2 900 lb87 kt
Atterrissage d'urgence (moteur arrêté)
Volets rétractés ....................................................................... 90 kt
Volets à 50 % ................................................................. 85 noeuds
Volets à 100 % ........................................................................ 80 kt
3-4
P/N 13772-001
Publication Initiale
Cirrus Design
SR22
Section 3
Procédures d’urgence
Guide de procédures en situation d'urgence
Bien que cette section fournisse des procédures traitant la majorité
des cas d'urgence et conditions de vol anormales qui peuvent se
présenter avec SR22, elle n'est pas un substitut pour une
connaissance approfondie de l'avion et des techniques générales de
vol. Une étude approfondie des renseignements de ce manuel, au
sol, aide à se préparer pour les situations d'urgence en vol.
Préparations avant le vol
Il est possible de minimiser ou d'éliminer les urgences en transit
causées par des conditions météorologiques, en préparant
soigneusement le vol et en utilisant du bon sens en cas de rencontre
de mauvaises conditions métérologiques.
Inspections et entretien avant le vol
Les problèmes mécaniques en vol du SR22 sont extrêmement rares si
les inspections avant le vol et l'entretien sont faits correctement. Il faut
toujours faire une inspection extérieure détaillée avant le vol pour
vérifier qu'aucun dommage n'est arrivé pendant le vol précédent ou
lorsque l'avion était au sol. Il faut faire spécialement attention aux
taches de fuites d'huile ou de carburant pouvant indiquer des
problèmes moteur.
Méthodologie
Dans un avion, les urgences sont des événements soudains. C’est
pourquoi, il est impossible de présenter toutes les actions qu'un pilote
peut accomplir en cas d'urgence. Il est cependant possible d'appliquer
quatre actions de base à tous les cas d'urgence. Elles sont :
Maintien de la maîtrise de l'avion — De nombreuses urgences
mineures d'avion deviennent une urgence majeure lorsque le pilote ne
maintien pas la maîtrise de l'avion. Il faut se souvenir de ne pas
paniquer et de ne pas se fixer sur un problème particulier. Une
concentration excessive sur un voyant d'alarme pendant une
approche aux instruments peut conduire à une attitude inhabituelle
induite par le pilote au pire moment possible. Pour éviter cela, même
dans un cas d'urgence, il faut piloter, naviguer et communiquer, dans
cet ordre. Il ne faut jamais laisser quoi que ce soit interférer à la
maîtrise de l'avion. Il ne faut jamais arrêter de piloter.
P/N 13772-001
Publication Initiale
3-5
Cirrus Design
Procédures d’urgence
Section 3
SR22
Analyse de la situation —Après avoir pris l'avion en main, évaluer la
situation. Consulter les instruments du moteur. Ecouter le moteur.
Déterminer quels symptômes l'avion transmet.
Action appropriée — Dans la majorité des cas, les procédures
indiquées dans cette section corrigent le problème de l'avion ou
permettent la maitrise de l'avion. Il faut les suivre et se servir d’un bon
jugement.
Atterrir dès que les conditions le permettent — Lorsque l'urgence
est maîtrisée, évaluer l'action suivante. Prendre soin de toutes les
actions « de vérification » non cruciales de la liste de vérification et
amener l'avion au sol. Il faut se souvenir, même si l'avion semble être
dans un état sécurisé, il est possible qu'il ne le soit pas.
3-6
P/N 13772-001
Publication Initiale
Cirrus Design
SR22
Section 3
Procédures d’urgence
Urgences au sol
Incendie moteur avant le démarrage
Un incendie pendant le démarrage du moteur peut être causé par
l’inflammation du carburant dans le système d'admission de carburant.
Dans ce cas, il faut essayer d'aspirer l'incendie dans le moteur en
continuant à faire tourner le moteur au démarreur.
1. Richesse ..........................................................................COUPER
2. Pompe à carburant.............................................................. ARRET
3. Sélecteur de réservoir de carburant.................................... ARRET
4. Commande des gaz............................................... VERS L'AVANT
5. Démarreur........................................................................ LANCER
6. Si les flammes continuent, exécuter les listes d'arrêt d'urgence du
moteur au sol et de sortie d'urgence au sol.
Panne des freins pendant le roulage
La commande de direction au sol est réalisée par freinage
dissymétrique. Cependant, une augmentation des gaz peut permettre
d'augmenter la vitesse au sol et le débit d'air sur la gouverne de
direction.
1. Commande des gaz........................................ SELON LE BESOIN
• Pour arrêter l'avion -REDUIR
• Si nécessaire pour diriger -AUGMENTER
2. Commande de direction...MAINTENIR AVEC LA GOUVERNE DE
DIRECTION
3. Pédale(s) de freins .......................................................... POMPER
Décollage interrompu
Utiliser la plus grande portion possible restante de la piste pour arrêter
l'avion ou le ralentir suffisamment pour l'arrêter hors piste.
1. Commande des gaz......................................................... RALENTI
2. Freins .............................................................. SELON LE BESOIN
P/N 13772-001
Publication Initiale
3-7
Cirrus Design
Procédures d’urgence
Section 3
SR22
• Attention •
Pour obtenir la plus grande puissance de freinage possible,
maintenir le manche complètement en arrière et arrêter l'avion
avec une application progressive et régulière des freins pour
éviter la perte de maîtrise et l'éclatement d'un pneu.
Arrêt d'urgence du moteur au sol
1. Commande des gaz .........................................................RALENTI
2. Pompe à carburant (si utilisée)............................................ARRET
3. Richesse ..........................................................................COUPEE
4. Sélecteur de réservoir de carburant....................................ARRET
5. Commutateur d'allumage ....................................................ARRET
6. Interrupteurs principaux de batterie et d'alternateur ...........ARRET
Sortie d'urgence au sol
• MISE EN GARDE •
En sortant de l'avion, vérifier qu'il n'y a aucun autre avion, une
hélice en rotation ou tout autre danger dans la voie
d'évacuation.
1. Moteur .............................................................................. ARRETE
• Nota •
Si le moteur est laissé en marche, serrer le frein de
stationnement avant d'évacuer l'avion.
2. Ceintures de sécurité ............................................... RELACHEES
3. Avion ............................................................................... EVACUE
• Nota •
S'il n'est pas possible d'ouvrir les portes, briser une fenêtre
avec le marteau de secours qui se trouve entre les sièges
avant, et passer dans l'ouverture.
3-8
P/N 13772-001
Publication Initiale
Cirrus Design
SR22
Section 3
Procédures d’urgence
Urgences en vol
Panne du moteur au décollage (faible altitude)
Si le moteur tombe en panne immédiatement après le décollage,
interrompre le décollage sur la piste si possible. Si l'altitude ne permet
pas de s'arrêter sur la piste, mais n'est pas suffisante pour relancer le
moteur, abaisser le nez pour maintenir la vitesse indiquée et établir
une altitude de vol plané. Dans la majorité des cas, l'atterrissage doit
être fait tout droit, en ne virant que pour éviter un obstacle. Après avoir
établi un vol plané pour l'atterrissage, exécuter autant de points de la
liste de vérifications que le temps permet.
• MISE EN GARDE •
En cas de tentative de retour à la piste, il faut faire très
attention de ne pas mettre l'avion en décrochage.
1. Meilleure vitesse de vol plané ou d'atterrissage
(selon le cas) ................................................................... ETABLIE
2. Richesse .......................................................................... COUPEE
3. Sélecteur de réservoir de carburant.................................... ARRET
4. Commutateur d'allumage .................................................... ARRET
5. Volets .............................................................. SELON LE BESOIN
Si le temps le permet :
6. Commande des gaz......................................................... RALENTI
7. Pompe à carburant.............................................................. ARRET
8. Interrupteurs principaux de batterie et d'alternateur ........... ARRET
9. Ceintures de sécurité ....................... VERIFIER QU'ELLES SONT
ENCLENCHÉES
P/N 13772-001
Publication Initiale
3-9
Cirrus Design
Procédures d’urgence
Section 3
SR22
Vol plané maximal
Conditions
Exemple
Commande
des gaz
ARRET
Hélice
En moulinet
Volets
0%
(RETRACTES)
Zéro
Vent
Altitude
10 000 pieds
au-dessus du
sol
Meilleur vol
plané
Vitesse indiquée
Distance de vol
plané
15,8 milles
marins
HAUTEUR AU-DESSUS DU SOLPIEDS
Meilleure vitesse de vol plané
3 400 lb
88 kt
Taux de vol plané maximalEnviron 9,6 à 1
14000
12000
10000
8000
6000
4000
2000
0
0
2
4
6
8
10
12
14
DISTANCE AU SOL- MILLES MARINS
16
18
20
SR2_FM03_1391
3-10
Figure 3-1
Vol plané maximal
P/N 13772-001
Publication Initiale
Cirrus Design
SR22
Section 3
Procédures d’urgence
Panne du moteur en vol
Si le moteur tombe en panne en altitude, ajuster l'assiette de tangage
selon le besoin pour établir la meilleure vitesse de vol plané. Tout en
maintenant un vol plané vers une zone d'atterrissage appropriée,
essayer d'identifier la cause de la panne et de la corriger.
• MISE EN GARDE •
Si la panne de moteur est accompagnée de vapeurs
d'essence dans le poste de pilotage ou s'il y a raison de
soupçonner des dommages internes du moteur, amener la
commande de richesse à la position ARRET et ne pas
essayer de redémarrer le moteur.
1. Meilleure vitesse de vol plané.......................................... ETABLIR
• Nota •
Avec un moteur grippé ou en panne, la distance de vol plané
de l'avion est supérieure à la distance de vol plané avec le
moteur au ralenti, comme rencontré pendant la formation.
Si l'hélice est en moulinet, il est possible d'augmenter
légèrement la distance de vol plané en mettant la commande
des gaz au ralenti et en augmentant la vitesse indiquée 5 à 10
kt.
2. Richesse ................................................... RICHESSE MAXIMALE
3. Sélecteur de réservoir de carburant.. CHANGER DE RESERVOIR
4. Pompe à carburant...................................................... AUXILIAIRE
5. Admission d'air secondaire ............................................. MARCHE
6. Commutateur d'allumage .............................VERIFIER LES DEUX
7. Si le moteur ne démarre pas, passer à la liste de vérification de
Redémarrage en vol ou d'Atterrissage forcé, selon le cas.
P/N 13772-001
Publication Initiale
3-11
Cirrus Design
Procédures d’urgence
Section 3
SR22
Rallumage du moteur en vol
La procédure suivante est applicable aux causes les plus fréquentes
de perte de moteur. Changer de réservoir et mettre la pompe à
carburant en marche améliore le démarrage si la panne était causée
par de la contamination du carburant. Appauvrir le mélange et
l'enrichir lentement peut corriger un mauvais réglage de richesse.
• Nota •
Il est possible de faire un rallumage en vol pendant un vol à
1 g, tant que l'avion reste dans son enveloppe de
fonctionnement normal.
1. Interrupteurs principaux de batterie ................................ MARCHE
2. Commande des gaz ......................................OUVERTE A MOITIE
3. Richesse ..............................................................................RICHE
4. Sélecteur de réservoir de carburant.. CHANGER DE RESERVOIR
5. Commutateur d'allumage .............................................. LES DEUX
6. Pompe à carburant...................................................... AUXILIAIRE
7. Admission d'air secondaire ............................................. MARCHE
8. Interrupteurs principaux d'alternateur .................................ARRET
9. Démarreur (hélice pas en moulinet) ................................ENGAGE
10. Commande des gaz ................................ AUGMENTER lentement
11. Interrupteurs principaux d'alternateur ............................. MARCHE
12. Si le moteur ne démarre pas, exécuter la liste de vérifications
d'atterrissage forcé.
3-12
P/N 13772-001
Publication Initiale
Cirrus Design
SR22
Section 3
Procédures d’urgence
Perte partielle de puissance du moteur
Les indications de perte partielle de puissance comprennent les
fluctuations de régime, une pression d'admission réduite ou variable,
une température d'huile élevée et un bruit irrégulier ou un
comportement anormal du moteur. Une légère irrégularité du moteur
en vol peut être causée par l'encrassement d'une ou de plusieurs
bougies. Une irrégularité ou des ratés soudains du moteur sont
normalement une preuve de mauvais fonctionnement d'une magnéto.
• Nota •
Une pression huile faible peut être le signe d'une panne de
moteur imminente ÷ Consulter la procédure pour basse
pression d'huile dans cette section afin d'obtenir la procédure
spéciale pour basse pression d'huile.
• Nota •
Une hélice endommagée ou (déséquilibrée) peut causer un
fonctionnement extrêmement irrégulier. S'il y a raison de
croire que l'hélice est déséquilibrée, arrêter immédiatement le
moteur et exécuter la procédure d'atterrissage forcé.
Si une panne partielle du moteur permet de maintenir un vol
horizontal, atterrir à un terrain d'aviation approprié dès que les
conditions le permettent. Si les conditions ne permettent pas un vol
horizontal en sécurité, utiliser la puissance partielle selon le besoin
pour établir une approche d'atterrissage forcé sur un terrain
d'atterrissage approprié. Dans tous les cas, il faut être préparé pour
une panne complète du moteur.
Si la perte de puissance est causée par une fuite de carburant dans le
système d'injection, le carburant projeté sur le moteur peut être refroidi
par le souffle de l'air, ce qui peut éviter un incendie en altitude.
Cependant, alors que la commande des gaz est reculée pendant la
descente et l'approche pour l'atterrissage, il est possible que le
refroidissement par l'air ne soit pas suffisant pour empêcher un
incendie du moteur.
• MISE EN GARDE •
S'il y a une forte odeur de carburant dans le poste de pilotage,
il faut se diriger vers le terrain d'atterrissage approprié le plus
P/N 13772-001
Publication Initiale
3-13
Cirrus Design
Procédures d’urgence
Section 3
SR22
proche. Faire une approche d'atterrissage forcé et couper
l'alimentation de carburant du moteur après avoir établi les
conditions pour un atterrissage en sécurité.
La procédure suivante fournit un guide pour isoler et corriger certaines
situations procurant à un régime moteur irrégulier ou une perte
partielle de puissance. (Suite à la page suivante)
1. Pompe à carburant...................................................... AUXILIAIRE
La sélection d'AUXILIAIRE peut éliminer le problème en cas de
présence de vapeurs de carburant dans les conduites d'injection
ou de défaillance partielle de la pompe à carburant entraînée par
le moteur. La pompe électrique ne fournit pas une pression de
carburant suffisante pour alimenter le moteur en cas de
défaillance complète de la pompe à carburant entraînée par le
moteur.
2. Sélecteur de réservoir de carburant.. CHANGER DE RESERVOIR
Sélectionner l'autre réservoir de carburant peut résoudre la
problème en cas de panne d'alimentation de carburant ou de
présence de contamination dans un des réservoirs.
3. Richesse . VERIFIER qu'elle est appropriée pour les conditions de
vol
4. Commande des gaz ................................................... ACTIONNEE
Actionner la manette des gaz dans toute la plage selon le besoin
pour obtenir un fonctionnement régulier et la puissance
nécessaire.
5. Admission d'air secondaire ............................................. MARCHE
Une perte graduelle de la pression d'admission et l'irrégularité
possible du moteur peuvent être causées par la formation de
glace dans l'admission. L'ouverture de l'admission d'air
secondaire du moteur fournit de l'air permettant le fonctionnement
du moteur si la source normale est bloquée ou si le filtre à air est
recouvert de glace.
3-14
P/N 13772-001
Publication Initiale
Cirrus Design
SR22
Section 3
Procédures d’urgence
6. Sélecteur d'allumage ............................... LES DEUX, à gauche et
ensuite à droite
En passant momentanément de BOTH (les deux) à gauche (L),
puis à droite (R) peut aider à identifier le problème. Une perte de
puissance importante en mode d'allumage unique indique un
problème de magnéto ou de bougie. Appauvrir la richesse à la
valeur recommandée pour la croisière. Si le régime moteur ne
devient pas plus régulier après quelques minutes, essayer
d'enrichir le mélange. Ramener le commutateur d'allumage à la
position BOTH (les deux) à moins qu'une irrégularité extrême
indique qu'il faut utiliser une seule magnéto.
7. Atterrir dès que possible.
P/N 13772-001
Publication Initiale
3-15
Cirrus Design
Procédures d’urgence
Section 3
SR22
Pression d'huile basse
Si la basse pression d'huile est accompagnée d'une augmentation de
la température d'huile, le moteur a probablement perdu une quantité
d'huile importante et une défaillance du moteur peut être imminente.
Amener immédiatement le moteur au ralenti et sélectionner un terrain
approprié pour effectuer un atterrissage forcé.
• MISE EN GARDE •
L'utilisation prolongée d'une puissance élevée après la perte
de la pression d'huile conduit à des dommages mécaniques
du moteur et une défaillance totale du moteur, qui peut être
catastrophique.
• Nota •
Après une perte de pression d'huile, il ne faut utiliser la
puissance maximale qu'en cas de vol près du sol et
seulement pendant la durée nécessaire pour regagner de
l'altitude afin de pouvoir faire un atterrissage en sécurité ou
analyser la cause de l'indication de basse pression d'huile et
confirmer que la pression d'huile est perdue.
Si la basse pression d'huile est accompagnée d'une
température d'huile normale, il est possible qu'il y ait un
mauvais fonctionnement du pressostat d'huile, du manomètre
ou du clapet de sécurité. Dans tous les cas, atterrir dès que
possible et déterminer la cause.
1. Commande des gaz ................................MINIMUM NECESSAIRE
2. Atterrir dès que possible.
Panne du régulateur d'hélice
Si le régime ne répond pas au déplacement de la commande des gaz
ou en cas de surrégime, la cause la plus probable est un régulateur
défectueux ou un mauvais fonctionnement du système d'huile. Si le
déplacement de la manette des gaz est difficile ou irrégulier, il faut
soupçonner une défaillance de la tringlerie et exécuter la liste de
vérification de Défaillance de la tringlerie de la commande des gaz.
3-16
P/N 13772-001
Publication Initiale
Cirrus Design
SR22
Section 3
Procédures d’urgence
Le régime de l'hélice n'augmente pas
1. Pression d'huile...............................................................VERIFIEE
2. Atterrir dès que possible.
Surrégime ou pas de réduction du régime de l'hélice
1. Commande des gaz.. REGLER (pour maintenir le régime dans les
limites)
2. Vitesse indiquée ................................................... REDUIR à 90 kt
3. Atterrir dès que possible.
Elimination de la fumée et des vapeurs
En cas de détection de fumée ou de vapeurs dans la cabine, vérifier les
instruments du moteur pour déterminer s'il y a un mauvais
fonctionnement quelconque. En cas de fuite de carburant, l'activation des
éléments électriques peut causer un incendie. S'il y a une forte odeur de
carburant dans le poste de pilotage, il faut se diriger vers le terrain
d'atterrissage approprié le plus proche. Faire une approche d'atterrissage
forcé et couper l'alimentation de carburant du moteur après avoir établi
les conditions pour permettre un atterrissage en sécurité.
1. Chauffage ........................................................................... ARRET
2. Bouches d'air .....................................OUVRIR, FROID MAXIMUM
3. Préparer pour un atterrissage dès que possible.
Débit d'air insuffisant pour éliminer la fumée ou les vapeurs de la cabine
4. Portes de la cabine ........................................... DEVERROUILLEE
Incendie moteur en vol
En cas d'incendie du moteur en vol, ne pas essayer de redémarrer le
moteur.
1. Richesse .......................................................................... COUPEE
2. Pompe à carburant.............................................................. ARRET
3. Commande des gaz......................................................... RALENTI
4. Sélecteur de réservoir de carburant.................................... ARRET
5. Sélecteur d'allumage .......................................................... ARRET
6. Exécuter la liste de vérifications d'atterrissage forcé.
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3-17
Cirrus Design
Procédures d’urgence
Section 3
SR22
Incendie d'aile en vol
1. Interrupteur de réchauffage Pitot ........................................ARRET
2. Interrupteur de feux de navigation ......................................ARRET
3. Interrupteur de feux stroboscopiques..................................ARRET
4. Si possible, faire une glissage pour maintenir les flammes à l'écart
du réservoir de carburant et de la cabine.
• Nota •
La mise de l'avion en descente peut éteindre l'incendie.
Pendant le piqué, ne pas dépasser la vitesse VNE.
5. Atterrir dès que possible.
Incendie de cabine en vol
Si la cause de cet incendie est évidente et facilement accessible,
utiliser un extincteur pour éteindre les flammes et atterrir dès que
possible. Ouvrir les bouches d'air peut alimenter l'incendie, mais il
peut être nécessaire de faire sortir la fumée ou le produit d'extinction
de la cabine pour éviter que le pilote et les occupants ne respirent la
fumée. Si la cause de l'incendie n'est pas évidente ou si elle n'est pas
facilement accessible, appliquer la procédure suivante.
• MISE EN GARDE •
Numéro de série 0435 et suivants, avec configuration à écran
de vol principal (PFD) : Si l'avion est dans des conditions
météorologiques de vol aux instruments (IMC), mettre sur
l'arrêt les interrupteurs de ALT 1, ALT 2 et BAT 1. Le courant
de la batterie 2 maintient la fonctionnalité de l'écran de vol
principal pendant environ 30 minutes.
1. Interrupteurs principaux de batterie et d'alternateur .......... ARRET,
SELON BESOIN
• Nota •
Le moteur continue à fonctionner. Cependant, aucune
alimentation électrique n'est disponible.
2. Chauffage............................................................................ARRET
3. Bouches d'air ................................................................ FERMEES
4. Extincteur ........................................................................... ACTIVE
3-18
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SR22
Section 3
Procédures d’urgence
• MISE EN GARDE •
Le halon utilisé dans l'extincteur peut être un gaz toxique,
spécialement dans un espace clos. Après avoir éteint
l'incendie, ouvrir les bouches d'air et déverrouiller les portes
(si nécessaire) pour aérer la cabine.
5. Quand l'incendie est éteint, bouches d'air ........... OUVRIR, FROID
MAXIMUM
6. Interrupteur d'alimentation des systèmes d'avionique ........ ARRET
7. Tous les autres interrupteurs .............................................. ARRET
8. Atterrir dès que possible.
Si la mise sur l'arrêt des interrupteurs principaux n'élimine pas la
source de l'incendie ou des vapeurs, et si l'avion est en vol de nuit, en
conditions de vol aux instruments ou par mauvais temps :
• MISE EN GARDE •
Si l'avion est en vol à vue de jour et si la position des
interrupteurs principaux arrêt n'élimine pas l'incendie, laisser
les interrupteurs principaux sur arrêt. Ne pas essayer d'isoler
la source de l'incendie en vérifiant chaque élément électrique
individuellement.
9. Interrupteurs principaux de batterie et d'alternateur ....... MARCHE
10. Interrupteur d'alimentation des systèmes d'avionique .... MARCHE
11. Activer les systèmes nécessaires, un à la fois. Attendre plusieurs
secondes après l'activation de chaque système pour isoler le
système qui ne fonctionne pas correctement. Continuer le vol
jusqu'au terrain d'atterrissage le plus proche, avec le système
défectueux sur arrêt. Activer le nombre minimum d'équipements
nécessaires pour effectuer un atterrissage en sécurité.
P/N 13772-001
Publication Initiale
3-19
Cirrus Design
Procédures d’urgence
Section 3
SR22
Rencontre accidentelle de givrage
Il est interdit de voler en condition de givrage connue. Cependant, si
du givrage est rencontré par accident :
1. Réchauffage Pitot............................................................ MARCHE
2. Sortir de la situation causant le givrage. Faire demi-tour ou
changer d'altitude.
3. Chauffage de la cabine ................................................. MAXIMUM
4. Dégivrage du pare-brise ................... COMPLETEMENT OUVERT
5. Admission d'air secondaire ............................................. MARCHE
Descente d'urgence
1. Commande des gaz .........................................................RALENTI
2. Richesse .................................................................... Selon besoin
• Nota •
Si des turbulences sont prévues, ne pas dépasser une vitesse
indiquée supérieure à la vitesse VNO (178 kt)
3. Vitesse indiquée.......................................................... VNE (201 kt)
3-20
P/N 13772-001
Publication Initiale
Cirrus Design
SR22
Section 3
Procédures d’urgence
Rencontre accidentelle de conditions météorologiques
de vol aux instruments (IMC)
En cas de rencontre de conditions météorologiques de vol aux
instruments (IMC), un pilote qui n'est pas complètement compétent pour
un vol aux instruments doit se fier au pilote automatique pour exécuter
un demi-tour afin de sortir de ces conditions. Il faut prendre une action
immédiate pour faire demi-tour en suivant la procédure suivante :
1. Commandes de l'avion .. Etablir un vol en ligne droite et horizontal
2. Pilote automatique ........Engager pour maintenir le cap et l'altitude
3. Cap ....................................... Régler pour initier un virage de 180°
Piqué en spirale accidentel pendant un vol en conditions
météorologiques de vol aux instruments (IMC)
1. Commande des gaz......................................................... RALENTI
2. Arrêter le piqué en spirale en utilisant des commandes coordonnées
d'aileron et de gouverne de direction tout en consultant l'altimètre et
l'indicateur de virage pour mettre les ailes horizontales.
3. Appliquer avec prudence de la contre-pression sur la gouverne de
profondeur pour amener l'avion en position de vol horizontal.
4. Faire les réglages pour maintenir un vol horizontal.
5. Régler la puissance selon le besoin.
6. Utiliser le pilote automatique s'il est fonctionnel, autrement ne pas
toucher le manche, utiliser la gouverne de direction pour maintenir
un cap constant.
7. Sortir dès que possible des conditions météorologiques de vol aux
instruments.
Ouverture des portes en vol
En vol, les portes du SR22 restent ouvertes entre 1 et 3 pouces quand
elle ne sont pas verrouillées. En cas de découverte de cette situation
pendant le roulage de décollage, interrompre le décollage si c'est
possible. Si l'avion est déjà en vol :
1. Vitesse indiquée .......REDUIRE LA VITESSE ENTRE 80 ET 90 kt
2. Atterrir dès que possible.
P/N 13772-001
Publication Initiale
3-21
Cirrus Design
Procédures d’urgence
Section 3
SR22
Vrilles
Le SR22 n'est pas approuvé pour les vrilles et n'a pas été soumis à
des essais ni homologué pour des caractéristiques de sortie de vrille.
La seule méthode approuvée et démontrée de sortir d'une vrille est
d'activer le système de parachute de cellule de Cirrus (CAPS)
(consulter Déploiement du système de CAPS, dans cette section).
C’est pourquoi, si l'avion « sort du vol contrôlé », il faut déployer le
système de CAPS.
Bien que les caractéristiques de décrochage du SR22 rendent
extrêmement improbable l'entrée accidentelle en vrille, une telle
entrée est possible. Il est possible d'éviter l'entrée en vrille en utilisant
des bonnes pratiques de vol : utilisation coordonnée des commandes
de vol, d'une vitesse indiquée appropriée selon les recommandations
de ce manuel et ne jamais utiliser les commandes de vol avec des
actions brusques à proximité du décrochage (consulter Décrochages,
section 4).
Si, au moment du décrochage, les commandes sont mal placées ou
des actions brusques accélérées sont imposées à la gouverne de
profondeur, la gouverne de direction ou les ailerons, il est possible de
sentir une descente abrupte de l'aile et d'entrer dans une spirale ou
une vrille. Dans certains cas, il peut être difficile de déterminer si
l'avion est entré dans une spirale ou un commencement d'une vrille.
• MISE EN GARDE •
Dans tous les cas, si l'avion entre dans une attitude anormale
dont il n'est pas escompté d'en sortir avant impact au sol, il
faut déployer immédiatement le système de CAPS.
La perte d'altitude minimale démontrée pour un déploiement
du système de CAPS après une vrille d'un tour est de 920
pieds. L'activation à une altitude plus élevée procure une
meilleure marge de sécurité pour le rétablissement après
l'ouverture du parachute. Il ne faut pas perdre de temps et de
l'altitude à essayer de sortir d'une spirale ou d'une vrille avant
d'activer le système de CAPS.
Entrée accidentelle dans une vrille
1. CAPS .................................................................................... Activé
3-22
P/N 13772-001
Publication Initiale
Cirrus Design
SR22
Section 3
Procédures d’urgence
Déploiement du système de CAPS
Le système de parachute de cellule de Cirrus (CAPS) doit être activé
en cas d'urgence constituant un danger de mort, quand il est jugé que
le déploiement du CAPS est plus sûr que de continuer le vol et
d'atterrir.
• MISE EN GARDE •
Après le déploiement du système de CAPS, il faut s'attendre à
la perte de la cellule et, en fonction de facteurs externes
défavorables tels que déploiement à vitesse élevée, à basse
altitude, sur terrain accidenté ou par vent fort, à des blessures
graves ou le décès des occupants. C’est pourquoi, le système
de CAPS ne doit être activé que si aucun autre moyen de
traiter l'urgence ne peut éviter des blessures graves des
occupants.
• Attention •
L'impact escompté d'un déploiement complètement stabilisé
est équivalent à une chute d'une hauteur d'environ 13 pieds.
• Nota •
Plusieurs scénarios possibles où l'activation du système de
CAPS serait approprié sont discutés à la section 10, Sécurité,
de ce manuel. Ils comprennent :
• Collisions en vol
• Défaillance structurale
• Perte de contrôle
• Atterrissage sur un terrain accidenté
• Incapacité soudaine du pilote
Tous les pilotes doivent soigneusement étudier les consignes
sur l'activation et le déploiement du système de CAPS dans la
section 10 avant de piloter l'avion.
P/N 13772-001
Publication Initiale
3-23
Cirrus Design
Procédures d’urgence
Section 3
SR22
Après avoir pris la décision de déployer le système de CAPS, il faut
suivre la procédure suivante :
1. Vitesse indiquée...........................AUSSI BASSE QUE POSSIBLE
La vitesse de déploiement maximale démontrée est de 133 kt. La
réduction de la vitesse permet de réduire la charge sur le
parachute et d'éviter une surcharge structurale et peut-être la
défaillance du parachute.
2. Richesse (si le temps et l'altitude permettent) ................ COUPER
Généralement, un avion en détresse offre plus de sécurité pour
ses occupants si son moteur n'est pas en marche.
3. Couvercle de la poignée d'activation.............................. ENLEVER
Le couvercle est équipé d'une poignée sur son bord avant.
Abaisser le couvercle pour exposer la poignée en forme de T.
4. Poignée d'activation (à deux mains) ...... ABAISSER TOUT DROIT
Sortir la poignée d'activation de son support. Prendre fermement
la poignée à deux mains et tirer tout droit vers le bas, d'un
mouvement fort, régulier et continu. Maintenir une force maximale
jusqu'à l'activation de la fusée. Il peut être nécessaire d'appliquer
une force de l'ordre de 45 livres. Il faut s'attendre à une
déformation du support du boîtier de la poignée.
• MISE EN GARDE •
Tirer rapidement sur la poignée d'activation ou par a-coups
augmente de façon appréciable la force nécessaire pour
activer la fusée. L'utilisation d'un mouvement ferme et régulier,
comme pour une barre de traction, améliore la bonne
activation du système.
Après le déploiement
5. Richesse ....................................................... VERIFIEE, COUPEE
6. Sélecteur de réservoir de carburant....................................ARRET
L'arrêt de l'alimentation de carburant réduit le risque d'incendie au
moment de l'impact au sol.
7. Interrupteurs principaux de batterie et d'alternateur ...........ARRET
8. Commutateur d'allumage ....................................................ARRET
3-24
P/N 13772-001
Publication Initiale
Cirrus Design
SR22
Section 3
Procédures d’urgence
9. Pompe à carburant.............................................................. ARRET
10. Radiobalise de détresse ................................................. MARCHE
11. Ceintures et harnais de sécurité ...................................... SERRES
Tous les occupants doivent serrer fermement leur ceinture et
harnais de sécurité.
12. Objets libres .................................................................... RANGES
Si le temps le permet, tous les objets libres doivent être rangés et
maintenus pour éviter des blessures occasionnées par des objets
projetés en l'air dans la cabine au moment du contact au sol.
13. Prendre la position d'atterrissage d'urgence.
Pour prendre la position d'atterrissage d'urgence, croiser les bras
sur la poitrine, prendre fermement en main le baudrier de sécurité
et maintenir le torse vertical.
14. Quand l'avion s'est arrêté complètement, l'évacuer rapidement et
se déplacer en amont du vent.
Alors que les occupants sortent de l'avion, le poids plus faible peut
permettre au vent de traîner l'avion. En raison de l'impact, les
portes peuvent se coincer. S'il n'est pas possible d'ouvrir les
portes, briser une fenêtre avec le marteau de secours qui se
trouve entre les sièges avant, et passer dans l'ouverture.
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Publication Initiale
3-25
Cirrus Design
Procédures d’urgence
Section 3
SR22
Atterrissage d’urgence
Atterrissage forcé (moteur arrêté)
Si toutes les tentatives de démarrage du moteur ne produisent aucun
résultat et si un atterrissage forcé est imminent, choisir un terrain
approprié et se préparer pour l'atterrissage.
Choisir un terrain dès que possible de manière à avoir le maximum de
temps pour préparer et exécuter l'atterrissage forcé. Pour faire un
atterrissage forcé sur un terrain non préparé, sortir complètement les
volets si possible. Atterrir sur le train d'atterrissage principal et
maintenir la roue avant en l'air aussi longtemps que possible.
Si la puissance du moteur est disponible, avant de faire un
atterrissage en dehors d'un aéroport, survoler les environs à une
altitude basse et non dangereuse pour inspecter le terrain et
déterminer qu'il n'y a pas d'obstruction et que la surface est
acceptable.
• Nota •
Sortir les volets complètement (100 %) pour réduire la
distance de vol plané. Il ne faut sortir les volets qu'après avoir
déterminé que l'atterrissage est assuré.
En cas d'amerrissage forcé, éviter un arrondi d'amerrissage
car il est difficile de juger la hauteur au-dessus de l'eau.
1. Meilleure vitesse de vol plané .......................................... ETABLIE
(Suite à la page suivante)
2. Radio........................................Transmettre (121,5 MHz) MAYDAY
en donnant la position et les
intentions.
3. Transpondeur ......................................................... SQUAWK 7700
4. En dehors d'un aéroport, radiobalise de détresse ...........ACTIVEE
5. Commande des gaz .........................................................RALENTI
6. Richesse ..........................................................................COUPEE
7. Sélecteur de réservoir de carburant....................................ARRET
8. Commutateur d'allumage ....................................................ARRET
3-26
P/N 13772-001
Publication Initiale
Cirrus Design
SR22
Section 3
Procédures d’urgence
9. Pompe à carburant.............................................................. ARRET
10. Volets (quand l'atterrissage est assuré) ................................ 100 %
11. Interrupteurs principaux ...................................................... ARRET
12. Ceinture(s) de sécurité .............................................. ATTACHEES
Atterrissage sans commande de profondeur
La cartouche à ressort de compensateur de tangage est montée
directement sous la commande de profondeur et fournit un moyen de
secours pour régler le système de commande de profondeur primaire.
Régler le compensateur de profondeur pour une approche
d'atterrissage à 80 kt. Ensuite, attendre après l'arrondi d'atterrissage
pour changer le compensateur. Pendant l'arrondi, le moment de nez
abaissé résultant d'une réduction de puissance peut causer un contact
de la roue avant de l'avion avec le sol. Pour éviter cela, déplacer le
bouton de compensateur à la position complètement cabrée pendant
l'arrondi et ajuster la puissance pour faire un atterrissage doux. Au
touché, amener la commande des gaz au ralenti.
1. Volets ................................................................... REGLES A 50 %
2. Compensateur ........................................................REGLE A 80 kt
3. Commande des gaz.......SELON LE BESOIN POUR L'ANGLE DE
DESCENTE
Atterrissage avec défaillance des freins
Un frein ne fonctionne pas
1. Atterrir sur le côté de la piste correspondant au frein qui ne
fonctionne pas.
2. Maintenir la maîtrise de la direction avec la gouverne de direction
et le frein fonctionnel.
P/N 13772-001
Publication Initiale
3-27
Cirrus Design
Procédures d’urgence
Section 3
SR22
Aucun frein ne fonctionne
1. Se diriger vers la piste la plus longue et la plus large, avec le vent
debout le plus direct.
2. Atterrir sur le côté sous le vent de la piste.
3. Utiliser la gouverne de direction pour éviter les obstacles.
• Nota •
L'efficacité de la gouverne de direction diminue avec la
réduction de la vitesse.
4. Exécuter la liste de vérification Arrêt d'urgence du moteur au sol.
Atterrissage avec un pneu à plat
En cas de pneu à plat ou de séparation de la bande de roulement au
décollage et s'il n'est pas possible d'interrompre le décollage, atterrir
dès que les conditions le permettent.
Train d'atterrissage principal
1. Atterrir sur le côté de la piste correspondant au pneu en bon état.
2. Maintenir la maîtrise de direction avec les freins et la gouverne de
direction.
3. Ne pas faire de roulage. Arrêter l'avion et arrêter le moteur
normalement.
Train d'atterrissage avant
1. Atterrir au centre de la piste.
2. Maintenir la roue avant en l'air aussi longtemps que possible.
3. Ne pas faire de roulage. Arrêter l'avion et arrêter le moteur
normalement.
3-28
P/N 13772-001
Publication Initiale
Cirrus Design
SR22
Section 3
Procédures d’urgence
AMPEREMETRE
BAT 1
ALT 1
ALT 2
BATT
BARRE
OMNIBUS PRINCIPALE
DE DISTRIBUTION
ALT 1
BARRE
OMNIBUS ESSENTIELLE
DE DISTRIBUTION
ALT 2
BAT 2
NON ESSENTIELLE
BARRE OMNIBUS 2
SKYWATCH
POMPE DE
CARBURANT
GPS 2
COM 2
ENCODER/
XPONDER
INDICATEUR DE
VIRAGE N° 2
ATTITUDE nž°2
STORMSCOPE
HORIZON
ARTIFICIEL N°ž2
MFD
ALT 1
PANNEAU
DE SON
ECLAIRAGE DE
LA CABINE
ESSENTIELLE
ANNONCIATEUR
INDICATEUR DE
VIRAGE N° 1
ATTITUDE nž°1
HORIZON
ARTIFICIEL N°ž1
AVERTISSEUR
DE DECROCHAGE
BATTERIE 2
ALT 2
ALIMENTATION
ESSENTIELLE
AVIONIQUE
INSTRUMENTS
DU MOTEUR
ECLAIRAGE DES
INSTRUMENTS
COMPENSATEUR EN
TANGAGE ET EN LACET
COMPENSATEUR
EN ROULIS
PROTECTION CONTRE
LE GIVRAGE
BARRE OMNIBUS 1
RELAIS DU
DEMARREUR
PRECHAUFFAGE
PITOT ET VENTILATEUR
DE REFROIDISSEMENT
PRISE DE 12žV EN
COURANT CONTINU
PILOTE
AUTOMATIQUE
AVIONIQUE
FEUX A
ECLATS
FEUX DE NAVIGATION
COM 1
VOLETS
GPS 1
NON ESSENTIELLE
ESSENTIELLE
SR2_FM03_1453A
Figure 3-2
Alimentation et distribution électrique (simplifiée)
P/N 13772-001
Publication Initiale
3-29
Cirrus Design
Procédures d’urgence
Section 3
SR22
Mauvais fonctionnement d'un système
Panne d'alternateur
L'allumage continu d'un des voyant de ALT dans le panneau
annonciateur indique une défaillance de l'alternateur correspondant.
La cause la plus probable d'une panne d'alternateur est un problème
de branchement, un mauvais fonctionnement de l'alternateur ou un
mauvais fonctionnement du régulateur de tension. Habituellement, un
mauvais fonctionnement du système électrique est accompagné d'une
intensité de courant de charge ou de décharge très élevée.
• Attention •
Les alternateurs de cet avion sont des alternateurs à autoexcitation. Une batterie doit être connectée pour que ces
alternateurs s’exitent ; cependant, une fois exités, les
alternateurs génèrent leur propre champ inducteur pour
continuer à fonctionner en cas de défaillance de la batterie.
Pour assurer qu'il y a du courant pour redémarrer l'alternateur
en cas de défaillance de l'alternateur, il faut couper les
batteries en vol.
Un voyant ALT 1 clignotant indique une intensité de courant de charge
excessive. Ceci a lieu avec une batterie BAT 1 très déchargée et un
charge d'équipement élevée. Puisque les charges sur l'alternateur ALT
2 sont beaucoup plus basses, il est peu probable que le voyant ALT 2
clignote, même avec une batterie BAT 2 très déchargée.
La figure 3-2 montre le système de distribution électrique. Les charges
individuelles de chaque barre omnibus du panneau de disjoncteurs
sont montrées dans le même ordre que sur le panneau. Il faut noter
que les appareils des barres omnibus essentielles du panneau de
disjoncteurs sont alimentées par ALT 1, ALT 2, BAT 1 et BAT 2. Les
barres omnibus principales et les barres omnibus non essentielles du
panneau de disjoncteurs sont alimentées uniquement par ALT 1 et
BAT 1.
3-30
P/N 13772-001
Publication Initiale
Cirrus Design
SR22
Section 3
Procédures d’urgence
Voyant ALT 1 allumé
L'allumage continu indique une défaillance de ALT 1. Essayer de
remettre l'alternateur en ligne. S'il n'est pas possible de remettre
l'alternateur en ligne, réduire les charges et utiliser la barre omnibus
principale ou les charges non essentielles seulement selon le besoin
en fonction des conditions du vol.
1. Interrupteur principal de ALT 1............................................ ARRET
2. Disjoncteur d'alternateur 1 .......................... VERFIE et RENGAGE
3. Interrupteur principal de ALT 1........................................ MARCHE
Pas possible de rengager l'alternateur
4. Réduire les charges sur la barre omnibus principale 1, la barre
omnibus principale 2 et les barres omnibus non essentielles.
Surveiller la tension.
5. Interrupteur principal de ALT 1............................................ ARRET
6. Atterrir dès que possible.
Voyant ALT 1 clignotant
La cause la plus probable est une batterie extrêmement déchargée
accompagnée de charges électriques importantes. Dans ce cas,
réduire les charges sur les barres omnibus principales et non
essentielles et surveiller l'intensité jusqu'à ce que l'intensité du courant
de charge revienne dans les limites normales. Il est alors possible
d'ajouter des charges selon le besoin.
1. Interrupteur d'ampèremètre ................................................... BATT
2. Si l'intensité du courant de charge est supérieure à 30 A, réduire
la charge sur la barre omnibus principale 1, la barre omnibus
principale 2 et les barres omnibus non essentielles.
3. Surveiller l'ampèremètre jusqu'à ce que l'intensité du courant de
charge de la batterie soit inférieur à 15 A.
4. Quand l'intensité du courant de charge de la batterie est dans les
limites normales, ajouter des charges selon le besoin pour les
conditions du vol.
P/N 13772-001
Publication Initiale
3-31
Cirrus Design
Procédures d’urgence
Section 3
SR22
Voyant ALT 2 allumé
Sauf en fonctionnement à bas régime, le voyant allumé indique une
défaillance de ALT 2. S'il n'est pas possible de remettre l'alternateur
en ligne, les charges des barres omnibus essentielles sont alimentées
par ALT 1, BAT 1 et BAT 2.
• Nota •
Le voyant ALT 2 est allumé et l’alternateur n'est pas en ligne à
un régime inférieur à 1 7000-2 200 tr/min.
1. Interrupteur principal de ALT 2............................................ARRET
2. Disjoncteur de l'alternateur 2 .................VERFIER et RENGAGER
3. Interrupteur principal de ALT 2........................................ MARCHE
Pas possible de rengager l'alternateur
4. Réduire les charges sur la barre omnibus principale 1, la barre
omnibus principale 2 et les barres omnibus non essentielles.
5. Interrupteur principal de ALT 2............................................ARRET
6. Atterrir dès que possible.
3-32
P/N 13772-001
Publication Initiale
Cirrus Design
SR22
Section 3
Procédures d’urgence
Voyant de basse tension LOW VOLTS allumé
Le voyant de basse tension LOW VOLTS allumé indique que la tension
mesurée à la barre omnibus essentielle est égale ou inférieur à 24,5 V.
Typiquement, ceci indique que l'avion est alimenté uniquement par les
batteries et que les deux alternateurs sont en panne ou hors ligne.
Défaillance des deux alternateurs
1. Atterrir dès que possible.
Panne de communications
Une panne de communications peut avoir plusieurs causes. Si, après
avoir suivi la procédure de la liste de vérification, les communications
ne sont pas rétablies, exécuter la procédure de perte de
communications prescrites dans FAR/AIM.
• Nota •
En cas de perte d'alimentation du panneau de radio, le
panneau de radio connecte COM 1 au casque du pilote et aux
haut-parleurs. La mise du panneau de radio sur OFF (arrêt)
connecte aussi COM 1 au casque du pilote et aux hautparleurs.
1. Interrupteurs et commandes ...........................................VERIFIES
2. Fréquence ..................................................................... CHANGEE
3. Disjoncteurs ....................................................................VERIFIES
4. Casque ............................................................................CHANGE
5. Microphone manuel ...................................................... BRANCHE
P/N 13772-001
Publication Initiale
3-33
Cirrus Design
Procédures d’urgence
Section 3
SR22
Défaillance de la tringlerie de commande des gaz
En cas de défaillance de la tringlerie de la commande des gaz en vol,
le moteur ne répond pas au déplacement de la commande des gaz.
Utiliser la puissance disponible et les volets selon le besoin pour
atterrir l'avion en sécurité.
Si la commande des gaz est coincée à proximité de la position de
puissance maximale, aller à un terrain d'aviation approprié. Faire un
circuit d'atterrissage forcé. Avec l'atterrissage assuré, arrêter le moteur
en reculant complètement à CUTOFF (coupure) la commande de
richesse. S'il faut de nouveau de la puissance, ramener la commande
de richesse sur RICHE et reprendre les paramètres de circuit
normaux ou faire un autre tour de piste. S'il n'est pas possible de
maîtriser la vitesse, arrêter le moteur et exécuter la liste de vérification
d'atterrissage forcé. Après l'atterrissage, arrêter complètement l'avion
et terminer la liste de vérification d'arrêt d'urgence du moteur au sol.
Si la manette des gaz est coincée à proximité de la position de ralenti
et qu'il n'est pas possible de maintenir un vol en ligne droite horizontal,
établir un vol plané vers une surface d'atterrissage appropriée. Faire
un circuit d'atterrissage forcé.
1. Déplacement de la commande des gaz............................ VERIFIE
2. Commande des gaz .......................................REGLEE, si possible
3. Volets ......................................................... REGLES si nécessaire
4. Richesse ........ SELON LE BESOIN (de richesse totale à coupure)
5. Atterrir dès que possible.
3-34
P/N 13772-001
Publication Initiale
Cirrus Design
SR22
Section 3
Procédures d’urgence
Mauvais fonctionnement de statique de Pitot
Source de statique bloquée
En cas de mauvaises indications possible des instruments à source
statique, (vitesse indiquée, altimètre et vitesse verticale), ouvrir la
vanne de source statique secondaire, sur le côté de la console, près
de la cheville droite du pilote, afin de fournir aux instruments la
pression statique de la cabine .
• Nota •
Si la sélection de la source de statique secondaire ne résout
pas le problème, il est possible de fournir la pression statique
aux instruments, en cas d'urgence, en fracturant le verre du
cadran du variomètre. Quand la pression statique est fournie
par l'intermédiaire de l'indicateur de vitesse verticale,
l'indication de montée et descente du variomètre est inversée
(c'est-à-dire que l'aiguille indique montée pour une descente
et descente pour une montée).
Avec la source de statique secondaire en marche, ajuster légèrement
la vitesse indiquée pendant la montée ou l'approche, conformément
au tableau d'étalonnage de la vitesse indiquée (source statique
secondaire) de la section 5, en tenant compte de la configuration des
bouches d'air et du chauffage.
1. Réchauffage Pitot ........................................................... MARCHE
2. Source de statique secondaire ......................................OUVERTE
Tube de Pitot bouché
Si seul l'indicateur de vitesse indiquée fournit des renseignements
erronés et en cas de givrage, du givre sur le tube de Pitot est la cause
la plus probable. Si la mise en marche du réchauffage du tube de Pitot
ne corrige pas le problème, descendre dans de l'air plus chaud. S'il
faut faire une approche avec un tube de Pitot bouché, utiliser des
réglages connus d'inclinaison longitudinale et de puissance et
l'indicateur GPS de vitesse au sol, en prenant en compte la vitesse du
vent au sol.
1. Réchauffage Pitot ........................................................... MARCHE
P/N 13772-001
Publication Initiale
3-35
Cirrus Design
Procédures d’urgence
Section 3
SR22
Panne de compensateur électrique et de pilote
automatique
Il est possible de reprendre les commandes en utilisant le manche en
cas de défaillance ou de mauvais fonctionnement du compensateur
électrique ou de l’auto pilote. En cas d'emballement du compensateur,
désactiver le circuit en tirant sur le disjoncteur (compensateur
longitudinal, compensateur de direction ou pilote automatique ; PITCH
TRIM, ROLL TRIM, or AUTOPILOT) et atterrir dès que possible quand
les conditions le permettent.
1. Commandes de l'avion..................MAINTENIR MANUELLEMENT
2. Pilote automatique (si engagé) .................................... Désengagé
Problème pas corrigé
3. Disjoncteurs .................................................... TIRES selon besoin
• COMPENSATEUR EN TANGAGE
• COMPENSATEUR EN ROULIS
• PILOTE AUTOMATIQUE
4. Commande des gaz ........................................SELON LE BESOIN
5. Manche ................MAINTENIR LA PRESSION MANUELLEMENT
6. Atterrir dès que possible.
3-36
P/N 13772-001
Publication Initiale
Cirrus Design
SR22
Section 4
Procédures normales
Section 4
Procédures normales
Table des matières
Introduction ..................................................................................... 4-3
Vitesses indiquées pour utilisation normale .................................... 4-4
Procédures normales ......................................................................4-5
Inspections avant le vol ............................................................... 4-5
Inspection extérieure avant le vol ................................................ 4-6
Avant la mise en route du moteur................................................ 4-9
Mise en route du moteur............................................................ 4-10
Avant le roulage......................................................................... 4-12
Roulage ..................................................................................... 4-13
Avant le décollage ..................................................................... 4-13
Débit de carburant à puissance maximale................................. 4-15
Décollage................................................................................... 4-16
Décollage normal....................................................................... 4-17
Décollage sur un terrain court.................................................... 4-17
Montée....................................................................................... 4-17
Croisière .................................................................................... 4-19
Appauvrissement en croisière ................................................... 4-20
Descente.................................................................................... 4-20
Avant l'atterrissage .................................................................... 4-20
Atterrissage................................................................................ 4-21
Atterrissage interrompu et nouveau tour de piste ...................... 4-22
Après l'atterrissage .................................................................... 4-22
Arrêt ........................................................................................... 4-23
Décrochages.............................................................................. 4-24
Conditions métérologiques sévères .............................................. 4-25
Utilisation par temps froid .......................................................... 4-25
Utilisation par temps chaud ....................................................... 4-28
Caractéristiques acoustique et réduction du bruit ......................... 4-28
Economie du carburant ................................................................. 4-29
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4-1
Cirrus Design
Procédures normales
Section 4
SR22
Intentionnellement laissé en blanc
4-2
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SR22
Section 4
Procédures normales
Introduction
Cette section fournit les procédures détaillées pour l'utilisation
normale. Les procédures normales pour les systèmes optionnels se
trouvent dans la section 9.
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Publication Initiale
4-3
Cirrus Design
Procédures normales
Section 4
SR22
Vitesses indiquées pour utilisation normale
A moins d'indication contraire, les vitesses suivantes sont basées sur
une masse maximale de 3 000 lb et peuvent être utilisées pour
n'importe quelle masse plus faible. Cependant, il faut utiliser la vitesse
appropriée pour une masse particulière afin d'obtenir la performance
spécifiée à la section 5 pour la distance de décollage.
Rotation de décollage
• Normal, volets à 50 % ........................................................ 70 kt
• Passage d'un obstacle, volets à 50 % ................................ 78 kt
Montée en route, volets rétractés
• Normale .................................................................. 110 à 120 kt
• Meilleur vitesse ascensionnelle, NM ................................ 101 kt
• Meilleure vitesse ascensionnelle, 10 000 pieds ................. 95 kt
• Meilleure pente, NM ........................................................... 78 kt
• Meilleure pente, 10 000 pieds ............................................ 82 kt
Approche d'atterrissage
• Approche normale, volets rétractés ............................ 90 à 95 kt
• Approche normale, volets sortis à 50 % ..................... 85 à 90 kt
• Approche normale, volets sortis à 100 % ................... 80 à 85 kt
• Piste courte, volets sortis à 100 % (VREF).......................... 77 kt
Remise des gaz, volets sortis à 50 %
• Pleine puissance ................................................................ 80 kt
Pénétration maximale recommandée dans des turbulences
• 3 400 lb............................................................................. 133 kt
• ............................................................................. 2 900 lb123 kt
Vent de travers maximum
• Décollage ou atterrissage................................................... 20 kt
4-4
P/N 13772-001
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Cirrus Design
SR22
Section 4
Procédures normales
Procédures normales
Inspections avant le vol
Avant d’effectuer les inspections avant le vol, il faut s'assurer que
toutes les opérations d'entretien ont été réalisées. Etudier le plan de
vol et calculer la masse et centrage.
• Nota •
Pendant toute l'inspection extérieure, inspecter l'installation de
toutes les articulations, des axes d'articulation et des
boulons ; vérifier que le revêtement n'est pas endommagé,
qu'il est en bon état et qu'il n'y a pas de trace de délaminage ;
vérifier que toutes les gouvernes se déplacent correctement
et qu'il n'y a pas de jeu excessif ; vérifier qu'il n'y a pas de fuite
à proximité de tous les réservoirs et des conduites.
Par temps froid, enlever tout le givre, la glace ou la neige du
fuselage, des plans fixes et des gouvernes. Vérifier qu'il n'y a
pas de glace ni de débris à l'intérieur des gouvernes. Vérifier
qu'il n'y a pas d'accumulation de neige ni de glace dans les
carénages de roues. Vérifier que la sonde de Pitot est
chauffée pendant moins de 30 secondes de la mise en
marche du réchauffage Pitot.
6
3
5
4
7
2
1
8
13
9
10
11
12
SR2_FM04_1454
P/N 13772-001
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Figure 4-1
Inspection extérieure
4-5
Cirrus Design
Procédures normales
Section 4
SR22
Inspection extérieure avant le vol
1. Cabine
a. Documents obligatoires ................................................. A bord
b.
Interrupteur d'alimentation de système d'avionique .....ARRET
c.
Interrupteur principal de BAT 2 ................................ MARCHE
d. Voltmètre .................................................................. 23 à 25 V
e. Voyant de position des volets. .................................... ETEINT
f.
Interrupteur principal de BAT 1 ................................. MARCHE
g. Quantité de carburant ................................................... Vérifiée
h. Sélecteur de réservoir de carburant .. Sélectionner le réservoir
contenant le plus de carburant
i.
Volets ......................... 100 %, vérifier que le voyant est allumé
j.
Voyant d'huile................................................................. Allumé
k.
Feux................................................. Vérifier le fonctionnement
l.
Interrupteurs principaux de BAT 1 et BAT 2..................ARRET
m. Source statique secondaire .................................... NORMALE
n. Disjoncteurs.......................................................... ENFONCES
o.
Extincteur................................................. Chargé et disponible
p.
Marteau de sortie de secours.................................. Disponible
q. Poignée du système de CAPS ...................... Goupille enlevée
2. Gauche du fuselage
a. Antenne de COM 1 (sur le fuselage) ........Etat et branchement
b.
Emplanture d'aile .......................................................... Vérifiée
c.
Antenne COM 2 (sous le fuselage) .........Etat et branchement
d. Porte de soute ........................................ Fermée et verrouillée
e. Prise statique................................................................ Vérifiée
f.
Couvercle du parachute........................... Etanche et verrouillé
3. Empennage
a. Arrimage au sol ............................................................. Enlevé
b.
4-6
Plans fixes horizontaux et verticaux .................................. Etat
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SR22
c.
Section 4
Procédures normales
Gouverne de profondeur et volet compensateur ............Etat et
déplacement
d. Gouverne de direction ................................. Déplacement libre
e. Volet compensateur de gouverne.................Etat et installation
f.
Articulations de montage, boulons et goupilles ....... Installation
4. Droite du fuselage
a. Prise statique................................................................ Vérifiée
b.
Emplanture d'aile.......................................................... Vérifiée
5. Bord de fuite de l'aile droite
a. Volet et bandes de plastique (si installées) ..Etat et installation
b.
Aileron et compensateur .......................... Etat et déplacement
c.
Joint d'espace d'aileron ...............................................Sécurité
d. Articulations, bras de commande, boulons et goupilles ...........
Installation
6. Pointe d'aile droite
a. Pointe ......................................................................... Montage
b.
Feu à éclats, feu de navigation et cabochon Etat et installation
c.
Mise à air libre carburant (dessous) .................... Pas obstruée
7. Avant de l'aile et train d'atterrissage principal
a. Bord d'attaque et arêtes de décrochage ............................Etat
b.
Bouchon de carburant ......... Vérifier la quantité et la fermeture
c.
Avertisseur de décrochage.............................................. Essai
• Nota •
Avec le système électrique sous tension, faire un essai du
système d'avertisseur de décrochage ; pour cela vérifier que
l'avertisseur de décrochage se met en marche quand du vide
est appliqué à l'admission du système d'avertisseur de
décrochage.
d. Robinets de purge de carburant (2 sous l'avion) ....... Purger et
inspecter l'échantillon
e. Carénages de roue........ Installation et accumulation de débris
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4-7
Cirrus Design
Procédures normales
f.
Section 4
SR22
Pneu .....................................................Etat, gonflage et usure
g. Roue et freins .......... Fuites de liquide de frein, état et sécurité
h. Cales et cordes d'arrimage........................................... Enlever
i.
Prise d'air de cabine ............................................Pas obstruée
8. Partie avant droite
a. Générateur de tourbillons .................................................. Etat
b.
Capot ...................................................... Installé correctement
c.
Tuyau d'échappement............. Etat, installation et espacement
d. Antenne de radiophare (sous l'avion) .......Etat et branchement
e. Filtre à carburant (sous l'avion)...... Vider pendant 3 secondes,
vérifier un échantillon
9. Train avant, hélice et casserole
• MISE EN GARDE •
Se maintenir à l'écart du plan de rotation de l'hélice. Ne
permettre à personne de s'approcher de l'hélice.
a. Barre de remorquage .................................... Enlevé et rangée
b.
Jambe de force .................................................................. Etat
c.
Carénage de roue .........Installation et accumulation de débris
d. Roue et pneu ........................................Etat, gonflage et usure
e. Hélice..................................Etat (indentations, encoches, etc.)
f.
Casserole d'hélice ..................Etat, installation et fuites d'huile
g. Admissions d'air...................................................Pas obstruée
h. Alternateur ......................................................................... Etat
10. Partie avant gauche
a. Projecteur d'atterrissage.................................................... Etat
b.
Huile moteur Vérifier qu'il a 6 à 8 quarts américains, qu'il n'y a
pas de fuites, que le bouchon et la trappe sont bien en place
c.
Capot ...................................................... Installé correctement
d. Prise de courant externe .........................Trappe bien en place
e. Générateur de tourbillons .................................................. Etat
4-8
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SR22
f.
Section 4
Procédures normales
Tuyau(x) d'échappement ........ Etat, installation et espacement
11. Train d'atterrissage gauche et avant de l'aile
a. Carénages de roue........ Installation et accumulation de débris
b.
Pneu ..................................................... Etat, gonflage et usure
c.
Roue et freins .......... Fuites de liquide de frein, état et sécurité
d. Cales et cordes d'arrimage ......................................... Enlevée
e. Robinets de purge de carburant (2 sous l'avion) ....... Purger et
inspecter l'échantillon
f.
Prise d'air de cabine ............................................ Pas obstruée
g. Bouchon de carburant ......... Vérifier la quantité et la fermeture
h. Bord d'attaque et arêtes de décrochage ............................Etat
12. Pointe d'aile gauche
a. Event de carburant (dessous) ............................... Pas obstrué
b.
Mât Pitot (sous l'avion) .......Housse enlevée, tube pas obstrué
c.
Feu à éclats, feu de navigation et cabochon Etat et installation
d. Pointe ......................................................................... Montage
13. Bord de fuite de l'aile gauche
a. Volet et bandes de plastique (si installées) ..Etat et installation
b.
Aileron ......................................................... Déplacement libre
c.
Joint d'espace d'aileron ...............................................Sécurité
d. Articulations, bras de commande, boulons et goupilles ...........
Installation
Avant la mise en route du moteur
1. Inspections avant le vol......................................................... FAITE
2. Equipement de secours .................................................... A BORD
3. Passagers .................................................................... INFORMES
• Attention •
Les sièges de l'équipage doivent être verrouillés en place et
les poignées de commande abaissées complètement avant le
début du vol.
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4-9
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Procédures normales
Section 4
SR22
• Nota •
Vérifier que les passagers ont bien reçu les instructions
concernant l'interdiction de fumer et l'utilisation des ceintures
de sécurité, des portes, des sorties et du marteau de secours,
ainsi que du système de CAPS. Vérifier que la goupille de
sécurité du système de CAPS est enlevée.
4. Sièges, ceintures et harnais de sécurité ...................REGLES ET
VERROUILLES EN PLACE
Mise en route du moteur
Si le moteur est chaud, il n'est pas nécessaire de faire un amorçage.
Pour le premier démarrage de la journée ou par temps froid, il faut
faire un amorçage.
• MISE EN GARDE •
Si l'avion est démarré avec une batterie externe, maintenir
toutes les personnes et les câbles de batterie bien à l'écart de
plan de rotation de l'hélice. Consulter la section 8 Manoeuvres au sol, entretien et maintenance pour obtenir les
procédures et précautions spéciales en cas d'utilisation d'une
batterie externe.
1. Batterie externe (si applicable).................................... BRANCHEE
2. Freins ............................................................................... SERRES
3. Interrupteurs principaux de batterie ..MARCHE (vérifier la tension)
4. Feux à éclats................................................................... MARCHE
5. Richesse ................................................... RICHESSE MAXIMALE
6. Commande des gaz ................ COMPLETEMENT VERS L'AVANT
7. Pompe à carburant...........................INJECTION puis AUXILIAIRE
• Nota •
Numéro de série entre 0002 et 0278 avant bulletin technique
SB 22-73-01 : Au premier démarrage de la journée,
spécialement par temps frais, maintenir le commutateur de la
pompe à carburant sur PRIME (injection) de 30 à 60 secondes
pour améliorer le démarrage.
4-10
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SR22
Section 4
Procédures normales
Numéro de série entre 0002 et 0278 après bulletin technique
SB 22-73-01 et numéro de série 0279 et suivants : Au premier
démarrage de la journée, spécialement par temps frais,
maintenir le commutateur de la pompe à carburant sur PRIME
(injection) pendant 2 secondes pour améliorer le démarrage.
La pompe à carburant AUXILIAIRE doit être en marche
pendant le décollage et pour la montée, selon le besoin afin
d'éviter la formation de vapeur quand le carburant est très
chaud ou chaud.
8. Alentours de l'hélice...................................................... DEGAGES
9. Commande des gaz ............................................. OUVRIR DE 1/4
10. Contacteur d'allumage LANCEMENT (START) (Relâcher quand le
moteur démarre)
• Attention •
Limiter le lancement à des intervalles de 20 secondes, avec
20 secondes de refroidissement entre les lancements. Ceci
afin d’améliorer la longévité de la batterie et du démarreur.
11. Commande des gaz.......... RALENTI (pour maintenir 1 000 tr/min)
12. Pression d'huile...............................................................VERIFIEE
13. Interrupteurs principaux d'alternateur ............................. MARCHE
14. Interrupteur d'alimentation de système d'avionique........ MARCHE
15. Paramètres du moteur ....................................................VERIFIES
16. Batterie externe (si applicable) .............................. DEBRANCHEE
17. Ampèremètre .................................................................... VERIFIE
Un allumage intermittent et faible suivi de bouffées de fumée noire
sortant de l'échappement indique un amorçage excessif ou un
noyage. Procédure à suivre pour évacuer l'excès de carburant des
chambres de combustion :
• Laisser le carburant s'écouler des pipes d'admission.
• Régler la commande de richesse au plus pauvre et pousser la
commande des gaz à fond vers l'avant.
• Faire tourner le moteur de plusieurs tours avec le démarreur.
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Procédures normales
Section 4
SR22
• Lorsque le moteur démarre, relâcher le contacteur d'allumage,
ramener vers l'arrière la commande des gaz et avancer
lentement la commande de richesse à la position FULL RICH
(pleine richesse).
Si l'amorçage du moteur n'est pas suffisant, spécialement lorsque le
moteur est bien froid, il n'y a pas d'allumage et il faut faire une injection
supplémentaire. Dès que l'allumage commence, pousser légèrement
la command des gaz vers l'avant afin de maintenir le moteur en
marche.
Après le démarrage, si le manomètre n'affiche pas une pression
d'huile dans les 30 secondes par temps chaud ou 60 secondes par
temps très froid, arrêter le moteur et déterminer la cause. Une
absence de pression d'huile indique une perte de lubrification, qui
peut sévèrement endommager le moteur.
• Nota •
Consulter Fonctionnement par temps froid dans cette section
ou les renseignements supplémentaires concernant le
fonctionnement par temps froid.
Avant le roulage
1. Freins ............................................................................. VERIFIES
2. Volets ...............................................................RETRACTES (0 %)
3. Radios et avionique.........................................SELON LE BESOIN
4. Chauffage et dégivrage de la cabine ............. SELON LE BESOIN
4-12
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SR22
Section 4
Procédures normales
Roulage
Pendant le roulage, diriger avec le palonnier et le freinage
dissymétrique. En cas de vent traversier, il peut être nécessaire de
freiner, même pour un roulage à vitesse modérée. Rouler à faible
régime moteur sur des gravillons pour éviter d'endommager les
pointes de pales de l'hélice.
1. Orientation conserveur de cap........................................VERIFIEE
2. Gyroscope d'assiette ........................................................ VERIFIE
3. Indicateur de virage .......................................................... VERIFIE
Avant le décollage
En cas d'utilisation par temps froid, il faut laisser chauffer le moteur
correctement avant le décollage. Dans la majorité des cas, ceci est
réalisé lorsque la température de l'huile est d'au moins 38 °C (100 °F).
Par temps chaud ou très chaud, il faut prendre soin de ne pas
surchauffer le moteur pendant le fonctionnement prolongé du moteur
au sol. De plus, de longues périodes de fonctionnement au ralenti
peuvent encrasser les bougies.
1. Ceintures et harnais de sécurité ................................... ATTACHES
2. Portes...................................................................VERROUILLEES
3. Freins ............................................................................... SERRES
4. Commandes de vol ............................... LIBRES ET CORRECTES
5. Compensateurs ....................................... REGLES pour décollage
6. Pilote automatique ................................................... DEBRANCHE
7. Volets ............................................ REGLES A 50 % ET VERIFIES
8. Instruments de vol et du moteur .....................................VERIFIES
9. Horizon artificiel et altimètre .................... VERIFIES ET REGLES
10. Quantité de carburant ............................................... CONFIRMEE
11. Sélecteur de réservoir de carburant......AU RESERVOIR LE PLUS
PLEIN
12. Hélice ..............................................................................VERIFIEE
a. Commande des gaz ..............................AUGMENTEE au cran
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4-13
Cirrus Design
Procédures normales
Section 4
SR22
b.
Il faut noter que le régime monte à environ 2 000 tr/min et la
pression d'admission augmente légèrement quand la
commande des gaz arrive dans le cran d'arrêt.
c.
Commande des gaz .............................................. 1 700 tr/min
13. Alternateur ........................................................................ VERIFIE
a. Réchauffage Pitot ..................................................... MARCHE
b.
Avionique .................................................................. MARCHE
c.
Feux de navigation ................................................... MARCHE
d. Projecteur d'atterrissage................MARCHE (3 à 5 secondes)
e. Vérifier que les voyants d'alarme de ALT 1 et ALT 2 sont
éteints et que chaque alternateur indique un courant de
charge positif. Si nécessaire, augmenter le régime pour que le
voyant de ALT 2 s'éteigne.. Le voyant de ALT 2 doit s'éteindre
au-dessous de 2 200 tr/min.
• Nota •
Les alternateurs ont besoin d'une alimentation batterie pour
se remettre en marche. Ne pas désactiver les alternateurs en
vol à moins que ce soit nécessaire pour obtenir un vol en
sécurité.
14. Tension........................................................................... VERIFIEE
15. Magnétos ......................................... VERIFIEES, gauche et droite
a. Sélecteur d'allumage ....R (droite), noter le régime, puis BOTH
(les deux)
b.
Sélecteur d'allumage . L (gauche), noter le régime, puis BOTH
(les deux)
• Nota •
La chute de régime ne doit pas dépasser 150 tr/min pour
chacune des magnétos. La différence de régime d'une
magnéto à l'autre ne doit pas dépasser 75 tr/min. En cas de
doute sur le fonctionnement du système d'allumage, vérifier le
régime à un régime plus élevé du moteur pour confirmer s'il y
a un problème.
4-14
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SR22
Section 4
Procédures normales
Une absence de chute de régime indique une mauvaise mise
à la masse d'un côté du système d'allumage ou une magnéto
callée en avant de la valeur spécifiée.
16. Commande des gaz............................... RAMENEE À 1 000 tr/min
17. Transpondeur ............................................................................ ALT
18. Radios et GPS de navigation................... REGLES pour décollage
19. Réchauffage Pitot ........................................... SELON LE BESOIN
• Nota •
Le réchauffage Pitot doit être en marche avant un vol aux
instruments (IMC) ou un vol où de l'humidité est visible, avec
une température extérieure égale ou inférieure à 4 °C (40 °F).
Débit de carburant à puissance maximale
Pour appauvrir pour le décollage et la monté maximale à plein gaz,
appauvrir le mélange de richesse maximale jusqu'au débit de
carburant cible pour une altitude-pression donnée. Les valeurs de
débit de carburant ont été démontrées afin d'obtenir les performances
de décollage et de montée présentées à la section 5.
Altitudepression
Débit de
carburant
cible
Altitudepression
Débit de
carburant
cible
Altitudepression
Débit de
carburant
cible
0
27,1
7 000
21,4
14 000
17,5
1 000
26,2
8 000
20,5
15 000
16,9
2 000
25,1
9 000
19,9
16 000
16,7
3 000
24,3
10 000
19,5
17 000
16,2
4 000
23,6
11 000
18,8
17 500
16,1
5 000
22,8
12 000
18,4
6 000
22,1
13 000
17,9
• Nota •
Le mélange est excessivement riche si la commande de
richesse est mise à FULL RICH (Richesse maximale) à une
altitude pression supérieure à 7 500 pieds.
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4-15
Cirrus Design
Procédures normales
Section 4
SR22
Décollage
Vérification du régime -Dès le début pendant le roulement au
décollage, vérifier que le moteur fonctionne à plein régime. Le moteur
doit tourner régulièrement à environ 2 700 tr/min. Tous les instruments
moteur doivent être dans la zone verte. Interrompre le décollage s'il y
a un signe quelconque de fonctionnement irrégulier ou d'accélération
molle. Avant de tenter un autre décollage, effectuer une vérification à
plein régime au point fixe.
Pour un décollage sur une surface en gravier, avancer lentement la
commande des gaz. Ceci permet à l'avion de commencer à rouler
avant d'atteindre un régime élevé et le gravier est soufflé derrière
l'hélice plutôt qu'aspiré dans celle-ci.
Réglage des volets - Les décollages sont autorisés avec les volets
rétractés (0 %) ou sortis à 50 %. Pour les décollages normaux ou sur
une piste courte, sortir les volets à 50 %. Avec les volets sortis à 50 %
le roulement de décollage et la distance au-dessus d'un obstacle sont
plus courts qu'avec les volets rétractés. Les décollages avec les volets
sortis à plus de 50 % ne sont pas autorisés.
Les décollages sur une piste molle ou irrégulière sont effectués avec
les volets sortis à 50 %, permettant de lever l'avion du sol dès que
possible avec une queue basse. S'il n'y a aucun obstacle en avant,
mettre l'avion horizontal immédiatement pour accélérer jusqu'à une
vitesse de montée plus élevée.
Normalement, les décollages avec vent traversier sont faits avec les
volets rétractés autant que possible (0 ou 50 %) en fonction de la
longueur de la piste, afin de minimiser l'angle de dérive
immédiatement après le décollage. Avec les ailerons partiellement
braqués dans le vent, accélérer l'avion à une vitesse légèrement
supérieure à la normale et le tirer franchement pour éviter une
retombée sur la piste pendant la rotation. Après le décollage, faire un
virage coordonné dans le vent pour corriger la dérive.
4-16
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SR22
Section 4
Procédures normales
Décollage normal
1. Commande des gaz................ COMPLETEMENT VERS L'AVANT
2. Instruments du moteur ....................................................VERIFIES
3. Freins ...............RELACHES (diriger avec la gouverne de direction
seulement)
4. Gouverne de profondeur..... BRAQUEE régulièrement entre 70 et
73 kt
5. A 80 kt, volets ........................................................... RETRACTES
Décollage sur un terrain court
1. Volets ...................................................................................... 50 %
2. Freins ............................................................................... SERRES
3. Commande des gaz................ COMPLETEMENT VERS L'AVANT
4. Richesse .......................................................................... REGLEE
5. Instruments du moteur ....................................................VERIFIES
6. Freins ...............RELACHES (diriger avec la gouverne de direction
seulement)
7. Gouverne de profondeur ............BRAQUEE régulièrement à 70 kt
8. Vitesse à l'obstacle ................................................................. 78 kt
Montée
Les montées normales sont faites avec les volets rentrés (0 %) et à
pleins gaz, à une vitesse de 5 à 10 kt plus élevée que la vitesse
ascensionnelle optimale. Cette vitesse plus élevée donne la meilleure
combinaison de performance, de visibilité et de refroidissement du
moteur.
Pour obtenir la vitesse ascensionnelle maximale, utiliser la vitesse
ascensionnelle optimale indiquée au tableau de vitesse
ascensionnelle de la section 5. Si un obstacle implique l'utilisation
d'une pente plus forte, il faut utiliser la vitesse pour la pente maximale
de montée. Une montée à une vitesse inférieure à la vitesse
ascensionnelle optimale doit être de courte durée afin d'éviter les
problèmes de refroidissement du moteur.
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4-17
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Procédures normales
Section 4
SR22
1. Puissance ascensionnelle................................................ REGLEE
2. Richesse ..................... APPAUVRIR selon le besoin pour l'altitude
3. Instruments du moteur ................................................... VERIFIES
4. Pompe à carburant..............................................................ARRET
• Nota •
Il est possible d'utiliser la pompe à carburant pour éliminer les
vapeurs pendant une montée. A une altitude-pression
supérieure à 6 000 pieds, la pompe à carburant auxiliaire
(BOOST) doit être laissée en marche si le décollage a été fait
avec du carburant très chaud ou chaud.
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SR22
Section 4
Procédures normales
Croisière
Pour la croisière normale, le régime doit être réglé entre 55 et 85 %.
Les données de croisière dans la section 5 permettent de déterminer
la relation entre le régime et la consommation de carburant pour
diverses altitudes et températures.
L'altitude de croisière est sélectionnée en fonction des vents les plus
favorables et des valeurs de puissance désirées. Ces facteurs sont
importants et il faut les prendre en compte à chaque voyage de
manière à réduire la consommation de carburant.
• Nota •
Pendant le rodage du moteur, utiliser un régime de croisière
d'au moins 75 %, pendant les 25 premières heures de
fonctionnement ou jusqu'à la stabilisation de la consommation
d'huile Le fonctionnement à ce régime plus élevé assure une
bonne mise en place des segments des pistons, elle est
applicable à tous les moteurs neufs et aux moteurs mis en
service après le remplacement d'un cylindre ou d'une révision
de la culasse d'un ou de plusieurs cylindres.
1. Régime de croisière ............................................................REGLE
2. Instruments du moteur ....................................................VERIFIES
3. Débit de carburant et équilibre.......................................... VERIFIE
• Nota •
Il faut utiliser la pompe à carburant AUXILIAIRE lors du
passage d'un réservoir à l'autre. Lorsque la pompe à
carburant n'est pas mise en marche avant le transfert, il peut y
avoir un retard de remise en marche du moteur en cas d'arrêt
du moteur causé par un manque de carburant.
4. Richesse ............................................ APPAUVRIR selon le besoin
P/N 13772-001
Publication Initiale
4-19
Cirrus Design
Procédures normales
Section 4
SR22
Appauvrissement en croisière
Il est possible d'utiliser la température des gaz d'échappement (EGT)
comme paramètre pour appauvrir le mélange en vol en croisière à
un régime de 75 % ou moins. Pour régler la richesse, appauvrir
jusqu'à l'obtention de la température maximale des gaz
d'échappement, comme base de référence, et régler ensuite la
richesse de la quantité désirée en fonction du tableau suivant.
Description du mélange
Meilleure puissance
Meilleure consommation
Température des gaz
d'échappement
75 °F plus riche que la température de
pointe des gaz d'échappement
50 °F plus pauvre que la température
de pointe des gaz d'échappement
Dans certaines situations, il est possible que le régime du moteur soit
légèrement irrégulier en fonctionnement au réglage de meilleure
consommation. Dans ce cas, enrichir le mélange selon le besoin pour
que le moteur fonctionne régulièrement. Tout changement d'altitude
ou de position du levier de puissance entraîne une nouvelle
vérification de la température des gaz d'échappement.
Descente
1. Altimètre ..............................................................................REGLE
2. Chauffage et dégivrage de la cabine ..............SELON LE BESOIN
3. Système de carburant ....................................................... VERIFIE
4. Richesse .........................................................SELON LE BESOIN
5. Volets ..............................................................SELON LE BESOIN
6. Pression des freins ........................................................ VERIFIEE
Avant l'atterrissage
1. Ceintures et harnais de sécurité ...................................ATTACHES
2. Richesse ................................................... RICHESSE MAXIMALE
3. Pompe à carburant...................................................... AUXILIAIRE
4. Volets ..............................................................SELON LE BESOIN
5. Projecteur d'atterrissage .................................SELON LE BESOIN
6. Pilote automatique .................................................DECONNECTE
4-20
P/N 13772-001
Publication Initiale
Cirrus Design
SR22
Section 4
Procédures normales
Atterrissage
Atterrissage normal
Il est possible de faire une approche pour atterrissage normal avec les
gaz appliqués ou non, avec les volets à n'importe quelle position
désirée. Le vent de surface et la turbulence de l'air sont généralement
les principaux facteurs pour déterminer la vitesse d'approche la plus
confortable.
Le posé doit être fait sans puissance moteur et sur le train
afin de réduire la vitesse d'atterrissage et la puissance de
ultérieure. Abaisser doucement le train avant sur la piste
ralentissement de l'avion. Ceci est spécialement important
atterrissages sur les pistes irrégulières ou molles.
principal
freinage
après le
pour les
Atterrissage sur une piste courte
Pour faire un atterrissage sur une piste courte, par temps calme, faire
une approche à 77 kt avec les volets complètement sortis, en utilisant
suffisamment de gaz pour contrôler la trajectoire d'approche (utiliser
une vitesse d'approche légèrement plus élevée quand il y a des
turbulences). Après avoir passé tous les obstacles de l'approche,
réduire progressivement les gaz afin d'atteindre le ralenti juste avant le
posé et maintenir la vitesse d'approche en abaissant l'avant de l'avion.
Le posé doit se faire sans gaz et sur le train principal en premier.
Immédiatement après le posé, abaisser le train avant et appliquer les
freins selon le besoin. Pour obtenir le freinage maximum, rentrer les
volets, tirer le manche complètement en arrière et appliquer la
pression maximale sur les freins, sans déraper.
Atterrissage avec vent traversier
Lors d'un atterrissage avec un vent traversier fort, utiliser aussi peu de
volets que possible pour la longueur de la piste. Voler en crabe dans le
vent jusqu'à l'arrivée dans la zone d'effet de sol. Elimimer l'angle de
dérive au moyen de la gouverne de direction. Eviter les glissements
prolongés. Après le posé, maintenir une trajectoire droite en utilisant la
gouverne de direction et des freins, selon le besoin.
La vitesse de vent traversier maximale permise dépend de l'aptitude
du pilote tout autant que des limites de l'avion. Le vol dans un vent
traversier direct de 20 kt a été démontré.
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Publication Initiale
4-21
Cirrus Design
Procédures normales
Section 4
SR22
Atterrissage interrompu et nouveau tour de piste
Pour une montée en cas d'atterrissage interrompu (nouveau tour de
piste), déconnecter le pilote automatique, appliquer les gaz au
maximum et réduire ensuite les volets à environ 50 %. S'il faut passer
des obstacles pendant un nouveau tour de piste, monter entre 75 et
80 kt, avec les volets à 50 %. Après avoir passé les obstacles,
rétracter les volets et accélérer à la vitesse ascensionnelle normale
pour volets rétractés.
1. Pilote automatique .................................................DECONNECTE
2. Commande des gaz ................ COMPLETEMENT VERS L'AVANT
3. Volets ......................................................................................50 %
4. Vitesse indiquée.............................................................. 75 à 80 kt
Après avoir passé tous les obstacles
5. Volets .............................................................................RENTRES
Après l'atterrissage
1. Volets .............................................................................RENTRES
2. Commande des gaz ..................................................... 1 000 tr/min
3. Transpondeur ......................................................... VEILLE (STBY)
• Nota •
Alors que l'avion ralentit, la gouverne de direction devient
moins efficace et le roulage est accompli en utilisant le
freinage dissymétrique.
4. Réchauffage Pitot................................................................ARRET
5. Pompe à carburant..............................................................ARRET
4-22
P/N 13772-001
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SR22
Section 4
Procédures normales
Arrêt
1. Interrupteur d'avionique ...................................................... ARRET
2. Pompe à carburant (si utilisée) ........................................... ARRET
3. Richesse .......................................................................... COUPEE
4. Magnétos ............................................................................ ARRET
5. Interrupteurs principaux de batterie et d'alternateur ........... ARRET
6. Radiobalise de détresse ............. VOYANT D'EMETTEUR ETEINT
• Nota •
Après un atterrissage dur, il est possible que la radiobalise de
détresse soit activée. Si c'est le cas, appuyer sur le bouton
RESET.
7. Cales, arrimages, houses de Pitot .................. SELON LE BESOIN
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4-23
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Procédures normales
Section 4
SR22
Décrochages
Les caractéristiques de décrochage du SR22 sont traditionnelles. Les
décrochages sans gaz peuvent être accompagnés d'un léger
flottement de l'avant si le manche est maintenu complètement en
arrière. Les décrochages avec gaz sont marqués d'une vitesse de
chute élevée quand le manche est tiré complètement en arrière. Les
vitesses de décrochage sans gaz à la masse maximale pour les
positions en avant et en arrière du centre de gravité sont données
dans la section 5, Performance.
Lors des pratiques de décrochage en altitude, alors que la vitesse
indiquée diminue lentement, il est possible de sentir une légère
vibration de la cellule et d'entendre l'avertisseur de décrochage entre
5 et 10 kt avant le décrochage. Normalement, le décrochage est
marqué par une légère abattée de l'avant et il est possible de
maintenir facilement les ailes à l'horizontale ou dans une inclinaison
latérale avec utilisation coordonnée des ailerons et de la gouverne de
direction. Lorsque l'avertisseur de décrochage sonne, pour sortir du
décrochage, pousser le volant vers l'avant afin de maintenir une
vitesse indiquée suffisante, mettre les pleins gaz si nécessaire et
amener les ailes horizontales avec utilisation coordonnée des
commandes.
• MISE EN GARDE •
Il faut faire extrêmement attention d'éviter des manoeuvres
non coordonnées, brusques ou abusives, à proximité du
décrochage, spécialement près du sol.
4-24
P/N 13772-001
Publication Initiale
Cirrus Design
SR22
Section 4
Procédures normales
Conditions métérologiques sévères
Utilisation par temps froid
Démarrage
Si le moteur a été imprégné de froid, il est recommandé de faire
tourner l'hélice à la main plusieurs fois pour dégommer ou améliorer la
viscosité de l'huile. Cette procédure évite l'épuisement de la batterie si
la batterie est utilisée pour le démarrage.
• MISE EN GARDE •
Il faut être extrêmement prudent lors de la rotation de l'hélice à
la main. Vérifier que l'allumage est sur l'arrêt (OFF), que la clé
n'est pas dans le sélecteur d’allumage et agir comme si le
moteur pouvait démarrer. Un fil de masse desserré ou cassé
sur une des magnétos peut faire démarrer le moteur.
Lorsque la température est inférieure à -7 °C (20 ⎦F), il est
recommandé utiliser un système de préchauffage et une batterie
externe. Le préchauffage liquéfie l'huile emprisonnée dans le radiateur
d'huile qui peut être congelée en cas de température extrêmement
froide.
• MISE EN GARDE •
Si l'avion est démarré avec une batterie externe, maintenir
toutes les personnes et les câbles de batterie bien à l'écart de
plan de rotation de l'hélice. Consulter la section 8 Manoeuvres au sol, entretien et maintenance pour obtenir les
procédures et précautions spéciales en cas d'utilisation d'une
batterie externe.
1. Contacteur d'allumage ........................................................ ARRET
2. Hélice ...............................TOURNEE à la main sur plusieurs tours
3. Batterie externe (si applicable) ................................... BRANCHEE
4. Freins ............................................................................... SERRES
5. Interrupteurs principaux de batterie .. MARCHE (vérifier la tension)
6. Richesse ................................................... RICHESSE MAXIMALE
7. Commande des gaz................ COMPLETEMENT VERS L'AVANT
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Publication Initiale
4-25
Cirrus Design
Procédures normales
Section 4
SR22
8. Pompe à carburant.........................AMORÇAGE puis AUXILIAIRE
• Nota •
Numéro de série entre 0002 et 0278 avant bulletin technique
SB 22-73-01 : Lorsque la température atteint -7 °C (20 °F),
maintenir le commutateur de pompe à carburant sur
AMORCAGE (PRIME) pendant 60 à 120 secondes avant le
démarrage.
Numéro de série entre 0002 et 0278 après bulletin technique
SB 22-73-01 et numéro de série 0279 et suivants : Lorsque la
température atteint -7 °C (20 °F), maintenir le contacteur de
pompe à carburant sur AMORCAGE (PRIME) pendant 15
secondes avant le démarrage.
9. Abords de l'hélice.......................................................... DEGAGES
10. Commande des gaz .............................................. OUVRIR DE 1/4
11. Contacteur d'allumage ..LANCEMENT (START) (Relâcher lorsque
le moteur démarre)
• Attention •
Limiter le lancement à des intervalles de 20 secondes, avec
20 secondes de refroidissement entre les lancements. Ceci
améliore la longévité de la batterie et du contacteur.
12. Commande des gaz ........... REGLEE (pour maintenir 1 000 tr/min)
13. Pression d'huile.............................................................. VERIFIEE
14. Interrupteurs principaux d'alternateur ............................. MARCHE
15. Interrupteur d'alimentation de système d'avionique ........ MARCHE
16. Paramètres moteur ........................................................ VERIFIES
17. Batterie externe (si applicable)............................... DEBRANCHEE
18. Ampèremètre .................................................................... VERIFIE
19. Feux à éclats................................................................... MARCHE
Si le moteur ne démarre pas pendant les premières tentatives ou si
l'allumage du moteur perd de la puissance, les bougies sont
probablement givrées. Il faut faire un préchauffage avant d'essayer un
nouveau démarrage.
4-26
P/N 13772-001
Publication Initiale
Cirrus Design
SR22
Section 4
Procédures normales
Si la température extérieure est très basse, il est possible que le
thermomètre d'huile n'affiche aucune augmentation de la température
d'huile avant le décollage. Dans ce cas, faire un préchauffage
approprié (deux à cinq minutes à 1 000 tr/min) ; accélérer ensuite le
moteur plusieurs fois à un régime plus élevé. Si le moteur accélère
régulièrement et si la pression d'huile reste normale et uniforme,
effectuer un décollage normal.
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4-27
Cirrus Design
Procédures normales
Section 4
SR22
Utilisation par temps chaud
Eviter le fonctionnement prolongé du moteur au sol.
• Nota •
La pompe à carburant auxiliaire (BOOST) doit être en marche
pour le démarrage du moteur et le décollage, et pendant la
montée afin d'empêcher la formation de vapeur qui peut avoir
lieu lorsque la température ambiante est élevée ou après un
ralenti prolongé.
Caractéristiques acoustique et réduction du bruit
Les niveaux sonores des certificats pour le SR22 du Cirrus Design
établis conformément à FAR 36 Annexe G, sont :
Configuration
Réel
Maximum permis
Hélice à 3 pales Hartzel
PHC-J3YF-1RF/F7694
83,65 dB(A)
88,00 dB(A)
Hélice à 3 pales Hartzel
PHC-J3YF-1RF/F7693DF
84,81 dB(A)
88,00 dB(A)
Hélice à 3 pales McCauley
D3A34C443/78CYA-0
83,15 dB(A)
88,00 dB(A)
La Federal Aviation Administration n'a pas déterminé que les niveaux
sonores de cet avion sont ou devraient être acceptables ou
inacceptables pour utilisation d’un aéroport quelconque, au départ ou
à l’arrivée. Les niveaux sonores ci-dessus sont établis à une masse de
décollage de 3400 lb, à 2 700 tr/min.
Récemment, une sensibilisation à l'amélioration de la qualité de
l'environnement exige que tous les pilotes minimisent l'effet du niveau
sonore de l'avion sur le grand public. Les procédures suivantes sont
suggérées afin de minimiser le niveau sonore ambiant lors de
l'utilisation du SR22.
• Nota •
Il ne faut pas suivre ces procédures de réduction du bruit
lorsque elles sont en conflit avec les autorisations ou les
instructions des contrôleurs de la circulation aérienne, les
4-28
P/N 13772-001
Publication Initiale
Cirrus Design
SR22
Section 4
Procédures normales
considérations météorologiques ou lorsque elles réduisent la
sécurité.
1. En cas de vol à vue au-dessus de zones sensibles au bruit, telles
que des événements en plein air, des parcs ou des aires de loisir,
il faut voler au moins 2 000 pieds au-dessus de la surface, même
si un vol à une altitude plus basse est permis.
2. Pour les départs des aéroports ou les approches, éviter le vol
prolongé à basse altitude à proximité des zones sensibles au
bruit.
Economie du carburant
Aucune technique spéciale n'est nécessaire pour obtenir la meilleure
consommation de carburant possible avec le SR22 de Cirrus. La
meilleure consommation en croisière est obtenue en utilisant le
réglage de meilleur régime décrit dans la section de croisière.
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Publication Initiale
4-29
Cirrus Design
Procédures normales
Section 4
SR22
Intentionnellement laissé en blanc
4-30
P/N 13772-001
Publication Initiale
Cirrus Design
SR22
Section 5
Données techniques
Section 5
Données techniques
Table des matières
Introduction ..................................................................................... 5-3
Autres paramètres affectant les performances ............................5-3
Préparations avant le vol ................................................................ 5-4
Exemple de problème ..................................................................... 5-4
Décollage..................................................................................... 5-5
Montée......................................................................................... 5-6
Croisière ...................................................................................... 5-8
Carburant nécessaire .................................................................. 5-9
Atterrissage................................................................................ 5-10
Température de fonctionnement observée ................................ 5-10
Correction de l'indicateur de vitesse ............................................. 5-11
Source statique normale............................................................ 5-11
Correction de l'indicateur de vitesse ............................................. 5-12
Source statique secondaire ....................................................... 5-12
Correction d'altitude ...................................................................... 5-13
Source statique normale............................................................ 5-13
Correction d'altitude ...................................................................... 5-14
Source statique secondaire ....................................................... 5-14
Conversion de température .......................................................... 5-15
Température extérieure pour les conditions d'atmosphère standard
type internationale......................................................................... 5-16
Vitesses de décrochage................................................................ 5-17
Composantes de vent ................................................................... 5-18
Distance de décollage................................................................... 5-19
Distance de décollage................................................................... 5-21
Distance de décollage................................................................... 5-22
Pente de montée au décollage ..................................................... 5-23
Vitesse ascensionnelle au décollage ............................................ 5-24
Pente de montée en route ............................................................ 5-25
Vitesse ascensionnelle en route ................................................... 5-26
Temps, carburant et distance de montée ..................................... 5-27
Performance de croisière .............................................................. 5-28
Performance de croisière .............................................................. 5-29
P/N 13772-001
Publication Initiale
5-1
Cirrus Design
Données techniques
Section 5
SR22
Performance de croisière ..............................................................5-30
Performance de croisière ..............................................................5-31
Profil de distance franchissable et d'autonomie ............................5-32
Profil de distance franchissable et d'autonomie ............................5-33
Profil de distance franchissable et d'autonomie ............................5-34
Pente de montée après un atterrissage interrompu ......................5-35
Vitesse ascensionnelle après un atterrissage interrompu.............5-36
Distance d'atterrissage..................................................................5-37
Distance d'atterrissage..................................................................5-39
5-2
P/N 13772-001
Publication Initiale
Cirrus Design
SR22
Section 5
Données techniques
Introduction
Les données de performance de cette section sont présentées pour la
planification d'exploitation afin que le pilote connaisse la performance
de l'avion dans différentes conditions ambiantes normales. Les
données de performance sont présentées pour le décollage, la
montée et la croisière (y compris distance franchissable et
l’autonomie).
Autres paramètres affectant les performances
Les données de performance calculées de cette section sont basées
sur des données dérivées d'essais en vol réels, avec l'avion et le
moteur en bon état et en utilisant des techniques de pilotage
moyennes. A moins d'indication contraire notée dans les remarques
« Conditions » présentées avec chaque tableau, les conditions
ambiantes sont celles d’atmosphère standard (consulter la section 1).
La position des volets, ainsi que la technique d'application des gaz, est
notée de la même manière dans chaque tableau.
Les tableaux de cette section fournissent des données pour une
température ambiante entre ÷20 et +40 °C (-4 et +104 °F). Si la
température ambiante est inférieure à celle du tableau, utiliser la
température la plus basse montrée pour calculer la performance. Ceci
fournit une performance calculée plus conservatrice. Si la
température ambiante est supérieure à celle du tableau, il faut
être extrêmement prudent car les performances se détériorent
rapidement à température élevée.
Toutes les données de débit de carburant en croisière sont données
pour une richesse de mélange recommandée dans la section 4 Procédures normales.
P/N 13772-001
Publication Initiale
5-3
Cirrus Design
Données techniques
Section 5
SR22
Préparations avant le vol
Les tableaux de performance de cette section présentent suffisamment
de renseignements pour prévoir les performances de l'avion avec une
précision raisonnable. Cependant, des variations de la mesure du
carburant, de la technique de réglage de la richesse du mélange, l'état
du moteur et de l'hélice, les turbulences de l'air et d'autres variables
rencontrées pendant un vol particulier peuvent justifier des variations
de 10 % ou plus de la distance franchissable et de l'autonomie. Il faut
donc utiliser tous les renseignements disponibles pour estimer le
carburant nécessaire pour un vol particulier.
• Nota •
Dans la mesure du possible, sélectionner les valeurs les plus
conservatrices des tableaux suivants afin d'avoir une marge
de sécurité plus importante et pour faire face à des
événements imprévus pendant le vol.
Exemple de problème
L'exemple de problème en vol suivant utilise des renseignements
dérivés des graphiques et des tableaux de performance de l'avion
pour déterminer la performance prévue pour un vol type.
La première étape de la planification d'un vol est de déterminer la
masse et le centre de gravité de l'avion, ainsi que les renseignements
concernant le vol. Dans cet exemple, les renseignements suivants
sont connus :
Configuration de l'avion
• Masse au décollage................................................. 3 400 livres
• Carburant utilisable.................................. 81 gallons américains
Conditions au décollage
• Pression-altitude du terrain...................................... 1 750 pieds
• Température ................................................25 °C (ISA + 13 °C)
• Composante du vent sur la piste ............... Vent debout de 11 kt
• Etat de la piste ............................... Sèche, horizontale, revêtue
• Longueur de la piste ................................................ 3 000 pieds
5-4
P/N 13772-001
Publication Initiale
Cirrus Design
SR22
Section 5
Données techniques
Conditions de croisière
• Distance totale................................................ 560 milles marins
• Altitude-pression...................................................... 6 500 pieds
• Température ................................................20 °C (ISA + 17 °C)
• Vent prévu en route ................................... Vent debout de 10 kt
Conditions d'atterrissage
• Pression-altitude du terrain ..................................... 2 000 pieds
• Température ................................................20 °C (ISA + 10 °C)
• Longueur du terrain ................................................. 3 000 pieds
Décollage
Les tableaux de distances de décollage, figure 5-9, montrent la
distance de roulage et la distance de décollage pour atteindre une
hauteur de 50 pieds au-dessus du sol. Les distances montrées sont
basées sur une technique pour terrain court.
Il est possible d'établir des distances conservatrices en lisant la valeur
immédiatement supérieure pour la masse, l'altitude et la température.
Par exemple, dans cet exemple spécifique, il faut utiliser une distance
de décollage présentée pour une masse de 3400 livres, une altitudepression de décollage du terrain de 2000 pieds et une température de
30 °C. L'utilisation de valeurs conservatrices donne les paramètres
suivants :
• Distance de roulement ............................................. 1385 pieds
• Distance totale pour passer au-dessus d'un obstacle
de 50 pieds.............................................................. 2 107 pieds
Puisque les tableaux de distances de décollage sont basées sur un
vent de zéro, il faut faire une correction pour l'effet du vent. Utiliser le
tableau de composante du vent, figure 5-8, pour déterminer la
composante de vent traversier et de vent debout (ou de vent arrière)
des vents indiqués.
En utilisant la composante de vent debout de 11 kt, il est possible de
faire les corrections suivantes :
• Correction pour vent debout (10 % pour chaque tranche
de 12 kt). ........................................................................... 9,2 %
P/N 13772-001
Publication Initiale
5-5
Cirrus Design
Données techniques
Section 5
SR22
• Distance de roulement, sans vent ........................... 1 385 pieds
• Diminution de la distance de roulement
(1 385 pieds x 0,092).................................................. 127 pieds
• Distance de roulement corrigée .............................. 1 258 pieds
• Distance totale pour passer au-dessus d'un obstacle
de 50 pieds, sans vent............................................. 2 107 pieds
• Diminution de la distance totale
(2 107 pieds x 0,092).................................................. 194 pieds
• Distance totale corrigée pour passer au-dessus
d'un obstacle de 50 pieds ........................................ 1 913 pieds
Les corrections pour piste gazonnée ou en pente sont aussi
applicables et doivent être appliquées. Ces corrections sont calculées
de la même manière que les corrections pour le vent, plus haut.
Consulter les facteurs de correction à appliquer, à la figure 5-9.
Montée
Les tableaux de vitesse ascensionnelle et de pente de montée, au
décollage et en route, figures 5-10 à 5-13, présentent la vitesse
ascensionnelle et la pente de montée maximales pour diverses
situations. Le tableau de temps, de quantité de carburant et de
distance de montée, figure 5-14, permet de déterminer le temps, la
quantité de carburant et la distance pour monter du niveau de la mer à
une altitude-pression spécifiée. Pour déterminer les valeurs à utiliser
pour la préparation du vol, les valeur de temps de début de montée, de
quantité de carburant et de distance sont soustraites de la valeur de
fin de montée (altitude de croisière). Encore une fois, les valeurs
conservatrices sont obtenues en utilisant la valeur pour l'altitude
immédiatement inférieure pour le début de la montée ou l'altitude
immédiatement supérieure pour la fin de la montée. Les calculs
suivants sont fait en utilisant les valeurs conservatrices pour
l'exemple :
5-6
P/N 13772-001
Publication Initiale
Cirrus Design
SR22
Section 5
Données techniques
Valeurs de commencement de montée (niveau de la mer jusque
1 750 pieds)
• Temps de montée.....................................................0,7 minutes
• Distance de montée ............................................1.0 mille marin
• Carburant pour la montée ..........................0,3 gallon américain
Valeurs de fin de montée (niveau de la mer à 6 500 pieds)
• Temps de montée.....................................................6,0 minutes
• Distance de montée ...................................... 10,5 milles marins
• Carburant pour la montée ...................... 2,4 gallons américains
Valeurs pour la montée (1 750 à 6 500 pieds)
• Temps de montée (fin à 6,0 - commencement à 0,7)............ 5,3
minutes
• Distance de montée (fin à 10,5 - commencement à 1,0) ...... 9.5
milles marins
• Carburant pour la montée (fin à 2,4 - commencement à 0,3) 2,1
gallons américains
Ces valeurs représentent la montée pour un jour standard et sont
suffisantes pour la majorité des planifications avant le vol. Cependant,
il est possible de faire des corrections pour l'effet de la température
sur la montée. L'effet de la température sur la performance en montée
est d'augmenter le temps, la quantité de carburant et la distance de
montée d'environ 10 % pour chaque tranche de 10 °C au-dessus de
l'atmosphère type internationale. Dans notre exemple, en utilisant une
température d'atmosphère type internationale + 13 °C, il faut utiliser
une correction de 13 %.
Quantité de carburant estimée pour la montée
• Quantité de carburant pour la montée
(température normale)........................... 2,1 gallons américains
• Augmentation à cause de la température non standard
(2,1 x 0,13) .................................................0,3 gallon américain
• Correction de quantité de carburant pour
la montée................................................ 2,4 gallons américains
P/N 13772-001
Publication Initiale
5-7
Cirrus Design
Données techniques
Section 5
SR22
Procédure pour la distance de montée
• Distance pour la montée, température normale ..........9.5 milles
marins
• Augmentation à cause de la température non
standard (9.5 x 0,13) .......................................... 1,2 mille marin
• Distance de montée corrigée (9,5 + 1,2) .......10,7 milles marins
Croisière
L'altitude de croisière sélectionnée doit être basée sur la performance
de l'avion, de la longueur du trajet et des vents en altitude. Une
altitude de croisière type et des vents types en altitude sont donnés
pour cet exemple. La puissance de croisière doit être sélectionnée en
fonction des caractéristiques de performance du tableau de la figure
5-16 et du profil de distance franchissable et d'autonomie pour la
puissance maximale présentée à la figure 5-16.
Le rapport entre la puissance et la distance
l'autonomie est montré dans le tableau
franchissable et autonomie, figure 5-16.
consommation et la distance franchissable
meilleures à une puissance plus faible.
franchissable ainsi que
de profil de distance
Il faut noter que la
sont substantiellement
Le tableau de performance en croisière, figure 5-15, est entrée à une
altitude de 6 000 pieds et une température normale de 30 °C. Ces
valeurs sont conservatrices pour l'altitude et la température prévues.
Le régime du moteur est choisi à 2 500 tr/min à une puissance
d'environ 55 %, donnant les résultats suivants :
• Puissance (pression d'admission = 19,5)56 %
• Vitesse réelle .................................................................... 157 kt
• Débit de carburant en croisière ...... 15,3 gallons américains par
heure
5-8
P/N 13772-001
Publication Initiale
Cirrus Design
SR22
Section 5
Données techniques
Carburant nécessaire
Il est possible d'estimer la quantité totale de carburant nécessaire pour
le vol en utilisant les renseignements de performance obtenus des
figures 5-14 et 5-15. Distance de croisière résultant
• Distance totale (pour l'exemple) .................. 560,0 milles marins
• Distance de montée (valeur corrigée du tableau
de montée) 10,7 milles marins
• Distance de croisière (distance totale distance de montée).................................... 549,3 milles marins
En utilisant la vitesse réelle du tableau de performance, figure 5-15, et
en appliquant le vent debout de 10 kt, il est prévu d'avoir une vitesse
au sol de croisière de 121 kt. Le temps nécessaire pour la croisière est
donc de :
• 549,3 milles marins / 147 kt = 3,7 heures
La quantité de carburant pour la croisière est :
• 3.7 heures x 15,3 gallons américains par heure = 56,6 gallons
américains.
Du tableau de croisière à 6 000 pieds (figure 5-15), une réserve de 45
minutes pour vols aux instruments à une puissance d'environ 55 %
nécessite :
• 45/60 x 15,3 gallons américains par heure = 11,5 gallons
américains
Quantité de carburant estimée nécessaire
• Démarrage du moteur, roulage, décollage 1,0 gallon américain
• Montée ................................................... 2,4 gallons américains
• Croisière ............................................... 56,6 gallons américains
• Réserve ................................................ 11,5 gallons américains
• Quantité totale de carburant nécessaire .................71,5 gallons
américains
Après le commencement du vol, des vérifications de la vitesse sol
fournissent une base plus précise pour estimer la durée du vol et la
quantité de carburant correspondante pour terminer le vol avec une
réserve suffisante.
P/N 13772-001
Publication Initiale
5-9
Cirrus Design
Données techniques
Section 5
SR22
Atterrissage
Il faut utiliser une procédure similaire à celle du décollage pour estimer
la distance d'atterrissage à l'aéroport de destination. La figure 5-19
présente les renseignements de distance d'atterrissage pour la
technique de piste courte. Distances correspondant à 2 000 pieds et
20 ⎦ C
• Distance de roulement............................................. 1 248 pieds
• Distance totale pour atterrir au-dessus d'un
obstacle de 50 pieds................................................ 2 476 pieds
Il peut être nécessaire de faire une correction pour l'effet du vent en
fonction des corrections de vent debout ou vent arrière présentées
dans le tableau d'atterrissage, en utilisant la même procédure
indiquée pour le décollage. Il faut aussi appliquer de la même manière
des corrections pour la pente de la piste et pour une piste gazonnée.
Température de fonctionnement observée
Un refroidissement satisfaisant du moteur a été démontré pour cet
avion avec une température extérieure de 23 °C au-dessus de la
température standard. La valeur donnée n'est pas considérée comme
une limite d'exploitation. Il faut faire référence à la section 2 pour les
limites d'exploitation du moteur.
5-10
P/N 13772-001
Publication Initiale
Cirrus Design
SR22
Section 5
Données techniques
Correction de l'indicateur de vitesse
Source statique normale
Conditions
Exemple
Volets..........................................50 %
Vitesse indiquée ......................... 85 kt
• Niveau de puissance pour un vol en
palier ou maximale continue, la plus
basse des deux.
Vitesse corrigée.......................... 85 kt
• Nota •
• Les valeurs de vitesse indiquée supposent une erreur d'instrument de zéro.
• KIAS = Vitesse indiquée en kt
• KCAS = Vitesse corrigée en kt
KCAS
KIAS
Volets à Volets à Volets à
0%
50 %
100 %
60
58
70
68
69
80
79
80
80
90
90
91
90
100
100
101
100
110
110
111
120
121
121
130
131
140
142
150
152
160
162
170
172
180
183
190
193
200
203
Figure 5-1
P/N 13772-001
Publication Initiale
5-11
Cirrus Design
Données techniques
Section 5
SR22
Correction de l'indicateur de vitesse
Source statique secondaire
Conditions
Exemple
Volets ......................................... 50 %
Vitesse indiquée......................... 85 kt
• Niveau de puissance pour un vol en
palier ou maximale continue, la plus
basse des deux.
• Chauffage, dégivrage et bouches d'air
MARCHE
Vitesse corrigée ......................... 86 kt
• Nota •
• Les valeurs de vitesse indiquée supposent une erreur d'instrument de zéro.
• KIAS = Vitesse indiquée en kt
• KCAS = Vitesse corrigée en kt
KCAS
KIAS
Volets à Volets à Volets à
0%
50 %
100 %
60
62
70
80
80
71
73
81
82
90
90
91
92
100
100
101
101
110
110
111
120
120
121
130
130
140
140
150
150
160
160
170
170
180
180
190
190
200
199
Figure 5-2
5-12
P/N 13772-001
Publication Initiale
Cirrus Design
SR22
Section 5
Données techniques
Correction d'altitude
Source statique normale
Conditions
Exemple
Volets0 %
Vitesse indiquée ....................... 120 kt
• Niveau de puissance pour un vol en
palier ou maximale continue, la plus
basse des deux.
Altitude désirée.............. 12 000 pieds
Correction d'altitude............. -13 pieds
Altitude de vol ................ 11 987 pieds
• Nota •
• Les valeurs de vitesse indiquée supposent une erreur d'instrument de zéro.
• KIAS = Vitesse indiquée en kt
• KCAS = Vitesse corrigée en kt
Volets
Altitudepression
Alt
CORRECTION A AJOUTER, EN PIEDS
Source statique normale - KIAS
60
70
80
90
100
120
140
160
180
200
NM
8
6
3
0
-9
-19
-31
-44
-56
5 000
10
7
4
0
10
-23
-36
-51
-65
10 000
11
8
5
0
-12
-26
-42
-59
-76
15 000
13
10
5
0
-14
-31
-50
-70
-90
NM
14
3
-6
-12
-6
5 000
17
4
7
14
7
10 000
19
4
9
17
8
0%
50 %
100 %
NM
13
8
3
0
-1
5 000
15
9
3
0
-1
10 000
17
10
4
0
-2
Figure 5-3
P/N 13772-001
Publication Initiale
5-13
Cirrus Design
Données techniques
Section 5
SR22
Correction d'altitude
Source statique secondaire
Conditions
Exemple
Volets ........................................... 0 %
Vitesse indiquée....................... 120 kt
• Niveau de puissance pour un vol en
palier ou maximale continue, la plus
basse des deux.
• Chauffage, dégivrage et bouches d'air
MARCHE
Altitude désirée ..............12 000 pieds
Correction d'altitude .............. -4 pieds
Altitude de vol ................11 996 pieds
• Nota •
• Les valeurs de vitesse indiquée supposent une erreur d'instrument de zéro.
• KIAS = Vitesse indiquée en kt
• KCAS = Vitesse corrigée en kt
Volets
Altitudepression
Alt
CORRECTION A AJOUTER, EN PIEDS
Source statique normale - KIAS
60
70
80
90
100
120
140
160
180
200
NM
1
0
-1
-1
-3
-3
-1
4
13
5 000
2
0
-1
-2
-3
-3
-1
5
15
10 000
2
1
-1
-2
-4
-4
-1
6
18
15 000
2
1
-1
-2
-4
-4
-1
7
21
NM
-7
-6
-5
-5
-9
5 000
-8
-7
-6
-6
-10
10 000
-9
-8
-7
-7
-12
0%
50 %
100 %
NM
-14
-17
-18
-16
-10
5 000
-16
-20
-21
-19
-12
10 000
-18
-23
-25
-22
-14
Figure 5-4
5-14
P/N 13772-001
Publication Initiale
Cirrus Design
SR22
Section 5
Données techniques
Conversion de température
• Nota •
• Pour convertir de degrés Celsius en degrés Fahrenheit, trouver dans la colonne
grisée la température en Celsius à convertir. Lire dans la colonne de droite
l'équivalent en Fahrenheit.
Î EXEMPLE : 38 °C = 100 °F
• Pour convertir de degrés Fahrenheit en degrés Celsius, trouver dans la colonne
grisée la température en Fahrenheit à convertir. Lire dans la colonne de gauche
l'équivalent en Fahrenheit.
Î EXEMPLE: 38 °F = 3 °C.
Température à convertir
°C ou °F
Température à convertir
°C ou °F
Température à convertir
°C ou °F
°C
ÍÎ
°F
°C
ÍÎ
°F
°C
ÍÎ
°F
-50
-49
-48
-47
-46
-44
-43
-42
-41
-40
-39
-38
-37
-36
-34
-33
-32
-31
-30
-29
-28
-27
-26
-24
-23
-22
-21
-20
-19
-18
-58
-56
-54
-52
-50
-48
-46
-44
-42
-40
-38
-36
-34
-32
-30
-28
-26
-24
-22
-20
-18
-16
-14
-12
-10
-8
-6
-4
-2
0
-72
-69
-65
-62
-58
-54
-51
-47
-44
-40
-36
-33
-29
-26
-22
-18
-15
-11
-8
-4
0
3
7
10
14
18
21
25
28
32
-17
-16
-14
-13
-12
-11
-10
-9
-8
-7
-6
-4
-3
-2
-1
0
1
2
3
4
6
7
8
9
10
11
12
13
14
16
2
4
6
8
10
12
14
16
18
20
22
24
26
28
30
32
34
36
38
40
42
44
46
48
50
52
54
56
58
60
36
39
43
46
50
54
57
61
64
68
72
75
79
82
86
90
93
97
100
104
108
111
115
118
122
126
129
133
136
140
17
18
19
20
21
22
23
24
26
27
28
29
30
31
32
33
34
36
37
38
39
40
41
42
43
44
46
47
48
49
62
64
66
68
70
72
74
76
78
80
82
84
86
88
90
92
94
96
98
100
102
104
106
108
110
112
114
116
118
120
144
147
151
154
158
162
165
169
172
176
180
183
187
190
194
198
201
205
208
212
216
219
223
226
230
234
237
241
244
248
Figure 5-5
P/N 13772-001
Publication Initiale
5-15
Cirrus Design
Données techniques
Section 5
SR22
Température extérieure pour les conditions
d'atmosphère standard type internationale
Exemple
Altitude-pression.............. 8 000 pieds
Température extérieure ............. 48 °F
Condition d'atmosphère standard
internationale (ISA)ISA + 10 °C
Altitudepression
Alt
pieds
ISA -40 °C
ISA -20 °C
ISA
ISA +10 °C
ISA +20 °C
°C
°F
°C
°F
°C
°F
°C
°F
°C
°F
NM
-25
-13
-5
23
15
59
25
77
35
95
1 000
-27
-18
-7
18
13
54
23
72
33
90
2 000
-29
-20
-9
16
11
52
21
70
31
88
3 000
-31
-24
-11
12
9
48
19
66
29
84
4 000
-33
-27
-13
9
7
45
17
63
27
81
5 000
-35
-31
-15
5
5
41
15
59
25
77
6 000
-37
-34
-17
2
3
38
13
56
23
74
7 000
-39
-38
-19
-2
1
34
11
52
21
70
8 000
-41
-42
-21
-6
-1
30
10
48
20
66
9 000
-43
-45
-23
-9
-3
27
7
45
17
63
10 000
-45
-49
-25
-13
-5
23
5
41
15
59
11 000
-47
-52
-27
-16
-7
20
3
38
13
56
12 000
-49
-56
-29
-20
-9
16
1
34
11
52
13 000
-51
-59
-31
-23
-11
13
-1
31
9
49
14 000
-53
-63
-33
-27
-13
9
-3
27
7
45
15 000
-55
-67
-35
-31
-15
6
-5
23
5
41
16 000
-57
-71
-37
-34
-17
2
-7
20
3
38
17 000
-59
-75
-39
-38
-19
-2
-9
16
1
34
17 500
-60
-76
-40
-40
-20
-3
-10
14
0
32
Figure 5-6
5-16
P/N 13772-001
Publication Initiale
Cirrus Design
SR22
Section 5
Données techniques
Vitesses de décrochage
Conditions
•
•
•
•
Exemple
Masse ................................... 3 400 lb
c.g. ............................................Notée
Puissance ............................... Ralenti
Angle d'inclinaison latérale........Notée
Volets.................. RETRACTES (0 %)
Angle d'inclinaison latérale ........... 15°
c.g.........................................En avant
Vitesse de décrochage 71 kt70 KCAS
• Nota •
• La perte d'altitude pendant un décrochage avec les ailes horizontales peut atteindre
250 pieds ou plus.
• Il est possible que la vitesse indiquée au décrochage ne soit pas précise.
Masse
Angle
d'inclinaison
latérale
lb
VITESSE DE DECROCHAGE
Volets0 %,
complètement
rétractés
Volets à 50 %
Volets100 %,
complètement
sortis
Degrés
KIAS
KCAS
KIAS
KCAS
KIAS
KCAS
0
70
69
67
64
61
59
15
71
70
68
65
62
60
30
75
74
72
69
66
64
45
84
82
80
76
73
70
60
99
97
95
90
87
84
0
68
67
66
62
61
59
15
69
68
67
63
62
60
30
73
72
71
67
65
63
45
81
79
78
74
72
70
60
96
94
93
88
86
83
3 400
c.g. le
plus
avancé
3 400
c.g. le
plus en
arrière
Figure 5-7
P/N 13772-001
Publication Initiale
5-17
Cirrus Design
Données techniques
Section 5
SR22
Composantes de vent
Conditions
Exemple
• Cap de la piste.............................. 10°
Angle du vent par rapport à la
trajectoire50°
Composante de vent traversier .. 12 kt
Composante de vent debout...... 10 kt
• Direction du vent........................... 60°
• Vitesse du vent ...........................15 kt
• Nota •
• La vitesse de vent traversier maximale démontrée est de 20 kt. Cette valeur n'est
pas considérée comme une limite.
40
0°
10°
50
VI
TE
SS
E
20°
30
DU
30°
VE
NT
~
Vent arrière
TR
AJ
EC
50°
ET
LA
30
)
20
(kt
20
CT
I
ON
DU
VE
NT
60°
DI
RE
70°
10
80°
GL
E
EN
TR
E
LA
10
AN
COMPOSANTES DE VENT ~NOEUDS (kt)
Vent debout
TO
I
RE
DS
EU
NO
DU
VO
L
40
40°
0
90°
100°
-10
110°
170°
180°
-20
150°
160°
140°
130°
120°
10
20
30
COMPOSANTE DE VENT TRAVERSIER ~ NOEUDS (kt)
40
SR2_FM05_1014
Figure 5-8
5-18
P/N 13772-001
Publication Initiale
Cirrus Design
SR22
Section 5
Données techniques
Distance de décollage
Conditions
• Vent .............................................Zéro
• Piste ........Sèche, horizontale, revêtue
• Volets ......................................... 50 %
• Puissance ...................... Plein régime
• Mélange ...... Réglé selon l'autocollant
Exemple
Température extérieure .............25 °C
Masse3 400 lb
Altitude-pression.............. 2 000 pieds
Vent debout ................................ 12 kt
Piste ........................Sèche et revêtue
Vitesse de décollage .................. 73 kt
Vitesse au-dessus de l'obstacle . 78 kt
Roulement de décollage.. 1 203 pieds
Distance au-dessus d'un obstacle de
50 pieds1 835 pieds
Facteurs
Il faut appliquer les facteurs suivants à la distance de décollage
calculée pour les conditions notées:
• Vent debout - Soustraire 10 % de la distance calculée pour
chaque tranche de 12 kt de vent debout
• Vent arrière - Ajouter 10 % pour chaque tranche de 2 kt de vent
arrière, jusque 10 kt.
• Piste gazonnée - Ajouter 15 % à la distance de roulement
• Piste inclinée - Ajouter 22 % à la distance de roulement au
niveau de la mer, 30 % à la distance de roulement à 5 000
pieds, 43 % à la distance de roulement à 10 000 pieds, pour
chaque degré de pente montante. Soustraire 7 % à la distance
de roulement au niveau de la mer, 10 % à la distance de
roulement à 5 000 pieds, 14 % à la distance de roulement à
10 000 pieds, pour chaque degré de pente descendante.
• Attention •
Il est obligatoire d'inclure la correction pour la pente. Ces
corrections doivent être utilisées avec prudence, car la
donnée de pente publiée représente habituellement la pente
nette d'une extrémité de la piste à l'autre. Dans de nombreux
cas, une portion de la piste a une pente plus ou moins
prononcée que la valeur publiée, allongeant ou raccourcissant
le roulement de décollage estimé en utilisant le tableau.
• Si les freins ne sont pas appliqués pendant la montée du
régime du moteur, la distance effective commence au point
d'application de la puissance et de la richesse totales.
P/N 13772-001
Publication Initiale
5-19
Cirrus Design
Données techniques
Section 5
SR22
• Pour exploitation à une température extérieure inférieure à
celles du tableau, utiliser les données pour la température la
plus basse démontrée.
• Pour exploitation à une température extérieure supérieure à
celles du tableau, il faut être extrêmement prudent.
5-20
P/N 13772-001
Publication Initiale
Cirrus Design
SR22
Section 5
Données techniques
Distance de décollage
MASSE = 3 400 lb
Vitesse au décollage = 73 kt
Vitesse au-dessus d'un obstacle de 50
pieds =78 kt
Volets à 50 %Puissance de décollage · Sèche
et revêtue
ALTITUDE
PRESSION
Pieds
NM
DISTANCE
Pieds
TEMPERATURE ~ °C
0
10
20
30
40
ISA
910
982
1 058
1 137
1 219
1 020
50 pieds
1 414
1 520
1 629
1 742
1 860
1 574
1 000
Roulement
1 003
1 084
1 167
1 254
1 344
1 108
50 pieds
1 554
1 670
1 790
1 915
2 044
1 706
2 000
Roulement
1 108
1 196
1 289
1 385
1 484
1 206
50 pieds
1 710
1 837
1 970
2 107
2 248
1 851
3 000
Roulement
1 224
1 322
1 424
1 530
1 640
1 312
50 pieds
1 883
2 024
2 169
2 320
2 476
2 010
Roulement
1 354
1 463
1 575
1 693
1 814
1 430
50 pieds
2 076
2 231
2 392
2 558
2 730
2 185
5 000
Roulement
1 500
1 620
1 746
1 875
2 009
1 560
50 pieds
2 291
2 462
2 640
2 823
3 013
2 377
6 000
Roulement
1 663
1 796
1 935
2 078
2 228
1 704
50 pieds
2 532
2 721
2 917
3 120
3 330
2 590
7 000
Roulement
1 846
1 994
2 147
2 307
2 473
1 862
50 pieds
2 801
3 010
3 227
3 452
3 684
2 824
Roulement
2 052
2 216
2 387
2 564
2 748
2 038
50 pieds
3 103
3 335
3 575
2 823
4 080
3 083
9 000
Roulement
2 284
2 466
2 656
2 853
3 058
2 233
50 pieds
3 442
3 698
3 965
4 240
4 526
3 370
10 000
Roulement
2 544
2 748
2 959
3 179
3 407
2 449
50 pieds
3 822
4 107
4 403
4 709
5 026
3 687
4 000
8 000
Roulement
Vent debout : Soustraire 10 % par
tranche de 13 kt de vent debout.
Vent arrière : Ajouter 10 % pour
chaque tranche de 2 kt de vent arrière,
jusque 10 kt.
Pente de la piste : Facteurs de
référence
Gazon sec : Ajouter 15 % à la
distance de roulement
P/N 13772-001
Publication Initiale
Figure 5-9
Feuille 1 de 2
5-21
Cirrus Design
Données techniques
Section 5
SR22
Distance de décollage
MASSE = 2900 lb
Vitesse au décollage = 70 kt
Vitesse au-dessus d'un obstacle de 50
pieds =74 kt
Volets à 50 %Puissance de décollage · Sèche
et revêtue
ALTITUDE
PRESSION
Pieds
NM
DISTANCE
Pieds
Vent debout : Soustraire 10 % par
tranche de 13 kt de vent debout.
Vent arrière : Ajouter 10 % pour
chaque tranche de 2 kt de vent arrière,
jusque 10 kt.
Pente de la piste : Facteurs de
référence
Gazon sec : Ajouter 15 % à la
distance de roulement
TEMPERATURE ~ °C
0
10
20
30
40
ISA
Roulement
605
654
704
757
811
679
50 pieds
958
1 029
1 103
1 180
1 259
1 066
1 000
Roulement
668
721
777
835
895
738
1 053
1 131
1 212
1 297
1 383
1 155
2 000
Roulement
737
796
857
921
989
802
1 158
1 244
1 334
1 426
1 522
1 253
3 000
Roulement
815
880
948
1 018
1 092
873
1 275
1 370
1 469
1 570
1 676
1 361
50 pieds
50 pieds
50 pieds
4 000
Roulement
50 pieds
901
973
1 048
1 126
1 207
952
1 408
1 510
1 619
1 731
1 847
1 479
998
1 078
1 161
1 248
1 337
1 088
5 000
Roulement
50 pieds
1 552
1 667
1 787
1 911
2 039
1 610
6 000
Roulement
1 107
1 195
1 287
1 383
1 483
1 134
50 pieds
1 714
1 842
1 974
2 111
2 253
1 753
7 000
Roulement
1 229
1 327
1 429
1 535
1 646
1 239
50 pieds
1 896
2 037
2 184
2 335
2 492
1 912
Roulement
1 366
1 475
1 588
1 706
1 829
1 356
50 pieds
2 100
2 257
2 419
2 587
2 760
2 087
9 000
Roulement
1 520
1 641
1 767
1 899
2 035
1 486
50 pieds
2 329
2 503
2 682
2 868
3 061
2 281
10 000
Roulement
1 683
1 828
1 969
2 115
2 267
1 630
50 pieds
2 586
2 779
2 978
3 185
3 399
2 495
8 000
5-22
Figure 5-9
Feuille 2 de 2
P/N 13772-001
Publication Initiale
Cirrus Design
SR22
Section 5
Données techniques
Pente de montée au décollage
Conditions
•
•
•
•
Exemple
Puissance ...................... Plein régime
Mélange ...... Réglé selon l'autocollant
Volets ......................................... 50 %
Vitesse indiquée...... Meilleure vitesse
ascensionnelle
Température extérieure .............20 °C
Masse.................................... 3 400 lb
Altitude-pression.............. 4 000 pieds
Vitesse de montée...................... 89 kt
Pente ..........654 pieds par mille marin
• Nota •
• Les pentes de montée montrées représentent le gain d'altitude, exprimé en pieds
par mille marin, pour une distance horizontale parcourue.
• Pour exploitation à une température extérieure inférieure à celles du tableau, utiliser
les données pour la température la plus basse montrée.
• Pour exploitation à une température extérieure supérieure à celles du tableau, il faut
être extrêmement prudent.
Masse
Altitudepression
Vitesse
de
montée
lb
Pieds
KIAS
NM
PENTE DE MONTÉE ~ pieds par mille marin
Température ~ °C
20
0
20
40
ISA
91
939
896
853
811
864
2 000
90
834
793
75,2
711
770
4 000
89
734
694
654
615
680
6 000
88
638
600
561
524
594
8 000
87
546
509
472
436
510
10 000
86
458
422
387
353
431
NM
91
1 172
1 122
1 070
1 019
1 083
2 000
90
1 049
1 000
950
902
972
4 000
89
931
884
836
790
867
6 000
88
818
773
727
683
766
8 000
87
711
667
623
581
669
10 000
86
608
566
524
484
576
3 400
2 900
Figure 5-10
P/N 13772-001
Publication Initiale
5-23
Cirrus Design
Données techniques
Section 5
SR22
Vitesse ascensionnelle au décollage
Conditions
•
•
•
•
Exemple
Puissance .......................Plein régime
Mélange.......Réglé selon l'autocollant
Volets......................................... 50 %
Vitesse indiquée ...... Meilleure vitesse
ascensionnelle
Température extérieure............. 10 °C
Masse ................................... 3 400 lb
Altitude-pression ..............6 000 pieds
Vitesse de montée ..................... 88 kt
Vitesse ascensionnelle 948 pieds par
minute
• Nota •
• Les vitesses ascensionnelles indiquées représentent le changement altitude par
unité de temps, exprimée en pieds par minute.
• Pour exploitation à une température extérieure inférieure à celles du tableau, utiliser
les données pour la température la plus basse montrée.
• Pour exploitation à une température extérieure supérieure à celles du tableau, il faut
être extrêmement prudent.
Masse
lb
VITESSE ASCENSIONNELLE ~ Pieds par
minute
Altitudepression
Vitesse
de
montée
Pieds
KIAS
20
0
20
40
ISA
NM
91
1 326
1 317
1 300
1 277
1 304
2 000
90
1 214
1 200
1 179
1 153
1 189
4 000
89
1 100
1 082
1 057
1 028
1 074
6 000
88
985
962
934
901
958
8 000
87
869
842
809
774
843
10 000
86
851
719
683
644
727
NM
91
1 646
1 638
1 621
1 598
1 626
2 000
90
1 518
1 505
1 484
1 457
1 494
4 000
89
1 389
1 371
1 346
1 316
1 363
6 000
88
1 259
1 236
1 207
1 172
1 232
8 000
87
1 128
1 100
1 066
1 028
1 101
10 000
86
995
962
924
883
971
Température ~ °C
3 400
2 900
Figure 5-11
5-24
P/N 13772-001
Publication Initiale
Cirrus Design
SR22
Section 5
Données techniques
Pente de montée en route
Conditions
•
•
•
•
Exemple
Puissance ...................... Plein régime
Mélange .............. Richesse maximale
Volets0% (RETRACTES)
Vitesse indiquée...... Meilleure vitesse
ascensionnelle
Température extérieure .............20 °C
Masse.................................... 3 400 lb
Altitude-pression.............. 4 000 pieds
Vitesse de montée...................... 98 kt
Pente ..........639 pieds par mille marin
• Nota •
• Les pentes de montée montrées représentent le gain d'altitude, exprimé en pieds
par mille marin, pour une distance horizontale parcourue.
• Pour exploitation à une température extérieure inférieure à celles du tableau, utiliser
les données pour la température la plus basse démontrée.
• Pour exploitation à une température extérieure supérieure à celles du tableau, il faut
être extrêmement prudent.
Masse
Altitudepression
Vitesse
de
montée
lb
Pieds
KIAS
20
0
20
40
ISA
NM
101
911
867
823
781
834
2 000
100
813
771
729
689
748
4 000
98
720
679
639
600
665
6 000
97
630
590
552
515
584
8 000
96
544
505
468
433
507
10 000
95
461
424
388
354
433
12 000
94
381
346
312
279
361
14 000
93
304
271
238
207
292
16 000
92
231
199
168
139
226
NM
101
1 130
1 078
1 026
975
1 039
3 400
2 900
PENTE DE MONTÉE - pieds par mille marin
Température ~ °C
2 000
100
1015
965
915
867
937
4 000
98
905
857
809
763
840
6 000
97
800
753
708
664
746
8 000
96
699
654
611
569
656
10 000
95
603
560
518
478
570
12 000
94
610
469
429
391
487
14 000
93
422
382
344
308
407
16 000
92
337
299
263
229
331
Figure 5-12
P/N 13772-001
Publication Initiale
5-25
Cirrus Design
Données techniques
Section 5
SR22
Vitesse ascensionnelle en route
Conditions
•
•
•
•
Exemple
Puissance .......................Plein régime
Mélange.........................Selon besoin
Volets0% (RETRACTES)
Vitesse indiquée ...... Meilleure vitesse
ascensionnelle
Température extérieure............. 10 °C
Masse ................................... 3 400 lb
Altitude-pression ..............6 000 pieds
Vitesse de montée ..................... 97 kt
Vitesse ascensionnelle ....1 030 pieds
par minute
• Nota •
• Les valeurs de vitesse ascensionnelle sont le changement d'altitude, exprimé en
pieds par minute.
• Pour exploitation à une température extérieure inférieure à celles du tableau, utiliser
les données pour la température la plus basse démontrée.
• Pour exploitation à une température extérieure supérieure à celles du tableau, il faut
être extrêmement prudent.
Masse
Altitudepression
Vitesse
de
montée
lb
Pieds
KIAS
20
0
20
40
ISA
NM
2 000
4 000
6 000
8 000
10 000
12 000
14 000
16 000
NM
2 000
4 000
6 000
8 000
10 000
12 000
14 000
16 000
101
100
98
97
96
95
94
93
92
101
100
98
97
96
95
94
93
92
1 428
1 311
1 193
1 074
953
830
706
581
454
1 761
1 629
1 494
1 359
1 222
1 084
945
804
662
1 414
1 292
1 170
1 046
921
794
666
537
406
1 748
1 610
1 471
1 331
1 189
1 046
902
757
610
1 392
1 267
1 141
1 013
884
754
623
490
355
1 726
1 584
1 441
1 296
1 151
1 004
855
706
556
1 366
1 238
1 108
977
845
712
577
441
303
1 698
1 552
1 405
1 257
1 108
958
806
653
499
1 398
1 279
1 160
1 041
922
803
684
565
446
1 732
1 596
1 461
1 326
1 191
1 056
921
787
653
3400
2 900
VITESSE ASCENSIONNELLE ~ Pieds par minute
Température ~ °C
Figure 5-13
5-26
P/N 13772-001
Publication Initiale
Cirrus Design
SR22
Section 5
Données techniques
Temps, carburant et distance de montée
Conditions
Exemple
• Puissance ...................... Plein régime
• Mélange .............. Richesse maximale
• Densité du carburant....... 6,0 lb/gallon
américain
• Masse ....................................3 400 lb
• Vent............................................. Zéro
• Vitesse de montée ....................Notée
Température extérieure ................ ISA
Masse.................................... 3 400 lb
Pression à l'aéroport ....... 1 400 pieds
Altitude-pression ........... 12 000 pieds
Temps de montée.......... 11,3 minutes
Carburant pour la montée .4,1 gallons
américains
Distance de montée20,5 milles marins
Facteurs
• Carburant pour le roulage - Ajouter 1 gallon américain pour la
mise en marche, le roulage et le décollage.
• Température - Ajouter 10 % à la valeur calculée pour chaque
tranche de 10 °C au-dessus de normal.
Température exté- Vitesse
Vitesse
rieure de monascenAltitude(ISA)
tée
sionnelle
pression
pieds par
minute
°C
KIAS
Pieds
NM
1 000
2 000
3 000
4 000
5 000
6 000
7 000
8 000
9 000
10 000
11 000
12 000
13 000
14 000
15 000
16 000
17 000
17 500
15
13
11
9
7
5
3
1
-1
-3
-5
-7
-9
11
-13
-15
-17
-19
-20
101
100
100
99
98
97
97
96
96
95
95
94
94
93
93
92
92
91
91
1 398
1 339
1 279
1 220
1 160
1 101
1 041
982
922
863
803
744
684
625
565
506
446
387
357
TEMPS, CARBURANT, DISTANCE ~
au-dessus du niveau de la mer
Temps
Minutes
Carburant
Gallons
américains
Distance
Milles marins
0,0
0,7
1,5
2,5
3,0
4,0
5,0
6,0
7,0
8,0
9,5
10,5
12,0
13,5
15,0
17,0
19,0
21,5
24,0
0,0
0,3
0,7
1,0
1,3
1,7
2,0
2,4
2,7
3,1
3,5
3,9
4,4
4.8
5,3
5,8
6.4
7,1
7,8
0,0
1,0
2,5
4,0
5,5
7,0
8,5
10,5
12,0
14,5
16,5
19,0
21,5
24,5
28,0
31,5
35,5
40,0
45,5
Figure 5-14
P/N 13772-001
Publication Initiale
5-27
Cirrus Design
Données techniques
Section 5
SR22
Performance de croisière
Conditions
• Mélange..............Meilleure puissance
• Masse de croisière ................2 900 lb
• Vent ............................................ Zéro
Exemple
Température extérieure............. 25 °C
Régime ........................... 2 500 tr/min
Altitude-pression de croisière.. 10 000
pieds
% de puissance (pression
d'admission de 24,0 in)61 %
Vitesse réelle ........................... 173 kt
Débit de carburant ....14,4 gallons par
heure
Altitude-pression de 2 000 pieds
ISA - 30 °C (-19 °C)
ISA (11 °C)
Gallons
PUISpar
heure SANCE KTAS
Pression
d'admis- PUISSANCE KTAS
sion
Régime
ISA + 30 °C (41 °C)
Gallons
PUISpar
heure SANCE KTAS
Gallons
par
heure
2 700
tr/min
27,4
103 %
186
24,6
98 %
186
23,3
93 %
181
22,0
2 600
27,4
99 %
183
23,5
94 %
183
22,2
89 %
178
21,5
2 500
27,4
93 %
179
22,1
88 %
179
20,9
84 %
174
20,8
2 500
26,4
89 %
176
21,1
84 %
176
19,9
80 %
171
20,2
2 500
25,4
84 %
173
20,0
80 %
173
19,0
76 %
168
19,5
2 500
24,4
80 %
170
19,0
76 %
170
18,0
72 %
165
18,8
2 500
23,4
76 %
167
18,0
72 %
167
17,0
68 %
162
18,1
Altitude-pression de 4 000 pieds
ISA - 30 °C (-23 °C)
Pression
d'admis- PUISRégime
SANCE KTAS
sion
ISA (7 °C)
Gallons
PUISpar
heure SANCE KTAS
ISA + 30 °C (37 °C)
GalGallons
lons
PUISpar
par
heure SANCE KTAS heure
2 700
tr/min
25,4
96 %
185
22,9
91 %
185
21,6
87 %
180
20,8
2 600
25,4
92 %
182
21,9
87 %
182
20,7
83 %
177
20,6
2 500
25,4
87 %
178
20,6
82 %
178
19,5
78 %
173
19,9
2 500
24,4
82 %
175
19,5
78 %
175
18,5
74 %
170
19,2
2 500
23,4
78 %
172
18,5
74 %
172
17,5
70 %
167
18,5
2 500
22,4
73 %
169
17,4
69 %
169
16,5
66 %
163
17,7
2 500
21,4
69 %
165
16,4
65 %
165
15,5
62 %
159
16,9
5-28
Figure 5-15
Feuille 1 de 4
P/N 13772-001
Publication Initiale
Cirrus Design
SR22
Section 5
Données techniques
Performance de croisière
Altitude-pression de 6 000 pieds
ISA - 30 °C (-27 °C)
Pression
d'admis- PUISRégime
SANCE KTAS
sion
2 700
tr/min
23,5
89 %
2 600
23,5
85 %
2 500
23,5
80 %
2 500
22,5
76 %
2 500
21,5
72 %
2 500
20,5
2 500
19,5
Gallons
par
heure
184
ISA (3 °C)
PUISSANCE KTAS
184
ISA + 30 °C (33 °C)
Gallons
par
heure
20,1
PUISSANCE KTAS
81 %
179
Gallons
par
heure
21,2
85 %
19,6
181
20,3
81 %
181
19,2
77 %
176
19,1
177
19,1
76%
177
18,1
72 %
172
18,3
174
18,1
72 %
174
17,1
68 %
169
17,6
170
17,0
68 %
170
16,1
64 %
165
16,9
67 %
166
15,9
64 %
166
15,1
60 %
161
16,1
63 %
162
14,9
59 %
162
14,1
56 %
157
15,3
Altitude-pression de 8 000 pieds
ISA - 30 °C (-31 °C)
Pression
d'admis- PUISRégime
SANCE KTAS
sion
183
Gallons
par
heure
19,7
ISA (-1 °C)
ISA + 30 °C (29 °C)
Gallons
PUISPUISpar
SANCE KTAS heure SANCE KTAS
2 700
tr/min
21,7
83 %
78 %
2 600
21,7
79 %
180
18,8
75 %
2 500
21,7
75 %
176
17,7
71 %
2 500
20,7
70 %
172
16,7
66 %
2 500
19,7
66 %
168
15,6
62 %
2 500
18,7
61 %
163
14,5
2 500
17,7
57 %
159
13,5
183
Gallons
par
heure
18,6
75 %
178
17,7
180
17,8
71 %
175
17,0
176
16,8
67%
171
16,0
172
15,8
63 %
167
15,0
168
14,8
59 %
163
14,0
58 %
163
13,8
55 %
158
13,1
54 %
159
12,8
51%
153
12,1
Altitude-pression de 10 000 pieds
ISA - 30 °C (-35 °C)
Pression
d'admis- PUISRégime
SANCE KTAS
sion
Gallons
par
heure
ISA (-5 °C)
ISA + 30 °C (25 °C)
Gallons
PUISpar
SANCE KTAS heure
PUISSANCE KTAS
Gallons
par
heure
2 700
tr/min
20,0
77 %
182
18,2
73 %
182
17,3
69 %
176
16,4
2 600
20,0
71 %
177
17,0
68 %
177
16,1
64 %
172
15,3
2 500
20,0
67 %
173
16,0
64 %
173
15,1
61 %
167
14,4
2500
19,0
63 %
168
14,9
59 %
168
14,1
56 %
163
13,4
2 500
18,0
58 %
163
13,8
55 %
163
13,1
52 %
158
12,5
2 500
17,0
54 %
158
12,8
51 %
158
12,1
48 %
153
11,5
P/N 13772-001
Publication Initiale
Figure 5-15
Feuille 2 de 4
5-29
Cirrus Design
Données techniques
Section 5
SR22
Performance de croisière
Altitude-pression de 12 000 pieds
ISA - 30 °C (-39 °C)
Pression
d'admis- PUISRégime
SANCE KTAS
sion
Gallons
par
heure
ISA (-9 C)
PUISSANCE KTAS
ISA + 30 °C (21 °C)
Gallons
par
heure
PUISSANCE KTAS
Gallons
par
heure
2 700
tr/min
18,5
71 %
180
16,9
67 %
180
16,0
64 %
175
15,2
2 600
18,5
68 %
177
16,2
64 %
177
15,3
61 %
172
14,5
2 500
18,5
64 %
173
15,2
60 %
173
14,4
58 %
167
13,7
2 500
17,5
59 %
168
14,1
56 %
168
13,4
53 %
162
12,7
2 500
16,5
55 %
162
13,0
52 %
162
12,3
49 %
157
11,7
2 500
15,5
50 %
156
12,0
48 %
156
11,3
45 %
151
10,8
Altitude-pression de 14 000 pieds
ISA - 30 °C (-43 °C)
Pression
d'admis- PUISRégime
SANCE KTAS
sion
ISA (-13 °C)
Gallons
PUISpar
heure SANCE KTAS
ISA + 30 °C (17 °C)
Gallons
par
heure
Gallons
PUISpar
SANCE KTAS heure
2 700
tr/min
17,1
66 %
178
15,6
62 %
178
14,8
59 %
173
14,1
2 600
17,1
63 %
175
14,9
60 %
175
14,1
57 %
170
13,5
2 500
17,1
59 %
171
14,1
56 %
171
13,3
53 %
165
12,7
2 500
16,1
55 %
165
13,0
52 %
165
12,3
49 %
159
11,7
2 500
15,1
50 %
159
11,9
47 %
159
11,2
45 %
153
10,7
Altitude-pression de 16 000 pieds
ISA - 30 °C (-47 °C)
Pression
d'admis- PUISRégime
SANCE KTAS
sion
Gallons
par
heure
ISA (-17 °C)
ISA + 30 °C (13 °C)
Gallons
PUISpar
SANCE KTAS heure
Gallons
PUISpar
SANCE KTAS heure
2 700
tr/min
15,8
61 %
176
14,5
58 %
176
13,0
55 %
171
13,0
2 600
15,8
58 %
173
13,8
55 %
173
12,5
52 %
167
12,5
2 500
15,8
55 %
168
13,0
52 %
168
11,7
49 %
163
11,7
2 500
14,8
50 %
162
11,9
47 %
162
10,7
45 %
156
10,7
5-30
Figure 5-15
Feuille 3 de 4
P/N 13772-001
Publication Initiale
Cirrus Design
SR22
Section 5
Données techniques
Performance de croisière
Altitude-pression de 17 000 pieds
ISA - 30 °C (-43 °C)
PresGalsion
lons
d'admis- PUISpar
Régime
SANCE KTAS heure
sion
ISA (-19 °C)
ISA + 30 °C 9 °C)
Gallons
PUISpar
SANCE KTAS heure
Gallons
PUISpar
SANCE KTAS heure
2 700 tr/
min
15,2
59 %
175
13,9
55 %
175
13,2
53 %
169
12,5
2 600
15,2
56 %
171
13,3
53 %
171
12,6
50 %
166
12,0
2 500
15,2
53 %
167
12,5
50 %
167
11,9
47 %
162
11,3
2 500
14,2
48 %
160
11,4
45 %
160
10,8
43 %
155
10,3
P/N 13772-001
Publication Initiale
Figure 5-15
Feuille 4 de 4
5-31
Cirrus Design
Données techniques
Section 5
SR22
Profil de distance franchissable et
d'autonomie
Conditions
• Masse.................................... 3 400 lb
• Température .... Atmosphère standard
• Vent ............................................ Zéro
• Mélange.......Meilleure consommation
• Carburant total. 81 gallons américains
Exemple
Puissance .................................. 55 %
Altitude-pression de décollage.. 2 000
pieds
Altitude-pression de croisière ... 6 000
pieds
Carburant pour la montée 1,3 gallon
américain
Débit de carburant en croisière 11,3
gallons par heure
Autonomie
6,1 h
Distance franchissable
962 milles
nautiques
Vitesse réelle
157 kt
• Nota •
• La quantité de carburant restant après la montée est égale à 81,0 gallons
américains utilisables, moins la quantité de carburant pour la montée, moins
9,8 gallons américains pour 45 minutes de réserve de carburant pour vol IFR (ISA à
10 000 pieds, PA), moins le carburant pour la descente et moins 0,5 gallon de
carburant utilisé pour le décollage précédent.
• La distance franchissable et l'autonomie montrées comprennent la descente à la
destination finale à environ 178 kt et 500 pieds par minute.
• La distance franchissable est diminuée de 1 % si le carénage de la roue de train
avant est enlevé.
PUISSANCE A 75 %
Richesse = Meilleure puissance
CarbuDébit
Disrant
de cartance
pour
burant
franDistance
monchissa- spécifiAltitée
ble
que
tudeCarburant
Vitesse
gal- restant pour indiquée Gal- Autonomie
Milles
preslons
marins/
sion
lons
croisière
améri- gallons amégallon
par
Milles
marins américain
heure
ricains
Pieds cains
KTAS
Heures
NM
0,0
70,8
166
17,8
4,0
661
9,3
2 000
0,7
69 0
170
17,8
3,9
670
9,6
4 000
1,3
67,2
173
17,8
3,9
680
9,8
6 000
2,0
65,3
177
17,8
3,9
689
10,0
8 000
2,7
63,5
180
17,8
3,8
700
10,3
5-32
Figure 5-16
Feuille 1 de 3
P/N 13772-001
Publication Initiale
Cirrus Design
SR22
Section 5
Données techniques
Profil de distance franchissable et
d'autonomie
PUISSANCE A 65 %
Richesse = Meilleure puissance
Carburant
pour
montée
Altitudepression
Pieds
Débit
de
carburant
Distance Distance
franspécifichissaque
ble
Milles
Carburant
Vitesse
marins/
galrestant pour indiquée Gal- Autonomie
gallon
lons
lons
croisière
amériaméripar
Milles
gallons
cain
cains
heure
marins
américains
KTAS
Heures
NM
0,0
70,8
158
15,4
4,6
725
10,3
2 000
0,7
69,0
161
15,4
4,5
735
10,5
4 000
1,3
67,2
165
15,4
4,5
745
10,7
6 000
2,0
65,3
168
15,4
4,5
755
11,0
8 000
2,7
63,5
171
15,4
4,4
765
11,2
10 000
3,5
61,6
174
15,4
4,4
775
11,5
12 000
4,4
59,8
178
15,4
4,3
785
11,8
PUISSANCE DE 55 %
Carburant
pour
montée
Altitudepression
Pieds
Richesse = Meilleure puissance
Débit
de
carburant
Carburant
restant pour
croisière
Distance
franchissable
Vitesse
galindiquée Gal- Autonomie
lons
lons
améri- gallons amépar
Milles
cains
heure
marins
ricains
KTAS
Heures
Distance
spécifique
Milles
marins/
gallon
américain
NM
0,0
70,8
149
13,1
5,4
806
11,4
2 000
0,7
69,0
152
13,1
5,4
815
11,6
4 000
1,3
67,2
154
13,1
5,3
825
11,9
6 000
2,0
65,3
157
13,1
5.3
835
12,2
8 000
2,7
63,5
160
13,1
5,2
845
12,4
10 000
3,5
61,6
163
13,1
5,1
856
12,7
12 000
4,4
59,8
166
13,1
5,1
865
13,0
14 000
5,3
57,8
169
13,1
5,0
875
13,4
P/N 13772-001
Publication Initiale
Figure 5-16
Feuille 2 de 3
5-33
Cirrus Design
Données techniques
Section 5
SR22
Profil de distance franchissable et
d'autonomie
PUISSANCE DE 55 %
Carburant
pour
montée
Altitudepression
Carburant
restant pour
croisière
Richesse = Meilleure consommation
Débit
de carburant
Vitesse
indiquée
Distance
franchissable
Distance
spécifique
Milles
marins/
gallon
américain
Pieds
gallons
américains
gallons
américains
KTAS
NM
0,0
70,8
149
11,3
6,2
930
13,1
2 000
0,7
69,0
152
11,3
6,2
941
13,4
4 000
1,3
67,2
154
11,3
6,1
951
13,7
6 000
2,0
65,3
157
11,3
6,1
962
14,0
8 000
2,7
63,5
160
11,3
6,0
974
14,3
10 000
3,5
61,6
163
11,3
5,9
985
14,6
12 000
4,4
59,8
166
11,3
5,9
995
15,0
14 000
5,3
57,8
169
11,3
5,8
1 006
15,4
5-34
Gal- Autonomie
lons
par
Milles
marins
heure
Heures
Figure 5-16
Feuille 3 de 3
P/N 13772-001
Publication Initiale
Cirrus Design
SR22
Section 5
Données techniques
Pente de montée après un atterrissage
interrompu
Conditions
• Puissance ...................... Plein régime
• Mélange ...... Réglé selon l'autocollant
• Volets ...................... 100 % (SORTIS)
• Vitesse de montée ..................... VREF
Exemple
Température extérieure ............. 20 °C
Masse.................................... 3 400 lb
Altitude-pression ............. 4 000 pieds
Vitesse de montée ..................... 77 kt
Vitesse ascensionnelle. 633 pieds par
mille nautique
• Nota •
• Les pentes de montée après un atterrissage interrompu montrées représentent le gain
d'altitude, exprimé en pieds par mille marin, pour une distance horizontale parcourue.
• Pour exploitation à une température extérieure inférieure à celles du tableau, utiliser
les données pour la température la plus basse démontrée.
• Pour exploitation à une température extérieure supérieure à celles du tableau, il faut
être extrêmement prudent.
• Ce tableau fait partie des données obligatoires pour l'homologation. Cependant, il
est possible d'obtenir des performances bien meilleures en montant à la meilleure
vitesse ascensionnelle, avec les volets sortis ou en suivant la procédure tour de
piste et d'atterrissage interrompu de la section 4.
Masse
lb
3 400
2 900
Altitude- Vitesse de
pression
montée
PENTE DE MONTÉE ~ pieds par
mille marin
Pieds
KIAS
-20
0
20
40
ISA
Meilleure
vitesse
ascensionnelle KIAS
NM
77
834
835
823
803
827
80
2 000
77
750
744
728
704
736
80
4 000
77
666
654
633
604
648
78
6 000
77
581
564
537
504
560
78
8 000
77
496
472
440
402
473
77
10 000
77
409
379
341
296
387
77
NM
77
1069
2 000
77
969
962
942
914
953
4 000
77
869
855
829
796
847
6 000
77
789
747
716
677
743
8 000
77
668
639
602
556
641
10 000
77
565
529
484
432
639
Température ~ °C
1 070 1 056 1 032 1 060
Figure 5-17
P/N 13772-001
Publication Initiale
5-35
Cirrus Design
Données techniques
Section 5
SR22
Vitesse ascensionnelle après un atterrissage
interrompu
Conditions
• Puissance.......................Plein régime
• Mélange....... Réglé selon l'autocollant
• Volets....................... 100 % (SORTIS)
• Vitesse de montée......................VREF
Exemple
Température extérieure............. 20 °C
Masse ....................................3 400 lb
Altitude-pression ..............4 000 pieds
Vitesse de montée ......................77 kt
Vitesse ascensionnelle .878 pieds par
mille marin
• Nota •
• Les valeurs de vitesse ascensionnelle après un atterrissage interrompu sont
données pour les volets sortis complètement, et le changement d'altitude par unité
de temps exprimé en pieds par minute.
• Pour exploitation à une température extérieure inférieure à celles du tableau, utiliser
les données pour la température la plus basse démontrée.
• Pour exploitation à une température extérieure supérieure à celles du tableau, il faut
être extrêmement prudent.
• Ce tableau fait partie des données obligatoires pour l'homologation. Cependant, il
est possible d'obtenir des performances bien meilleures en montant à la meilleure
vitesse ascensionnelle, avec les volets sortis ou en suivant la procédure tour de
piste et d'atterrissage interrompu de la section 4.
Masse
lb
3 400
2 900
Altitude- Vitesse de
pression
montée
VITESSE ASCENSIONNELLE ~
Pieds par minute
Température ~ °C
0
20
40
ISA
Meilleure
vitesse
ascensionnelle KIAS
Pieds
KIAS
-20
NM
77
996
2 000
77
930
959
972
971
966
80
4 000
77
858
876
878
867
878
79
6 000
77
779
784
775
752
784
78
8 000
77
691
683
660
623
684
77
10 000
77
593
571
532
478
578
77
NM
77
1 268 1 318 1 348 1 363 1 342
2 000
77
1 195 1 233 1 252 1 255 1 245
4 000
77
1 115 1 140 1 146 1 137 1 144
6 000
77
1 026 1 037 1 030 1 007 1 037
8 000
77
927
923
900
861
923
10 000
77
817
796
755
696
803
1 035 1 057 1 067 1 053
80
Figure 5-18
5-36
P/N 13772-001
Publication Initiale
Cirrus Design
SR22
Section 5
Données techniques
Distance d'atterrissage
Conditions
•
•
•
•
Exemple
Vent .............................................Zéro
Piste ........Sèche, horizontale, revêtue
Volets ....................................... 100 %
Puissance .......... Puissance pour une
approche à 3° au-dessus d'un
obstacle de 50 pieds, suivie d'une
réduction régulière au ralenti
Température extérieure .............10 °C
Masse.................................... 3 400 lb
Altitude-pression.............. 2 000 pieds
Vent debout ................................ Zéro
Vitesse au-dessus de l'obstacle
(VREF)77 kt
Roulement d'atterrissage. 1 206 pieds
Distance au-dessus d'un obstacle de
50 pieds2 415 pieds
Facteurs
Il faut appliquer les facteurs suivants à la distance d'atterrissage
calculée pour les conditions notées:
• Vent debout - Soustraire 10 % des distances du tableau pour
chaque tranche de 13 kt de vent debout.
• Vent arrière - Ajouter 10 % à la distance du tableau pour
chaque tranche de 2 kt de vent arrière, jusque 10 kt.
• Piste gazonnée sèche - Ajouter 40 % à la distance de
roulement des valeurs du tableau.
• Piste inclinée - Ajouter 27 % à la distance de roulement du
tableau pour chaque 1° de pente négative. Soustraire 9 % à la
distance de roulement du tableau pour chaque 1° de pente
positive.
• Attention •
Il est obligatoire d'inclure la correction pour la pente. Ces
corrections doivent être utilisées avec prudence, car la
donnée de pente publiée représente habituellement la pente
nette d'une extrémité de la piste à l'autre. Dans de nombreux
cas, une portion de la piste a une pente plus ou moins
prononcée que la valeur publiée, allongeant ou raccourcissant
le roulement d'atterrissage estimé en utilisant le tableau.
P/N 13772-001
Publication Initiale
5-37
Cirrus Design
Données techniques
Section 5
SR22
• Pour exploitation à une température extérieure inférieure à
celles du tableau, utiliser les données pour la température la
plus basse démontrée.
• ..... Pour exploitation à une température extérieure supérieure à
celles du tableau, il faut être extrêmement prudent.
5-38
P/N 13772-001
Publication Initiale
Cirrus Design
SR22
Section 5
Données techniques
Distance d'atterrissage
MASSE = 3 400 lb
Vitesse au-dessus d'un obstacle de 50
pieds =77 kt
Volets à 100 % Ralenti · Surface sèche,
horizontale, revêtue
ALTITUDE
PRESSION
Pieds
DISTANCE
Pieds
Vent debout : Soustraire 10 % par
tranche de 12 kt de vent debout.
Vent arrière : Ajouter 10 % pour
chaque tranche de 2 kt de vent arrière,
jusque 10 kt. Pente de la piste :
Facteurs de référence
Gazon sec : Ajouter 40 % à la
distance de roulement
TEMPERATURE ~ °C
0
10
20
30
40
ISA
1 082
1 121
1 161
1 200
1 240
1 141
NM
Roulement
50 pieds
2 244
2 298
2 352
2 408
2 464
2 325
1 000
Roulement
1 122
1 163
1 204
1 245
1 286
1 175
50 pieds
2 298
2 355
2 412
2 470
2 529
2 372
2 000
Roulement
1 163
1 206
1 248
1 291
1 334
1 210
50 pieds
2 356
2 415
2 476
2 537
2 598
2 422
Roulement
1 207
1 251
1 295
1 339
1 384
1 247
50 pieds
2 417
2 479
2 543
2 607
2 672
2 473
4 000
Roulement
1 252
1 298
1 344
1 390
1 436
1 285
50 pieds
2 481
2 547
2 614
2 681
2 749
2 528
5 000
Roulement
1 300
1 348
1 395
1 443
1 490
1 324
50 pieds
2 550
2 619
2 689
2 759
2 831
2 585
6 000
Roulement
1 350
1 399
1 449
1 498
1 547
1 365
50 pieds
2 622
2 694
2 768
2 842
2 917
2 644
Roulement
1 402
1 453
1 504
1 556
1 607
1 408
50 pieds
2 698
2 775
2 852
2 930
3 008
2 707
8 000
Roulement
1 456
1 509
1 563
1 616
1 669
1 452
50 pieds
2 779
2 860
2 941
3 022
3 105
2 773
9 000
Roulement
1 513
1 569
1 624
1 679
1 735
1 497
50 pieds
2 865
2 949
3 035
3 121
3 207
2 841
10 000
Roulement
1 573
1 630
1 688
1 746
1 803
1 545
50 pieds
2 956
3 045
3 134
3 225
3 316
2 914
3 000
7 000
Figure 5-19
P/N 13772-001
Publication Initiale
5-39
Cirrus Design
Données techniques
Section 5
SR22
Intentionnellement laissé en blanc
5-40
P/N 13772-001
Publication Initiale
Cirrus Design
SR22
Section 6
Masse et centrage
Section 6
Masse et centrage
Table des matières
Introduction ..................................................................................... 6-3
Formulaire de pesage de l'avion ..................................................... 6-6
Procédure de pesage de l'avion......................................................6-7
Dossier de masse et centrage ...................................................... 6-10
Instructions de chargement........................................................... 6-12
Limites de centre de gravité .......................................................... 6-14
Formulaire de chargement en fonction de masse et centrage...... 6-15
Données de chargement............................................................... 6-16
Limites de moment........................................................................ 6-17
Liste d'équipement ........................................................................ 6-18
P/N 13772-001
Publication Initiale
6-1
Cirrus Design
Masse et centrage
Section 6
SR22
Intentionnellement laissé en blanc
6-2
P/N 13772-001
Publication Initiale
Cirrus Design
SR22
Section 6
Masse et centrage
Introduction
Cette section décrit la procédure pour établir la masse à vide et le
moment de base de l'avion. Des exemples de formulaires sont fournis
en référence. Des procédures pour calculer la masse et le moment
pour diverses opérations sont aussi fournies. Une liste détaillée de
tout l'équipement offert pour cet avion est incorporée à la fin de cette
section.
Il faut noter que les renseignements spécifiques concernant la masse,
le bras, le moment et l'équipement installé dans l'avion "sorti usine" se
trouvent uniquement dans l'enveloppe en plastique à la fin de ce
manuel.
Le pilote a la responsabilité de s'assurer que l'avion est chargé
correctement.
P/N 13772-001
Publication Initiale
6-3
Cirrus Design
Masse et centrage
Section 6
SR22
FS
350,2
LIGNE DE FLOTTAISON
FS
55,6
150,0
WL
165,5
FS
222,0
FS
100,0
FS
38,3
WL 100,0
NOTA
Plan de référence situé à
la référence fuselage 0,0."
50,0
REFERENCE
TRANSVERSALE (RTž; BL)
230,0
LEMAC
FS 133,1
350,0
300,0
250,0
(FS)
200,0
150,0
100,0
50,0
0,0
FS
157,5
REFERENCE
FUSELAGE
RBL 229,5
200,0
150,0
100,0
RBL 87,7
LBL typique
MAC 47,7"
RBL 77,3
RBL 63,1
50,0
BL 0,0
BL 0,0
50,0
LBL 63,1
LBL 77,3
100,0
200,0
150,0
230,0
6-4
LBL 229,5
Figure 6-1
Dimensions de l'avion
SR2_FM06_1439
P/N 13772-001
Publication Initiale
Cirrus Design
SR22
Section 6
Masse et centrage
VUE A-A
Niveau à bulle
B
A
A
B
Niveau à bulle
Règle droite
Seuil de porte
VUE B-B
SR2_FM06_1440
P/N 13772-001
Publication Initiale
Figure 6-2
Mise à niveau de l'avion
6-5
Cirrus Design
Masse et centrage
Section 6
SR22
Formulaire de pesage de l'avion
REF DATUM
FS 0.0
FS 100.0
FS 145.0
WL 100.0
A = x + 100
B=A-y
y = ____________ Mesuré
x = ____________ Mesuré
x
y
B
A
Point de
pesage
SR2_FM06_1441
Lecture de
la bascule
- Tare
= Masse
nette
x Bras
Train principal
gauche
A=
Train principal
droit
A=
Avant
B=
Total
CG =
= Moment
Selon pesage
CG = Moment total ÷Masse totale
L'espace ci-dessous est fourni pour des additions ou soustractions supplémentaires au poids selon le pesage.
CG =
Masse à vide
Huile moteur (si l'huile est
vidangée)
15 lb à FS 78,4, moment = 1 176
Carburant non utilisable
Masse à vide de base
6-6
26,4
153,95
4 064
CG =
Figure 6-3
Formulaire de pesage de l'avion
P/N 13772-001
Publication Initiale
Cirrus Design
SR22
Section 6
Masse et centrage
Procédure de pesage de l'avion
Une masse à vide et un centre de gravité de base ont été établis pour
cet avion quand l'avion a été pesé juste avant la livraison initiale.
Cependant, des modifications importantes, une perte du dossier,
l'addition ou le changement d'emplacement de l'équipement,
l'exécution des bulletins techniques et le gain de masse avec le temps
peuvent justifier un nouveau pesage pour maintenir à jour la masse à
vide et le centre de gravité de base. La fréquence des pesages est
déterminée par l'opérateur. Tous les changements de la masse à vide
et du centre de gravité de base sont la responsabilité de l'utilisateur.
1. Préparation
a. Gonfler les pneus à la pression d'exploitation recommandée.
b.
Faire l'appoint du réservoir de liquide de freins.
c.
Enlever le raccord de vidange du réservoir de carburant et le
bouchon de vidange du robinet de filtre à carburant pour vider
tout le carburant.
d. Faire l'appoint d'huile du moteur.
e. Amener les sièges avant à la position la plus avancée.
f.
Lever les volets à la position totalement rentrés.
g. Mettre toutes les commandes de gouverne en position neutre.
h. Vérifier l'installation de l'équipement et son emplacement et
comparer à la liste d'équipement.
2. Mise à niveau (figure 6-2)
a. Mettre à niveau longitudinalement en plaçant un niveau à
bulle sur le seuil de la porte du pilote et latéralement avec un
niveau à bulle en travers du seuil de porte. Autre possibilité,
mettre l'avion à niveau en visant les orifices pour outil avant et
arrière le long de la ligne de flottaison 95,9.
b.
Placer les bascules sous chacune des roues (capacité
minimale de la bascule, 500 livres pour le train avant, 1 000
livres chacune pour chaque train principal).
c.
Dégonfler le pneu du train avant ou mettre des cales sous les
bascules, selon le besoin, pour centrer correctement la bulle
du niveau.
P/N 13772-001
Publication Initiale
6-7
Cirrus Design
Masse et centrage
Section 6
SR22
3. Pesage (figure 6-3)
a. Avec l'avion de niveau, les portes fermées et les freins
relâchés, enregistrer la masse affichée sur chaque bascule.
Déduire la tare de chaque lecture, selon le besoin.
4. Mesures (figure 6-3)
a. Obtenir la mesure « x » en mesurant horizontalement le long
de l'axe de l'avion (BL 0) de la ligne entre le centre des deux
roues du train atterrissage principal jusqu'à un point à
l'aplomb du côté avant de la cloison pare-feu (FS 100). Ajouter
100 à cette mesure pour obtenir les bras des points de
pesage gauche et droit (dimension « A »). Typiquement, la
dimension « A » est approximativement 157,5 pouces.
b.
Pour obtenir la mesure « y », mesurer horizontalement et
parallèlement à l'axe de l'avion (BL0), du centre de l'axe de la
roue avant, côté gauche, au point à l'aplomb de la ligne entre
les centres des roues du train principal. Répéter sur le côté
droit et faire la moyenne des mesures. Soustraire cette
mesure de la dimension « A » pour obtenir le bras du point de
pesage de la roue avant (dimension « B »).
5. Déterminer et enregistrer le moment pour chacun des points de
pesage du train principal et du train avant, en utilisant la formule
suivante :
Moment = Masse nette x bras
6. Calculer et enregistrer le poids brut et le moment en faisant la
somme des colonnes appropriées.
7. Déterminer et enregistrer le centre de gravité du pesage brut, en
pouces, à l'arrière du plan de référence, en utilisant la formule
suivante :
C.G. = Moment total ÷Masse totale
8. Ajouter ou soustraire tous les articles qui ne sont pas inclus dans
le pesage, afin de déterminer la condition à vide. L'application de
la formule du centre de gravité ci-dessus détermine le centre de
gravité pour cette situation.
9. Ajouter la correction pour l'huile du moteur (15 livres à FS 78,4), si
l'avion a été pesé après avoir vidangé l'huile. Ajouter la correction
pour le carburant non utilisable (26,4 lb à FS 153,95) afin de
6-8
P/N 13772-001
Publication Initiale
Cirrus Design
SR22
Section 6
Masse et centrage
déterminer la masse et le moment de base à vide. Calculer et
enregistrer le centre de gravité de la masse de base à vide en
appliquant la formule de centre de gravité plus haut.
10. Enregistrer la nouvelle masse et le nouveau centre de gravité
dans le dossier de masse et centrage (figure 6-4).
La procédure précédente détermine la masse, le moment et le centre
de gravité de base, à vide, en pouces à l'arrière du plan de référence
de l'avion. Il est aussi possible d'exprimer le centre de gravité en
termes de son emplacement en pourcentage de la corde
aérodynamique moyenne (MAC), en utilisant la formule suivante :
c.g. % MAC = 100 x (C.G. pouces ÷ LEMAC) ÷ MAC
où :
LEMAC = 132,9
MAC = 48,4
P/N 13772-001
Publication Initiale
6-9
Cirrus Design
Masse et centrage
Section 6
SR22
Dossier de masse et centrage
Utiliser ce formulaire pour maintenir un historique continu des
changements et modifications de la structure de l'avion ou de
l'équipement affectant la masse et le centrage.
Numéro de série :
Date
N° de réf.
N° immatriculation :
Description de l'article
ou de la modification
Inté- Extérieur rieur
Page de
Changement de masse
Ajouté (+) ou enlevé (-)
Masse
lb
BRAS
in
Masse de base
à vide en ordre de
marche
MOME
Masse MOMENT/
NT/
lb
1000
1000
Etat livraison
6-10
Figure 6-4
Dossier de masse et centrage
P/N 13772-001
Publication Initiale
Cirrus Design
SR22
Section 6
Masse et centrage
49.3"
39.8"
100
120
140
160
180
49.7"
200
220
240
Référence
fuselage
FS
222
38.5"
25.0"
16.0"
20.0"
10.5"
32.0"
33.4"
39.0"
33.3"
20.0"
5.0"
21.0"
OUVERTURE DE LA PORTE
DE LA CABINE
OUVERTURE DE LA PORTE
DE LA SOUTE A BAGAGES
SR2_FM06_1019
Emplacement
Longueur
Largeur
Hauteur
Volume
Cabine
122 in
49,3 in
49,7 in
137 cu ft
Soute à
bagages
36 in
39,8 in
38,5 in
32 pieds
cubes
P/N 13772-001
Publication Initiale
Figure 6-5
Dimensions intérieures de l'avion
6-11
Cirrus Design
Masse et centrage
Section 6
SR22
Instructions de chargement
Le pilote doit s'assurer que l'avion est chargé correctement et
exploités dans les limites prescrites de masse et d'emplacement du
centre de gravité. Les renseignements suivants permettent au pilote
de calculer la masse totale et le moment pour le chargement. Le
moment calculé est alors comparé au tableau de limites (figure 6-9)
pour déterminer si le chargement est correct.
La détermination du chargement de l'avion est calculée en utilisant le
formulaire de masse et centrage du chargement (figure 6-7), le
tableau de données de chargement (figure 6-8) et le tableau de limites
de moment (figure 6-9).
1. Masse à vide de base – Entrer la masse à vide et le moment de
base du dossier de masse et centrage (figure 6-4).
2. Occupants des sièges avant – Entrer le poids total et le
moment/1000 pour les occupants des sièges avant du formulaire
de données de chargement (figure 6-8).
3. Occupants des sièges arrière – Entrer le poids total et le
moment/1000 pour les occupants des sièges arrière du formulaire
de données de chargement (figure 6-8).
4. Bagages – Entrer le poids et le moment des bagages du
formulaire de données de chargement (figure 6-8)
• Si désiré, faire un total partiel des poids et moments/1000 des
étapes 1 à 4. C'est l'ordre sans carburant. Il comprend tous les
éléments, sauf le carburant.
5. Chargement du carburant – Entrer la masse et le moment du
carburant utilisable dans l'avion du formulaire de données de
chargement (figure 6-8).
• Total partiel de masse et moment/1000. C'est l'ordre de rampe
ou la masse et le moment de l'avion avant le roulage.
6. Carburant pour démarrage, roulage et point fixe – Cette valeur
est incorporée au formulaire. Normalement, le carburant utilisé
pour le démarrage, le roulage et le point fixe est
approximativement 9 livres à un moment moyen/1000 de 1,394.
6-12
P/N 13772-001
Publication Initiale
Cirrus Design
SR22
Section 6
Masse et centrage
7. Ordre de décollage – Soustraire la masse et le moment/1000 de
l'étape 8 (démarrage, roulage et point fixe) de l'ordre de mise en
route (étape 7) pour déterminer la masse et le centrage/1000 de
l'ordre de décollage
• La masse totale au décollage ne doit pas dépasser la masse
limite maximale de 3 400 livres.
• Le moment total/1000 ne doit pas être supérieur au maximum
ou inférieur au minimum pour le moment/1000 de la masse en
ordre de décollage déterminée au tableau de limites de
moments (figure 6-9).
P/N 13772-001
Publication Initiale
6-13
Cirrus Design
Masse et centrage
Section 6
SR22
Limites de centre de gravité
Les tableaux suivants décrivent l'enveloppe du centre de gravité de
l'avion, en terme de pouces en arrière du plan de référence et en
pourcentage de la corde aérodynamique moyenne (MAC). Le rapport
entre les deux est donné en détail dans les instructions de pesage.
3600
3400
17.4 % MAC
FS 141.4
1 456 kg
(3 210 lb)
3200
MasseLivres
31.5 % MAC
FS 148.1
1 542 kg
(3 400 lb)
22.4 % MAC
FS 143.8
1 542 kg
(3 400 lb)
3000
2800
12.5 % MAC
FS 139.1
1 225 kg
(2 700 lb)
2600
2400
31.5 % MAC
FS 148.1
998 kg
(2 200 lb)
10.2 % MAC
FS 138.0
998 kg
(2 200 lb)
2200
2000
136
138
140
142
144
146
148
150
c.g. - Mètres (pouces) en arrière du plan de référence
SR2_FM02_1944
6-14
Figure 6-6
Limites de centre de gravité
P/N 13772-001
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SR22
Section 6
Masse et centrage
Formulaire de chargement en fonction de
masse et centrage
Numéro de série : ___________ Date :________________________
N° immatriculation : __________ Initiales : _____________________
Articl
e
Description
1.
Masse à vide de base
Comprend le carburant utilisable et le plein
d'huile
2.
Occupants des sièges avant
Pilot et passager (total)
3.
Occupants des sièges arrière
4.
Soute à bagages
130 lb maximum
5.
Masse en ordre sans carburant
Total partiel des points 1 à 4
6.
Chargement du carburant
81 gallons américains à 6.0 lb/gal. maximum
7.
Masse en ordre à la mise en route
Total partiel des points 5 et 6
8.
Carburant pour démarrage, roulage et point
fixe
Normalement, 9 livres à un moment moyen
de 1 394.
9.
Masse en ordre de décollage
Soustraire le point 8 du point 7
Masse
lb
÷
Moment/
1000
÷
• Nota •
La masse en ordre de décollage ne doit pas dépasser 3 400 lb.
Le moment en ordre de décollage doit être dans la plage entre le moment
minimum et le moment maximum à la masse en ordre de décollage (consulter la
figure 6-9, Limites de moment).
Figure 6-7
Formulaire de chargement en fonction de masse et centrage
P/N 13772-001
Publication Initiale
6-15
Cirrus Design
Masse et centrage
Section 6
SR22
Données de chargement
Utiliser le tableau suivant pour déterminer le moment/1000 pour le
carburant et la charge transportée afin de remplir le formulaire de
chargement (figure 6-7).
500
Carburant
Tableau de chargement
Passager avant
Passager arrière
Masse Livres
400
300
200
Bagages
100
0
0
Masse
lb
20
10
30
40
50
Moment/1000
Passager Passager Bagages Carburant Masse
avant
arrière
lb
FS 143,5 FS 180,0 FS 208 0 FS 154,9
60
70
80
90
Passager Passager Carburant
avant
arrière
FS 143,5 FS 180,0 FS 154 9
20
2,87
3,60
4,16
3,10
260
37,31
46,80
40
5,74
7,20
8,32
6,20
280
40,18
50,40
40,27
43,37
60
8,61
10,80
12,48
9 29
300
43,05
54,00
46,47
80
11,48
14,40
16,64
12,39
320
45,92
57,60
49,57
100
14,35
18,00
20,80
15,49
340
48,79
61,20
52,67
120
17,22
21,60
24,96
18,59
360
51,66
64,80
55,76
140
20,09
25,20
(27,04)*
21,69
380
54,53
68,40
58,86
160
22,96
28,80
24,78
400
57,40
72,00
61,96
180
25,83
32,40
27,88
420
60,27
75,60
65,06
200
28,70
36,00
30,98
440
63,14
79,20
68,16
220
31,57
39,60
34,08
460
240
34,44
*130 lb maximum
43,20
37,18
6-16
71,25
486**
75,28
**81 gallons américains utilisables
Figure 6-8
Données de chargement
P/N 13772-001
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Cirrus Design
SR22
Section 6
Masse et centrage
Limites de moment
Utiliser le tableau suivant pour déterminer si la masse et le moment du
formulaire de masse et centrage de chargement (figure 6-7) sont dans
les limites.
3400
3200
Masse Livres
3000
2800
2600
2400
2200
2000
300
400
350
450
500
Moment/1000
Masse
Moment/1000
Masse
Moment/1000
lb
Minimum
Maximum
lb
Minimum
Maximum
2 200
304
326
2 850
398
422
2 250
311
333
2 900
406
430
2 300
318
341
2 950
414
437
2 350
326
348
3 000
421
444
2 400
333
355
3 050
429
452
2 450
340
363
3 100
437
459
2 500
347
370
3 150
444
467
2 550
354
378
3 200
452
474
2 600
362
385
3 250
461
481
2 650
369
392
3 300
471
489
2 700
375
400
3 350
480
496
2 750
383
407
3 400
489
504
2 800
390
415
P/N 13772-001
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Figure 6-9
Limites de moment
6-17
Cirrus Design
Masse et centrage
Section 6
SR22
Liste d'équipement
Cette liste doit être finalisée lorsque le dernier équipement a été
installé dans l'avion.
6-18
P/N 13772-001
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Cirrus Design
SR22
Section 7
Description de l’avion et de ses systèmes
Section 7
Description de l'avion et de ses
systèmes
Table des matières
Introduction ..................................................................................... 7-5
Cellule ............................................................................................. 7-6
Fuselage ...................................................................................... 7-6
Ailes ............................................................................................. 7-7
Empennage ................................................................................. 7-7
Volets .............................................................................................. 7-8
Commutateur de commande des volets ......................................7-8
Commandes de vol primaires ....................................................... 7-10
Système de gouverne de profondeur ........................................ 7-10
Système d'ailerons..................................................................... 7-12
Système de gouverne de direction ............................................ 7-14
Systèmes de compensateurs........................................................ 7-16
Système de commande de compensateur de profondeur ......... 7-16
Système commande de compensateur d'inclinaison................. 7-17
Système de compensateur de lacet .......................................... 7-17
Agencement de la cabine ............................................................. 7-18
Tableau de bord......................................................................... 7-18
Console centrale........................................................................ 7-20
Cabine de l'avion........................................................................... 7-23
Portes de la cabine .................................................................... 7-23
Pare-brise et fenêtres ................................................................ 7-23
Soute à bagages........................................................................ 7-23
Sièges........................................................................................ 7-26
Equipement de sécurité de la cabine......................................... 7-27
Train d'atterrissage ....................................................................... 7-29
Train d'atterrissage principal...................................................... 7-29
Train d'atterrissage avant .......................................................... 7-29
Système de freins ...................................................................... 7-29
Moteur ........................................................................................... 7-32
Système d'huile du moteur ........................................................ 7-32
Refroidissement du moteur........................................................ 7-33
P/N 13772-001
Publication Initiale
7-1
Cirrus Design
Description de l’avion et de ses systèmes
Section 7
SR22
Injection de carburant du moteur ...............................................7-33
Système d'admission d'air du moteur ........................................7-34
Allumage du moteur...................................................................7-34
Echappement du moteur............................................................7-35
Commandes du moteur .............................................................7-35
Contacteur de démarrage et d'allumage....................................7-36
Commande d'air secondaire ......................................................7-37
Affichages moteur ......................................................................7-37
Hélice ............................................................................................7-42
Circuit de carburant .......................................................................7-43
Voyant d'avertissement de carburant.........................................7-45
Jauge de carburant ....................................................................7-46
Sélecteur de réservoir................................................................7-46
Commutateur de pompe auxiliaire .............................................7-47
Circuit électrique ...........................................................................7-48
Production d'électricité ...............................................................7-48
Distribution d'électricité ..............................................................7-51
Interrupteurs principaux de batterie et d'alternateur ..................7-51
Interrupteur d'alimentation d'avionique ......................................7-53
Voyant de basse tension............................................................7-53
Voltmètre et ampèremètre .........................................................7-53
Voyants de défaillance d'altimètre .............................................7-54
Disjoncteurs et fusibles ..............................................................7-54
Prise d'alimentation extérieure...................................................7-56
Prise de courant de service .......................................................7-56
Eclairage extérieur ........................................................................7-57
Feux de navigation.....................................................................7-57
Feu à éclats ...............................................................................7-57
Projecteur d'atterrissage ............................................................7-57
Eclairage intérieur .........................................................................7-58
Lampes d'éclairage des instruments..........................................7-58
Lampes d'éclairage de tableau de bord .....................................7-58
Lecteurs de cartes .....................................................................7-58
Plafonnier...................................................................................7-59
Système de conditionnement d’air ................................................7-60
Commande de chauffage de la cabine ......................................7-62
Commande de refroidissement de la cabine .............................7-62
Sélecteur d'air de la cabine........................................................7-62
Système d'avertisseur de décrochage ..........................................7-64
7-2
P/N 13772-001
Publication Initiale
Cirrus DesignSection 7
Description de l’avion et de ses systèmes
SR22
Système Pitot et statique .............................................................. 7-66
Indicateur de vitesse.................................................................. 7-66
Variomètre (VSI) ........................................................................ 7-67
Altimètre..................................................................................... 7-67
Interrupteur de réchauffage Pitot ............................................... 7-68
Voyant de réchauffage Pitot ...................................................... 7-68
Source statique secondaire ....................................................... 7-68
Avionique et navigation ................................................................. 7-69
Interrupteur d'alimentation d'avionique ...................................... 7-71
Compas magnétique.................................................................. 7-71
Indicateur de virage ................................................................... 7-72
Horizon artificiel ......................................................................... 7-72
Indicateur d'écart de route ......................................................... 7-73
Indicateur de situation horizontale ............................................. 7-74
Pilote automatique ..................................................................... 7-77
Système audio ........................................................................... 7-80
Affichage multifonctions............................................................. 7-81
Navigation par GPS ................................................................... 7-82
Emetteurs-récepteurs de communication (COM) ...................... 7-84
Récepteur de navigation (Nav) .................................................. 7-85
Transpondeur ............................................................................ 7-86
Radiobalise de détresse ............................................................ 7-87
Horamètre.................................................................................. 7-89
Horloge numérique .................................................................... 7-89
Système de parachute d'avion Cirrus ........................................... 7-92
Description du système ............................................................. 7-92
Poignée d'activation................................................................... 7-93
Caractéristiques de déploiement ............................................... 7-94
P/N 13772-001
Publication Initiale
7-3
Cirrus Design
Description de l’avion et de ses systèmes
Section 7
SR22
Intentionnellement laissé en blanc
7-4
P/N 13772-001
Publication Initiale
Cirrus Design
SR22
Section 7
Description de l’avion et de ses systèmes
Introduction
Cette section fournit une description et les procédures d'utilisation
élémentaires de l'avion standard et de ses systèmes. L'équipement
optionnel décrit dans cette section est identifié comme étant optionnel.
• Nota •
Il est possible que certains équipements optionnels, en
particulier des systèmes d'avionique, ne soient pas couverts
dans cette section. Pour obtenir une description et les
procédures d'utilisation qui ne sont pas décrites dans cette
procédure, consulter la section 9, Suppléments.
P/N 13772-001
Publication Initiale
7-5
Cirrus Design
Description de l’avion et de ses systèmes
Section 7
SR22
Cellule
Fuselage
Le fuselage monocoque du SR22 est construit principalement de
matériaux composites et est conçu pour avoir un aérodynamisme
efficace. La cabine est entourée, à l'avant, de la cloison pare-feu, à la
station de fuselage 100 et, à l'arrière, de la cloison de la soute à
bagage arrière, à la station de fuselage 222. Des sièges confortables
permettent d'asseoir quatre adultes. Une cage de retournement en
composite à l'intérieur de la structure du fuselage fournit aux
occupants de la cabine de la protection contre les retournements. Le
plancher de la cabine et celui de la soute à bagage sont construits
d'une âme en mousse composite, avec accès aux éléments sous les
planchers.
Toutes les charges de vol et statiques sont transférées, des ailes et
des gouvernes, à la structure du fuselage, par l'intermédiaire de
quatre points de montage des ailes, deux endroits sous les sièges
avant et deux endroits sur la paroi latérale, juste derrière les sièges
arrière.
Numéro de série 0821 et suivants : La base de la cloison pare-feu est
inclinée de 20° pour améliorer la résistance à l'impact. De plus, la baie
d'avionique se trouve en arrière de la cloison 222 et est accessible à
travers un panneau d'accès installé sur le côté droit du fuselage
arrière.
• Nota •
Consulter la description de la cabine de l'avion dans cette
section pour obtenir une description complète des portes, des
fenêtres, de la soute à bagages, des sièges et de
l'équipement de sécurité.
7-6
P/N 13772-001
Publication Initiale
Cirrus Design
SR22
Section 7
Description de l’avion et de ses systèmes
Ailes
La structure des ailes est construite en matériaux composites
produisant des surfaces d'ailes lisses et sans joints. Une coupe
transversale des ailes est une combinaison de plusieurs profils
aérodynamiques à haut rendement. Un allongement élevé donne une
faible traînée. Chaque aile fournit la structure pour le montage du train
d'atterrissage principal et contient un réservoir de carburant de 42
gallons américains.
L'aile est construite avec un arrangement pratique de longeron, de
nervures et d'âmes travaillantes. Les revêtements supérieurs et
inférieurs sont collés sur le longeron, les nervures et les âmes
travaillantes (longerons arrière), formant un caisson de torsion qui
absorbe toutes les charges de flexion et de torsion des ailes. Le
longeron d'aile est fabriqué d'une seule pièce et est continu, d'une
extrémité d'aile à l'autre. Les âmes travaillantes (longerons arrière)
sont de construction similaire, mais ne traversent pas le fuselage. Le
longeron d'aile principal passe sous le fuselage, en-dessous des deux
sièges avant, et est fixé au fuselage à deux endroits. Les âmes
travaillantes arrière sont fixées aux parois latérales du fuselage, juste
derrière les sièges arrières.
Empennage
L'empennage comprend le plan fixe horizontal, une gouverne de
profondeur en deux sections, un plan fixe vertical et une gouverne de
direction. Tous les éléments de l'empennage, longeron (âme
travaillante), nervures et revêtement, sont construits de manière
traditionnelle.
Le plan fixe horizontal est une structure d'une seule pièce, d'une
extrémité à l'autre. La gouverne de profondeur en deux pièces,
montées sur le plan fixe, est en alliage d’ aluminium.
Le plan fixe vertical est une structure composite intégrée à la coque du
fuselage principal, afin de permettre un transfert régulier des charges
de vol. La gouverne de direction en alliage d’aluminium est montée
sur l'âme travaillante du plan fixe vertical, à trois points d'articulation.
P/N 13772-001
Publication Initiale
7-7
Cirrus Design
Description de l’avion et de ses systèmes
Section 7
SR22
Volets
Les volets à simple fente, à commande électrique, fournissent une
meilleure portance à faible vitesse. Chaque volet est connecté à la
structure de l'aile à trois points d'articulation. Les volets sont réglés
sélectivement à trois positions : 0 %, 50 % (16°) et 100 % (32°), par
activation du commutateur de commande de volet « FLAP ». Le
commutateur de commande FLAP met les volets en position au
moyen d'un actionneur linéaire à moteur connecté aux deux volets par
l'intermédiaire d'un tube de torsion. L'actionneur incorpore un
embrayage qui limite le déploiement des volets à une vitesse indiquée
élevée. Des contacteurs de proximité dans l'actionneur limitent le
déplacement des volets à la position sélectionnée et fournissent
l'indication de position. Les volets et les circuits de commande sont
alimentés en courant continu de 28 V à travers le disjoncteur de 15 A,
FLAPS, sur la barre omnibus non essentielle.
Commutateur de commande des volets
Un commutateur de commande de volets FLAPS à profil
aérodynamique se trouve en bas de la section verticale de la console
centrale. Le commutateur de commande est identifié et a des crans à
trois positions : rentrés (0 %), 50 % et sortis (100 %). La vitesse VFE
appropriée est marquée aux position du commutateur pour les volets
sortis à 50 % et 100 %. En mettant le commutateur à la position
désirée, les volets se rétractent ou sortent à la position appropriée. Un
voyant à chaque position du commutateur de commande s'allume
quand les volets sont à la position sélectionnée. Le voyant est vert
pour la position rentrée (UP, 0%), jaune pour les positions
intermédiaire (50 %) et complètement sortie (FULL, 100 %).
7-8
P/N 13772-001
Publication Initiale
Cirrus Design
SR22
Section 7
Description de l’avion et de ses systèmes
SR2_FM07_1460
P/N 13772-001
Publication Initiale
Figure 7-1
Système de commande de volets
7-9
Cirrus Design
Description de l’avion et de ses systèmes
Section 7
SR22
Commandes de vol primaires
Le SR22 utilise des commandes de vol traditionnelles pour les
ailerons, la gouverne de profondeur et la gouverne de direction. Les
gouvernes sont commandées par le pilote au moyen d'un des deux
manches de commande pour une seule main montés sous le tableau
de bord. L'emplacement et la construction des manches permettent
une utilisation facile et naturelle par la pilote. Le système de
commandes utilise une combinaison de tiges, de câbles et de renvois
d'angles pour commander les surfaces.
Le compensateur de roulis et le compensateur de tangage sont
actionnés par un interrupteur électrique en haut de chaque manche de
commande. Un compensateur électrique de lacet, si installé, est activé
à l'aide d'un interrupteur sur la console avant, immédiatement à
gauche du commutateur des volets FLAPS.
Système de gouverne de profondeur
La gouverne de profondeur en deux sections fournit la commande
d'inclinaison longitudinale (tangage) de l'avion. La gouverne de
profondeur est de conception traditionnelle, avec le revêtement, le
longeron et les nervures fabriqués en alliage d’aluminium. Chaque
moitié de gouverne de profondeur est montée sur le plan fixe
horizontal à deux points d'articulation et sur le cône de queue du
fuselage, au secteur de commande de gouverne de profondeur.
Le déplacement de la gouverne de profondeur est généré par le
glissement, vers l'avant ou l'arrière, dans un palier coulissant, du
manche de commande du pilote. Une tringle à double effet est
connectée à un secteur de câble monté sur un tube de torsion. Un
système à câble unique passe du secteur avant de gouverne de
profondeur, sous le plancher de la cabine, jusqu'à la poulie du secteur
arrière de gouverne de profondeur. Un tube à double effet connecté à
la poulie du secteur arrière de la commande de profondeur transmet le
mouvement au renvoi d'angle attaché aux gouvernes de profondeur.
7-10
P/N 13772-001
Publication Initiale
Cirrus Design
SR22
Section 7
Description de l’avion et de ses systèmes
SR2_FM07_1461
Figure 7-2
Système de commande de gouverne de profondeur
P/N 13772-001
Publication Initiale
7-11
Cirrus Design
Description de l’avion et de ses systèmes
Section 7
SR22
Système d'ailerons
Les ailerons permettent la commande de l'inclinaison latérale (roulis)
de l'avion. Les ailerons sont de conception traditionnelle, avec le
revêtement, le longeron et les nervures fabriqués en aluminium.
Chaque aileron est monté sur l'âme travaillante de l'aile, à deux points
d'articulation.
Le déplacement de la commande des ailerons est généré en tournant,
dans des paliers pivotants, les manches de commande du pilote. Des
tiges connectent les paliers pivotants à un secteur à poulie central. Un
système à câble unique passe du secteur sous le plancher de la
cabine jusqu'à l'arrière du longeron arrière. De là, les câbles passent
dans chaque aile, vers un secteur et renvoi d'angle vertical qui fait
pivoter les ailerons par l'intermédiaire d'un bras d'entraînement
conique à angle droit.
7-12
P/N 13772-001
Publication Initiale
Cirrus Design
SR22
Section 7
Description de l’avion et de ses systèmes
SR2_FM07_1462
Figure 7-3
Système de commande des ailerons
P/N 13772-001
Publication Initiale
7-13
Cirrus Design
Description de l’avion et de ses systèmes
Section 7
SR22
Système de gouverne de direction
La gouverne de direction permet la commande directionnelle (lacet)
de l'avion. La gouverne de direction est de conception traditionnelle,
avec le revêtement, le longeron et les nervures fabriqués en alliage d’
aluminium. La gouverne de direction est montée sur l'âme travaillante
arrière du plan fixe vertical à trois points d'articulation et au cône de
queue du fuselage, au renvoi de commande de gouverne de direction.
Le déplacement de la gouverne de direction est transféré du palonnier
à la gouverne de direction, par un système à un câble unique sous le
plancher de la cabine, vers un secteur à côté de la poulie à secteur de
la commande de profondeur, à l'arrière du fuselage. Un tube à double
effet du secteur au renvoi de gouverne de profondeur transfère le
mouvement du câble à la gouverne de profondeur. Des ressorts et
une cartouche à ressort réglable au sol connectée au palonnier
tendent les câbles et fournissent une force de centrage.
Une interconnexion entre la gouverne de direction et les ailerons est
installée pour permettre un abaissement maximal de 5° de l'aileron,
avec la déflection de la gouverne de direction. Le palonnier droit induit
une inclinaison vers la droite et le palonnier gauche induit une
inclinaison vers la gauche. Avec le compensateur d'ailerons en
position neutre, les commandes des ailerons ne causent pas une
déflection de la gouverne de direction.
Sur certains avions, un volet compensateur à commande électrique,
sur le bord de fuite de la gouverne de direction, permet au pilote de
commander la compensation de la gouverne de direction. Les avions
sans compensateur électrique de gouverne de direction sont équipés
d'un volet de compensation réglable au sol.
Verrouillage des commandes
Le système de commande du Cirrus SR22 n'est pas équipé de
verrouillages des gouvernes. Les cartouches à ressort des
compensateurs ont suffisamment de puissance pour agir comme
amortisseur de rafales, sans verrouiller rigidement la position.
7-14
P/N 13772-001
Publication Initiale
Cirrus Design
SR22
Section 7
Description de l’avion et de ses systèmes
SR2_FM07_1463
Figure 7-4
Système de commande de gouverne de direction
P/N 13772-001
Publication Initiale
7-15
Cirrus Design
Description de l’avion et de ses systèmes
Section 7
SR22
Systèmes de compensateurs
La compensation de direction et d'ailerons est fournie pour régler, au
moyen d'un moteur électrique, la position neutre d'une cartouche à
ressort en compression dans chaque système de commande. Le
compensateur de direction électrique est aussi utilisé par le pilote
automatique pour commander la position des ailerons. Un volet
compensateur à commande électrique sur la gouverne de direction, si
installé, fournit la compensation de gouverne de direction. Il est
possible de surmonter facilement les entrées de compensation
complète ou du pilote automatique en utilisant les entrées de
commande normales.
Des volets compensateur réglables au sol sont installés sur la
gouverne de profondeur et l'aileron droit afin de fournir des petits
ajustements de l'assiette zéro. Sur les avions sans volet
compensateur électrique, un volet compensateur réglable au sol est
installé sur la gouverne de direction. Ces volets sont réglés en usine
et, normalement, n'ont besoin d'aucun réglage.
Système de
profondeur
commande
de
compensateur
de
Un moteur électrique change la position neutre de la cartouche à
ressort attachée au guignol de commande de la gouverne de
profondeur. Un bouton conique de compensateur placé en haut de
chaque manche commande le moteur. Le déplacement du contacteur
vers l'avant lance une compensation de piqué et le déplacement vers
l'arrière lance une compensation de cabré. Une pression sur le bouton
désactive le pilote automatique si celui-ci est engagé. Une
compensation neutre (décollage) est indiquée par l'alignement de la
marque de référence sur le tube du manche, avec un onglet attaché à
la traverse du tableau de bord. Le compensateur de profondeur fournit
également un moyen secondaire de contrôler l'inclinaison
longitudinale de l'avion en cas de défaillance du système primaire de
commande d'inclinaison qui ne met pas en cause un coincement de la
gouverne de profondeur. Le compensateur de profondeur (tangage)
fonctionne en courant continu de 28 V fourni par le disjoncteur de 2 A,
PITCH / YAW TRIM, sur la barre omnibus principale 1.
7-16
P/N 13772-001
Publication Initiale
Cirrus Design
SR22
Section 7
Description de l’avion et de ses systèmes
Système commande de compensateur d'inclinaison
Un moteur électrique change la position neutre d'une cartouche à
ressort montée sur la poulie d'activation dans l'aile. Un bouton conique
de compensateur placé en haut de chaque manche commande le
moteur. Le déplacement du contacteur vers la gauche lance une
compensation d'aile gauche abaissée et le déplacement vers la droite
lance une compensation d'aile droite abaissée. Une pression sur le
bouton désactive le pilote automatique si celui-ci est engagé. L'assiette
zéro est indiquée par l'alignement de la ligne gravée dans le manche
sur le repère de centrage marqué sur le tableau de bord. Le
compensateur d'ailerons fournit également un moyen secondaire de
contrôler l'inclinaison latérale de l'avion en cas de défaillance du
système primaire de commande d'inclinaison latérale qui ne met pas
en cause un coincement des ailerons. Le compensateur d'ailerons
fonctionne en courant continu de 28 V fourni par le disjoncteur de 2 A,
ROLL TRIM, sur la barre omnibus primaire 1.
Système de compensateur de lacet
La compensation de lacet est fournie par une cartouche à ressort
montée sur le tube de torsion de palonnier et la structure de la
console. La cartouche à ressort fournit une force de centrage quelle
que soit la direction de braquage de la gouverne de direction. La
compensation de lacet ne peut être réglée qu'au sol.
Sur les avions équipés d'un compensateur électrique de gouverne de
direction (lacet), les changements du compensateur sont commandés
par le pilote par l'intermédiaire d'un actionneur linéaire connecté à deux
volets compensateurs articulés, sur le bord de fuite de la gouverne de
profondeur. L'actionneur est installé dans la gouverne de profondeur.
Un indicateur de compensateur de gouverne de profondeur RUDDER
TRIM, avec interrupteur à bascule intégral, est monté dans la console,
immédiatement à côté du commutateur de commande de volets FLAP.
Appuyer sur la moitié gauche de l'interrupteur pour actionner le
compensateur de nez gauche et sur la moitié droite pour lancer le
compensateur droit. Une aiguille se déplace devant l'échelle de
compensateur pour indiquer la position de l'indicateur. La position de
compensateur de nez droit est identifié TAKEOFF (décollage). Le
compensateur de gouverne de direction (lacet) fonctionne en courant
continu de 28 V fourni par le disjoncteur de 2 A, PITCH YAW TRIM, sur
la barre omnibus primaire 1. L'interrupteur et l'indicateur ont un
éclairage interne.
P/N 13772-001
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7-17
Cirrus Design
Description de l’avion et de ses systèmes
Section 7
SR22
Agencement de la cabine
Les paragraphes suivants donnent une description générale de la
cabine, des instruments et des commandes. Les détails concernant
les instruments, les interrupteurs, les disjoncteurs et les commandes
sur le tableau de bord, la traverse et la console centrale, sont donnés
avec la description du système affecté.
Tableau de bord
Le tableau de bord est conçu pour éviter les reflets dans toutes les
conditions de vol. Le tableau de bord est agencé principalement pour
utilisation par le pilote dans le siège gauche, il est cependant visible
des deux sièges. Les instruments de vol et les voyants sont placés sur
le côté gauche du tableau et les instruments du moteurs sont placés
sur le côté droit du tableau de bord. Un grand affichage multifonctions,
en couleur, est placé entre les instruments de vol et les instruments du
moteur. Les commandes de température se trouvent à droite, sous les
instruments du moteur.
Le SR22 utilise des instruments de vol standard agencés selon les
« six de base ». Ils comprennent :
Indicateur de vitesse Horizon artificiel
Indicateur de virage
Plateau de route
(HSI)
Altimètre
Variomètre (VSI)
En plus, une horloge électronique et un indicateur d'écart de route
VOR/LOC/ILS sont placés immédiatement à gauche des instruments
de vol, sur le tableau de bord.
Un panneau d'interrupteurs placé dans la traverse du tableau de bord,
sous les instruments de vol, contient les interrupteurs principaux et le
contacteur d'allumage, l'interrupteur d'alimentation d'avionique,
l'interrupteur de préchauffage Pitot et les commutateurs d'éclairage.
Une tirette de frein de stationnement est monté sous les instruments
de vol, côté intérieur du pilote, au niveau du genou.
7-18
P/N 13772-001
Publication Initiale
Cirrus Design
SR22
Section 7
Description de l’avion et de ses systèmes
Numéro de série 0435 et suivants, avec configuration à écran de vol
principal (PFD) : Le tableau de bord est conçu pour éviter les reflets
dans toutes les conditions de vol. Le tableau de bord est agencé
principalement pour utilisation par le pilote dans le siège gauche, il est
cependant visible des deux sièges.
L'avion est équipé d'un écran de vol primaire Avidyne FlightMax
Entegra-Series. L'écran de vol primaire est un affichage de 10,4 in,
format horizontal, conçu pour être l'affichage primaire des
renseignements primaires des paramètres de vol (attitude, vitesse,
cap et altitude) au pilote. L'écran de vol primaire accepte les données
de diverses sources, y compris les détecteurs de GPS, le système de
pilote automatique 55X/55SR et la source primaire de cap pour
l'affichage multifonctions.
L'écran de vol primaire remplace les instruments suivants :
• Horizon artificiel (HSI)
• Variomètre (VSI)
• Indicateur de VOR/LOC
• Avertisseur d'altitude
• Affichage de température extérieure et horloge
Un altimètre, un indicateur de vitesse et des indicateurs d'assiette sont
montés dans le panneau de traverse, en cas de défaillance totale ou
partielle de l'écran de vol primaire. Un indicateur de virage est monté
derrière le panneau droit de la traverse afin de fournir des données de
roulis au système de pilote automatique.
Les instruments de vol et les voyants sont placés sur le côté gauche
du tableau et les instruments du moteurs sont placés sur le côté droit
du tableau de bord. Un grand affichage multifonctions, en couleur, est
placé entre les instruments de vol et les instruments du moteur. Les
commandes de température se trouvent à droite, sous les instruments
du moteur.
Consulter la section 9, Suppléments, pour obtenir des renseignements
supplémentaires sur l'écran de vol primaire.
P/N 13772-001
Publication Initiale
7-19
Cirrus Design
Description de l’avion et de ses systèmes
Section 7
SR22
Console centrale
Une console centrale contient l'avionique, les commandes de volets et
les commandes de feux de position, des gaz et de richesse du
mélange, la jauge et les commandes de carburant, ainsi que les
commandes de radio. Les disjoncteurs, la vanne de source secondaire
de statique, la commande d'admission d'air secondaire et l'interrupteur
du panneau de radiobalise de détresse se trouvent à gauche de la
console pour permettre l'accès facile au pilote. Une molette de friction
pour le réglage de la sensation des commandes des gaz et de
richesse et de stabilité de position se trouve à droite de la console.
Une prise pour accessoires, un vide-poches, des prises d'audio, un
horomètre, un marteau de sortie de secours et des prises de casques
sont installés à l'intérieur de l'accoudoir de la console.
7-20
P/N 13772-001
Publication Initiale
Cirrus Design
SR22
1
Section 7
Description de l’avion et de ses systèmes
3
2
4
5
6
7
8
9
22
L
R
UP
ALT
ST HD
TRIM
TRK
RDY
DN
TURN COORDINATOR
21
L
2 MIN
R
20
10
19
11
18
12
17
16
15
14
13
Légende
1. Panneau d'instruments de vol
18.Équilibre Switch/Indicato
11. Sortie d'air climatisé
2. Panneau d'annonciateurs
de Gouvernail de direct
12. Pédales de palonnier
3. Plafonnier et interrupteur
19. Panneau d'avionique
13. Commande de volets et indicateurs de position
4. Compas magnétique
20. Panneau d'interrupteur
14. Prises de son des passagers
5. Couvercle de poignée d'activation du système
la traverse
15. Accoudoir
de parachute de cellule Cirrus (CAPS)16. Commandes du moteur et du système de carburant
21. Manche de commande
6. Affichage multifunction d'ARNAV
17. Console gauche
22. Contacteur de démarra
7. Instruments du moteur
d'allumage à clé
· Panneau de disjoncteurs
8. Commandes de température et ventilation· Air secondaire du moteur
9. Manche de commande
· Frein de stationnement
10. Sortie d'air frais à rotule
· Source statique secondaire
SR2_FM07_1455A
Figure 7-5
Tableau de bord et console (feuille 1 de 2)
P/N 13772-001
Publication Initiale
7-21
Cirrus Design
Description de l’avion et de ses systèmes
1
2
3
6
5
4
Section 7
SR22
7
8
9
ALTITUDE GPH
FASTEN SEATBELTS
FIRE EXTINGUISHER UNDER PILOT SEAT FRONT
NO SMOKING
16000
12000
8000
17
18
21
4000
24
SL
27
10
MAX POWER FUEL FLOWS
AMMETER
ALT 1
2
SELECTALT
BATT
22
21
20
11
ALT AIR
PULL ON
19
ALT STATIC
SOURCE
NORMAL
PARK BRAKE
PULL ON
12
FUEL
13
18
17
16
Légende
1. Contacteur de démarrage et d'allumage à clé
2. Panneau d'annonciateurs
3. Ecran primaire de vol
4. Plafonnier et interrupteur
5. Compas magnétique
6. Couvercle de poignée d'activation du système
de parachute de cellule Cirrus (CAPS)
7. Affichage multifonctions
8. Instruments du moteur
15
14
9. Commandes de température et ventilation
10. Manche de commande
11. Sortie d'air frais à rotule
12. Sortie d'air climatisé
13. Pédales de palonnier
14. Commande de volets et indicateurs
de position
15. Prises de son des passagers
16. Accoudoir
17. Commandes du moteur et du système
de carburant
18. Console gauche
· Panneau de disjoncteurs
· Air secondaire du moteur
· Frein de stationnement
· Source statique secondaire
19. Panneau d'avionique
20. Panneau d'interrupteurs
de la traverse
21. Manche de commande
22. Panneau d'instruments de vol
SR2_FM07_1730
7-22
Figure 7-5
Tableau de bord et console (feuille 2 de 2)
P/N 13772-001
Publication Initiale
Cirrus Design
SR22
Section 7
Description de l’avion et de ses systèmes
Cabine de l'avion
Portes de la cabine
Deux grandes portes avec charnière à l'avant permettent à l'équipage
et aux passagers d'entrer dans la cabine et d'en sortir. Les poignées
de porte s'engagent sur des goujons de verrouillage dans le cadre de
la porte, à l'arrière supérieur et inférieur du périmètre de la porte. Des
ressorts pneumatiques fournissent de l'assistance pour ouvrir les
portes et les maintenir ouvertes contre les rafales. Les accoudoirs des
sièges avant sont intégrés aux portes. Une serrure à clé dans chaque
porte fournit la sécurité. Les clés des portes de cabine sont aussi
utilisées pour verrouiller la porte de la soute à bagages. Les bouchons
de réservoirs de carburant ont des clés séparées.
Pare-brise et fenêtres
Le pare-brise et les fenêtres latérales sont fabriquées en acrylique. Il
ne faut utiliser que des chiffons doux et un détergent doux pour
nettoyer les surfaces en acrylique. Consulter la section 8 pour obtenir
les instructions de nettoyage détaillées.
Soute à bagages
La porte de la soute à bagages, située sur le côté gauche du fuselage,
à l'arrière de l'aile, permet l'introduction des bagages dans la soute. La
porte de la soute à bagage est articulée au bord avant et est
verrouillée au bord arrière. La porte est verrouillée de l'extérieur, avec
une serrure à clé. La clé de la soute à bagages ouvre aussi les portes
de la cabine.
La soute à bagages s'étend de derrière les sièges des passagers
arrière jusqu'à la cloison arrière de la cabine. Il est possible de rabattre
le dossier des sièges arrière pour fournir de l'espace supplémentaires
pour les objets longs ou encombrants.
P/N 13772-001
Publication Initiale
7-23
Cirrus Design
Description de l’avion et de ses systèmes
Section 7
SR22
SORTIES D'AIR DESEMBUAGE
KLAXON D'AVERTISSEUR DE
DECROCHAGE
EXTINCTEUR
(SOUS LE SIEGE DU PILOTE)
PLAFONNIER ET INTERRUPTEUR
A
POIGNÉE DE PORTE
MARTEAU DE SECOURS
(DANS L'ACCOUDOIR)
HAUT-PARLEUR DE LA CABINE
SORTIE D'AIR FRAIS
DES PASSAGERS
PLAFONNIER ET INTERRUPTEUR
BOUCLES D'ARRIMAGE
(4 ENDROITS, PLANCHE DE
SOUTE À BAGAGES)
BOUCLES D'ARRIMAGE
(6 ENDROITS, CLOISON ARRIERE)
DETAIL A
POIGNÉE D'ACTIVATION
DU SYSTEME DE CAPS
(AU PAVILLON)
SR2_FM07_1064
7-24
Figure 7-6
Agencement général de la cabine
P/N 13772-001
Publication Initiale
Cirrus Design
SR22
Section 7
Description de l’avion et de ses systèmes
Quatre sangles d'arrimage des bagages sont présentes pour
maintenir en place les bagages et autres articles placés dans la soute
à bagages. Chaque sangle a un crochet à chaque extrémité et une
boucle à came de verrouillage au milieu. Les crochets des extrémités
s'accrochent sur des anneaux montés au plancher de la soute à
bagages et dans la cloison arrière. Les sangles d'arrimage doivent
être rangées accrochées aux anneaux et tendues.
Installation des sangles d'arrimage
1. Mettre les sangles sur les bagages. Passer la sangle dans les
poignées de bagages si possible.
2. Accrocher les crochets des extrémités des sangles aux anneaux.
3. Prendre fermement la poignée et tirer sur le bout libre de chaque
sangle pour serrer les sangles sur les bagages de la soute.
Desserrage des sangles
1. Lever le levier de libération de la sangle et tirer sur la boucle pour
desserrer la sangle.
2. Décrocher les extrémités des anneaux.
P/N 13772-001
Publication Initiale
7-25
Cirrus Design
Description de l’avion et de ses systèmes
Section 7
SR22
Sièges
La cabine est équipée de deux sièges individuels réglables pour le
pilote et le passager avant et deux sièges individuels avec dossiers
rabattables pour les passagers arrière.
Les sièges avant sont réglable d'avant en arrière et l'inclinaison des
dossiers est réglable pour offrir plus de confort aux passagers, ou
rabattus pour permettre l'accès aux sièges arrière. Les sièges sont
équipés d'appui-tête intégrés. La position avant-arrière des sièges est
réglée au moyen de la commande au bord avant du coussin du siège.
Les rails de fixation des sièges sont plus haut à l'avant qu'à l'arrière,
de telle manière que les petites personnes sont assises légèrement
plus haut quand le siège est avancé. L'inclinaison du dossier est
réglée au moyen des leviers placés de chaque côté des dossiers. Une
pression sur le levier de réglage quand il n'y a aucune pression sur le
dossier permet au dossier de revenir à la position verticale.
• Attention •
Les coussins de sièges sont équipés d'un nid d'abeilles
intégré en aluminium, conçu pour s'écraser en cas d'impact,
pour absorber les charges vers le bas. Pour éviter d'écraser
ce nid d'abeilles, il ne faut pas s'agenouiller ni se tenir debout
sur les sièges.
Réglage avant-arrière de la position du siège
1. Lever la poignée de réglage de position.
2. Glisser le siège à la position désirée.
3. Relâcher la poignée et vérifier que le siège est verrouillé en place.
Réglage de l'inclinaison
1. Actionner et tenir le levier de commande d'inclinaison du dossier.
2. Mettre le dossier à la position désirée.
3. Relâcher le levier de commande.
Chaque siège arrière se compose d'un coussin fixe, d'un dossier
rabattable et d'un appui-tête. Il est possible de déverrouiller les
dossiers de l'intérieur de la soute de bagages et de les rabattre vers
l'avant pour fournir une surface semi-plate pour les objets
encombrants qui s'étendent vers l'avant de la soute à bagages.
7-26
P/N 13772-001
Publication Initiale
Cirrus Design
SR22
Section 7
Description de l’avion et de ses systèmes
Rabattage du dossier
1. De la porte d'accès à la soute à bagages, lever le panneau de
moquette au coin arrière du siège pour exposer les goupilles de
verrouillage des dossiers (avec une dragonne).
2. Enlever les goupilles et rabattre le dossier vers l'avant.
Equipement de sécurité de la cabine
Système de retenue des passagers
Des ensembles de ceinture et harnais de sécurité avec enrouleur
automatique à inertie sont installés pour le pilote et chacun des
passagers. Les ceintures arrière sont montées sur des dispositifs
d'accrochage au plancher et les ceintures des sièges avant sont
montés sur le bâti des sièges. Les harnais de sécurité sont attachés à
des enrouleurs automatiques à inertie dans le dossier pour les sièges
avant et à la cloison arrière de la soute à bagages pour les sièges
arrière. Chaque harnais est accroché à la ceinture de sécurité. La
boucle de chaque ensemble est à gauche et la languette à droite. Les
enrouleurs à inertie permettent le déplacement totalement libre du
torse de l'occupant. Cependant, en cas de décélération soudaine, les
enrouleurs se bloquent automatiquement pour protéger les occupants.
Quand elles ne sont pas en service, il est recommandé d'accrocher
les ceintures de sécurité pour les remiser.
Utilisation des systèmes de retenue
1. Glisser les bras derrière le harnais pour que le harnais passe sur
les épaules.
2. Tenir la poignée et insérer fermement la languette.
3. Prendre la sangle à l'extérieur de la connexion et de la boucle et
tirer pour serrer. La boucle doit être centrée sur les hanches pour
obtenir le confort et la sécurité maximale.
Débouclage des systèmes de retenue
1. Prendre fermement le haut de la poignée, à l'opposé de la sangle
et tirer vers l'extérieur. La languette sort de la boucle.
2. Sortir les bras de derrière le harnais.
P/N 13772-001
Publication Initiale
7-27
Cirrus Design
Description de l’avion et de ses systèmes
Section 7
SR22
Marteau de sortie de secours
Un marteau à panne ronde de 225 g (8 onces) se trouve dans
l'accoudoir central, accessible aux deux occupants des sièges avant.
En cas d'incident où les portes de la cabine sont coincées ou non
ouvrables, il est possible d'utiliser le marteau pour briser les fenêtre
acryliques pour permettre aux occupants de sortir de la cabine.
Extincteur
Un extincteur de type à gaz liquéfié, contenant du Halon 1211/1301
comme agent extincteur, est monté sur le côté avant interne de la
base du siège du pilote. L'extincteur est approuvé pour utilisation sur
les feux de catégorie B (liquides et graisses) et de catégorie C
(équipement électrique). Le mélange de Halon 1211/1301 fournit la
meilleure extinction possible, avec une toxicité faible. Une goupille est
installée à travers le mécanisme de commande afin d'éviter la
décharge accidentelle de l'agent extincteur. Il faut remplacer
l'extincteur après chaque utilisation.
Utilisation de l'extincteur
1. Desserrer les agrafes de retenue et sortir l'extincteur de son
support.
2. Tenir l'extincteur vertical et tirer la goupille.
3. Après s'être éloigné du feu, pointer la buse à la base du feu, au
bord le plus proche.
4. Appuyer sur le levier rouge et balayer d'un côté à l'autre.
• MISE EN GARDE •
Le halon utilisé dans l'extincteur peut être un gaz toxique,
spécialement dans un espace clos. Après avoir déchargé
l'extincteur, ouvrir les bouches d'air et déverrouiller les portes
pour aérer la cabine. Fermer les bouches d'air et les portes
quand les vapeurs sont dissipées.
Avant chaque vol, il faut inspecter visuellement l'extincteur et vérifier
qu'il est disponible, chargé et fonctionnel. Lors de l'inspection avant le
vol, vérifier que la buse n'est pas obstruée, que la goupille est en place
et que le réservoir n'est pas endommagé. De plus, l'extincteur doit
peser environ 0,7 kg (1,5 lb). Dans le cadre de l'inspection avant le vol,
soupeser l'extincteur pour déterminer l'état de charge.
7-28
P/N 13772-001
Publication Initiale
Cirrus Design
SR22
Section 7
Description de l’avion et de ses systèmes
Train d'atterrissage
Train d'atterrissage principal
Le train d'atterrissage principal est boulonné à la structure composite
des ailes, entre le longeron d'aile et l'âme travaillante. Les jambes de
force du train d'atterrissage sont construites en matériaux composites
pour résister à la fatigue. La construction composite est robuste et n'a
besoin d'aucun entretien. Les roues principales et leur carénage sont
boulonnés aux jambes de force. Chaque roue du train principal a un
pneu de 15 x 6,00 x 6, avec une chambre à air. Les carénages de roue
standard sont facilement déposés pour permettre l'accès aux pneus et
aux freins. Il est possible d'enlever facilement les bouchons d'accès
aux carénages de roues afin de gonfler les pneus et de vérifier la
pression de gonflage. Chaque roue de train principal est équipée d'un
frein à disque unique indépendant, actionnée hydrauliquement.
Train d'atterrissage avant
La jambe de force du train avant est construite en tube d'acier et est
montée à la structure en acier de soutien du moteur. La roue avant
pivote librement et peut tourner sur un arc d'environ 216° (108° de
chaque côté du centre). La commande de direction se fait au moyen
du freinage dissymétrique des freins du train d'atterrissage principal.
La roue avant est équipée d'un pneu à chambre de 5,00 x 5.
Système de freins
Les roues du train principal sont équipées de freins à disque
hydrauliques, individuellement actionnés par les pédales de palonnier
des deux postes de pilotage. Pour le stationnement, un mécanisme de
frein de stationnement maintien la pression hydraulique induite sur les
disques.
Le système de freins comprend un maître cylindre pour chaque
pédale de palonnier, un réservoir de liquide de frein, une vanne de
frein de stationnement, un disque de frein unique sur chaque roue du
train d'atterrissage principal et la tuyauterie hydraulique associée. La
pression de freinage est appliquée en appuyant sur la partie
supérieure des pédales de palonnier (frein de palonnier. La tuyauterie
des freins est agencée de telle manière que l'application de la
pression sur le frein de palonnier droit ou gauche par le pilote ou le
P/N 13772-001
Publication Initiale
7-29
Cirrus Design
Description de l’avion et de ses systèmes
Section 7
SR22
copilote applique le frein sur la roue de train d'atterrissage principal
correspondante (droite ou gauche). Le réservoir est rempli de liquide
hydraulique Mil-H-5606.
Un mauvais fonctionnement du système de freins ou une défaillance
imminente peut être indiqué par une diminution progressive du
freinage après l'application des freins, par des freins bruyants ou
trainants, par des pédales molles ou grippées, par une course
excessive ou par un freinage peu puissant. Il faut faire une intervention
d'entretien immédiatement après l'apparition d'un de ces symptômes.
Si pendant le roulage ou le roulement à l’atterrissage, la puissance de
freinage diminue, relâcher les pédales et les appliquer de nouveau
avec une pression plus élevée. Si les freins sont grippés ou si la
course de la pédale augmente, pomper les pédales peut faire monter
la pression de freinage.
Frein de stationnement
Les freins des roues du train principal remplissent la fonction de frein
de stationnement en utilisant la commande de frein de stationnement
PARK BRAKE, à la gauche de la console, près de la cheville droite du
pilote. Les conduites de freins, du palonnier aux étriers de frein des
roues principales passent par une vanne de frein de stationnement.
En fonctionnement normal, la commande est enfoncée. Quand le
bouton est enfoncé, des clapets dans la vanne sont mécaniquement
maintenus ouvert, permettant l'utilisation normale des freins. Quand la
poignée est tirée, la vanne de frein de stationnement maintient la
pression de freinage, verrouillant les freins. Pour appliquer le frein de
stationnement, engager les freins avec les pédales de palonnier et
tirer ensuite sur la commande PARK BRAKE.
• Attention •
Ne pas tirer sur le bouton PARK BRAKE en vol. En cas
d'atterrissage avec la vanne de frein de stationnement
engagée, les freins maintiennent, à l'atterrissage, la pression
appliquée.
7-30
P/N 13772-001
Publication Initiale
Cirrus Design
SR22
Section 7
Description de l’avion et de ses systèmes
RESERVOIR
DE FLUIDE
MIL-H-5506
SEULEMENT
PALONNIER (4)
MAITRE-CYLINDRE (4)
COMMANDE
DE FREIN
DE STATIONNEMENT
VANNE DE FREIN
DE STATIONNEMENT
ETRIER
COMPLET
DISQUE
ETRIER
COMPLET
DISQUE
SR2_FM07_1015
P/N 13772-001
Publication Initiale
Figure 7-7
Système de freins
7-31
Cirrus Design
Description de l’avion et de ses systèmes
Section 7
SR22
Moteur
Le SR22 est équipé d'un moteur six cylindres IO-550-N de Teledyne
Continental, à alimentation atmosphérique, à injection de carburant,
d'une puissance de 310 hp à 2700 tr/min. Le temps entre révisions
(TBO) du moteur est de 2 000 heures. Des magnétos doubles
traditionnelles fournissent l'allumage.
Le moteur est monté sur la cloison pare-feu au moyen d'une structure
en acier à quatre points de montage ou, pour les avions numéro de
série 0656 et suivants, une structure de montage à six points est
disponible. Les points de montage de la cloison pare-feu sont
structurellement renforcés par des goussets qui transfèrent la poussée
et les charges de torsion à la coque du fuselage.
Système d'huile du moteur
Le moteur est équipé d'un système d'huile à haute pression à carter
humide, pour la lubrification et le refroidissement du moteur. L'huile de
lubrification du moteur est aspirée, par une pompe volumétrique, d'un
carter d'une capacité de 8 quarts américains, à travers une crépine
d'aspiration d'huile, et envoyée dans le radiateur d'huile monté sur le
moteur. La pompe est équipée d'une soupape de décharge, sur le
refoulement de la pompe, pour renvoyer l'huile à l'admission de la
pompe quand la pression est supérieure à la limite. Le radiateur d'huile
est équipé d'une vanne de régulation de température qui met le
radiateur en dérivation quand la température de l'huile est inférieure à
82 °C (180 °F). L'huile de dérivation ou refroidie est alors envoyée
directement dans les passages d'huile vers les pièces en déplacement
et les dômes internes des pistons du moteur. L'huile est aussi envoyée
au régulateur de l'hélice pour réguler le pas de l'hélice. Le système
d'huile complet est contenu dans le moteur. Un bouchon de remplissage
d'huile et une jauge à main se trouvent à l'arrière gauche du moteur. Le
bouchon d'huile et la jauge à main sont accessibles par l'intermédiaire
d'une trappe sur le côté supérieur gauche du capot du moteur.
• Attention •
Le moteur ne doit pas fonctionner avec moins de 6 quarts
américains d'huile. Il est recommandé d'avoir 7 quarts
américains (indication de la jauge à main) pour les vols
prolongés.
7-32
P/N 13772-001
Publication Initiale
Cirrus Design
SR22
Section 7
Description de l’avion et de ses systèmes
Refroidissement du moteur
Le moteur est refroidi en transférant la chaleur à l'huile et ensuite à
l'air passant à travers le radiateur d'huile, et en libérant la chaleur
directement dans l'air passant autour du moteur. L'air de
refroidissement entre dans le compartiment moteur à travers les deux
orifices du capot. Des déflecteurs en aluminium dirigent l'air vers le
moteur et sur les ailettes de refroidissement du moteur des cylindres,
où le transfert de chaleur a lieu. L'air chauffé sort du compartiment
moteur à travers les deux sorties à l'arrière du capot. Aucun volet
mobile n'est utilisé.
Injection de carburant du moteur
Le système d'injection à débit continu, à plusieurs injecteurs, fournit le
carburant nécessaire au fonctionnement du moteur. Une pompe à
carburant, entraînée par le moteur, aspire le carburant du réservoir
d'aile sélectionné et passe dans la vanne de régulation de richesse
intégrée à la pompe. La vanne de commande de richesse ajuste la
quantité de carburant en réponse à la position de la commande de
richesse du mélange actionnée par le pilote. De la vanne de
commande de richesse du mélange, le carburant passe dans une
vanne de dosage de carburant sur le corps de papillon du système
d'alimentation d'air. La vanne de dosage de carburant ajuste le débit
de carburant en réponse à la position du levier du moteur déplacée
par le pilote. De la vanne de dosage, le carburant est envoyé à la
vanne de tubulure de carburant (araignée) et ensuite aux injecteurs
individuels. Le système ajuste le débit de carburant en fonction du
régime du moteur, du réglage de la richesse et de l'angle du papillon.
Une commande manuelle de la richesse et une coupure de ralenti
sont aussi fournies. Une pompe de carburant électrique permet un
appoint de carburant pour éviter la formation de vapeur et pour
l'amorçage.
P/N 13772-001
Publication Initiale
7-33
Cirrus Design
Description de l’avion et de ses systèmes
Section 7
SR22
Système d'admission d'air du moteur
L'air d'admission entre dans le compartiment moteur à travers les
deux entrées avant du capot. L'air passe à travers un filtre d'admission
en mousse sèche, puis à travers le papillon, ensuite dans la pipe
d'admission à six tubes du moteur et finalement dans les orifices
d'admission des cylindres et dans la chambre de combustion. En cas
de colmatage du filtre à air d'admission, le pilote peut ouvrir une
trappe d'admission d'air secondaire, permettant au moteur de
continuer à fonctionner. Consulter Commandes du moteur,
Commande d'air secondaire.
Allumage du moteur
L'allumage du mélange air carburant est fourni par deux magnétos
entraînées par le moteur et deux bougies par cylindre. La magnéto
droite fournit l'allumage aux bougies inférieures droites et supérieures
gauches, et la magnéto gauche fournit l'allumage aux bougies
inférieures gauches et supérieures droites. En fonctionnement normal,
l'allumage est fourni par les deux magnétos, car l'allumage double
fournit une combustion plus complète du mélange d'air et de
carburant.
7-34
P/N 13772-001
Publication Initiale
Cirrus Design
SR22
Section 7
Description de l’avion et de ses systèmes
Echappement du moteur
Les gaz d'échappement du moteur passent dans un système
d'échappement calibré. Après avoir quitté les cylindres, les gaz
d'échappement passent dans un collecteur d'échappement, dans un
silencieux placé sur le côté droit du moteur ou, sur les avions, numéro
de série 0320 et suivants, à travers des silencieux de chaque côté du
moteur, ensuite vers l'extérieur, à travers un ou des tuyaux
d'échappement, sortant à travers le capot inférieur. Un échangeur de
chaleur de type à manchon, placé autour du silencieux droit, fournit le
chauffage de la cabine.
Commandes du moteur
Les commandes du moteur sur la console centrale sont facilement
accessibles par le pilote. Elles comprennent un levier de commande
des gaz et un levier de commande de richesse. Une tambour de
réglage à friction identifié FRICTION, à droite de la console, est utilisé
pour régler la résistance des leviers de commande à la rotation, afin
d'obtenir la sensation et la maîtrise désirées. Une commande de
source secondaire d'air d'admission est aussi présente.
Levier de commande des gaz
Le levier de commande des gaz, identifié MAX-POWER-IDLE, sur la
console, règle la position du papillon du moteur et, en plus, fait le
réglage automatique du régime de l'hélice. Le levier est relié
mécaniquement par des câbles à la vanne de dosage de carburant et
d'air, ainsi qu'au régulateur de l'hélice. Le déplacement du levier vers
l'avant, MAX, ouvre le papillon de commande de débit d'air et
augmente la quantité de carburant dans la tubulure de carburant. Un
câble séparé, vers le régulateur de l'hélice, règle la pression d'huile du
régulateur pour augmenter le pas de l'hélice afin de maintenir le
régime du moteur. Le système est conçu pour maintenir un régime
d'environ 2 500 tr/min dans toute la gamme de puissance de croisière
et 2 700 tr/min à pleins gaz.
P/N 13772-001
Publication Initiale
7-35
Cirrus Design
Description de l’avion et de ses systèmes
Section 7
SR22
Commande de richesse
Le levier de richesse, identifié RICH-MIXTURE-CUTOFF, sur la
console, règle le rapport d'air et de carburant pour la combustion. Le
levier de commande de richesse est mécaniquement relié à la vanne
de réglage de richesse dans la pompe à carburant entraînée par le
moteur. Le déplacement du levier vers l'avant (vers RICH)
repositionne la vanne, permettant le passage d'une plus grande
quantité de carburant et le déplacement vers l'arrière (vers CUTOFF)
réduit la quantité de carburant (appauvrissement). A la position
complètement vers l'arrière (CUTOFF), la vanne de réglage est
fermée.
Contacteur de démarrage et d'allumage
• Nota •
Numéro de série 0435 et suivants, avec configuration à écran
de vol principal (PFD) : Le commutateur de démarrage et
d'allumage est placé sur le tableau de bord.
Un commutateur rotatif à clé, sur a traverse gauche du panneau,
commande l'allumage et le fonctionnement du démarreur. Le
commutateur est identifié OFF-R-L-BOTH-START. A la position OFF,
le démarreur est isolé électriquement, les magnétos sont mises à la
masse et ne fonctionnent pas. Normalement, le moteur fonctionne
avec les deux magnétos (commutateur sur BOTH), sauf pendant la
vérification du fonctionnement des magnétos et en cas d'urgence. Les
positions R et L sont utilisées pour vérifier individuellement le
fonctionnement des magnétos et pour fonctionnement sur une seule
magnéto quand nécessaire. Quand l'interrupteur principal de batterie
est en position de marche (ON), tourner le commutateur à la position
START à ressort pour lancer le démarreur et activer les deux
magnétos. Le commutateur retourne automatiquement à la position
BOTH quand il est relâché.
7-36
P/N 13772-001
Publication Initiale
Cirrus Design
SR22
Section 7
Description de l’avion et de ses systèmes
Commande d'air secondaire
Un bouton de commande d'admission d'air secondaire, identifié ALT
AIR - PULL, est installé sur la gauche de la console, près de la cheville
droite du pilote. Pour actionner la commande, appuyer sur le bouton
central de verrouillage, tirer la commande à la position ouverte et
relâcher le bouton de verrouillage. Tirer sur la commande pour ouvrir
la trappe d'admission d'air secondaire sur la tubulure d'air d'admission
du moteur, mettant le filtre à air en dérivation et permettant l'entrée
d'air non filtré dans le moteur. Il faut utiliser l'admission d'air
secondaire s'il y a raison de croire qu'il y a un colmatage de la source
d'air normale. Il faut sécuriser le fonctionnement en utilisant
l'admission d'air secondaire et corriger la cause du colmatage du filtre
dès que possible.
Affichages moteur
Le SR22 est équipé d'instruments et de voyants pour surveiller le
fonctionnement du moteur. Les instruments sont placés sur le côté
droit du tableau de bord et les voyants sont placés dans le panneau
indicateur immédiatement devant le pilote.
P/N 13772-001
Publication Initiale
7-37
Cirrus Design
Description de l’avion et de ses systèmes
Section 7
SR22
D
A
B
C
DETAIL B
Commande d’air secondaire
DETAIL A
Démarreur/Contacteur Magnéto
1
10
5
6
0
2
15 20
RPM
X
100
500
25
30
E 600
G 1500
T 1400
35
7
FUEL
L
E
F
T
R
I
G
P
MR
AE
NS
S
30
20
10
I N HG
Left
Right
GA L
HR
F
F
240
100
T 200
E
M 150
P100
75
9
3
DETAIL C
Contrôles
18
12 F F
UL
9
EO
6
W
0 L
O
200
O
8
Fuel
Pump
400
300
300
OIL
C
H
T
32
P
75 R
50 E
25 S
S
0
V
28
O
L 24
T 20
16
4
+ 60
30 A
M
0
30 P
- 60
5
DETAIL D
Engine Instruments
LÉGENDE
1. Tachymètre
2. EGT/CHT
3. Pression Admission/Débimètre
4. Température huile/Pression
5. Voltmètre/Ampèremètre
6. Manette des gas
7. Manette de mélange
8. Friction
9. Sélecteur réservoir
SR2_FM07_1603
Voyant d'huile
7-38
Figure 7-8
Commandes et indicateurs du moteur
P/N 13772-001
Publication Initiale
Cirrus Design
SR22
Section 7
Description de l’avion et de ses systèmes
Le voyant d'huile rouge OIL dans le panneau d'indicateurs s'allume
pour indiquer une température d'huile élevée ou une pression d'huile
basse. Le voyant est commandé par un contacteur dans le
thermomètre d'huile si la température atteint 240 °F ou par un
contacteur dans le manomètre d'huile si la pression tombe à 10 psi ou
plus bas. Si le voyant OIL s'allume en vol, consulter le thermomètre et
le manomètre d'huile pour déterminer la cause. En principe, une
basse pression d'huile est accompagnée d'une température d'huile
élevée. Le voyant est alimenté en courant continu de 28 V, par deux
disjoncteurs de 2 A, ANNUNC, sur la barre omnibus essentielle.
Tachymètre
Un tachymètre de 2¼ in est monté sur le côté droit du tableau de bord,
à côtés des autres instruments du moteur. L'aiguille du tachymètre se
déplace dans une plage de 0 à 3 500 tr/min, graduée à intervalles de
100 tr/min. Consulter la section 2, Limites, pour obtenir des
renseignements sur les indicateurs de limites des instruments. Le
tachymètre électrique reçoit un signal de régime d'une génératrice de
tachymètre montée sur la magnéto droite.Le courant continu en 28 V
pour le fonctionnement des instruments est fourni par un disjoncteur
de 5 A, INSTUMENT MOTEUR, sur la barre omnibus principale 1.
Thermomètre de gaz d'échappement et de culasse
• Nota •
Numéro de série 0435 et suivants, avec instruments du
moteur : L'avion n'est pas équipé d'un thermomètre de gaz
d'échappement/CHT.
Un thermomètre de 2¼ in, combinant l'affichage de la température
des gaz d'échappement (EGT) et des culasses (CHT), est monté dans
le tableau de bord droit.Le courant continu en 28 V pour le
fonctionnement des instruments est fourni par un disjoncteur de 5 A,
ENGINE INST, sur la barre omnibus principale 1.
L'aiguille de température balaye une plage marquée de 1250 °F à
1650 °F, graduée à intervalles de 25 °F. L'échelle de température des
gaz d'échappement (EGT) n'a pas de repère de limite. Le
thermomètre électrique des gaz d'échappement reçoit un signal de
température d'un thermocouple monté dans le tuyau d'échappement
du cylindre n° 4.
P/N 13772-001
Publication Initiale
7-39
Cirrus Design
Description de l’avion et de ses systèmes
Section 7
SR22
L'aiguille de température de culasse balaye une échelles marquée de
200 °F à 500 °F. Consulter la section 2, Limites, pour obtenir des
renseignements sur les indicateurs de limites des instruments. Le
thermomètre électrique de culasse reçoit un signal d'une sonde de
température montée dans la culasse du cylindre n° 6, côté gauche du
moteur.
Thermomètre et manomètre d'huile
Un indicateur combiné de température et de pression d'huile de 2¼ in
est monté sur le tableau de bord droit, immédiatement sous le
thermomètre des gaz d'échappement et des culasses. L'instrument a
un éclairage incorporé.Le courant continu en 28 V pour le
fonctionnement des instruments est fourni par un disjoncteur de 5 A,
ENGINE INST, sur la barre omnibus principale 1.
L'aiguille de température balaye une plage marquée de 50 °F à 250 °F,
graduée à intervalles de 25 °F. Consulter la section 2, Limites, pour
obtenir des renseignements sur les indicateurs de limites des
instruments. Le thermomètre d'huile reçoit un signal de la sonde de
température montée sur le côté inférieur gauche du moteur, sous le
radiateur d'huile.
L'aiguille de pression d'huile balaye une échelle marquée de 0 à 100
psi. Consulter la section 2, Limites, pour obtenir des renseignements
sur les indicateurs de limites des instruments. Le manomètre d'huile
reçoit un signal de pression provenant d'une sonde de pression
montée sur l'extrémité arrière du moteur, sous le radiateur d'huile.
Normalement, la pression d'huile peut tomber à 10 psi, au ralenti, mais
elle se trouve dans une plage de 30 à 60 psi, aux régimes plus élevés.
Débitmètre de carburant et manomètre de pression d’admission
Un indicateur combiné de 2¼ in de débitmètre de carburant et de
manomètre de pression d’admission est monté sur le tableau de bord
droit, immédiatement sous le tachymètre. L'instrument a un éclairage
incorporé.Le courant continu en 28 V pour le fonctionnement des
instruments est fourni par un disjoncteur de 5 A, ENGINE INST, sur la
barre omnibus principale 1.
L'aiguille du débitmètre balaye une échelle marquée de 0 à 30 gallons
américains par heure. Consulter la section 2, Limites, pour obtenir des
renseignements sur les indicateurs de limites des instruments. Le
débitmètre électrique reçoit un signal d'un transducteur de débit
7-40
P/N 13772-001
Publication Initiale
Cirrus Design
SR22
Section 7
Description de l’avion et de ses systèmes
installé sur le côté droit du moteur, dans la conduite de carburant,
entre la vanne de débit du corps de papillon et la tubulure d'injecteurs
(araignée).
L'aiguille de pression d’admission balaye une échelle graduée de 10 à
30 pouces de Hg, en intervalles de 1 pouce de Hg. Consulter la
section 2, Limites, pour obtenir des renseignements sur les indicateurs
de limites des instruments. Le manomètre électrique reçoit un signal
d'un manocontact monté dans l'air d'admission, sur le côté gauche de
la tubulure d'admission d'air, près du corps de papillon.
P/N 13772-001
Publication Initiale
7-41
Cirrus Design
Description de l’avion et de ses systèmes
Section 7
SR22
Hélice
L'avion est équipé d'une hélice en alliage d'aluminium à régime
constant, avec trois pales (diamètre de 78 in) et d'un régulateur.
Le régulateur d'hélice règle automatiquement le pas de l'hélice pour
maintenir le régime de l'hélice et du moteur. Le régulateur d'hélice
détecte le régime du moteur au moyen de masselottes et détecte la
position du papillon au moyen d'un câble branché au levier de
commande des gaz dans la cabine. Le régulateur d'hélice augmente
la pression d'huile pour réguler la position du pas de l'hélice. Quand le
levier de commande des gaz est déplacé vers l'avant, le régulateur
envoie une plus faible quantité d'huile à haute pression au moyeu de
l'hélice, permettant à la force centrifuge d'agir sur les pales pour
diminuer le pas de l'hélice et d'obtenir un régime plus élevé. Lorsque
le levier de commande des gaz est reculé, le régulateur envoie une
plus grande quantité d'huile à haute pression au moyeu de l'hélice,
forçant les pales à un pas plus important, abaissant le régime. En vol
stabilisé, le régulateur ajuste automatiquement le pas de l'hélice pour
maintenir le régime désiré (position de la commande des gaz). Tout
changement de la vitesse indiquée ou de la charge sur l'hélice produit
un changement du pas de l'hélice.
7-42
P/N 13772-001
Publication Initiale
Cirrus Design
SR22
Section 7
Description de l’avion et de ses systèmes
Circuit de carburant
Un système de stockage de carburant, d'une capacité utilisable de 81
gallons américains, fournit le carburant pour le fonctionnement du
moteur. Le circuit comprend un réservoir intégré, avec évent, d'une
capacité de 42 gallons américains (40,5 gallons utilisables), un
sélecteur à trois positions, un puits collecteur de carburant dans
chaque aile, une pompe auxiliaire électrique et une pompe à carburant
entraînée par le moteur. Le carburant est alimenté par gravité de
chaque réservoir au puit collecteur associé, d'où la pompe entraînée
par le moteur aspire le carburant, à travers un filtre et un sélecteur,
pour alimenter sous pression le système d'injection de carburant du
moteur. La pompe auxiliaire électrique est installée pour permettre
l'amorçage du moteur et éliminer les vapeurs.
Chaque réservoir d'aile intégré est équipé d'un bouchon de
remplissage sur la surface supérieure de chaque aile, pour faire le
plein de carburant. Des panneaux d'accès sur la surface inférieure de
l'aile donnent accès au compartiment mouillé associé (réservoir) pour
faire les inspections générales et l'entretien. Des flotteurs dans
chaque réservoir d'aile et dans chaque réservoir collecteur fournissent
aux jauges du tableau de bord les renseignements sur le niveau de
carburant. Une pression positive est maintenue dans le réservoir au
moyen d'une prise d’air pour chaque réservoir d'aile. Le carburant de
chaque réservoir de carburant d'aile descend par gravité, à travers des
crépines et un clapet antiretour, vers le bac collecteur associé, dans
chaque aile. Chaque puit-réservoir collecteur incorpore un purgeur
encastré et un évent pour le réservoir de carburant associé.
La pompe entraînée par le moteur aspire le carburant des deux bacs
collecteurs à travers le sélecteur de réservoir à trois positions
(GAUCHE/ARRET/DROITE). Le sélecteur permet de choisir le
réservoir. De la pompe, le carburant est dosé dans l'air d'admission,
mesuré dans un diviseur de débit et il est envoyé à chacun des
cylindres. L'excès de carburant est renvoyé au réservoir sélectionné.
Une jauge de carburant à double indication est située dans la console
centrale, à côté du sélecteur de carburant, à la vue du pilote. Le
sélecteur d'arrêt de carburant et de réservoir de carburant est
positionné à proximité, permettant un accès facile.
P/N 13772-001
Publication Initiale
7-43
Cirrus Design
Description de l’avion et de ses systèmes
Section 7
SR22
JAUGE DE
CARBURANT
MISE A
AIR LIBRE
INDICATEUR
DE QUANTITE
DE CARBURANT
BOUCHON DE
REMPLISSAGE
RESERVOIR
D'AILE GAUCHE
BOUCHON DE
REMPLISSAGE
MISE A
AIR LIBRE
RESERVOIR
D'AILE DROITE
COLLECTEUR
D'AILE
DROITE
COLLECTEUR
D'AILE
GAUCHE
SELECTEUR
PURGE
(5 ENDROITS)
PAROI PARE-FEU
POMPE
ELECTRIQUE
AUXILIAIRE
SELECTOR VALVE
OPERATION
FILTRE DE
CARBURANT
DEBITMETRE
DE CARBURANT
GAUCHE
ARRET
1
7-44
PRIME
1
RETOUR
D'ALIMENTATION
DROIT
RETOUR
D'ALIMENTATION
RELAIS DE AUXILIAIRE
CARBURANT
POMPE DE
CARBURANT
PAPILLON
DE COMMANDE
DE DEBIT
NOTA
En mode d'amorçage, le relais
permet le fonctionnement de
la pompe à régime élevé quand
la pression est inférieure à
0,7 bar (10 psi).
TUBULURE D'INJECTEURS
MANOCONTACT DE CARBURANT
Figure 7-9
Système de carburant
SR2_FM07_1410
P/N 13772-001
Publication Initiale
Cirrus Design
SR22
Section 7
Description de l’avion et de ses systèmes
Le système de mise à air libre du carburant est essentiel au bon
fonctionnement du système. Le blocage du système cause une
diminution du débit de carburant, ainsi que l'étouffement et l'arrêt
possible du moteur. La mise à air libre est accomplie indépendamment
pour chaque réservoir, au moyen d'une conduite d'évent conduisant à
un évent de type NACA monté sous l'aile, près de chaque extrémité
d'aile.
Il est possible de réduire la quantité de carburant dans les réservoirs
afin d'augmenter la capacité de chargement de la cabine. Ceci est
possible en remplissant chaque réservoir jusqu'à un repère visible
sous le tube de remplissage, donnant une masse de carburant
utilisable plus faible de 23,5 gallons américains dans chaque réservoir
(total de 47 gallons américains utilisables en ordre de vol).
Les robinets de purge aux points bas du circuit permettent de vider le
circuit pour l'entretien et pour vérifier le type de carburant dans le
circuit et sa propreté. Il faut inspecter le circuit avant le premier vol de
chaque jour et après chaque remplissage de carburant. Un tube
d'échantillonnage est fourni pour soutirer une petite quantité de
carburant des purges des réservoirs, des purges de collecteur et de la
purge du filtre à carburant. Si les limites de masse au décollage du vol
suivant le permettent, il faut remplir les réservoirs après chaque vol
afin d'éviter la condensation.
Voyant d'avertissement de carburant
Le voyant orange d'avertissement de carburant FUEL dans le
panneau de voyants s'allume pour indiquer un faible niveau de
carburant. Le voyant est allumé par des contacteurs dans la jauge de
carburant si la quantité de carburant tombe au-dessous d'environ 14
gallons américains dans chaque réservoir (total de 28 gallons
américains, avec les réservoirs équilibrés en vol horizontal). Puisque
les deux réservoirs doivent être en dessous de 14 gallons américains
pour que le voyant s'allume, il est possible que le voyant s'allume avec
juste 14 gallons américains dans un réservoir en vol horizontal, et
l'autre réservoir complètement vide. Si le voyant d'avertissement
s'allume en vol, consulter les jauges de carburant pour déterminer la
quantité de carburant restant. Le voyant est alimenté en courant
continu de 28 V, par le disjoncteur de 2 A, ANNUNC, sur la barre
omnibus essentielle.
P/N 13772-001
Publication Initiale
7-45
Cirrus Design
Description de l’avion et de ses systèmes
Section 7
SR22
Jauge de carburant
Une jauge de carburant de 2¼ in, à double affichage, est installée
dans la console, immédiatement en avant du sélecteur de réservoir.
L'aiguille gauche LEFT indique la quantité de carburant dans le
réservoir gauche et balaye une échelle marquée de 0 à 41 gallons
américains, en intervalles de 5 gallons américains. L'aiguille droite
RIGHT balaye une échelle identique pour le réservoir droit. Chaque
échelle est marquée d'un arc jaune de 0 à 14 gallons américains. Les
aiguilles sont étalonnées pour indiquer « 0 » quand il ne reste plus de
carburant utilisable. Chaque aiguille fournit un signal de sortie pour
allumer le voyant d'alarme de carburant FUEL quand la quantité de
carburant dans chaque réservoir est inférieure à 14 gallons
américains. Les indications de quantité de carburant sont dérivées de
niveaux à flotteur installés dans chaque réservoir principal et dans
chaque réservoir collecteur. L'instrument a un éclairage incorporé.Le
courant continu en 28 V pour le fonctionnement des jauges de
carburant est fourni par un disjoncteur de 5 A, ENGINE INST, sur la
barre omnibus principale 1.
• Nota •
Quand il y a moins d'un quart de la capacité dans les
réservoirs de carburants, un vol non coordonné prolongé, tell
qu'un glissement ou un dérapage, peut découvrir les prises de
carburant dans les réservoirs. En cas de vol avec un réservoir
de carburant vide ou en cas de vol avec le réservoir gauche
ou droit rempli à moins d'un quart de sa capacité, il ne faut
donc pas maintenir l'avion en vol non coordonné pendant une
période dépassant 30 secondes.
Sélecteur de réservoir
Un robinet sélecteur de réservoir, placé à l'arrière de la console
centrale, fournit les fonctions suivantes :
• LEFT (gauche). Permet l'alimentation de carburant du réservoir
gauche
• RIGHT (droit) . Permet l'alimentation de carburant du réservoir
droit
• ARRET ......... Coupe l'alimentation venant des deux réservoirs.
7-46
P/N 13772-001
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SR22
Section 7
Description de l’avion et de ses systèmes
Le robinet est construit de manière à permettre l'alimentation d'un
réservoir spécifique quand l'indicateur du robinet est pointé vers ce
réservoir. Pour sélectionner le réservoir droit ou gauche (RIGHT ou
LEFT), tourner le sélecteur à la position désirée. Pour sélectionner
l'arrêt (OFF), soulever d'abord le bouton du sélecteur et le tourner à la
position arrêt.
Commutateur de pompe auxiliaire
Le fonctionnement de la pompe auxiliaire et l'amorçage du moteur
sont commandés par le commutateur BOOST-PRIME de la pompe de
carburant, placé à côté du sélecteur de réservoir. La position PRIME
(amorçage) est une position momentanée et la position BOOST est
une position qui peut être sélectionnée. Un amorçage à deux vitesses
permet de faire monter rapidement la pression de carburant à la
pression de fonctionnement.
Numéro de série de 0002 à 0277 avant le bulletin technique SB 22-7301 : Pour la mise en marche du moteur, appuyer sur PRIME pour faire
fonctionner la pompe auxiliaire à régime élevé jusqu'à l'obtention d'une
pression de carburant entre 2 et 4 psi. Quand la pression du
carburant est entre 2 et 4 psi, un manocontact dans la conduite
d'injection de carburant met la pompe auxiliaire en mode de bas
régime pour fournir une pression d'appoint de 4 à 6 psi. La sélection
de BOOST met la pompe auxiliaire en mode de bas régime pour
fournir une pression de carburant continue de 4 à 6 psi, de manière à
empêcher la formation de vapeur quand le carburant est chaud.
Numéros de série 0278 et suivants, et numéros de série 0002 à 0277
après le bulletin technique SB 22-73-01 : Un système basé sur la
pression d'huile est utilisé pour gérer le fonctionnement de la pompe
auxiliaire. Le manomètre et le thermomètre d'huile fournissent un
signal au circuit de démarrage pour générer une masse pour le voyant
d'huile et celui du système de carburant. Ce système permet le
fonctionnement de la pompe de carburant au régime élevé (PRIME)
quand la pression d'huile du moteur est inférieure à 10 psi. Appuyer
sur le bouton PRIME n'a aucun effet quand la pression d'huile du
moteur est supérieure à 10 psi. La sélection de BOOST (auxiliaire)
met la pompe auxiliaire en mode de bas régime, quelle que soit la
pression d'huile, pour fournir une pression de carburant continue de 4
à 6 psi, de manière à empêcher la formation de vapeur quand le
carburant est chaud.
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7-47
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Description de l’avion et de ses systèmes
Section 7
SR22
La pompe auxiliaire est alimentée en courant continu de 28 V fourni
par un disjoncteur de 5 A, POMPE A CARBURANT, sur la barre
omnibus principale 2.
Circuit électrique
L'avion est équipé d'un circuit électrique de courant continu de 28 V, à
deux alternateurs et deux batteries, conçu pour réduire le risque de
problèmes du circuit électrique. Le circuit fournit une alimentation
ininterrompue pour le système d'avionique, les instruments de vol,
l'éclairage et autres systèmes commandés et gérés électriquement
pendant l'exploitation normale de l'avion.
Production d'électricité
L'alimentation électrique primaire du SR22 est fournie par un circuit
électrique en courant continu de 28 V, à masse négative. Le système
de production d'électricité comprend deux alternateurs contrôlés par
un contrôleur central monté sur le côté gauche de la cloison pare-feu
et deux batteries pour le démarrage et le stockage d'électricité.
L'alternateur 1 (ALT 1) est un alternateur de 60 A, à entraînement par
engrenage, à rectification interne, monté à l'avant droit du moteur.
L'alternateur 2 (ALT 2) est un alternateur de 20 A, à entraînement par
engrenage, à rectification interne, monté sur l'entraînement
d'accessoires, à l'arrière du moteur. L'alternateur ALT 1 est régulé à
28 V et l'alternateur ALT 2 est régulé à 28,75 V. La sortie de ALT 1 est
branchée à la barre omnibus principale, dans le contrôleur central, à
travers un fusible de 80 A. La sortie de ALT 2 est branchée à la barre
omnibus essentielle de distribution, dans le contrôleur central, à
travers un fusible de 40 A. Les deux alternateurs sont auto-excitateurs
(pas à auto-démarrage) et ils doivent recevoir de la tension de la
batterie pour démarrer - pour cette raison, il ne faut pas mettre hors
circuit les batteries en vol.
7-48
P/N 13772-001
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SR22
Section 7
Description de l’avion et de ses systèmes
La batterie 1 (BAT 1) est une batterie au plomb, de 24 V, de 10 A/h, de
type aviation, à12 cellules, montée sur la cloison pare-feu droite. La
batterie BAT 1 est chargée par la barre omnibus principale de
distribution dans le contrôleur central. La batterie 2 (BAT 2) comprend
deux batteries au plomb, de 12 V, étanches, de 7 A/h, de 7 A/h,
branchées en série pour fournir 24 V. Les deux batteries de BAT 2
sont placées dans un bac résistant à l'acide et mis à l'atmosphère,
monté derrière la cloison arrière de la cabine (FS 222), sous la
capsule du parachute. Les batteries BAT 2 sont chargées par le
panneau de disjoncteurs de la barre omnibus essentielle.
Le contrôleur central est monté sur la cloison pare-feu gauche. Le
contrôleur central commande ALT 1, ALT 2, le démarreur, le phare
d'atterrissage, l'alimentation extérieure et les fonctions de génération.
En plus de la régulation de tension de ALT 1 et ALT 2, le contrôleur
central fournit aussi une protection d'inversion de polarité de
l'alimentation extérieure, la protection de surtension de l'alternateur,
ainsi que les avertissements de défaillance et de tension excessive de
l'alternateur. Le courant est distribué dans les barres omnibus des
circuits de l'avion, par l'intermédiaire des barres omnibus principales
et essentielles, dans le contrôleur principal. En fonctionnement
normal, les alternateurs alimentent leurs barres omnibus respectives,
indépendamment (ALT 1 alimente la barre omnibus principale et ALT 2
alimente la barre omnibus essentielle de distribution). Les barres
omnibus de distribution sont interconnectées par deux fusibles de
50 A et une diode. La diode empêche ALT 2 d'alimenter la barre
omnibus principale de distribution. De plus, puisque la tension de ALT
2 et de la barre omnibus essentielle de distribution est légèrement
supérieure à la tension de ALT 1 et de la barre omnibus principale de
distribution, ALT 1 n'alimente pas la barre omnibus essentielle de
distribution, sauf en cas de défaillance de ALT 2.
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7-49
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Description de l’avion et de ses systèmes
Section 7
SR22
F ALT 1
B
RELAIS
ALT 1
REGULATEUR
DE TENSION
DISTRIBUTEUR
PRINCIPAL
25A
80A
25A
25A
INTERRUPTEUR
DE ALT 1
F ALT 2
ALT 1
ALT 2
B
INTERRUPTEUR
DE BAT 2
REGULATEUR
DE TENSION
DISTRIBUTION
ESSENTIELLE
CARBURANT HUILE
BAT 1
BASSE
TENSION
RECHAUFFAGE
PITOT
INTERRUPTEUR
DE BAT 2
STORMSCOPE
MFD
POMPE DE
CARBURANT
INDICATEUR DE
VIRAGE N° 2
ATTITUDE nž°2
HSI /PFD #2
ALT 1
ANNONCIATEUR
AVIONIQUE
ESSENTIELLE
ENCODER/XPONDER
INSTRUMENTS
DU MOTEUR
ECLAIRAGE DES
INSTRUMENTS
COMPENSATEUR EN
TANGAGE ET EN LACET
COMPENSATEUR
EN ROULIS
PROTECTION
CONTRE LE GIVRAGE
ATTITUDE nž°1
HSI /PFD #1
AVERTISSEUR
DE DECROCHAGE
BATTERIE 2
STARTER RELAY
PRECHAUFFAGE PITOT ET
VENTILATEUR DE
REFROIDISSEMENT
PRISE DE 12žV EN
COURANT CONTINU
FEUX A ECLATS
ALIMENTATION
ESSENTIELLE
ALT 2
FEUX DE NAVIGATION
ESSENTIELLE
AVIONIQUE
INDICATEUR DE
VIRAGE N° 1
ECLAIRAGE DE LA CABINE
PANNEAU DE SON
NON ESSENTIELLE
AVIONIQUE
NON ESSENTIELLE
BARRE OMNIBUS 1
COM 2
BARRE OMNIBUS 2
BAT 2
SKYWATCH
25A
CONTROLEUR CENTRAL
30A
GPS 2
40A
25A
INTERRUPTEUR
DE ALT 1
PILOTE
AUTOMATIQUE
RELAIS
D'AVIONIQUE
ESSENTIELLE
AVIONIQUE
VOLETS
COM 1
GPS 1
Panneau de disjoncteurs
RELAIS
D'AVIONIQUE
NON ESSENTIELLE
INTERRUPTEUR
D'AVIONIQUE
SR2_FM07_1458C
7-50
Figure 7-10
Alimentation et distribution électrique
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SR22
Section 7
Description de l’avion et de ses systèmes
Distribution d'électricité
Le système de distribution électrique du SR22 comprend une barre
omnibus principale de distribution dans le contrôleur central et des
barres omnibus associées dans le panneau de disjoncteurs. Le
panneau de disjoncteurs est monté sur le côté gauche de la console, à
proximité du genoux gauche du pilote.
En utilisation normale, les barres omnibus essentielles dans le
panneau de disjoncteurs sont alimentées par la barre omnibus
essentielle de distribution dans le contrôleur central, à travers des
disjoncteurs de 25 A. BAT 2 est branchée directement à la barre
omnibus essentielle, dans le panneau de disjoncteurs, et alimente la
barre omnibus quand la tension venant des barres omnibus de
distribution du contrôleur central tombe en dessous de la tension de la
batterie. De plus, en cas de défaillance de l'alternateur ALT 2, la barre
omnibus essentielle du panneau de disjoncteurs est alimentée par
l'alternateur ALT 1, par l'intermédiaire de la barre omnibus principale
de distribution et les barres omnibus essentielles de distribution, dans
le contrôleur central. La barre omnibus principale 1, la barre omnibus
principale 2 et la barre omnibus non essentielle d'équipement dans le
panneau de disjoncteurs sont alimentées par l'alternateur ALT 1, par
l'intermédiaire de la barre omnibus principale de distribution, dans le
contrôleur central. La barre omnibus non essentielle d'avionique dans
le panneau de disjoncteurs est alimentée par le panneau de
disjoncteurs de la barre omnibus principale 1.
Interrupteurs principaux de batterie et d'alternateur
Les interrupteurs principaux (PRINCIPAL) de type à bascule du
système électrique sont sur marche en position haute et sur arrêt en
position basse. Les interrupteurs, identifiés BAT 2, BAT 1, ALT 1 et
ALT 2 sont placés dans le panneau d'interrupteurs de la traverse,
immédiatement sous le tableau de bord. Ces interrupteurs, ainsi que
l'interrupteur AVIONICS, commandent toute l'alimentation électrique
de l'avion.
Interrupteurs de batteries
Les interrupteurs BAT 1 et BAT 2 commandent leurs batteries
respectives. Mettre BAT 1 sur marche pour mettre sous tension un
relais connectant BAT 1 aux barres omnibus de distribution du
contrôleur principal (activant également les barres omnibus du
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Description de l’avion et de ses systèmes
Section 7
SR22
panneau de disjoncteurs) et pour ouvrir les contacts du relais du
démarreur. Mettre BAT 2 sur marche pour mettre sous tension un
relais connectant BAT 2 aux barres omnibus essentielles du panneau
de disjoncteurs. Normalement, pour les vols, tous les interrupteurs
principaux doivent être sur marche.Cependant, les interrupteurs BAT 1
et BAT 2 peuvent être mis sur marche séparément pour vérifier
l'équipement au sol. Mettre seulement BAT 2 sur marche pour mettre
sous tension les systèmes connectés à la barre omnibus essentielle
du panneau de disjoncteurs. Si un système des autres barres
omnibus est sous tension, c'est une indication de la défaillance de la
diode d'isolation d'interconnexion des barres omnibus de distribution.
Quand l'interrupteur BAT 1 est mis sur marche, les systèmes restants
sont mis sous tension. Pour vérifier ou utiliser l'avionique ou les radios
au sol, il faut aussi mettre sur marche l'interrupteur d'alimentation
d'avionique.
Interrupteurs des alternateurs
Les interrupteurs ALT 1 et ALT 2 commandent l'alimentation des
champs de leur alternateur respectif. L'interrupteur BAT 1 doit être sur
marche pour mettre ALT 1 en marche. Mettre l'interrupteur ALT 1 sur
marche pour mettre sous tension un relais qui permet l'application
d'un courant continu de 28 V du disjoncteur ALT 1 (barre omnibus
principale 2) au régulateur de tension de ALT 1. Pour mettre ALT 2 en
marche, il faut mettre l'interrupteur de batterie BAT 1 ou BAT 2 sur
marche. Mettre l'interrupteur ALT 2 sur marche pour mettre sous
tension un relais qui permet l'application d'un courant continu de 28 V
du disjoncteur ALT 2 (barre omnibus essentielle) au régulateur de
tension de ALT 2. La mise sur l'arrêt d'un interrupteur ALT enlève du
système électrique l'alternateur correspondant.
• Nota •
L'utilisation continue avec les interrupteurs d'alternateurs en
position d'arrêt réduit la réserve de la batterie suffisamment
pour ouvrir le relais des batteries, coupant l'alimentation des
champs des alternateurs, empêchant la remise en marche
des alternateurs.
7-52
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SR22
Section 7
Description de l’avion et de ses systèmes
Interrupteur d'alimentation d'avionique
Un interrupteur à bascule, identifié AVIONICS, contrôle l'alimentation
électrique de la barre omnibus primaire du panneau de disjoncteurs à
la barre omnibus d'avionique. L'interrupteur est placé à côté des
interrupteurs principaux ALT et BAT. Typiquement, l'interrupteur est
utilisé pour mettre sous tension ou hors tension, simultanément,
toutes les barres omnibus non essentielles et essentielles d'avionique.
Avec l'interrupteur en position d'arrêt, l'équipement d'avionique est
hors tension, quelle que soit la position de l'interrupteur principal ou de
l'interrupteur de chaque appareil. L'interrupteur AVIONICS doit être en
position d'arrêt avant d'actionner les interrupteurs principaux, de
lancer le moteur ou d'appliquer une source d'alimentation extérieure.
Voyant de basse tension
L'avion est équipé d'un voyant rouge de basse tension LOW VOLTS
dans le panneau de voyants qui se trouve sur le côté gauche du
tableau de bord. Un détecteur de tension dans le contrôleur central
mesure la tension de la barre omnibus essentielle et allume un voyant
quand la tension est inférieure à 24,5 V.
• Nota •
Il est possible que le voyant de basse tension LOW VOLTS
s'allume en cas d'utilisation prolongée à bas régime, avec une
charge électrique élevée. Dans ce cas, le voyant s'éteint à
régime plus élevé.
Voltmètre et ampèremètre
Une combinaison voltmètre et ampèremètre de 2¼ in est montée sur
le tableau de bord droit, immédiatement à côté du thermomètre et du
manomètre d'huile. L'instrument possède un éclairage incorporé.Le
courant continu en 28 V pour l'éclairage des instruments est fourni par
la disjoncteur de 2 A, INST LIGHTS, sur la barre omnibus principale 1.
L'aiguille du voltmètre balaye une échelle de 16 à 32 V. Consulter la
section 2, Limites, dans le manuel d'utilisation de l'avion, pour obtenir
des renseignements sur les indicateurs de limite des instruments. La
tension affichée est mesurée à la barre omnibus essentielle.
L'aiguille d'ampèremètre AMP balaye une échelle de -60 à +60 A,
avec le zéro à la position de 9 heures. La valeur de l'intensité est
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7-53
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Description de l’avion et de ses systèmes
Section 7
SR22
dérivée des transducteurs de courant situés dans le contrôleur central.
La sortie de chaque alternateur et de la batterie BAT 1 est mesurée.
Le commutateur AMMMETER SELECT, monté sur le tableau de bord,
est utilisé pour sélectionner la valeur désirée. Quand le moteur est en
marche et les interrupteurs principaux ALT 1 et ALT 2 sur marche,
l'ampèremètre indique le courant de charge appliqué aux batteries. En
cas de mauvais fonctionnement des alternateurs ou d'une charge
électrique supérieure à la production des alternateurs, l'ampèremètre
indique l'intensité du courant de décharge de la batterie BAT 1. Les
valeurs des ampèremètres des alternateurs sont positives seulement.
Sélecteur d'ampèremètre
Le commutateur AMMETER SELECT sur le tableau de bord est utilisé
pour sélectionner la source désirée du courant électrique qui doit être
affichée par l'ampèremètre. Le commutateur a trois positions : ALT 1,
BATT et ALT 2. La position BATT indique le courant de la batterie BAT
1 seulement. Sélectionner une position du commutateur pour
déterminer l'appareil dont l'intensité est affichée par l'ampèremètre.
Voyants de défaillance d'altimètre
Deux voyants de défaillance d'alternateur sont installés dans le
panneau de voyants. Les voyants ALT 1 et ALT 2 du panneau de
voyants fournissent des avertissements en cas de défaillance ou de
surintensité de l'alternateur correspondant. Les voyants sont activés
par des circuits dans le contrôleur central et des détecteurs de courant
dans les lignes de sortie des alternateurs ALT 1 et ALT 2. Un voyant
allumé continuellement est une indication de défaillance de
l'alternateur. Un voyant ALT clignotant est une indication de
surintensité.
Disjoncteurs et fusibles
Les circuits électriques individuels branchés aux barres omnibus
principales, essentielle et non essentielles de l'avion sont protégés par
des disjoncteurs à renclenchement, montés dans le panneau de
disjoncteurs, sur le côté gauche de la console centrale.
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SR22
Section 7
Description de l’avion et de ses systèmes
Barres omnibus essentielles
Le panneau de disjoncteurs de la barre omnibus essentielle est
alimenté par ALT 2 et BAT 1 de la barre omnibus essentielle de
distribution du contrôleur central, à travers un disjoncteur de 20 A,
ESSENTIAL POWER, et par la batterie BAT 2, à travers un disjoncteur
de 20 A, BATTERY 2. La barre omnibus essentielle est aussi
alimentée par ALT 1 à travers une diode d'isolation connectant les
barres omnibus de distribution principale et essentielle dans le
contrôleur central. Le pilote automatique et l'équipement d'avionique
essentiel sont alimentés directement par la barre omnibus essentielle
de distribution dans le contrôleur central, par un disjoncteur de 25 A
sur la barre omnibus de distribution. Le courant du disjoncteur de
15 A, AVIONIQUE, est aussi commandé par l'interrupteur principal
AVIONIQUE du panneau d'interrupteurs de la traverse.
Barres omnibus principales
La barre omnibus principale 1 et la barre omnibus principale 2 du
panneau de disjoncteurs sont alimentées par ALT 1 et BAT 1, de la
barre omnibus principale de distribution du contrôleur central, à travers
un disjoncteur de 25 A, sur la barre omnibus de distribution. ALT 2 et
BAT 2 sont empêchés d'alimenter les barres omnibus principales par
la diode d'isolement d'interconnexion des buses omnibus de
distribution du contrôleur central. Tirer sur les disjoncteurs individuels
pour éliminer les charges des barres omnibus principales du panneau
de disjoncteurs. Le disjoncteur de 15 A, AVIONIQUE, de la barre
omnibus principale alimente toutes les charges des barres omnibus
non essentielles. Le courant du disjoncteur de 15 A, AVIONIQUE, est
aussi commandé par l'interrupteur principal AVIONIQUE du panneau
d'interrupteurs de la traverse.
Barres omnibus non essentielles
Le panneau de disjoncteurs contient deux barres omnibus non
essentielles, la barre omnibus non essentielle d'équipement et la barre
omnibus non essentielle d'avionique.
La barre omnibus non
essentielle d'avionique est alimentée par le disjoncteur de 15 A,
AVIONICS, de la barre omnibus principale 1 et est traitée plus haut.
La barre omnibus non essentielle d'équipement est alimentée par ALT
1 et BAT 1, par l'intermédiaire de la barre omnibus principale de
distribution du contrôleur central, à travers un disjoncteur de 25 A.
ALT 2 et BAT 2 sont empêchés d'alimenter les barres omnibus non
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Description de l’avion et de ses systèmes
Section 7
SR22
essentielles d'équipement par la diode d'isolement d'interconnexion
des buses omnibus de distribution du contrôleur central. Tirer sur les
disjoncteurs individuels pour éliminer les charges des barres omnibus
non essentielles d'équipement.
Prise d'alimentation extérieure
Une prise pour alimentation de service au sol est montée juste en
arrière du capot, sur le côté gauche de l'avion. Cette prise est
installée pour permettre l'utilisation d'une source d'alimentation
externe par temps froid et pour les procédures d'entretien nécessitant
une alimentation électrique fiable pendant une période prolongée.
L'alimentation externe doit être régulée à 28 V en courant continu. Le
contacteur de commande d'alimentation externe est branché à travers
l'interrupteur principal BAT 1 de telle façon que l'interrupteur BAT 1 doit
être sur marche pour pouvoir appliquer l'alimentation externe.
Consulter la section 8, Service au sol, réparations et entretien, pour
obtenir des renseignements sur l'alimentation externe et les
précautions spéciales à respecter.
Prise de courant de service
Une prise de courant de service de 12-volt est installée dans la
console centrale. La prise accepte une fiche normale d'allume-cigare.
Il est possible d'utiliser la prise pour alimenter de l'équipement de
divertissement portable, tel que lecteurs de disques compacts,
lecteurs de cassettes et radios portables. Cette prise a une capacité
maximale de 3,5 A. L'alimentation de la prise de courant de service
est fournie par le disjoncteur de 5 A en courant continu de 12 V,
OUTLET, sur la barre omnibus non essentielle.
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Section 7
Description de l’avion et de ses systèmes
Eclairage extérieur
L'avion est équipé de feux de navigation standard montés sur les
extrémités des ailes, avec des feux à éclats anticollision intégrés. Le
projecteur d'atterrissage à commande séparée est monté dans le
capot inférieur.
Feux de navigation
L'avion est équipé de feux de navigation standard dans les extrémités
des ailes. Les feux sont commandés par le commutateur de feux NAV
sur la traverse du tableau de bord. Le courant continu en 28 V des
feux de navigation est alimenté par un disjoncteur de 5 A, NAV
LIGHTS, sur la barre omnibus non essentielle.
Feu à éclats
Des feux à éclats anti-collision sont intégrés aux feux de navigation
standard. Chaque feu à éclats est alimenté par une alimentation
séparée. Les alimentations des feux à éclats sont commandées par
l'interrupteur STROBE sur la traverse du tableau de bord. Le courant
continu en 28 V pour l'alimentation et la commande des circuits des
feux à éclats est fourni par un disjoncteur de 5 A, STROBE LIGHTS,
sur la barre omnibus non essentielle.
Projecteur d'atterrissage
Un projecteur à décharge à haute intensité (HID) est monté dans le
capot inférieur du moteur. Le projecteur d'atterrissage est commandé
par l'interrupteur de phare LAND sur la traverse du tableau de bord.
Quand l'interrupteur de projecteur LAND est sur marche, le relais de
commande du projecteur d'atterrissage dans le contrôleur central est
activé, fermant un circuit en courant continu de 28 V de la barre
omnibus principale de distribution au ballast du projecteur monté sur
la cloison pare-feu. Le ballast produit la surtension nécessaire pour
faire fonctionner le projecteur à décharge à haute intensité (HID). Un
disjoncteur de 15 A sur la barre omnibus principale de distribution
dans le contrôleur central protège le circuit.
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Description de l’avion et de ses systèmes
Section 7
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Eclairage intérieur
L'éclairage intérieur de l'avion comprend des plafonniers à
incandescence à commandes séparées pour l'éclairage général de la
cabine, des lampes individuelles pour le pilote et les passagers et des
lampes d'éclairage de panneau à intensité réglable. Les lampes
d'éclairage des instruments de vol et de l'équipement d'avionique sont
à intensité réglable.
Lampes d'éclairage des instruments
L'éclairage des instruments de l'avion comprend des lampes
incandescentes à intensité réglable installées dans le cadran de
chaque instrument. Les lampes sont commandées par l'interrupteur
de feux INST sur la traverse du tableau de bord. Tourner le bouton
dans le sens des aiguilles d'une montre pour allumer les lampes et
augmenter l'intensité. Les circuits d'éclairage du tableau de bord sont
alimentés en courant continu de 28 V fourni par un disjoncteur de 2 A,
ECLAIRAGE DES INSTRUMENTS, sur la barre omnibus principale 1.
Lampes d'éclairage de tableau de bord
Une série de lampes LED rouges montées sous l'auvent du tableau de
bord fournit l'éclairage d'ambiance pour le tableau de bord. Les
lampes sont commandées par la commande d'éclairage du tableau de
bord PANEL sur la traverse du tableau de bord. Tourner le bouton
dans le sens des aiguilles d'une montre pour allumer les lampes et
augmenter l'intensité. Les lampes d'éclairage du tableau de bord sont
alimentées en courant continu de 28 V fourni par un disjoncteur de
3 A, ECLAIRAGE CABINE, sur la barre omnibus principale 2.
Lecteurs de cartes
Des lampes de lecture individuelles à rotule sont installées dans la
garniture de pavillon, au-dessus de chaque position de passager.
Chaque lampe est dirigée en déplaçant la lentille dans la douille et est
commandée par un bouton-poussoir placé près de la lampe. Il est
aussi possible de régler l'intensité des lampes de lecture du pilote et
du copilote au moyen de la commande d'éclairage PANEL sur la
traverse du tableau de bord. Les lampes sont alimentées en courant
continu de 28 V fourni par le disjoncteur de 3 A, ECLAIRAGE
CABINE, sur la barre omnibus principale 2.
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SR22
Section 7
Description de l’avion et de ses systèmes
Plafonnier
L'éclairage général de la cabine est fourni par un plafonnier situé dans
la garniture de pavillon, à proximité du centre de la cabine. Le
plafonnier est commandé par la commande d'éclairage OVERHEAD
sur la traverse du tableau de bord. Tourner le bouton dans le sens des
aiguilles d'une montre, de la position éteinte, pour allumer les lampes
et commander leur intensité. Les lampes sont alimentées en courant
continu de 28 V fourni par le disjoncteur de 3 A, ECLAIRAGE
CABINE, sur la barre omnibus principale 2.
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Description de l’avion et de ses systèmes
Section 7
SR22
Système de conditionnement d’air
Le chauffage et la ventilation de la cabine sont accomplis en
fournissant de l'air conditionné pour le chauffage et le désambuage du
pare-brise et de l'air frais pour la ventilation. Le système de
conditionnement d'air comprend un manchon de chauffage
(échangeur de chaleur) autour du silencieux droit du moteur, un
plénum de mélange d'air, des conduits pour la distribution, un diffuseur
de pare-brise, des vannes de sortie avant et des commandes à câble
pour sélectionner la température et le débit.
L'air de ventilation est fourni par des conduits amenant l'air frais des
admissions d'air, situées sur le bord d'attaque de chaque aile, à des
bouches d'air à rotule pour chaque occupant. Chaque occupant peut
tourner la buse pour commander le débit d'air, de fermé à
complètement ouvert, et pivoter la buse pour diriger le débit d'air.
Le chauffage est obtenu en mélangeant de l'air de ventilation de
l'admission d'air frais avec de l'air de l'échangeur de chaleur et en
distribuant ensuite l'air conditionné aux occupants et au diffuseur du
pare-brise. L'air pour le chauffage est fourni par le passage d'air
venant d'une bouche d'admission, dans le compartiment moteur, dans
un échangeur de chaleur à manchon autour du silencieux droit du
moteur. Cet air chauffé est mélangé à de l'air frais des bouches
d'admission d'emplanture, dans le plénum de mélange d'air, derrière
le tableau de bord. La proportion d'air chauffé par rapport à l'air frais
est commandée par le pilote. L'air mélangé (conditionné) est alors
envoyé aux bouches d'air des passagers et au diffuseur du pare-brise.
Les passagers peuvent régler la direction des bouches d'air
conditionné qui se trouvent sous le tableau de bord, au niveau des
genoux de chaque position. Les bouches d'air pour les occupants
arrière sont au niveau du plancher.
La température, le volume et le débit sont réglés par la manipulation
des boutons de sélection de la température et d'air de la cabine, sur le
côté inférieur droit du tableau de bord.
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Section 7
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ARRIVEE D’AIR
IE
RT
SO
ECHANGEUR
M
PLENUM
EU
OT
R
SELECTEUR
CHAUFFAGE CABINE/
DESEMBUAGE
ARRET
CHAUD
CONTROLE
TEMPERATURE
COLD
DESEMBUAGE
PARE BRISE
ENTREE D’AIR
FRAIS
ENTREE D’AIR
FRAIS
PRISE
INDIVIDUELLE
PRISE
INDIVIDUELLE
PRISE
PASSAGER
SORTIE
AIR FRAIS
PRISE
PASSAGER
SORTIE
AIR FRAIS
AIR
CONDITIONNE
AIR FRAIS
LIAISON
MECANIQUE
SR2_FM07_1012A
P/N 13772-001
Publication Initiale
Figure 7-11
Chauffage et ventilation
7-61
Cirrus Design
Description de l’avion et de ses systèmes
Section 7
SR22
Commande de chauffage de la cabine
Pour commander la quantité d'air chauffé admise dans le plénum de
mélange d'air, tourner la commande de chauffage de la cabine qui se
trouve sur le côté interne du sélecteur d'air de la cabine. La
commande est reliée mécaniquement à une trappe dans un boîtier de
chauffage entre le manchon de chauffage et le plénum de mélange.
Tourner la commande dans le sens inverse des aiguilles d'un montre
(HEAT OFF) pour mettre en dérivation dans le compartiment du
moteur l'air chauffé par le manchon de chauffage. Tourner la
commande dans le sens de aiguilles d'une montre pour ouvrir la
trappe dans le boîtier de chauffage, permettant à l'air chauffé d'entrer
dans le plénum de mélange.
Commande de refroidissement de la cabine
Pour commander la quantité d'air refroidi admise dans le plénum de
mélange d'air, tourner la commande de refroidissement de la cabine
qui se trouve sur le côté externe du sélecteur d'air de la cabine. La
commande est reliée mécaniquement à un papillon à l'entrée d'air
frais du plénum de mélange. Tourner la commande complètement
dans le sens inverse des aiguilles d'une montre pour refroidir l'air
entrant dans le plénum de mélange, en provenance de l'admission
d'air frais à l'emplanture. Tourner la commande dans le sens des
aiguilles d'une montre pour ouvrir le papillon, permettant à l'air frais
d'entrer dans le plénum de mélange. Tourner le bouton complètement
dans le sens des aiguilles d'une montre (COLD) pour fournir l'air le
plus frais possible dans le plénum de mélange.
Sélecteur d'air de la cabine
Le sélecteur d'air de la cabine permet d'envoyer vers le pare-brise ou
les passagers, dans différentes proportions, l'air conditionné venant
du plénum de mélange. La commande est reliée à une trappe à la
sortie du plénum de mélange. Tourner la commande à fond dans le
sens inverse des aiguilles d'une montre, vers le pare-brise miniature,
pour fermer le débit d'air vers le système de distribution d'air aux
passagers et permettre le débit maximal vers le diffuseur du parebrise. Tourner le bouton complètement dans le sens des aiguilles
d'une montre, vers la position de l'icône de personne assise, pour
fermer complètement le débit d'air vers le diffuseur du pare-brise et
7-62
P/N 13772-001
Publication Initiale
Cirrus Design
SR22
Section 7
Description de l’avion et de ses systèmes
permettre le débit d'air maximal vers le système de distribution d'air
aux passagers. Il est possible de régler la commande pour diviser le
débit d'air, dans n'importe quelle proportion, entre le pare-brise et les
passagers.
L'air conditionné pour les sièges avant sort des bouches sous le
tableau de bord, au niveau des genoux. L'air conditionné pour les
sièges arrière est amené aux bouches d'air sous les sièges avant,
près des montants de porte et sort au niveau du plancher.
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Publication Initiale
7-63
Cirrus Design
Description de l’avion et de ses systèmes
Section 7
SR22
Système d'avertisseur de décrochage
L'avion est équipé d'un système d'avertisseur électro-pneumatique de
décrochage pour fournir une alarme sonore à l'approche d'un
décrochage aérodynamique. Le système comprend une admission sur
le bord d'attaque de l'aile droite, un manocontact et la tuyauterie
associée, et un avertisseur piézo-céramique derrière le tableau de
bord. Alors que l'avion arrive à proximité d'un décrochage, la basse
pression sur la surface supérieure des ailes se déplace vers l'avant,
sur le bord d'attaque des ailes. Alors que la zone de basse pression
passe sur l'admission du détecteur d'avertisseur de décrochage, une
pression légèrement négative est détectée par le manocontact. Le
manocontact ferme un circuit à la masse, déclenchant l'avertisseur
sonore. L'avertisseur sonore produit un ton continu à 94 dB, à 2 800
Hz. L'avertisseur sonne à environ 5 noeuds au-dessus de la vitesse
de décrochage, avec les volets complètement sortis et le moteur au
ralenti, en vol avec les ailes horizontales et à une vitesse légèrement
supérieure en virage ou en vol en accélération. Le système fonctionne
en courant continu de 28 V fourni par un disjoncteur de 2 A,
AVERTISSEUR DE DECROCHAGE, sur la barre omnibus essentielle.
Exécuter la procédure suivante pour vérifier le fonctionnement du
système d'avertisseur de décrochage, pendant l'inspection avant le
vol, avec le système électrique sous tension.
Vérification du système d'avertisseur de décrochage pendant
l'inspection avant le vol
1. Mettre un mouchoir propre sur l'ouverture d'évent.
2. Aspirer avec la bouche ou une ventouse. Un son venant de
l'avertisseur confirme que le système fonctionne.
7-64
P/N 13772-001
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Cirrus Design
SR22
Section 7
Description de l’avion et de ses systèmes
ANEMOMETRE
ALTIMETRE
VARIOMETRE
TEMP
C°
- 30
30 +
200
180
P.
A 0 2 4 6
L
T
40
AIRSPEED
9
0
10
1
5
60
8
80
7 ALTITUDE 3
6
4
5
2
0
14
50
160 1
160
140
KNOTS
120
13
0
100
15
VERTICAL
0
20
5
SPEED
10
15
120
TRANSMETTEUR
ALTITUDE
TRANSMETTEUR
ALTITUDE
(OPTIONEL)
INVERSEUR
STATIQUE
SECOURS
PURGES
STATIQUES
TUBE PITOT
PRISES
STATIQUES
CHAUFFAGE
CURRENT
SENSOR
7.5A
CIRCUIT
LOGIQUE
DIJONCTEUR
RECHAUFFAGE
PITOT
VOYANT
RECHAUFFAGE
PITOT
ANNONCIATEUR
INTERRUPTEUR RECHAUFFAGE PITO
SR2_FM07_1013
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Figure 7-12
Système Pitot et statique
7-65
Cirrus Design
Description de l’avion et de ses systèmes
Section 7
SR22
Système Pitot et statique
Le système Pitot statique comprend un tube Pitot unique chauffé,
monté sur l'aile gauche, et deux orifices statiques montés dans le
fuselage. Le préchauffage Pitot est commandé par un interrupteur
monté sur le tableau de bord. Une source de pression statique
secondaire interne fournit une pression statique de secours en cas de
blocage de la source statique primaire. Des pots de décantation, sous
le plancher de la cabine, sont installés à chaque point bas de la
conduite de Pitot et de statique pour collecter l'humidité qui entre dans
le système. Il faut vider les pots de décantation pendant la visite
annuelle et quand il est connu ou suspecté qu'il y a de l'eau dans le
système.
Indicateur de vitesse
• Nota •
Numéro de série 0435 et suivants, avec configuration à écran de vol
principal (PFD) : L'altimètre de secours est monté dans le panneau
gauche de la traverse.
La vitesse indiquée et la vitesse réelle sont affichées sur un indicateur
de vitesse de précision à deux échelles, à éclairage interne, installé
dans le tableau de bord du pilote. L'instrument mesure la différence
entre la pression statique et celle du Pitot et affiche le résultat en
noeuds sur une échelle de vitesse propre. Une seule aiguille balaye
une échelle de vitesse indiquée étalonnée de 40 à 220 noeuds.
L'index de zéro se trouve à la position de midi. Une échelle secondaire
aligne la vitesse réelle sur la vitesse indiquée correspondante quand
les corrections d'altitude et de température sont entrées dans la
fenêtre de correction. Un bouton au coin inférieur gauche de
l'instrument est utilisé pour faire tourner l'échelle d'altitude-pression
dans la fenêtre de correction pour aligner l'altitude-pression courante
et la température extérieure. Consulter la section 2, Limites, pour
obtenir des renseignements sur les indicateurs de limites des
instruments.
7-66
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Cirrus Design
SR22
Section 7
Description de l’avion et de ses systèmes
Variomètre (VSI)
• Nota •
Numéro de série 0435 et suivants, avec configuration à écran de vol
principal (PFD) : Le variomètre est intégré à l'écran de vol primaire
(PFD).
La vitesse ascensionnelle ou de descente, en pieds par minute, est
affichée sur le variomètre, à éclairage interne, installé dans le tableau
de bord du pilote. L'instrument détecte le taux de changement de la
pression statique par rapport à une pression de référence et affiche le
résultat, montée ou descente, en pieds par minute (FPM). La montée
est indiquée par une rotation de l'aiguille dans le sens des aiguilles
d'une montre, par rapport au zéro, et la descente est indiquée par une
rotation dans le sens inverse. Le point de référence « 0 » (zéro) est à
la position de 9 heures. L'échelle est étalonnée de 0 à 2 000 pieds par
minute, en intervalles de 100 pieds/minute, dans les deux directions,
vers le haut et le bas.
Altimètre
• Nota •
Numéro de série 0435 et suivants, avec configuration à écran de vol
principal (PFD) : L'altimètre de secours est monté dans le panneau
gauche de la traverse.
L'altitude de l'avion est affichée par un altimètre barométrique
traditionnel à trois aiguilles, à éclairage interne, installé dans le tableau
de bord du pilote. L'instrument mesure la pression barométrique
locale, ajustée pour les paramètres de l'altimètre, et affiche le résultat
sur l'instrument, en pieds. L'altimètre est étalonné pour
fonctionnement à une altitude entre -1 000 et 20 000 pieds. L'échelle
est graduée de 0 à 10, en intervalles de 2. La grande aiguille indique
les centaines de pieds et balaye l'échelle tous les 1 000 pieds (en
intervalles de 20 pieds). La petite aiguille indique les milliers de pieds
et balaye l'échelle tous les 10 000 pieds (en intervalles de 200 pieds).
L'aiguille courte et étroite indique les dizaines de milliers de pieds et
balaye de 0 (zéro) à 2 (20 000 pieds, en intervalles de 2 000 pieds).
Les fenêtres barométriques sur le cadran de l'instrument permettent
l'étalonnage barométrique en pouces de mercure (in Hg) ou en
millibars (mb). Les valeurs barométriques de l'altimètre sont entrées
P/N 13772-001
Publication Initiale
7-67
Cirrus Design
Description de l’avion et de ses systèmes
Section 7
SR22
au moyen du sélecteur de réglage barométrique, au coin inférieur
gauche de l'instrument.
Interrupteur de réchauffage Pitot
Le système de réchauffage Pitot comprend un élément chauffant dans
le tube de Pitot, un interrupteur à bascule, identifié RECHAUFFAGE
PITOT, et les fils associés. L'interrupteur et le disjoncteur sont placés
sur le côté gauche du panneau d'interrupteurs et de commande.
Lorsque le commutateur de réchauffage Pitot est mis sur marche,
l'élément dans le tube de Pitot est chauffé électriquement pour
maintenir le bon fonctionnement en cas de possibilité de givrage. Il ne
faut utiliser le réchauffage Pitot que quand nécessaire. Le système de
réchauffage Pitot fonctionne en courant continu de 28 V fourni par
l'intermédiaire d'un disjoncteur de 7,5 A, RECHAUFFAGE PITOT /
VENTILATEUR, sur la barre omnibus non essentielle.
Voyant de réchauffage Pitot
Le voyant orange PITOT HEAT indique que l'interrupteur de
réchauffage Pitot est en position de marche et que l'élément de
réchauffage Pitot ne reçoit pas de courant électrique. Un détecteur de
courant sur le fil d'alimentation de l'élément chauffant de Pitot fournit la
détection du courant. Le voyant de PITOT HEAT fonctionne en
courant continu de 28 V par l'intermédiaire d'un disjoncteur de 2 A,
ANNUN, sur la barre omnibus essentielle.
Source statique secondaire
Un robinet de source de pression statique secondaire est installé sur
le commutateur et le panneau de commande, à la droite de la jambe
du pilote. Ce robinet fournit la pressions statique de l'intérieur de la
cabine au lieu de l'orifice statique fuselage. Quand il y a raison de
croire que les instruments donnent de mauvaises indications en raison
de la présence d'eau ou de glace dans la conduite de pression allant à
la source de pression statique externe, il faut mettre en marche la
source de pression statique secondaire. La pression dans la cabine
varie en fonction de l'ouverture des bouches de chauffage et de
ventilation. Lorsque la source de pression secondaire est
sélectionnée, consulter les corrections nécessaires de l'étalonnage de
la vitesse indiquée et de altitude à la section 5.
7-68
P/N 13772-001
Publication Initiale
Cirrus Design
SR22
Section 7
Description de l’avion et de ses systèmes
Avionique et navigation
• Nota •
Les paragraphes suivants et les descriptions de l'équipement
décrivent l'avionique standard dans le SR22. Consulter le
guide du pilote du fabricant de l'équipement et le Supplément
du manuel de vol de l'avion approuvé par la FAA (FAA
Approved Airplane Flight Manual) dans la section 9, pour
obtenir des descriptions détaillées d'un appareil d'avionique
spécifique, des procédures d'utilisation ou des données
techniques sur l'équipement d'avionique optionnel, pour
installation dans le SR22.
Les configurations d'avionique suivantes sont conçue pour fournir au
pilote le maximum de renseignements dans un format qui est
facilement interprété pour permettre la meilleure prise de conscience
circonstancielle. De plus, ces configurations comprennent différents
pilotes automatiques et indicateurs de situation horizontale qui sont
traités ici. Les appareils d'avionique de navigation et communications
sont montés dans la console centrale et sont facilement accessible
des deux sièges de pilotage. Des appareils d'avionique
supplémentaires sont offerts, mais pas traités ici.
Les configurations d'avionique standard suivantes sont offertes :
Configuration d'avionique A
• Affichage à défilement cartographique (Affichage multifonctions
Avidyne)
• Pilote automatique à deux axes (S-Tec System 30)
• Système audio intégré avec interphone de bord (Garmin GMA
340) • Récepteur de radiobalises (Garmin GMA 340)
• Deux GPS homologués pour approche IFR (Garmin GNS 430
et Garmin GNS 420)
• Deux émetteurs-récepteurs de communications VHF (Garmin
GNS 430 et Garmin GNS 420)
• Un récepteur de navigation (VOR/LOC/GS) (GNS 430)
P/N 13772-001
Publication Initiale
7-69
Cirrus Design
Description de l’avion et de ses systèmes
Section 7
SR22
• Transpondeur Mode C avec codeur d'altitude (Garmin GTX
327) • Indicateur de situation horizontale
• Indicateur d'écart de route
Configuration d'avionique B
• Affichage à défilement cartographique (Affichage multifonctions
Avidyne)
• Pilote automatique à deux axes (S-Tec System 55X)
• Système audio intégré avec interphone de bord (Garmin GMA
340)
• Récepteur de radiobalises (Garmin GMA 340)
• Deux GPS homologués pour approche IFR (Garmin GNS 430)
• Deux émetteurs-récepteurs
(Garmin GNS 430)
pour
communications
VHF
• Deux récepteurs de navigation (VOR/LOC/GS) (GNS 430)
• Transpondeur Mode C avec codeur d'altitude (Garmin GTX
327)
• Affichage électronique de navigation (Sandel SN3308)
• Indicateur d'écart de route
Ecran de vol primaire de configuration d'avionique - Numéro de
série 0435 et suivants, avec configuration à écran de vol principal
(PFD) :
• Affichage à défilement cartographique (Affichage multifonctions
Avidyne)
• Affichage de vol primaire (Avidyne PFD)
• Pilote automatique à deux axes (S-Tec System 55X)
• Système audio intégré avec interphone de bord (Garmin GMA
340)
• Récepteur de radiobalises (Garmin GMA 340)
• Deux GPS homologué pour approche IFR (Garmin GNS 430)
• Deux émetteurs-récepteurs
(Garmin GNS 430)
7-70
pour
communications
VHF
P/N 13772-001
Publication Initiale
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SR22
Section 7
Description de l’avion et de ses systèmes
• Deux récepteurs de navigation (VOR/LOC/GS) (GNS 430)
• Transpondeur Mode C avec codeur d'altitude (Garmin GTX
327) -
Interrupteur d'alimentation d'avionique
Consulter la description de l'interrupteur d'avionique dans Système
électrique dans cette section pour obtenir une description complète
des fonctions de l'interrupteur d'avionique.
Compas magnétique
Un compas magnétique traditionnel, à éclairage interne, rempli de
liquide, est installé sur la garniture de pavillon de la cabine,
immédiatement au-dessus du pare-brise. Une carte de correction
compas est installée avec le compas.
P/N 13772-001
Publication Initiale
7-71
Cirrus Design
Description de l’avion et de ses systèmes
Section 7
SR22
Indicateur de virage
Configuration d'avionique A
L'indicateur de virage électrique affiche les renseignements de roulis
et fournit des données de roulis au système de pilote automatique
intégré Système 30. La vitesse angulaire de roulis est détectée par un
gyroscope électrique, à suspension à cardan simple et est affichée sur
le cadran de l'instrument. L'affichage comprend un avion symbolique
qui pivote pour indiquer la vitesse de virage et un inclinomètre
standard à tube et bille. Les repères, identifiés L et R (gauche et
droite), indiquent l'inclinaison pour un virage standard dans la direction
indiquée. Des circuits redondants en parallèle à travers des diodes, à
l'indicateur, fournissent l'alimentation en courant continu. Le courant
continu de 28 V pour le fonctionnement du gyroscope de roulis est
fourni par le disjoncteur de 2 A, TURN COORD 1, sur la barre
omnibus essentielle et le disjoncteur de 2 A, TURN COORD 2, sur la
barre omnibus principale 2.
Configuration d'avionique B
L'indicateur de virage électrique, installé dans le tableau de bord,
affiche les renseignements de roulis et fournit les données de roulis au
pilote automatique System 55X. L'instrument et les alimentations
électriques sont décrits plus haut.
Horizon artificiel
• Nota •
Numéro de série 0435 et suivants, avec configuration à écran de vol
principal (PFD) : L'horizon artificiel est monté dans le panneau gauche
de la traverse.
L'horizon artificiel donne une indication visuelle de l'attitude en vol.
L'inclinaison latérale est indiquée par un doigt, en haut de l'indicateur
par rapport à une échelle d'inclinaison graduée à 10°, 20°, 30°, 60° et
90°, des deux côté de la marque centrale. Un avion miniature
stationnaire surimposé sur un masque amovible contenant une barre
horizontale blanche symbolique, qui divise le masque en deux
sections, indique les attitudes de tangage et de roulis. La section
supérieur « ciel bleu » et la section inférieure « terre » ont des lignes
de référence de tangage, utiles pour le contrôle de l'attitude de
tangage. L'indicateur peut suivre les manoeuvres sur 360° de roulis et
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P/N 13772-001
Publication Initiale
Cirrus Design
SR22
Section 7
Description de l’avion et de ses systèmes
360° de tangage. Un bouton au bas de l'instrument permet le réglage
de l'avion miniature par rapport à la barre de l'horizon afin d'obtenir
une indication plus précise de l'attitude en vol.
Un bouton PULL TO CAGE (tirer pour bloquer) sur l'indicateur permet
une érection rapide du gyroscope. Quand le bouton de blocage est
tiré, les indications de roulis et de tangage sont alignées à moins de 2°
sur leurs références respectives.
L'instrument fonctionne électriquement et un drapeau rouge GYRO
indique la perte de l'alimentation électrique. Des circuits redondants
en parallèle à travers des diodes, à l'indicateur, fournissent
l'alimentation en courant continu pour le fonctionnement du
gyroscope. Le courant continu de 28 V pour le fonctionnement du
gyroscope d'attitude est fourni par le disjoncteur de 3 A, ATTITUDE 1,
de la barre omnibus essentielle et le disjoncteur de 3 A, ATTITUDE 2,
de la barre omnibus principale 2.
Indicateur d'écart de route
Configuration d'avionique A
L'indicateur d'écart de route affiche les renseignements de navigation
du GPS 2 (Garmin GNS 420). L'affichage de l'indicateur d'écart de
route affiche l'écart de route du GPS sur un instrument à une seule
barre de déviation. Une ligne verticale affiche l'écart par rapport au
GPS devant une échelle à 5 points. L'indicateur incorpore l'annonce
de TO/FROM (vers/de) et un drapeau NAV. Un bouton OBS est utilisé
pour tourner manuellement la carte d'azimut au cap désiré.Le courant
continu en 28 V pour l'éclairage est fourni par la disjoncteur de 2 A,
IECLAIRAGE INSTRUMENTS, sur la barre omnibus principale 1.
Configuration d'avionique B
L'indicateur d'écart de route affiche les renseignements de navigation
du GPS 2 (Garmin GNS 430). La sélection de source de navigation
est faite au moyen du bouton d'indicateur d'écart de route CDI sur la
commande du GPS 2, L'affichage d'écart de route affiche l'écart de
route du VOR ou de l'alignement de piste (LOC) et de la pente de
descente quand le VLOC est la source de navigation sélectionnée et
affiche l'écart de route du GPS quand le GPS est la source de
navigation sélectionnée. L'instrument a deux barres d'écart. La ligne
verticale affiche l'écart du VOR/LOC ou du GPS devant une échelle à
5 points. La ligne horizontale affiche l'écart d'alignement de descente
P/N 13772-001
Publication Initiale
7-73
Cirrus Design
Description de l’avion et de ses systèmes
Section 7
SR22
devant une échelle à 5 points. L'indicateur incorpore un message TO/
FROM (VERS/DE), un drapeau de NAV et un drapeau de GPS. Un
bouton OBS est utilisé pour tourner manuellement la carte d'azimut au
cap désiré.Le courant continu en 28 V pour l'éclairage des instruments
est fourni par la disjoncteur de 2 A, INST LIGHTS, sur la barre
omnibus principale 1.
Indicateur de situation horizontale
Configuration d'avionique A
Le Century NSD-1000 est un indicateur de situation horizontale
traditionnel qui fournit des renseignements de cap stabilisés par un
gyroscope, asservi magnétiquement, un indicateur visuel de VOR/
LOC, avec une flèche traditionnelle de route et une présentation
d'alignement de descente. L'indicateur de situation horizontale affiche
le cap de l'avion en tournant un cadran de compas par rapport à une
image fixe simulée de l'avion et une ligne de foi. Le gyroscope
directionnel de l'indicateur de position horizontale, qui entraîne le
cadran du compas, est asservi à un détecteur de flux dans l'aile droite,
à travers un amplificateur sous le plancher du copilote.
Un
commutateur de gyroscope libre ou asservi FREE GYRO-SLAVE
(GYRO LIBRE ASSERVI), sous l'affichage, permet au pilote de
sélectionner le mode de gyroscope libre ou asservi. En mode asservi,
le gyroscope est asservi au détecteur de flux. En mode de gyroscope
libre (FREE GYRO), le gyroscope doit être réglé manuellement par
rapport au compas magnétique de l'avion en utilisant le bouton «
pousser pour régler la carte » (PUSH-SET-CARD) au coin inférieur
droit de l'instrument. La route est réglée à l'aide du bouton « Course »
(flèche) au coin inférieur gauche de l'instrument. Les sorties de route
et de cap de l'indicateur de situation horizontale fournies au pilote
automatique permettent le suivi de la route par le NAV/LOC/GPS ou
de suivre un cap sélectionné.
L'indicateur de situation horizontale incorpore des drapeaux
d'avertissement traditionnels. Le drapeau HDG (cap) est invisible
quand l'instrument reçoit un courant suffisant pour son
fonctionnement. Le drapeau NAV (navigation) est invisible quand la
fréquence VOR ou LOC est réglée sur le récepteur NAV1 et un signal
fiable est présent. Le drapeau GS (alignement de descente) est
invisible quand la fréquence d'ILS est réglée sur le récepteur Nav 1 et
un signal GPS fiable est présent.
7-74
P/N 13772-001
Publication Initiale
Cirrus Design
SR22
Section 7
Description de l’avion et de ses systèmes
L'indicateur de situation horizontale NSD-1000 fonctionne
électriquement et un drapeau rouge GYRO indique la perte de
l'alimentation électrique. Des circuits redondants en parallèle à travers
des diodes, à l'indicateur, fournissent l'alimentation en courant continu
pour le fonctionnement du gyroscope. Le courant continu de 28 V pour
les circuits d'alimentation redondants est fourni par le disjoncteur de
5 A, HSI 1, de la barre omnibus essentielle et le disjoncteur de 5 A,
HSI 2, de la barre omnibus principale 2.
Configuration d'avionique B
L'affichage de navigation Sandel SN3308 combine les fonctions
d'indicateur de situation horizontale (HSI), d'indicateur radio
magnétique (RMI), de défilement cartographique en couleur,
d'affichage d'un détecteur d'orages Stormscope, d'annonciateur de
GPS et des indicateurs de radiobalise à 3 voyants.
Les
renseignements du compas sont dérivés d'un gyroscope directionnel à
distance et d'un détecteur de flux. Les sources d'alimentation
redondantes fournissent un courant continu de 28 V pour le
fonctionnement du système. Le courant est fourni par le disjoncteur de
5 A, HSI 1, de la barre omnibus essentielle et le disjoncteur de 5 A,
HSI 2, de la barre omnibus principale 2. Chacun des circuits peut
alimenter l'affichage de navigation.
L'affichage en couleur utilise un système de projection par
transparence entraîné par un affichage à cristaux liquides à matrice
active. L'appareil utilise une lampe halogène comme seule source de
lumière pour la projection de l'affichage primaire. Un bouton de
gradation séparé pour régler la luminance de l'affichage est placé
immédiatement sous l'affichage.
L'affichage d'indicateur de situation horizontale montre le cap et les
renseignements de navigation dans une vue de 360° similaire à celle
d'un horizon artificiel traditionnel ou dans un arc de 90° de système
d'instruments de vol électroniques. Ceci inclut la carte de compas, le
repère de cap, le pointeur de route, la barre d'écart de route,
l'indicateur TO/FROM (vers/de) et les drapeaux. Les réglages du
repère de cap et du pointeur de route comprennent des affichages
numériques qui facilitent le réglage précis de caps et de routes. La
commande à un seul bouton permet de sélectionner la navigation
primaire en provenance d'un maximum de quatre sources différentes :
deux récepteurs VOR/ILS et deux récepteurs GPS. Il est possible de
P/N 13772-001
Publication Initiale
7-75
Cirrus Design
Description de l’avion et de ses systèmes
Section 7
SR22
sélectionner GPS1 ou NAV1 comme source primaire de navigation. Il
est possible d'afficher un maximum de deux pointeurs de cap et de les
faire passer à n'importe quel récepteur NAV, y compris GPS1, GPS2,
NAV1 ou NAV2. Il est possible d'afficher GPS2 et NAV2 comme
pointeurs de cap, mais pas comme source primaire de navigation.
L'affichage a des codes de couleur pour indiquer quelle source de
navigation est sélectionnée : vert pour NAV1, jaune pour NAV2 et cyan
pour GPS.
Le pivotement automatique tourne automatiquement le pointeur de
route en réponse au séquencement des points de cheminement ou de
navigation « Directement vers » du récepteur GPS, éliminant les
changements manuels de route et réduisant le travail du pilote.
La synchronisation du cap et de la route permet au pilote, avec un seul
bouton, de régler automatiquement le repère de cap directement sur
son cap actuel ou de régler le pointeur de route directement sur une
station VOR, en entrant simultanément le centrage d'écart de route.
Des sorties de commande de route et de cap pour le fonctionnement
du pilote automatique sont aussi fournies.
Le SN3308 détecte et donne une alerte en cas de situation anormale,
telles que des drapeaux de récepteurs de navigation et défaillance de
gyroscope directionnel ou de détecteur de flux. Il mesure aussi sa
propre température interne et fournit des alertes en cas de
température excessive ou perte de refroidissement.
Des circuits redondants en parallèle à travers des diodes, à
l'indicateur, fournissent l'alimentation en courant continu pour le
fonctionnement du gyroscope. Le courant continu de 28 V pour les
circuits d'alimentation redondants est fourni par le disjoncteur de 5 A,
HSI 1, de la barre omnibus essentielle et le disjoncteur de 5 A, HSI 2,
de la barre omnibus principale 2.
Le pivotement automatique tourne automatiquement le pointeur de
route en réponse au séquencement des points de cheminement ou de
navigation « Directement vers » du récepteur GPS, éliminant les
changements manuels de route et réduisant le travail du pilote.
La synchronisation du cap et de la route permet au pilote, avec un seul
bouton, de régler automatiquement le repère de cap directement sur
son cap actuel ou de régler le pointeur de route directement sur une
station VOR, en entrant simultanément le centrage d'écart de route.
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P/N 13772-001
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SR22
Section 7
Description de l’avion et de ses systèmes
Des sorties de commande de route et de cap pour le fonctionnement
du pilote automatique sont aussi fournies.
Pilote automatique
Configuration d'avionique A
Ces avions sont équipés d'un pilote automatique S-TEC System
Thirty. Ce système de pilote automatique à deux axes reçoit les
entrées de commandes d'axe de roulis d'un indicateur de virage
électrique intégral et les renseignements d'altitude d'un transducteur
d'altitude connecté au système statique de Pitot. Le programmateur,
l'ordinateur-amplificateur de roulis et les annonciateurs de servo sont
contenus entièrement dans le boîtier de l'indicateur de virage. Le
bouton de commande multifonctions, au coin supérieur gauche de
l'indicateur de virage, permet la sélection de mode, le désengagement
et les fonctions de commande de virage. Un ordinateur de tangage
séparé fournit les fonctions de maintien de ALT. Le pilotage en roulis
est accompli par des commandes de direction de l'autopilote sur le
moteur de compensateur d'ailerons et la cartouche à ressorts. La
commande de tangage pour le maintien de l'altitude est accomplie par
des commandes de l'ordinateur de tangage sur le servo de gouverne
de profondeur. Caractéristiques de l'autopilote S-Tec System Thirty
• Stabilisation de roulis ;
• Commande de virage ;
• Suivi de NAV/LOC/GPS, sensibilité haute et basse (HI et LO) ;
• Maintien de l'altitude et
• Pilotage par GPS (GPSS) pour obtenir des virages plus
réguliers sur un cap ou pendant le suivi d'un cap.
Un convertisseur de GPSS séparé fournit le pilotage en roulis par
GPS au pilote automatique. Un bouton de GPSS/HDG permet à
l'utilisateur de passer du mode de cap (HDG) au mode de pilotage en
roulis et inversement. En mode de cap, le pilote automatique répond
au curseur de cap (HDG) de l'indicateur de situation horizontale. En
mode de GPSS, le pilote automatique répond au commandes de
pilotage en roulis du navigateur en GPS.
Consulter le manuel d'utilisation du pilote automatique S-TEC System
Thirty (n° de référence 8777), daté février 1999 ou plus récent, et le
supplément applicable du manuel d'utilisation de l'avion, pour obtenir
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Publication Initiale
7-77
Cirrus Design
Description de l’avion et de ses systèmes
Section 7
SR22
une description plus complète du pilote automatique, de ses modes de
fonctionnement et des procédures d'utilisation détaillées.
Consulter le manuel d'utilisation du convertisseur du système de
pilotage avec GPS (GPSS) GPSS-TEC-Meggit,(n° de référence
8799), daté février 1999 ou plus récent, et le supplément applicable du
manuel d'utilisation de l'avion, pour obtenir une description plus
complète du convertisseur GPSS, de ses modes de fonctionnement et
des procédures d'utilisation supplémentaires.
Configuration d'avionique B
Ces avions sont équipés d'un pilote automatique S-TEC System 55X
Autopilot avec sélecteur et avertisseur d'altitude. Le pilote automatique
System 55X est un système de pilote automatique à deux axes. Le
système comprend un programmateur-ordinateur de guidage de vol,
un sélecteur et avertisseur d'altitude, un transducteur d'altitude, un
indicateur de virage et un indicateur de situation horizontale. La
sélection de mode et la sélection de vitesse verticale sont faites sur le
panneau de programmateur-ordinateur. Le sélecteur et l'avertisseur
d'altitude permettent au pilote de sélectionner des altitudes, des
vitesses ascensionnelles ou de descente que le pilote automatique
doit utiliser. Il est possible d'utiliser un bouton sur chaque poignée de
manche de commande pour désengager le pilote automatique. Le
pilote automatique fait les changements de roulis par l'intermédiaire
du moteur de compensateur des ailerons et de la cartouche à ressort
et fait les changements de tangage pour maintenir l'altitude
sélectionnée maintenue par l'intermédiaire de l'actionneur du servo de
tangage. Le pilote automatique fonctionne avec du courant continu de
28 V fourni par le disjoncteur de 5 A, AUTOPILOTE, sur la barre
omnibus essentielle. Caractéristiques de l'autopilote S-Tec System
55X
• Maintien et commande du cap ;
• Suivi du NAV/LOC/GPS/GS, sensibilité haute et basse et
interception automatique de route à 45° ;
• Sélection de l'altitude et de la vitesse ascensionnelle et de
descente ;
• Maintien et commande de l'altitude ;
• Maintien et commande de la vitesse verticale et
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SR22
Section 7
Description de l’avion et de ses systèmes
• Pilotage par GPS (GPSS) pour obtenir des virages plus
réguliers sur un cap ou pendant le suivi d'un cap.
Consulter le manuel d'utilisation du pilote automatique S-Tec System
Fifty-Five X, n° de référence 87109, daté le 8 novembre 2000 ou une
révision ultérieure, pour obtenir les procédures d'utilisation détaillées
et la description des modes mis en oeuvre. Le manuel d'utilisation du
System 55X contient aussi des procédures détaillées pour accomplir
le suivi de cap en GPS et VOR, les trajectoires d'alignement de piste
avant et arrière, et le suivi de l'alignement de descente.
Consulter le manuel d'utilisation du sélecteur et de l'avertisseur S-Tec
(n° de référence 0140), n° de référence 8716 (sans révision ou plus
récent) pour obtenir les procédures d'utilisation détaillées et la
description détaillée des modes d'utilisation du sélecteur et
avertisseur d'altitude.
Ecran de vol primaire de configuration d'avionique
Ces avions sont équipés d'un pilote automatique S-TEC System 55X.
Le pilote automatique System 55SR est un système de pilote
automatique à deux axes. Le système comprend un programmateurordinateur de guidage de vol et un transducteur d'altitude. La sélection
de mode et la sélection de vitesse verticale sont faites sur le panneau
de programmateur-ordinateur. Il est possible d'utiliser un bouton sur
chaque poignée de manche de commande pour désengager le pilote
automatique. Le pilote automatique fait les changements de roulis par
l'intermédiaire du moteur de compensateur des ailerons et de la
cartouche à ressort et fait les changements de tangage pour la
présélection et le maintien de l'altitude, par l'intermédiaire de
l'actionneur du servo de tangage. Le pilote automatique fonctionne
avec du courant continu de 28 V fourni par le disjoncteur de 5 A,
AUTOPILOTE, sur la barre omnibus essentielle. Caractéristiques de
l'autopilote S-Tec System 55X
• Maintien et commande du cap ;
• Suivi du NAV/LOC/ /GS, sensibilité haute et basse, pilotage
latéral et interception automatique de route à 45° ;
• Maintien et commande de l'altitude ;
• Maintien et commande de la vitesse verticale.
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Description de l’avion et de ses systèmes
Section 7
SR22
Consulter le manuel d'utilisation du pilote automatique S-Tec System
Fifty-Five X, n° de référence 87109, daté le 8 novembre 2000 ou une
révision ultérieure, pour obtenir les procédures d'utilisation détaillées
et la description des modes mis en oeuvre. Le manuel d'utilisation du
System 55X contient aussi des procédures détaillées pour accomplir
le suivi de cap en GPS et VOR, les trajectoires d'alignement de piste
avant et arrière et le suivi de l'alignement de descente.
Système audio
Le dispositif de commande audio du Garmin GMA 340, dans la
console centrale, fournit l'amplification du son, la sélection de l'audio,
la commande des markers et un système d'interphone à commande
vocale pour le haut-parleur de la cabine, les casques et les
microphones.
Le système permet la commutation entre trois
émetteurs-récepteurs (COM 1, COM 2 et COM 3) et cinq récepteurs
(NAV 1, NAV2, ADF, DME et MKR). En plus, deux sorties audio sans
interrupteur sont présentes, pour sonnerie de téléphone et alarme
d'altitude. Il existe des sorties supplémentaires pour deux appareils de
loisirs personnels. Des boutons-poussoirs permettent de sélectionner
la source de réception audio envoyée aux casques. Un mode à sûreté
intégrée connecte le casque et le microphone du pilote à COM 1 en
cas d'élimination de l'alimentation électrique ou si le sélecteur Mic est
à la position d'arrêt (OFF).
Installation du casque et du microphone
L'avion est équipé pour utiliser quatre casques suppresseurs de bruit
avec microphone intégré. Les casques à microphone avant utilisent
des interrupteurs pression-parole (PTT) placés en haut de la poignée
du manche de commande associée. Les casques arrière n'ont pas la
capacité d'émission sur COM et n'ont donc pas besoin d'interrupteurs
PTT. Les prises de microphone (MIC), de casque et de suppresseur
automatique de bruit (ANR) pour le pilote et le passager avant sont
placés dans le vide-poches et des prises similaires pour les passagers
arrière sont placées dans la portion arrière de la console centrale.
L'audio pour les quatre casques est commandée par les sélecteurs
audio individuels sur le panneau de commande audio et le volume est
ajusté au moyen des commandes de volume du récepteur
sélectionné.
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Section 7
Description de l’avion et de ses systèmes
Prise d'entrée audio
Deux prises d'entrée audio sont installées dans la portion arrière de la
console centrale. Une prise est placée près de la prise de courant de
service pour utilisation par le pilote et le passager avant et l'autre est
placée plus en arrière, près des prises d'alimentation d'ANR pour les
passagers arrière. Il est possible d'utiliser ces prises pour brancher
des appareils de loisir personnels, tels que des radios portables, des
lecteurs de cassettes ou de disques compacts. Le volume du son
venant de ces prises est ajusté par l'appareil de loisir individuel qui y
est branché.
Affichage multifonctions
Cet avion est équipé de l'affichage multifonctions Avidyne FlightMax
EX-Series. L'affichage à défilement cartographique de chaque
appareil fournit des informations visuelles de la position GPS de
l'avion par rapport à un défilement cartographique. Ces
renseignements supplémentent l'écart de route de l'indicateur d'écart
de route (CDI) ou de l'indicateur de situation horizontale et ne sont
donnés qu'à titre indicatif. En plus, le défilement cartographique ne
doit pas être utilisé comme instrument de navigation primaire.
L'affichage multifonctions Avidyne FlightMax EX-Series est un
affichage à cristaux liquides à matrice active (AMLCD) de 10,4 pouces
intégré à un appareil de commande d'affichage (CDU) qui affiche la
position actuelle de l'avion et le suit contre un défilement
cartographique. Le contrôleur central est alimenté en courant continu
de 28 V par l'intermédiaire d'un disjoncteur de 5 A, MFD, sur la barre
omnibus non essentielle d'avionique.
L'affichage multifonctions EX Series peut exécuter les fonctions
suivantes :
• Créer et afficher un défilement cartographique en fonction des
données de position du GPS, avec obstacles et terrain.
• Afficher le cap et la distance des coups de foudre du détecteur
d'orages Stormscope®.
•
Afficher les renseignements sur le trafic et les alertes possibles
de Skywatch® (EX5000C seulement).
• Afficher un plan de vol GPS en fonctions des données entrées
par le pilote.
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Cirrus Design
Description de l’avion et de ses systèmes
Section 7
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• Afficher des listes de vérifications normales ou d'urgence, ainsi
que des données de fonctionnement.
• Affichage des données de navigation, vitesse au sol et route,
par exemple.
Le pilote peut configurer l'affichage à défilement cartographique. Voici
quelques caractéristiques de configuration.
• Sélection de mode route en haut ou nord en haut.
• Sélection de l'échelle de la carte.
• Sélection des caractéristiques de terrain, aéroport et espace
aérien à statut spécial, par exemple, et sélection du contraste
des couleurs du terrain.
• Sélection et affichage des données du voyage en provenance
du GPS.
Navigation par GPS
La base de données de navigation Jeppesen donne accès aux
données pour les aéroports, les approches, les départs normalisés
aux instruments (SID), les arrivées normalisées en région terminale
(STAR), VOR, NDB, les intersections, les altitudes minimales de
sécurité, les avis pour espaces aériens contrôlés et les fréquences.
Des bases de données pour l'Amérique du Nord et internationales
sont offertes. Les renseignements des bases de données sont fournis
sur une carte qui doit être insérée dans la fente pour carte de
l'appareil GPS. Des renseignements pour les abonnements sont
fournis dans la brochure d'abonnement fournie avec chaque système.
Configuration d'avionique A
L'avion est équipé de deux navigateurs GPS. Le Garmin GNS 430 est
désigné GPS 1 et le Garmin GNS 420 est désigné GPS 2. Les deux
navigateurs Garmin GPS sont homologués pour vol IFR. L'appareil
primaire, désigné GPS 1, est accouplé à l'indicateur de situation
horizontale, au pilote automatique et à l'affichage multifonctions de
l'avion. L'appareil secondaire, désigné GPS 2, est accouplé à
l'indicateur d'écart de route de l'avion.
Les navigateurs GPS sont capables de fournir la navigation IFR en
route, aux terminaux et aux approches, avec une précision de position
de moins de 15 mètres. Chaque navigateur GPS utilise le réseau de
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Cirrus Design
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Section 7
Description de l’avion et de ses systèmes
satellites du système mondial de localisation (GPS) pour obtenir la
position de l'avion (longitude, latitude et altitude) et un numériseur
d'altitude pour améliorer les calculs d'altitude.
L'antenne du GPS1 se trouve au-dessus de la garniture du pavillon,
sur l'axe de l'avion. L'antenne du GPS2 se trouve sous l'auvent et
derrière l'affichage multifonctions. Toutes les commandes et les
fonctions des navigateurs GPS sont accessibles au moyen des
panneaux avant des récepteurs de GPS qui se trouvent dans la
console centrale. Les panneaux comprennent les touches de
fonctions, les interrupteurs d'alimentation, les annonciateurs de
messages (MSG) et de navigation (NAV), un affichage couleur à
cristaux liquides (GNS 430), deux sélecteurs concentriques sur
chaque panneau et une fente pour carte de Jeppesen NavData dans
chaque panneau. Les affichages sont lisibles de jour et l'éclairage est
réduit automatiquement pour utilisation à bas niveau de lumière. Le
navigateur GPS primaire est alimenté en courant continu de 28 V par
les disjoncteurs de 5 A, GPS 1, et de 7,5 A, COM 1, sur la barre
omnibus essentielle d'avionique. Le navigateur GPS primaire est
alimenté en courant continu de 28 V par les disjoncteurs de 5 A, GPS
2 et de 7,5 A, COM 2 sur la barre omnibus non essentielle d'avionique.
Configuration d'avionique B et écran de vol primaire
L'avion est équipé de deux navigateurs GPS. Les deux Garmin GNS
430 sont désignés GPS 1 et GPS 2. Les deux navigateurs Garmin
GPS sont homologués pour vol IFR. L'appareil primaire, désigné GPS
1, est accouplé à l'indicateur de situation horizontale ou écran de vol
primaire, au pilote automatique et à l'affichage multifonctions de
l'avion. L'appareil secondaire, désigné GPS 2, est accouplé à
l'indicateur d'écart de route ou écran de vol primaire de l'avion.
Les navigateurs GPS sont capables de fournir la navigation IFR en
route, aux terminaux et aux approches, avec une précision de position
à moins de 15 mètres. Chaque navigateur GPS utilise le réseau de
satellites du système mondial de localisation (GPS) pour obtenir la
position de l'avion (longitude, latitude et altitude) et un numériseur
d'altitude pour améliorer les calculs d'altitude.
L'antenne du GPS1 se trouve au-dessus de la garniture du pavillon,
sur l'axe de l'avion. L'antenne du GPS2 se trouve sous l'auvent et
derrière l'affichage multifonctions. Toutes les commandes et les
fonctions des navigateurs GPS sont accessibles au moyen des
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Cirrus Design
Description de l’avion et de ses systèmes
Section 7
SR22
panneaux avant des récepteurs de GPS qui se trouvent dans la
console centrale. Les panneaux comprennent les touches de
fonctions, les interrupteurs d'alimentation, les annonciateurs de
messages (MSG) et de navigation (NAV), un affichage couleur à
cristaux liquides (GNS 430), deux sélecteurs concentriques sur
chaque panneau et une fente pour carte de Jeppesen NavData dans
chaque panneau. Les affichages sont lisibles de jour et l'éclairage est
réduit automatiquement pour utilisation à bas niveau de lumière. Le
navigateur GPS primaire est alimenté en courant continu de 28 V par
les disjoncteurs de 5 A, GPS 1, et de 7,5 A, COM 1, sur la barre
omnibus essentielle d'avionique. Le navigateur GPS primaire est
alimenté en courant continu de 28 V par les disjoncteurs de 5 A, GPS
2 et de 7,5 A, COM 2 sur la barre omnibus non essentielle d'avionique.
Emetteurs-récepteurs de communication (COM)
Configuration d'avionique A, B et écran de vol primaire
Deux émetteurs-récepteurs (COM) de communication VHF sont
installés pour permettre les communications VHF. Les émetteursrécepteurs et leurs commandes intégrées sont montés dans les
appareils Garmin GNS 430 et GNC 420. Les émetteurs-récepteurs
reçoivent toutes les transmissions de communications VHF à bande
étroite et à large bande transmises, à portée, à une fréquence
sélectionnée. Les antennes reçoivent les signaux et envoient les
signaux de communications aux émetteurs-récepteurs qui numérisent
le signal acoustique de communication. L'audio numérisée est alors
envoyée à la commande audio pour distribution aux hauts-parleurs et
aux casques.
COM 1 - Le Garmin GNS 430 supérieur est désigné COM 1. Le
panneau de commande Garmin GNS 430 fournit, au moyen d'un
bouton, l'indication de fréquence active et en attente de l'émetteurrécepteur COM 1 et la sélection de la fréquence. L'émetteur-récepteur
COM 1 permet le fonctionnement sur 720 canaux (à intervalles de 25
kHz) ou 2 280 canaux à intervalles de 8,33 kHz) dans une plage de
fréquence de 118,000 à 136,975 MHz. L'antenne de COM 1 se trouve
au-dessus de la cabine, sur l'axe de l'avion.Le courant continu de 28 V
pour l'émetteur-récepteur COM 1 est commandé par l'interrupteur
principal d'avionique sur la panneau d'interrupteurs de la traverse et
est fourni par le disjoncteur de 7,5 A, COM 1, sur la barre omnibus
essentielle d'avionique.
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Cirrus Design
SR22
Section 7
Description de l’avion et de ses systèmes
COM 2 - Le Garmin GNS 420 inférieur est désigné NAV 2. Le
panneau de commande Garmin GNS fournit l'indication de fréquence
active et en attente de l'émetteur-récepteur COM 2 et la sélection de la
fréquence au moyen d'un bouton. L'émetteur-récepteur COM 2
permet le fonctionnement sur 720 canaux (à intervalles de 25 kHz) ou
2 280 canaux (à intervalles de 8,33 kHz) dans une plage de fréquence
de 118,000 à 136,975 MHz. L'antenne de COM 2 se trouve sous la
cabine, sur l'axe de l'avion.Le courant continu de 28 V pour l'émetteurrécepteur COM 2 est commandé par l'interrupteur principal
d'avionique sur la panneau d'interrupteurs de la traverse et est fourni
par le disjoncteur de 7,5 A, COM 2, sur la barre omnibus non
essentielle d'avionique.
Récepteur de navigation (Nav)
Configuration d'avionique A
L'avion est équipé d'un récepteur NAV intégré aux navigateurs GPS
Garmin GNS 430 (le GNS 420 n'incorpore pas de récepteur NAV).
Monté dans l'emplacement de radio supérieur, cet appareil est
désigné NAV 1. Le GNS 430 a la capacité pour radiophare
omnidirectionnel et alignement de piste VHF (VOR/LOC). Le récepteur
VOR/LOC reçoit le VOR/LOC sur une plage de fréquence de 108,000
à 117,950 Mhz, à intervalles de 50 kHz. Le GNS 430 a la capacité
pour l'alignement de descente. Le radioalignement de descente est
reçu entre 329,150 et 335,000 MHz, à intervalles de 150 kHz. Les
récepteurs et les commandes intégrées sont montés dans l'affichage
de commande du Garmin GNS 430. Les commandes du récepteur
fournissent une indication de la fréquence active et en attente, une
mémorisation des fréquences et une sélection de fréquence par
bouton. Une sortie audio IDENT pour VOR et LOC est fournie au
système audio. L'antenne de navigation, montée sur le plan fixe
vertical, fournit le signal de VOR et de LOC pour les deux récepteurs
de navigation (NAV).
NAV 1 ÷ Le Garmin GNS 430 supérieur est désigné NAV 1.Le courant
continu de 28 V pour le récepteur de navigation est commandé par le
commutateur principal d'avionique sur le panneau de commutateurs
de la traverse et est fourni par le disjoncteur de 5 A, GPS 1, sur la
barre omnibus essentielle d'avionique.
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Publication Initiale
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Cirrus Design
Description de l’avion et de ses systèmes
Section 7
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Configuration d'avionique B et écran de vol primaire
L'avion est équipé de deux récepteurs NAV intégrés aux navigateur
GPS Garmin GNS 430, L'appareil supérieur est désigné NAV 1 et
l'appareil inférieur est désigné NAV 2. Les commandes du récepteur
Nav sont intégrées aux commandes du Garmin GNS monté sur la
console centrale. Chaque appareil a la capacité pour radiophare
omnidirectionnel et alignement de piste VHF (VOR/LOC). Le récepteur
VOR/LOC reçoit le VOR/LOC sur une plage de fréquence de 108,000
à 117,950 MHz, à intervalles de 50 kHz. Le GNS 430 a la capacité
pour l'alignement de descente. Le radioalignement de descente est
reçu entre 329,150 et 335,000 MHz, à intervalles de 150 kHz. Les
commandes du récepteur fournissent une indication de la fréquence
active et en attente, un stockage de fréquence en mémoire et une
sélection de la fréquence par bouton. Une sortie audio IDENT pour
VOR et LOC est fournie au système audio. L'antenne de navigation,
montée sur le plan fixe vertical, fournit le signal de VOR et de LOC
pour les deux récepteurs de navigation (NAV).
NAV 1 ÷ Le Garmin GNS 430 supérieur est désigné NAV 1.Le courant
continu de 28 V pour le récepteur de navigation est commandé par le
commutateur principal d'avionique sur le panneau de commutateurs
de la traverse et fourni par le disjoncteur de 5 A, GPS 1, sur la barre
omnibus essentielle d'avionique.
NAV 2 ÷ Le Garmin GNS 430 inférieur est désigné NAV 2.Le courant
continu de 28 V pour le récepteur de navigation est commandé par
l'interrupteur principal d'avionique sur la panneau d'interrupteurs de la
traverse et est fourni par le disjoncteur de 5 A, GPS 2, sur la barre
omnibus non essentielle d'avionique.
Transpondeur
L'avion est équipé d'un seul transpondeur Garmin GTX 327 ATC Mode
C (identification et altitude), avec capacité de squawk. Le système de
tranpondeur comprend un appareil de commande d'émetteurrécepteur, une antenne et un numériseur d'altitude. Le récepteurémetteur reçoit les interrogations d'un émetteur de radar secondaire
au sol et transmet ensuite au centre de circulation aérienne
interrogeant. Les renseignements d'altitude numérisés, fournis par un
numériseur d'altitude (codeur), sont branchés sur le système de
statique de l'avion. Le transpondeur et les commandes intégrées sont
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Section 7
Description de l’avion et de ses systèmes
montées dans la console centrale. La commande du transpondeur
fournit un affichage actif de code, la sélection de code, le bouton
IDENT et les fonctions d'essais. Une touche de fonction (FUNC)
permet de sélectionner les modes d'altitude-pression, de durée du vol,
de chronomètre et de compte à rebours. L'affichage est lisible de jour
et l'éclairage est réduit manuellement par l'opérateur au moyen de la
commande d'intensité de l'éclairage INST sur la traverse du tableau de
bord. L'antenne du transpondeur est montée sur le dessous du
fuselage, juste derrière la cloison pare-feu.Le courant continu de 28 V
pour le transpondeur est commandé par l'interrupteur principal
d'avionique, sur le panneau d'interrupteurs de la traverse.Le courant
continu de 28 V pour le récepteur, l'émetteur et le codeur d'altitude est
fourni par le disjoncteur de 2 A, ENCODER/XPONDER, sur la barre
omnibus non essentielle d'avionique.
Radiobalise de détresse
L'avion est équipé d'une radiobalise de détresse (ELT) autonome. La
radiobalise et l'antenne sont installées immédiatement derrière la
cloison arrière de la cabine, à la droite de l'axe de l'avion.
L'interrupteur principal de la radiobalise, identifié marche, arrêt, armé
(ON-OFF-ARMED) sur la radiobalise est en position armée pour le
fonctionnement normal. Une télécommande et un panneau indicateur
sont installés immédiatement sous le panneau de disjoncteurs. La
radiobalise est montée longitudinalement dans l'avion afin de détecter
une décélération supérieure à 3,5 ft/s. En cas de détection d'une
décélération rapide, la radiobalise transmet sur la bande VHF,
alternativement sur 121,5 MHz et 243,0 MHz, environ toutes les 0,5
secondes. La radiobalise et l'antenne portable qui y est connectée,
sont accessibles, à la base de la cloison de la soute à bagages. Il est
possible de sortir la radiobalise de l'avion et de l'utiliser comme
dispositif de positionnement individuel, s'il est nécessaire de quitter
l'avion après un accident. Huit piles alcalines R20 (D), dans la
radiobalise, alimentent l'émetteur de la radiobalise. Il faut remplacer
les piles aux intervalles spécifiés, à la date imprimée sur les piles
(consulter le manuel d'entretien de l'avion SR22).
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Description de l’avion et de ses systèmes
Section 7
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Télécommande et panneau indicateur de la radiobalise
La télécommande et le panneau indicateur de la radiobalise, situés
directement sous le panneau de disjoncteurs, fournissent les fonctions
d'essai et d'affichage de mauvais fonctionnement de la radiobalise. Le
panneau contient un bouton identifié ON (marche), un bouton identifié
RESET (réarmer) et un voyant DEL rouge. Le voyant rouge clignote
quand la radiobalise transmet. Le bouton de marche (ON) est utilisé
pour faire l'essai de l'appareil conformément aux procédures du
manuel d'entretien. Il est possible d'utiliser le bouton RESET (réarmer)
pour annuler toute transmission accidentelle. Une pile au lithium de
6 V, montée dans le panneau, alimente le voyant. l faut remplacer la
pile à intervalles réguliers (consulter le manuel d'entretien de l'avion) .
En cas d'accident
1. Vérifier que le voyant rouge de la radiobalise, sur le panneau de
commande, clignote.
2. Si possible, obtenir accès à la radiobalise, comme indiqué plus
bas, et mettre le commutateur principal de la radiobalise sur ON
(marche).
Utilisation portable de la radiobalise
a. Déposer la trappe d'accès au centre arrière de la soute à
bagages.
b.
Débrancher le fil de l'antenne fixe de l'avant de l'appareil.
c.
Débrancher le fil de la télécommande et du voyant.
d. Desserrer les sangles de montage et enlever la radiobalise et
l'antenne portable.
e. Brancher l'antenne portable à la prise d'antenne sur l'avant de
l'appareil.
f.
Mettre le commutateur principal sur ON (marche).
g. Tenir l'antenne verticale, autant que possible.
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Section 7
Description de l’avion et de ses systèmes
Horamètre
L'avion est équipé d'un horamètre pour totaliser les heures de
fonctionnement du moteur. L'horamètre est placé dans le videpoches, entre le siège du pilote et celui du copilote. L'horamètre
totalise les heures quand l'interrupteur BAT 1 est sur ON (marche) et
l'interrupteur ALT 1 ou ALT 2 est sur ON (marche). Le courant continu
en 28 V pour l'horamètre est fourni par un disjoncteur de 5 A, ENGINE
INST, sur la barre omnibus principale 1.
Horloge numérique
L'avion est équipé d'une horloge numérique de 2¼ in Davtron M803,
placée dans le tableau de bord gauche, immédiatement à l'extérieur
de l'indicateur de vitesse. L'horloge affiche l'heure en temps universel
(UT), l'heure locale (LT), le temps écoulé (ET), la température
extérieure (OAT) en ⎦C ou ⎦F, et les fonctions de voltmètre. Il est
possible de sélectionner toutes les caractéristiques et fonctions en
utilisant les boutons de commande sur le cadran de l'horloge.
L'horloge reçoit le signal de température extérieure de la sonde de
température installée immédiatement en avant de la porte du pilote.
L'horloge fonctionne en courant continu de 28 V fourni par le
disjoncteur de 5 A, ENGINE INST, sur la barre omnibus principale 1.
Le circuit de veille est alimenté par un fusible de 5 A branché à la
barre omnibus de distribution principale de l'avion dans le contrôleur
central (MCU). Une pile R6 (AA) remplaçable est installée pour fournir
une réserve maximale de 3 ans.
Touches SEL et CTL
Il faut utiliser les touches de sélection et de commande (SEL et CTL)
sous l'affichage pour avoir accès à toutes les fonctions d'affichage et
de réglage d'heure. A la mise sous tension, l'horloge affiche l'heure
universelle (UT). Appuyer 3 fois sur la touche Select pour afficher
l'heure locale (LT) et le temps écoulé (ET), l'un après l'autre. Appuyer
sur cette touche de nouveau pour revenir au temps universel.
Réglage du temps universel ou local
Utiliser la touche SEL pour sélectionner le temps universel (UT) ou
local (LT), selon le cas. Appuyer simultanément sur les touches Select
et CTL (les dizaines d'heures clignotent). Appuyer sur la touche CTL
plusieurs fois, selon le besoin, pour faire avancer le chiffre à la valeur
P/N 13772-001
Publication Initiale
7-89
Cirrus Design
Description de l’avion et de ses systèmes
Section 7
SR22
désirée. Appuyer sur la touche SEL pour sélectionner la valeur
suivante à régler. Après voir réglé toutes les valeurs, appuyer de
nouveau sur la touche SEL pour retourner au mode normal.
Durée du vol (FT)
L'option de durée du vol (FT) n'est pas offerte dans cette installation.
En cas de sélection de FT, " zéro » est affiché.
Temps écoulé (ET)
Il est possible d'utiliser le mode ET (temps écoulé) en mode de
chronométrage ou de compte à rebours.
Chronométrage
1. Sélectionner ET à l'aide de la touche SEL et
2. Appuyer sur la touche CTL pour activer le chronomètre. Le
chronomètre compte jusque 59 minutes et 59 secondes et passe
alors en heures et minutes. Appuyer sur la touche CTL pour
remettre le chronomètre à zéro.
Compte à rebours
1. Sélectionner ET à l'aide de la touche SEL ;
2. Entrer un temps à compter à rebours en utilisant la technique
utilisée pour le réglage de l'heure universelle ou locale (temps
maximal possible, 59 minutes et 59 secondes) ;
3. Appuyer sur la touche SEL pour sortir du mode de réglage et
4. Appuyer sur la touche CTL pour lancer le compte à rebours. A
zéro, l'alarme sonne et l'affichage clignote. Appuyer sur SEL ou
CTL pour désactiver l'alarme.
Mode d'essai
Pour entrer en mode d'auto-vérification, appuyer sur la touche SEL
pendant 3 secondes. L'affichage indique « 88:88 » et les quatre
affichages (UT, LT, FT, ET) apparaissent.
7-90
P/N 13772-001
Publication Initiale
Cirrus Design
SR22
Section 7
Description de l’avion et de ses systèmes
Touche OAT - VOLTS
La touche rouge OAT-VOLTS est utilisée pour afficher la température
extérieure et la tension de la barre omnibus principale de l'avion.
Quand l'avion est mis hors circuit, l'affichage supérieur affiche la
tension de la pile de secours de l'horloge. A la mise sous tension, la
tension de la barre omnibus principale de l'avion est affichée. Appuyer
sur la touche pour afficher la température extérieure en °F. Appuyer de
nouveau sur la touche pour afficher la température extérieure en °C.
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Publication Initiale
7-91
Cirrus Design
Description de l’avion et de ses systèmes
Section 7
SR22
Système de parachute d'avion Cirrus
Le SR22 est équipé d'un système de parachute d'avion Cirrus (Cirrus
Airplane Parachute System ; CAPS) conçu pour amener au sol l'avion
et ses occupants en cas d'urgence constituant un danger de mort. Le
système est conçu pour sauver la vie des occupants, mais risque de
détruire l'avion et peut, dans certaines circonstances, causer des
blessures graves ou la mort des occupants. A cause de cela, il est
important de lire soigneusement la description du système de CAPS
dans cette section, la section 3 Procédure d'urgence et la section 10,
Sécurité afin de déterminer quand et comment utiliser ce système.
• MISE EN GARDE •
Aucune alimentation électrique n'est nécessaire pour
l'activation du système de parachute et celui-ci peut être
activé à n'importe quel moment. La trajectoire de la fusée à
combustible solide est dirigée vers le haut en provenance du
couvercle du parachute. Quand l'avion est occupé, il faut se
tenir à l'écart de la capsule du parachute. Il ne faut pas laisser
les enfants dans l'avion sans surveillance.
Description du système
Le système de CAPS comprend un parachute, une fusée à
combustible solide pour déployer le parachute, une poignée
d'activation de la fusée et un harnais intégré à la structure du fuselage.
Un boîtier composite contenant le parachute et une fusée à
combustible solide est montée sur la structure de l'avion,
immédiatement en arrière de la cloison de la soute à bagages. Le
boîtier est couvert et protégé des éléments par un couvercle
composite mince.
Le parachute est contenu dans un sac de déploiement qui active la
séquence de déploiement et de gonflage. Le sac de déploiement crée
une séquence d’ouverture ordonnée en permettant à la voilure de se
gonfler uniquement après l'établissement de la tension des suspentes
du parachute par le propulseur.
Le parachute proprement dit a une voilure ronde de 2 400 pieds
carrés avec un glisseur, un panneau de toile annulaire avec un
diamètre beaucoup moins grand que le diamètre de la voilure ouverte.
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Publication Initiale
Cirrus Design
SR22
Section 7
Description de l’avion et de ses systèmes
Le glisseur est équipé d'oeillets distribués sur son diamètre. Les
suspentes de la voilure passent à travers ces oeillets de manière à
permettre au glisseur de se déplacer librement sur les suspentes.
Puisque le glisseur est placé en haut des suspentes, près de la
voilure, au commencement de la séquence de déploiement, le glisseur
limite le diamètre initial du parachute et le taux d'épanouissement du
parachute. La voilure s'épanouit alors que la glissière descend le long
des suspentes.
Un harnais à trois points relie la structure du fuselage de l'avion au
parachute. La sangle arrière du harnais est rangée dans la capsule du
parachute et est attachée à la structure, à la cloison arrière de la soute
à bagages. Les sangles avant du harnais passent de la capsule aux
points d'attache de la cloison pare-feu, juste sous la surface du
revêtement du fuselage. Quand le parachute se déploie, les sangles
avant du harnais passent à travers le revêtement du fuselage, de la
capsule aux points d'attache avant.
Poignée d'activation
Le système de CAPS est activé en tirant sur la poignée en té
d'activation du système de CAPS installée dans le plafond de la
cabine, sur l'axe de l'avion, juste au-dessus de l'épaule droite du
pilote. Un couvercle recouvert d'une affiche, tenu en place avec des
attaches adhésives, couvre la poignée en té et empêche les
manoeuvres abusives de la commande. Pour enlever le couvercle,
tirer sur la languette noire, au bord avant du couvercle.
Tirer sur la poignée d'activation pour activer la fusée et lancer la
séquence de déploiement du système de CAPS. Pour activer la fusée,
deux événements séparés doivent avoir lieu.
1. Sortir la poignée d'activation de son support. Tirer sur la poignée
en té pour la sortir du joint torique qui la maintient en place et
éliminer le mou du câble, (environ 5 cm (2 pouces) de câble sont
exposés). Après avoir éliminé le mou, la poignée arrête de se
déplacer et il faut une force plus élevée pour activer la fusée.
2. Prendre la poignée à deux mains et tirer tout droit vers le bas,
avec une force élevée, continue et régulière jusqu'à l'activation de
la fusée. Il est préférable de tirer comme sur une barre de traction.
Il faut une force d'environ 20 kg (45 lb) pour activer la fusée. La
force la plus élevée est nécessaire quand le câble arme et relâche
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Publication Initiale
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Cirrus Design
Description de l’avion et de ses systèmes
Section 7
SR22
le percuteur d'allumage de la fusée. Quand le percuteur est
actionné, deux amorces se percutent, allumant le carburant de la
fusée.
• Nota •
Tirer rapidement sur la poignée d'activation ou par a-coups
augmente de façon appréciable la force nécessaire pour
activer la fusée.
Essayer d'activer la fusée en poussant la poignée d'activation
vers l'avant et le bas limite la force qui peut être appliquée.
Tirer sur la poignée tout droit et vers le bas crée la plus
grande force.
Une goupille de sécurité d'entretien est fournie pour assurer que
personne ne tire sur la poignée d'activation pendant une intervention
d'entretien ou tout autre intervention au sol. La goupille est insérée
dans le dispositif de retenue et le fût, verrouillant la poignée en
position de « sécurité ». Une banderole « Remove Before Flight »
(enlever avant le vol) est attachée à la goupille.
• MISE EN GARDE •
Après l'intervention d'entretien ou quand le système a été mis
en mode de sécurité, l'opérateur doit vérifier que la goupille a
été enlevée avant le vol suivant.
Caractéristiques de déploiement
Quand la fusée est lancée, le parachute est extrait vers l'extérieur par
la force de la fusée et vers l'arrière par la force du vent. En deux
secondes environ, le parachute commence à s’ouvrir.
Quand l'air commence à remplir la voilure, l'avance de l'avion est
réduite de manière importante. Cette décélération diminue avec la
vitesse, mais dans tous les cas, dans l'enveloppe du parachute, elle
doit être inférieure à 3 g. Pendant la décélération, l'avion peut se
cabrer légèrement, particulièrement à vitesse élevée ; cependant, la
sangle de suspension arrière est intentionnellement freinée pour éviter
une assiette en cabré excessive. Après une assiette en cabré, le nez
descend graduellement jusqu'à ce que l'avion soit suspendu en
assiette légèrement en piqué sous la voilure.
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Publication Initiale
Cirrus Design
SR22
Section 7
Description de l’avion et de ses systèmes
Huit secondes après le déploiement, le câble de freinage de la sangle
arrière est coupé et la queue de l'avion descend à son attitude finale,
approximativement horizontale. Une fois stabilisé dans cette attitude,
l'avion peut faire des embardées ou se balancer légèrement,
suspendu sous le parachute. La vitesse de descente est entre 1 600
et 1 800 pieds par minute avec une vitesse latérale égale à la vélocité
du vent de surface. En plus, les vents de surface peuvent continuer à
traîner l'avion après l'impact avec le sol.
• Attention •
Il est estimé que l'impact avec le sol est équivalent à une
chute d'une hauteur d'environ 3 mètres (10 pieds). Bien que la
cabine, les sièges et le train d'atterrissage sont conçus pour
résister à ces contraintes, les occupants doivent s'y préparer
conformément à la procédure de déploiement du système de
CAPS de la section 3, Procédures d'urgence.
• Nota •
Le système de CAPS est conçu pour fonctionner dans
diverses attitudes de l'avion, y compris les vrilles. Cependant,
le déploiement à une attitude autre qu'un vol horizontal peut
entraîner des caractéristiques de déploiement autres que
celles décrites plus haut.
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Publication Initiale
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Cirrus Design
Description de l’avion et de ses systèmes
Section 7
SR22
Intentionnellement laissé en blanc
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Cirrus Design
SR22
Section 8
Manoeuvres, entretien et maintenance
Section 8
Manoeuvres, entretien et
maintenance
Table des matières
Introduction ..................................................................................... 8-3
Publications pour l'utilisateur........................................................... 8-3
Publications d'entretien................................................................ 8-3
Commande des publications ....................................................... 8-4
Dossiers et certificats de l'avion......................................................8-5
Directives de limite de navigabilité .................................................. 8-6
Périodes d'inspection de l'avion ......................................................8-7
Entretien de routine par le pilote .................................................. 8-8
Manoeuvres au sol........................................................................ 8-10
Application d'une alimentation extérieure .................................. 8-10
Remorquage .............................................................................. 8-11
Roulage ..................................................................................... 8-13
Stationnement............................................................................ 8-14
Arrimage au sol.......................................................................... 8-15
Mise à niveau............................................................................. 8-15
Mise sur vérins........................................................................... 8-16
Entretien........................................................................................ 8-17
Entretien des trains d'atterrissage ............................................. 8-17
Entretien des freins.................................................................... 8-17
Gonflage des pneus................................................................... 8-18
Entretien de l'hélice.................................................................... 8-18
Huile........................................................................................... 8-19
Système de carburant................................................................ 8-21
Contamination et échantillonnage du carburant ........................ 8-24
Vidange du système de carburant ............................................. 8-25
Entretien de la batterie .................................................................. 8-26
Nettoyage...................................................................................... 8-27
Nettoyage du compartiment moteur .......................................... 8-27
Nettoyage du train d'atterrissage ............................................... 8-27
Nettoyage des surfaces extérieures .......................................... 8-28
Nettoyage du pare-brise et des fenêtres ................................... 8-28
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Publication Initiale
8-1
Cirrus Design
Manoeuvres, entretien et maintenance
Section 8
SR22
Nettoyage de la garniture du pavillon, des panneaux latéraux et des
sièges.........................................................................................8-29
Nettoyage des tapis ...................................................................8-30
8-2
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Publication Initiale
Cirrus Design
SR22
Section 8
Manoeuvres, entretien et maintenance
Introduction
Cette section fournit les directives générales pour l'entretien du Cirrus
Design SR22. Pour assurer une exploitation sécuritaire et efficace de
l'avion, il faut rester en contact avec le centre de réparation agréé de
Cirrus Design pour obtenir les renseignements les plus récents
concernant l'avion.
Publications pour l'utilisateur
Le manuel de vol et le manuel d'utilisation de l'avion, approuvés par la
FAA sont fournis à la livraison. Il est possible d'obtenir des copies
supplémentaires ou de remplacement en contactant le service aprèsvente de Cirrus Design.
Publications d'entretien
Les publications d'entretien pour le SR22 suivantes sont en vente
chez Cirrus Design :
• Manuel d'entretien de l'avion (AMM) ÷ Le manuel d'entretien
de type GAMA est divisé en chapitres, comme spécifié par
GAMA et ATA, pour couvrir l'inspection, l'entretien, la
maintenance, le dépannage et les réparations de la structure,
des systèmes et des câblages de l'avion. Un service de
révision est aussi offert pour ce manuel. Une copie à jour du
manuel d'entretien de l'avion est fourni à la livraison.
• Manuel d'utilisation et d'entretien du moteur ÷A la livraison,
Cirrus Design fournit un manuel d'utilisation et d'entretien du
moteur de Teledyne Continental Engine (Operator’s and
Maintenance Manual). Il est possible d'obtenir auprès du
constructeur d'origine de l'équipement les manuels de révision
du moteur et de ses accessoires.
• Manuels d'utilisation et d'entretien des appareils d'avionique-÷
A la livraison, Cirrus Design fournit tous les manuels
d'utilisation disponibles. Il est possible de se procurer auprès
du constructeur d'origine de l'équipement les manuels
d'entretien, s'ils sont disponibles.
Cirrus Design offre un service d'abonnement aux Bulletins techniques,
Bulletins d'entretien et Bulletins d'options publiés par l'usine. Ce
service est offert, à un prix minime, aux personnes intéressées, telles
P/N 13772-001
Publication Initiale
8-3
Cirrus Design
Manoeuvres, entretien et maintenance
Section 8
SR22
que les propriétaires, les pilotes et les mécaniciens. Les personnes
intéressées peuvent obtenir des copies de ces documents et le
service d'abonnement en contactant le service après-vente de Cirrus
Design.
• Bulletins techniques – Ils ont une importance spéciale. Il faut
exécuter un bulletin technique rapidement après l'avoir reçu.
• Mises en garde techniques – Elles sont utilisées pour annoncer
des bulletins techniques spéciaux, des bulletins techniques des
fournisseurs ou des lettres d'entretien qui affectent un avion et
des données et corrections qui ne justifient pas un bulletin
technique. Il faut étudier avec soin les renseignements des
mises en garde techniques.
Commande des publications
Il est possible d'obtenir des publications, des notices de révision et des
abonnements aux publications d'entretien pour le SR22 en contactant
le service après-vente de Cirrus Design, comme indiqué plus bas.
Cirrus Design Corporation
Customer Service
4515 Taylor Circle
Duluth, MN 55811
Téléphone : +1 (218) 727-2737
Télécopieur :+1 (218) 727-2148
Il faut prendre soin d'inclure le numéro de série de l'avion et le nom du
propriétaire dans toute correspondance, afin de nous permettre de
mieux satisfaire vos besoins.
8-4
P/N 13772-001
Publication Initiale
Cirrus Design
SR22
Section 8
Manoeuvres, entretien et maintenance
Dossiers et certificats de l'avion
La Federal Aviation Administration (FAA) américaine exige que
certains renseignements, certificats et licences soient affichés ou
rangés à bord de l'avion, à tout moment. De plus, d'autres documents
doivent être présentés à la demande. En anglais, l'acronyme
mnémonique « ARROW » (flèche) est souvent utilisé pour aider à se
souvenir des documents exigés.
• Nota •
Les propriétaires d'avion immatriculés à l'extérieur des EtatsUnis doivent consulter l'administration chargée de
l'immatriculation pour obtenir des renseignements concernant
les règlements supplémentaires.
Documents obligatoires
Nota
A
Certificat de navigabilité
Doit toujours être affiché
Formulaire 8100-2 de la
FAA
R
Certificat
Doit être dans l'avion pour toutes les
d'immatriculation
opérations.
Formulaire 8050-3 de la
FAA
R
Licence de station radio
Obligatoire seulement pour les vols à
Formulaire 556 de la FCC l'extérieur des Etats-Unis.
O
Instructions d'utilisation
W
Données de masse et Incluses dans le manuel de vol et le
centrage
manuel d'utilisation de l'avion approuvés
par la FAA. Les données doivent inclure
la masse à vide, le centre de gravité et la
liste d'équipement.
Autres documents
Le manuel de vol et le manuel
d'utilisation de l'avion approuvés par la
FAA sont conformes à cette règle.
Nota
Carnet de bord de l'avion
Doit être présenté à la demande.
Carnet de bord du moteur
Doit être présenté à la demande.
Liste de vérifications du pilote
Toujours présente dans le cockpit.
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Publication Initiale
8-5
Cirrus Design
Manoeuvres, entretien et maintenance
Section 8
SR22
Directives de limite de navigabilité
La Federal Aviation Administration (FAA) américaine publie des
Airworthiness Directives (AD ; directives de limite de navigabilité) qui
s'appliquent à un avion et à des appareils ou accessoires d'un avion
spécifique. Les directives de limites de navigabilité sont des
changements obligatoires auxquels il faut se conformer dans le délai
établi par la directive. Les utilisateurs doivent vérifier périodiquement
auprès du service après-vente de Cirrus ou des mécaniciens de
cellules et de groupe motopropulseurs que la directive la plus récente
concernant un avion a été reçue.
8-6
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Publication Initiale
Cirrus Design
SR22
Section 8
Manoeuvres, entretien et maintenance
Périodes d'inspection de l'avion
La FAR 91 409 exige que tous les avions doivent être soumis à une
visite annuelle conforme à la FAR 43. Les visites annuelles sont
basées sur les mois du calendrier et sont dues le dernier jour du
douzième mois suivant la dernière visite annuelle. Exemple - Si une
visite annuelle a été faite le 19 novembre 1988, la visite annuelle
suivante est due le 30 novembre 1999. Les visites annuelles doivent
être faites quel que soit le nombre d'heures de vol au cours de l'année
précédente et elles ne peuvent être faites que par un mécanicien de
cellule et groupe motopropulseur (A&P) agréé, titulaire d'une
Autorisation d'inspection (IA ; Inspection Authorization). Tous les
centres de réparation Cirrus peuvent faire ces visites annuelles. La
visite est donnée en détail dans le chapitre 5 du manuel d'entretien du
Cirrus Design SR22.
Si l'avion est utilisé commercialement, en plus de la visite annuelle, les
réglementations exigent que l'avion soit soumis à une visite de 100
heures, toutes les 100 heures de vol. L'étendue de la visite de 100
heures est identique à celle de la visite annuelle, sauf qu'elle peut être
faite par un mécanicien de cellule et groupe motopropulseur agréé.
L'intervalle de 100 heures ne peut être dépassée que de 10 heures, et
ce pour se rendre à un atelier où la visite peut être faite. Toutes les
heures de vol utilisées pour se rendre à l'atelier de visite doivent être
déduites de l'intervalle de la visite de 100 heures suivante.
P/N 13772-001
Publication Initiale
8-7
Cirrus Design
Manoeuvres, entretien et maintenance
Section 8
SR22
Entretien de routine par le pilote
Le titulaire d'un brevet de pilote émis selon la FAR Part 61 peut faire
certaines interventions d'entretien de routine décrites dans la FAR
Part 43, Appendix A. Cet entretien de routine peut être fait uniquement
sur un avion possédé ou utilisé par le pilote et qui n'est pas en service
de transport aérien. La réglementation spécifie également que le
pilote doit aussi remplir les rubriques appropriées du carnet de bord.
Voici une liste des interventions d'entretien que le pilote peut faire.
• Nota •
Le pilote doit avoir les aptitudes et la dextérité nécessaires
pour faire ces interventions.
Le pilote ne peut accomplir aucune tâche nécessitant la
dépose ou le démontage d'une structure primaire, ou une
interface avec un système d'exploitation ou qui affecte la
structure primaire.
•
Dépose, installation et réparation des pneus.
•
Nettoyage, graissage ou remplacement des roulements de roues.
•
Remplacement des fils de sécurité ou des goupilles fendues.
•
Lubrification qui ne nécessite pas le démontage d'élément, autre
que des éléments non structurels, tels que carters, capots ou
carénages.
•
Appoint de fluide hydraulique du réservoir de freins hydrauliques.
•
Revêtement d'enduits de protection des surfaces intérieures et
extérieures de l'avion, à l'exclusion des surfaces de commande
équilibrées.
•
Réparations de la tapisserie et des garnitures.
•
Remplacement des fenêtres latérales.
•
Remplacement des ceintures de sécurité, des sièges ou de
portions des sièges par des pièces de rechange approuvées pour
l'avion.
•
Remplacement des ampoules, des réflecteurs ou des cabochons
des feux de positions et du phare d'atterrissage.
•
Remplacement d'un capot ne nécessitant pas la dépose de
l'hélice.
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Cirrus Design
SR22
Section 8
Manoeuvres, entretien et maintenance
•
Remplacement, nettoyage ou réglage de l'écartement des
électrodes des bougies.
•
Remplacement des raccords de tuyaux par des tuyaux de
rechange, sauf raccords hydrauliques.
•
Nettoyage ou remplacement des crépines de carburant ou d'huile,
ainsi que remplacement ou nettoyage des éléments filtrants.
•
Remplacement des conduites de carburant préfabriquées.
•
Remplacement de la batterie et vérification du niveau et de la
densité de l'électrolyte.
Renseignements du carnet de bord
Après avoir terminé une de ces interventions, entrer les
renseignements appropriés dans le carnet de bord. Les
renseignements du carnet de bord doivent contenir :
•
La date d'exécution de l'intervention.
•
La description de l'intervention.
•
Le nombre d'heures de fonctionnement de l'avion.
•
Le numéro du brevet du pilote qui a fait le travail.
•
La signature de la personne qui a fait le travail.
Les carnets de bord doivent être complets et à jour. Des dossiers
complets réduisent les frais d'entretien en donnant au mécanicien les
renseignements concernant ce qui a été fait ou pas fait.
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Publication Initiale
8-9
Cirrus Design
Manoeuvres, entretien et maintenance
Section 8
SR22
Manoeuvres au sol
Application d'une alimentation extérieure
Une prise pour alimentation de service sol, placée juste derrière le
capot, sur le côté gauche de l'avion, permet l'utilisation d'une source
d'alimentation externe pour le démarrage par temps froid et les
procédures d'entretien.
• MISE EN GARDE •
Dans le cas d'utilisation d'un alimentation extérieure pour
démarrer le moteur, toutes les personnes et les câbles
d'alimentation doivent être bien à l'écart du plan de rotation de
l'hélice.
Application de l'alimentation extérieure à l'avion
• Attention •
Ne pas utiliser une alimentation extérieure pour démarrer le
moteur avec une batterie « morte » ni pour charger une
batterie morte ou faible dans l'avion. Il faut déposer la batterie
de l'avion et faire l'entretien de la batterie conformément aux
procédures du manuel d'entretien de l'avion.
1. Vérifier que l'alimentation extérieure fournit du courant continu
régulé à 28 V.
2. Vérifier que les interrupteurs BAT et AVIONICS sont sur l'arrêt.
3. Brancher l'alimentation extérieure dans la prise.
4. Mettre BAT sur marche (ON).Le courant continu de 28 V de
l'alimentation extérieure met sous tension les barres omnibus de
distribution principales et essentielles. Il est maintenant possible
de faire démarrer l'avion ou de faire fonctionner l'équipement
électrique.
5. S'il faut utiliser l'avionique, mettre l'interrupteur AVIONICS sur
marche (ON).
• Attention •
Il est recommandé d'utiliser une alimentation extérieure en
cas d'intervention sur les systèmes d'avionique. Ne pas mettre
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Publication Initiale
Cirrus Design
SR22
Section 8
Manoeuvres, entretien et maintenance
le moteur en marche ni le lancer quand l'interrupteur
AVIONICS est sur marche.
Débranchement de l'alimentation extérieure de l'avion
1. Si l'alimentation extérieure
l'interrupteur BAT 1 sur l'arrêt.
n'est
plus
nécessaire,
mettre
2. Tirer sur la fiche de l'alimentation extérieure.
Remorquage
Il est possible de déplacer l'avion au sol au moyen d'une barre de roue
avant qui est rangée dans la soute à bagages arrière ou avec un engin
à moteur qui n'endommage pas la roue ou ne la soumet pas à des
contraintes excessives. Pour engager la barre de direction, l'insérer
dans les tenons, juste devant l'axe de la roue avant.
• Attention •
En cas de poussée de l'avion vers l'arrière, la barre de
remorquage doit être installée de manière à empêcher la roue
avant de tourner abruptement.
Ne pas pousser sur les gouvernes de commande verticales
ou horizontales ni les plans fixes pour déplacer l'avion. Si une
barre de remorquage n'est pas disponible, pousser sur les
emplantures.
Ne pas pousser ni tirer sur les surfaces de commande ni
l'hélice pour manoeuvrer l'avion.
Ne pas remorquer l'avion quand le train principal est enfoncé
dans la boue ou la neige.
S'il faut remorquer l'avion avec un véhicule, ne pas tourner la
roue avant de plus de 90° d'un côté ou de l'autre du centre,
car ceci peut causer des dommages structurels du train avant.
1. Consulter les trois vues de l'avion (section 1, figure 1-1) et les
rayons de braquage (section 1, figure 1-2) ou les espaces libres. Il
faut faire particulièrement attentions aux espaces libres des
portes de hangars.
2. Insérer la barre de remorquage dans les tenons, juste devant l'axe
de la roue avant.
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Cirrus Design
Manoeuvres, entretien et maintenance
Section 8
SR22
3. Relâcher le frein de stationnement et enlever les cales.
4. Déplacer l'avion à l'emplacement désiré.
5. Mettre les cales en place.
6. Enlever la barre de remorquage.
Pour obtenir le braquage maximal pendant une manoeuvre au sol, il
est possible de faire pivoter l'avion sur une des roues du train
d'atterrissage principal en appuyant vers le bas sur le fuselage, juste
en avant du plan fixe horizontal, pour soulever la roue avant du sol.
8-12
P/N 13772-001
Publication Initiale
Cirrus Design
SR22
Section 8
Manoeuvres, entretien et maintenance
Roulage
Avant d'essayer de faire rouler l'avion, le personnel au sol doit recevoir
des instructions et l'autorisation du propriétaire. Les instructions
doivent inclure les procédures de démarrage et d'arrêt du moteur, en
plus des techniques de roulage et de direction.
• Attention •
Avant de commencer le roulage, vérifier que les zones de
roulage et de souffle de l'hélice sont dégagées.
Ne pas faire fonctionner le moteur à régime élevé pendant le
point fixe ou le roulage au-dessus d'un sol contenant du
gravier, du gravillon ou des matières libres qui pourraient
endommager les lames de l'hélice.
1. Enlever les cales.
2. Mettre le moteur en marche, en suivant la procédure de mise en
marche du moteur (section 4).
3. Relâcher le frein de stationnement.
4. Avancer la commande des gaz pour commencer le roulage.
Immédiatement après le commencement du roulage, appliquer les
freins pour déterminer leur efficacité. Pendant le roulage, utiliser le
freinage dissymétrique pour tourner légèrement afin de
déterminer leur efficacité.
• Attention •
Pendant le roulage à proximité de bâtiments ou d'autres objets
stationnaires, vérifier que les ailes ne touchent rien. Si
possible, placer un observateur à l'extérieur de l'avion.
Eviter les trous et les ornières pendant le roulage sur un
terrain irrégulier.
5. Rouler l'avion à l'emplacement désiré.
6. Arrêter le moteur de l'avion et mettre en place les cales et les
arrimages, conformément à la procédure d'arrêt (section 4).
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Publication Initiale
8-13
Cirrus Design
Manoeuvres, entretien et maintenance
Section 8
SR22
Stationnement
L'avion doit être stationné pour protéger l'avion des éléments et pour
éviter qu'il devienne un risque pour les autres avions. Le frein de
stationnement peut libérer ou exercer des contraintes à cause de
l'échauffement après le freinage ou pendant de grands changements
de température. Il faut donc mettre des cales et arrimer l'avion s'il doit
être laissé sans supervision ou à l'extérieur toute la nuit.
1. Stationner l'avion, le nez au vent si possible.
2. Rétracter les volets
3. Pour appliquer le frein de stationnement, appliquer d'abord les
freins avec les freins de palonnier et tirer vers l'arrière le bouton
marqué PARK BRAKE.
• Attention •
Il faut faire attention lors de l'application des freins surchauffés
ou par temps froid quand de l'humidité peut geler un frein.
4. Bloquer les deux roues du train d'atterrissage principal.
5. Arrimer l'avion conformément à la procédure d'arrimage de cette
section.
6. Installer la housse du tube de Pitot. Avant le vol, il faut prendre
soin d'enlever la housse du tube de Pitot.
7. Verrouiller les portes de la cabine et de la soute à bagage quand
l'avion n'est pas supervisé.
8-14
P/N 13772-001
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Cirrus Design
SR22
Section 8
Manoeuvres, entretien et maintenance
Arrimage au sol
L'avion doit être arrimé pour assurer son immobilité, sa sécurité et sa
protection. La directive FAA Advisory Circular AC 20-35C, Décision
d'arrimage, contient des renseignements supplémentaires pour la
préparation pour du mauvais temps, l'arrimage et sujets associés. Il
faut suivre la procédure suivante pour arrimer l'avion correctement.
1. Pointer l'avion, le nez au vent si possible.
2. Rétracter les volets.
3. Bloquer les roues.
4. Attacher les cordes d'arrimage aux anneaux d'arrimage des ailes
et à l'anneau d'arrimage de la queue, à un angle d'environ 45° par
rapport au sol. En cas d'utilisation d'une corde ou d'un matériau
non synthétique, laisser suffisamment de mou pour éviter
d'endommager l'avion si les cordes rétrécissent.
• Attention •
Les points d'ancrage pour l'arrimage des ailes ne doivent pas
être à plus de 5 m (18 pieds) l'un de l'autre pour éviter
d'endommager les anneaux en cas de vent violent.
Utiliser des noeuds de chaise, des noeuds plats ou des
noeuds coulants bloqués. Ne pas utiliser de noeuds coulants
ordinaires.
Mise à niveau
L'avion est mis de niveau longitudinalement avec un niveau à bulle
placé sur le seuil de la porte du pilote et, latéralement, avec un niveau
à bulle placé en transversalement sur le seuil de porte. Autre
possibilité, viser les orifices pour outil avant et arrière le long de la
ligne de flottaison 95,9 pour mettre l'avion de niveau. Consulter la
section 6, Procédure de pesage de l'avion, et section 6, figure 6-2,
pour étudier l'illustration.
P/N 13772-001
Publication Initiale
8-15
Cirrus Design
Manoeuvres, entretien et maintenance
Section 8
SR22
Mise sur vérins
Trois points de levage sont présents : un à l'arrimage de la queue et un
à chaque point d'arrimage d'aile. Les patins des points de levage sont
rangés dans la soute à bagages. Il est possible de soulever l'avion en
utilisant deux crics hydrauliques normaux pour avions aux points de
levage et une chandelle de queue lestée, attachée à l'arrimage de
queue.
Levage de l'avion
• Attention •
Ne pas soulever l'avion à l'extérieur ou dans un hangar ouvert
quand le vent a une vitesse supérieure à 16 km/h (10 mph).
Le centre de gravité à vide est en avant des points de levage
des ailes. Pour éviter que l'avion bascule vers l'avant pendant
l'entretien ou le levage, utiliser un chandelle de queue lestée
(300 livres minimum) attachée au point d'amarrage de la
queue.
1. Mettre l'avion en position sur une surface dure, plate et de niveau.
2. Enlever les anneaux d'arrimage des ailes. Ranger les anneaux
d'arrimage dans la soute à bagages.
3. Attacher une chandelle lestée à l'anneau d'arrimage de la queue.
4. Mettre les crics et les patins de levage en position en préparation
pour le levage. Insérer les patins de levage dans le trou des
anneaux d'arrimage des ailes. En tenant le patin de levage en
place, mettre le cric sous le point de levage et lever le cric pour
qu'il soit fermement en contact avec le patin. Répéter de l'autre
côté.
5. Lever l'avion en maintenant l'avion de niveau, autant que possible.
6. Mettre en position les verrous des crics.
Abaissement de l'avion
1. Relâcher la pression de tous les crics, aussi simultanément que
possible, pour maintenir l'avion à l'horizontale, autant que possible.
2. Enlever les crics, les patins de levage et la chandelle de queue.
Ranger les patins dans la soute à bagages. Installer les anneaux
de levage dans les ailes.
8-16
P/N 13772-001
Publication Initiale
Cirrus Design
SR22
Section 8
Manoeuvres, entretien et maintenance
Entretien
Entretien des trains d'atterrissage
Les roues du train d'atterrissage principal utilisent des pneus à
chambre à air, à indice de robustesse de 6 plis, de 15 x 6,00 x 6. La
roue avant utilise un pneu de type III à chambre à air, à indice de
robustesse de 5 plis, de 5,00 x 5. Il faut toujours maintenir les pneus
gonflés à la pression indiquée, afin de maintenir la performance et la
durée de service optimales. Les jambes de force du train
d'atterrissage n'ont besoin d'aucun entretien. A l'exception de
l'appoint du liquide de freins, l'entretien des roues et des freins doit
être fait conformément aux procédures du manuel d'entretien de
l'avion.
Entretien des freins
Le système de freins est rempli de fluide hydraulique MIL-H-5606. Il
faut vérifier régulièrement le niveau du liquide de freins et à chaque
visite de 100 heures et annuelle et faire l'appoint selon le besoin. Le
réservoir des freins se trouve sur le côté droit du bâti de support de la
batterie. S'il faut remplir le système complet, consulter le manuel
d'entretien de l'avion.
Appoint du réservoir de liquide de freins
1. Bloquer les roues et relâcher le frein de stationnement.
2. Enlever le capot supérieur du moteur pour obtenir accès au
réservoir de liquide de freins.
3. Nettoyer le bouchon du réservoir et ses alentours avant d'ouvrir le
bouchon du réservoir.
4. Enlever le bouchon et ajouter du fluide hydraulique MIL-H-5606,
selon le besoin, pour remplir le réservoir.
5. Mettre le bouchon en place, vérifier qu'il n'y a pas de fuite et
remettre en place et sécuriser le capot du moteur.
Aucun réglage des freins n'est nécessaire. Si, après un service
prolongé, les garnitures de freins sont usées en excès, remplacer les
garnitures par des neuves.
P/N 13772-001
Publication Initiale
8-17
Cirrus Design
Manoeuvres, entretien et maintenance
Section 8
SR22
Gonflage des pneus
Maintenir la pression de gonflage des pneus afin d'obtenir la plus
grande longévité des pneus. La roue avant, sans charge, doit être
gonflée à une pression de 275 +15/-0 kPa (40 +2/-0 psi) et les roues
du train principal à une pression de 365 +15/-0 kPa (53 +2/-0 psi). Lors
de la vérification de la pression, vérifier que les pneus ne sont pas
usés, qu'ils n'ont pas de coupures, d'abrasion ni d'usure excessive.
Gonflage des pneus
1. Enlever les boutons d'inspection des carénages de roue pour
obtenir accès aux corps de valve. Il peut être nécessaire de
déplacer l'avion pour aligner la valve sur le trou d'accès.
2. Enlever la capuchon de la valve et vérifier la pression du pneu
avec un manomètre pour pneus de type à cadran.
3. Gonfler le pneu avant à 276 +15/-0 kPa (40 +2/-0 psi) et les roues
du train principal à 427 +15/-0 kPa (62 +2/-0 psi).
4. Remettre en place le capuchon de la valve et les boutons
d'inspection.
Toutes les roues et pneus doivent être équilibrés avant l'installation
initiale et il faut maintenir le rapport de pneu, chambre à air et roue en
cas de réinstallation. En cas d'installation de nouveaux éléments, il
peut être nécessaire de ré-équilibrer les roues après avoir monté les
pneus. Des roues mal équilibrées peuvent causer des vibrations
extrêmes dans le train d'atterrissage.
Entretien de l'hélice
Il faut nettoyer fréquemment la casserole et la plaque d'appui et
vérifier qu'il n'y a pas de fissures. Avant chaque vol, vérifier qu'il n'y a
pas de fissure, de rayure ni de corrosion sur l'hélice. S'il y en a, faire
faire les réparations dès que possible par un mécanicien qualifié, car
les encoches et les rayures causent des concentrations des
contraintes qui peuvent conduire à des fissures importantes ou la
perte de la pointe de l'hélice. Quand nécessaire, peindre avec de la
peinture noire mate l'arrière de l'hélice afin de réduire les
éblouissements. Il faut nettoyer et cirer périodiquement la surface afin
d'éviter la corrosion.
8-18
P/N 13772-001
Publication Initiale
Cirrus Design
SR22
Section 8
Manoeuvres, entretien et maintenance
Huile
Le moteur Teledyne Continental IO-550-N a une capacité de 8 quarts
américains. Il est recommandé de changer l'huile toutes les 50 heures
de service ou plus fréquemment en cas de conditions exploitation
défavorables. Les types d'huile suivants sont recommandés pour les
températures spécifiées au niveau de la mer.
Température ambiante (NM)
Viscosité simple
Multigrade
Toutes températures
—
20W-60
20W-50
15W-50
Au-dessous de 40 °F
SAE 30
10W-30
20W-60
20W-50
15W-50
Au-dessus de 40 °F
SAE 50
20W-60
20W-50
15W-50
Le bouchon de remplissage et la jauge d'huile se trouvent à l'arrière
gauche du moteur et sont accessibles par une trappe sur la côté
supérieur gauche du capot du moteur. Le moteur ne doit pas
fonctionner avec moins de 6 quarts américains d'huile. Il est
recommandé d'avoir 7 quarts américains (indication de la jauge à
main) pour les vols prolongés.
Huiles approuvées
Pendant les 25 premières heures de service (moteur neuf ou remis à
neuf) ou jusqu'à ce que la consommation se stabilise, utiliser
uniquement de l'huile minérale sans additifs, conforme à Mil-L-6082.
S'il faut ajouter de l'huile moteur à l'huile d'usine, ajouter seulement de
l'huile minérale pure conforme à MIL-L-6082.
• Attention •
Une huile minérale ordinaire MIL-C-6529, Type II, avec des
agents anti-corrosion, peut causer un calaminage après un
service prolongé et elle n'est pas recommandée par Cirrus
Design pour utilisation pendant ou après le rodage.
Après 25 heures de service et après stabilisation de la consommation
d'huile, utiliser uniquement de l'huile aviation conforme à la norme
Figure 8-1
Huiles approuvées
P/N 13772-001
Publication Initiale
8-19
Cirrus Design
Manoeuvres, entretien et maintenance
Section 8
SR22
MHS24, huile de lubrification, dispersant sans cendres, de Teledyne
Continental Motors (TCM) ou de l'huile de lubrification synthétique,
norme MHS25 de TCM. Les produit suivants ont fourni à TCM des
données indiquant que ces huiles sont conformes à toutes les
exigences des spécifications de TCM données plus haut.
Produit
Fournisseur
Aeroshell (R) W
Shell Australia
Aeroshell Oil W
Aeroshell Oil W 15W-50
Anti-Wear Formulation Aeroshell 15W50
(Aeroshell formule anti-usure)
Shell Canada Ltd.
Aeroshell Oil W
Aeroshell Oil W 15W-50
Anti-Wear Formulation Aeroshell 15W50
(Aeroshell formule anti-usure)
Shell Oil Company
Aviation Oil Type A (Huile aviation, type
A)
Phillips 66 Company
BP Aero Oil
BP Oil Corporation
Castrolaero AD Oil
Castrol Ltd. (Australia)
Chevron Aero Oil
Chevron U.S.A. Inc
Conoco Aero S
Continental Oil
Delta Avoil
Delta Petroleum Co.
Exxon Aviation Oil EE
Exxon Company, U.S.A.
Mobil Aero Oil
Mobil Oil Company
Pennzoil Aircraft Engine Oil
Pennzoil Company
Quaker State AD Aviation Engine Oil
(Huile moteur aviation)
Quaker State Oil & Refining Co.
Red Ram Aviation Oil 20W-50
Red Ram Ltd. (Canada)
Sinclair Avoil
Sinclair Oil Company
Texaco Aircraft Engine Oil ÷ Premium AD Texaco Inc.
Total Aero DW 15W50
Total France
Turbonycoil 3570
NYCO S.A.
Union Aircraft Engine Oil HD
Union Oil Company of California
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P/N 13772-001
Publication Initiale
Cirrus Design
SR22
Section 8
Manoeuvres, entretien et maintenance
Vérification du niveau et appoint
1. Ouvrir la trappe d'accès sur le côté gauche du capot. Sortir le
jauge et vérifier le niveau d'huile.
2. Si le niveau d'huile est inférieur à 6,7 litres (7 quarts américains),
enlever le bouchon de remplissage et ajouter de l'huile dans le
trou de remplissage pour atteindre 7,6 litres (8 quarts américains).
3. Vérifier le niveau d'huile et remettre en place la jauge et le
bouchon de remplissage.
4. Fermer et sécuriser la trappe d'accès.
Système de carburant
Toutes les 100 heures de service, il faut nettoyer la crépine dans le
filtre à carburant. Après le nettoyage, appliquer une petite quantité de
graisse sur le joint du bol du filtre à carburant afin de faciliter le
remontage.
Carburant nécessaire
Le carburant de type aviation 100 LL (bleu) ou 100 (vert) contient le
niveau d'octane le plus bas approuvé pour utilisation dans un avion.
• Attention •
L'utilisation d'un type inférieur peut causer des dommages
graves du moteur en très peu de temps. La garantie du
moteur est annulée par l'utilisation de carburants à bas indice
d'octane.
Remplissage du réservoir de carburant
Observer toutes les précautions de sécurité nécessaires pendant la
manutention de l'essence. Les filtres de carburant se trouvent sur la
pente avant des ailes. Chaque aile a une capacité de 30,3 gallons
américains. En cas d'utilisation d'une quantité de carburant inférieure
à la quantité standard de 60,5 gallons américains, il faut distribuer le
carburant uniformément dans les deux réservoirs.
• MISE EN GARDE •
Un extincteur doit être à proximité.
P/N 13772-001
Publication Initiale
8-21
Cirrus Design
Manoeuvres, entretien et maintenance
Section 8
SR22
Il faut mettre le pistolet de remplissage et le camion citerne à
la masse sur le tuyau d'échappement de l'avion et mettre à
une terre appropriée le camion citerne ou chariot.
Ne pas faire le plein du réservoir à moins de 30 m (100 pieds)
de tout équipement sous tension qui pourrait produire une
étincelle.
Il ne faut tolérer aucun fumeur ni aucune flamme à moins de
30 m (100 pieds) de l'avion et du véhicule citerne.
Ne faire fonctionner aucune radio ou autre équipement
électrique pendant le remplissage de carburant. Ne pas
actionner des interrupteurs électriques.
Remplissage de carburant de l'avion
1. Mettre l'extincteur à proximité du réservoir de carburant à remplir.
2. Brancher le fil de masse du pistolet de remplissage à
l'échappement de l'avion et de l'échappement de l'avion au
camion citerne ou chariot, et du camion citerne ou chariot à une
terre appropriée.
3. Mettre une couverture en caoutchouc sur l'aile, autour du trou de
remplissage de carburant.
• Nota •
Ne pas laisser le pistolet de carburant entrer en contact avec
le fond du réservoir de carburant. Il faut toujours maintenir les
réservoirs au moins à moitié pleins pour minimiser la
condensation et l'accumulation d'eau dans les réservoirs.
Dans un climat extrêmement humide, il faut vérifier
fréquemment l'alimentation de carburant et purger la
condensation pour éviter des problèmes possibles de
distribution.
4. Enlever le bouchon du réservoir et faire le plein du réservoir, au
niveau désiré.
• Nota •
Si le carburant est ajouté à un seul réservoir, le niveau du
carburant dans ce réservoir doit être le même que dans l'autre.
Ceci aide à maintenir l'équilibre des charges de carburant.
8-22
P/N 13772-001
Publication Initiale
Cirrus Design
SR22
Section 8
Manoeuvres, entretien et maintenance
5. Enlever le pistolet, remettre le bouchon en place et enlever la
couverture de protection.
6. Répéter la procédure de remplissage de carburant pour l'autre
réservoir (aile).
7. Enlever les fils de terre.
8. Enlever l'extincteur.
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8-23
Cirrus Design
Manoeuvres, entretien et maintenance
Section 8
SR22
Contamination et échantillonnage du carburant
Typiquement, la contamination du carburant est le résultat de matières
étrangère, telles que eau, saleté, rouille, moisissure et prolifération
bactérienne. De plus, des produits chimiques et des additifs qui ne
sont pas compatibles au carburant ou à des éléments du système de
carburant sont aussi des sources de contamination du carburant.
Pour assurer l'utilisation du type correct de carburant et l'absence de
contamination, il faut prendre un échantillon du carburant avant
chaque vol.
Il faut prendre un échantillon de chaque purge du système de
carburant, en soutirant un tasse de carburant dans un godet à
échantillon. Des purges de carburant sont installées au filtre de
carburant, aux réservoirs des ailes et au bacs collecteurs de
carburant. La purge du filtre de carburant sort du capot inférieur du
moteur, juste en avant de la cloison pare-feu, près de l'axe de l'avion.
Les purges des réservoirs et des bacs collecteurs se trouvent au point
le plus bas de chaque réservoir.
Si l'échantillon révèle de la contamination, il faut prendre un nouvel
échantillon au filtre à carburant et aux purges des réservoir jusqu'à
l'élimination de la contamination. Il est utile de faire bouger légèrement
les ailes et d'abaisser légèrement la queue pour amener la
contamination au points de purge pour échantillonnage. Après avoir
répété l'échantillonnage trois fois ou plus, s'il reste encore de
l'évidence de contamination, ne pas faire voler cet avion avant d'avoir
consulté un mécanicien, d'avoir vidé et purgé le système de carburant
et d'avoir déterminé et corrigé la source de la contamination
Si l'échantillon révèle que le plein a été fait avec du carburant d'un
mauvais type, ne pas faire voler l'avion avant d'avoir vidé le système et
d'avoir fait le plein avec du carburant du type approprié.
Pour aider à réduire les cas de livraison de carburant contaminé par le
fournisseur ou le concessionnaire des services aéronautiques à
l'aéroport, les pilotes doivent s'assurer qu'il y a des vérifications pour
vérifier que le carburant n'est pas contaminé et qu'il est filtré
correctement.
Egalement, entre les vols, il faut maintenir les
réservoirs de carburant aussi pleins que possible, en tenant compte
des conditions d'exploitation, afin de réduire la condensation à
l'intérieur des réservoirs de carburant.
8-24
P/N 13772-001
Publication Initiale
Cirrus Design
SR22
Section 8
Manoeuvres, entretien et maintenance
Vidange du système de carburant
Il est possible de vider la plus grande partie du carburant des
réservoirs des ailes au moyen d'un tuyau de siphon placé dans la
cellule ou le réservoir, par le trou de remplissage. Il faut ouvrir les
robinets de vidange pour vider le reste du carburant. Utiliser les
mêmes précautions que pour faire le plein de carburant de l'avion.
Consulter le manuel d'entretien du SR22 pour obtenir les procédures
spécifiques.
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8-25
Cirrus Design
Manoeuvres, entretien et maintenance
Section 8
SR22
Entretien de la batterie
La batterie n° 1 est montée sur la face avant de la cloison pare-feu et il
est possible d'y obtenir accès en déposant le capot supérieur. L'évent
de batterie est branché à un tube en plastique résistant aux acides qui
met à l'atmosphère les gaz et le trop plein d'électrolyte. Le batterie n°
2 est placée derrière la soute à bagages, à l'arrière de la cloison, sous
la cartouche du parachute. La batterie n° 2 comprend deux batteries
sans entretien et il n'est pas considéré que le pilote peut y faire de
l'entretien.
Le niveau de l'électrolyte de la batterie n°1 doit être au-dessus des
déflecteurs. Tant que l'expérience n'a pas indiqué que des intervalles
plus longs sont justifiés, il faut vérifier la batterie tous les 30 jours ou
après toutes les 25 heures de vol pour déterminer que le niveau de
l'électrolyte est correct et que les branchements sont serrés et qu'il n'y
a pas de corrosion. Ne pas mettre d'acide dans la batterie, faire
l'appoint uniquement avec de l'eau distillée. Si la batterie n'est pas
chargée correctement, la recharger, en commençant avec un courant
de 4 A et en finissant avec un courant de 2 A, conformément à la
procédure du manuel d'entretien de l'avion. Il faut déposer la batterie
de l'avion pour la recharger et les recharges rapides ne sont pas
recommandées.
La prise d'alimentation externe se trouve sur le côté gauche du
fuselage, juste en arrière de la cloison pare-feu. Consulter le manuel
d'entretien de l'avion pour obtenir la procédure d'entretien de la
batterie.
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SR22
Section 8
Manoeuvres, entretien et maintenance
Nettoyage
Nettoyage du compartiment moteur
Avant de nettoyer le compartiment moteur, mettre du ruban adhésif
sur les trous d'évent des magnétos pour empêcher l'entrée de solvant
dans les magnétos.
1. Mettre un grand bac sous le moteur pour attraper les
écoulements.
2. Enlever le filtre de l'air d'admission et boucher l'entrée du système
d'admission.
3. Après avoir déposé le capot du moteur, arroser le moteur avec du
solvant ou un mélange de solvant et de dégraisseur ou appliquer
ces produits au pinceau. Pour enlever la saleté particulièrement
épaisse et les dépôts de graisse, il peut être nécessaire de
brosser ces endroits après les avoir arrosés.
• Attention •
Ne pas projeter de solvant dans l'alternateur, la pompe à vide,
le démarreur ni les entrées d'air d'admission.
4. Laisser le solvant sur le moteur pendant 5 à 10 minutes. Rincer
ensuite le moteur avec du solvant et laisser sécher.
• Attention •
Ne pas faire fonctionner le moteur avant l'évaporation de
l'excès de solvant ou son élimination par un moyen
quelconque.
5. Enlever le ruban de protection des magnétos.
6. Ouvrir le système d'admission d'air et installer le filtre à air.
7. Lubrifier les commandes, les paliers, etc., conformément au
tableau de lubrification.
Nettoyage du train d'atterrissage
Avant de nettoyer le train d'atterrissage, mettre une feuille de plastique
ou matériau similaire sur les roues et les freins.
1. Mettre un bac sous le train d'atterrissage pour attraper les
écoulements.
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8-27
Cirrus Design
Manoeuvres, entretien et maintenance
Section 8
SR22
2. Arroser le train avec du solvant ou un mélange de solvant et de
dégraisseur ou appliquer ces produits au pinceau. Pour nettoyer
correctement les endroits où de la graisse et de la saleté se sont
accumulées, il peut être nécessaire de brosser après les avoir
arrosés.
3. Laisser le solvant sur le train pendant 5 à 10 minutes. Rincer
ensuite le train avec du solvant et laisser sécher.
4. Enlever la couverture de la roue et le bac.
5. Lubrifier le train d'atterrissage conformément au tableau de
lubrification.
Nettoyage des surfaces extérieures
Il faut laver l'avion avec du savon doux et de l'eau. Les savons ou les
détergents puissants, abrasifs ou alcalins peuvent rayer les surfaces
peintes ou en plastique ou peuvent corroder les métaux. Couvrir les
endroits où la solution de nettoyage peut causer des dommages.
Procédure de lavage de l'avion
1. Rincer à l'eau la saleté pas collée.
2. Appliquer la solution de nettoyage avec un chiffon doux, une
éponge ou une brosse à poils doux.
3. Pour enlever les taches d'échappement, laisser la solution tremper
plus longtemps sur la surface.
4. Enlever les taches d'huile et de graisse persistantes avec un
chiffon imbibé de naphta.
5. Rincer soigneusement toutes les surfaces.
Il est possible d'utiliser une cire de bonne qualité, ne contenant pas de
silicones, pour automobile, pour protéger les surfaces peintes. Il faut
utiliser des chiffons doux ou un chamois pour éviter de rayer les
surfaces pendant le nettoyage et le polissage. Une couche de cire plus
épaisse sur les bords d'attaque réduit les problèmes d'abrasion sur
ces endroits.
Nettoyage du pare-brise et des fenêtres
1. Enlever, avec de l'eau, la saleté, la boue et autres particules non
collées des surfaces extérieures.
8-28
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SR22
Section 8
Manoeuvres, entretien et maintenance
2. Laver avec du savon doux et de l'eau ou laver avec un produit de
nettoyage pour plastique d'avion. Utiliser un chiffon doux ou une
éponge, avec un déplacement en va-et-vient droit. Ne pas frotter
vigoureusement.
3. Enlever l'huile et la graisse avec un chiffon humecté de kérosène.
• Attention •
Ne pas utiliser d'essence, d'alcool, de benzène, de
tétrachlorure de carbone, de diluant, d'acétone ni de produit
de nettoyage de fenêtre pulvérisé.
4. Après avoir nettoyé les surfaces en plastique, appliquer une
couche mince de cire de polissage dure. Frotter légèrement avec
un chiffon doux. Ne pas utiliser de mouvement circulaire.
5. Il est possible d'enlever un rayure ou une imperfection importante
en la frottant avec du rouge à polir. Affiner les deux bords et
appliquer de la cire.
Nettoyage de la garniture du pavillon, des panneaux
latéraux et des sièges
Il est possible de nettoyer l'intérieur de l'avion avec un détergent ou du
savon doux et de l'eau. Il faut éviter les savons ou détergents
puissants, abrasifs ou alcalins. Les solvants et les alcools peuvent
endommager ou décolorer les pièces en vinyle ou uréthane. Couvrir
les endroits où la solution de nettoyage peut causer des dommages.
Procédure de nettoyage
1. Nettoyer la garniture du pavillon, les panneaux latéraux et les
sièges avec une brosse à poils durs et passer l'aspirateur selon le
besoin.
2. Il est possible de nettoyer les garnitures sales, sauf celles en cuir,
avec un bon produit de nettoyage de garnitures approprié pour le
matériau. Suivre avec soin les instructions du fabricant. Eviter de
laisser tremper et le frottage intense.
• Attention •
Il ne faut pas utiliser de solvants de nettoyage ni d'alcool sur
les pièces intérieures. Si des solvants de nettoyage sont
utilisés sur les tissus, couvrir les endroits où les solvants
peuvent causer des dommages.
P/N 13772-001
Publication Initiale
8-29
Cirrus Design
Manoeuvres, entretien et maintenance
Section 8
SR22
3. Nettoyer le cuir avec du savon de sellerie ou du savon doux pour
les mains et de l'eau.
Nettoyage des tapis
Pour nettoyer les tapis, enlever d'abord la saleté avec une balayette ou
un aspirateur. Pour les endroits tachés, utiliser un fluide de nettoyage
à sec non inflammable. Il est possible de nettoyer les tapis de sol
comme n'importe quel tapis résidentiel.
8-30
P/N 13772-001
Publication Initiale
Cirrus Design
SR22
Section 9
Suppléments
Section 9
Suppléments
Cette section du manuel contient les suppléments approuvés par la
FAA, nécessaires pour exploiter efficacement et en sécurité le SR22,
quand il est équipé de systèmes optionnels ou d'équipement qui n'est
pas fourni avec l'avion standard ou pour des exploitations spéciales ou
pas incluses dans ce manuel. Essentiellement, les suppléments sont
des « mini-manuels » qui peuvent contenir des données
correspondant à la majorité des sections du manuel. Les données
d'un supplément ajoutent, supplantent ou remplacent des données
similaires du manuel de base.
Une page Registre des suppléments, suit cette page et précède tous
les suppléments produits par Cirrus Design pour cet avion. Il est
possible d'utiliser la page de Registre des suppléments comme table
des matières de la section 9. Si l'avion est modifié dans un atelier
autre qu'un atelier de Cirrus Design, selon un STC (certificat de type
supplémentaire) ou toute autre méthode approuvée, le propriétaire a
la responsabilité de s'assurer que le supplément approprié, si
applicable, est mis en place dans le manuel et que le supplément est
correctement enregistré sur la page de Registre des suppléments.
P/N 13772-001
Publication Initiale
9-1
Cirrus Design
Suppléments
Section 9
SR22
Intentionnellement laissé en blanc
9-2
P/N 13772-001
Publication Initiale
Cirrus Design
SR22
Section 9
Suppléments
Section 9
Registre des suppléments
Numéro
de référence
Titre
Date
___ 13772-101
Système de son Garmin GMA 340
12-12-00
___ 13772-102
Transpondeur Garmin GTX 327
12-12-00
___ 13772-103
Navigateur GPS Garmin GNS 430
12-12-00
___ 13772-104
Navigateur GPS Garmin GNC 420
12-12-00
___ 13772-105
l'affichage de navigation Sandel Avionics SN3308
01-29-01
___ 13772-107
Pilote automatique S-Tec System Thirty avec GPSS
11-02-01
___ 13772-108 R2 S-Tec System 55X avec sélecteur et alerte d'altitude
10-10-03
___ 13772-109 R1 Systèmes d'oxygène homologués
10-10-03
___ 13772-110
Détecteur de foudre BF Goodrich WX500 Stormscope
12-12-00
___ 13772-111
Goodrich SkyWatch SKY497 Traffic Advisory System
08-20-01
___ 13772-112 R1 Avidyne EX-Series MFD
07-30-02
___ 13772-115 R2 Système de protection contre le givrage
01-22-04
___ 13772-116
l'écran de vol primaire Avidyne Entegra-Series
02-15-03
___ 13772-118
Kit de protection contre le froid
10-10-03
___ 13772-122
SR22 Airplanes Registered in the European Union
Draft
Les suppléments du manuel d'utilisation de l'avion approuvés par la FAA doivent être
dans l'avion pendant les vols, quand l'équipement optionnel correspondant est installé ou
en cas d'exploitation spéciale.
Ce registre de suppléments montre tous les suppléments de Cirrus Design disponibles
pour le SR22 à la date montrée au coin inférieur gauche. Un coche (✓) dans la colonne
de numéro de référence indique que le supplément correspondant est installé dans ce
manuel d'utilisation de l'avion.
P/N 13772-001
Publication Initiale
9-3
Cirrus Design
Suppléments
Section 9
SR22
Intentionnellement laissé en blanc
9-4
P/N 13772-001
Publication Initiale
Cirrus Design
SR22
Section 9
Suppléments
Manuel de vol et
Supplément au manuel d'utilisation
de l'avion approuvé par la FAA
pour le
Système de son Garmin GMA 340
Quand le panneau de son Garmin GMA 340 est installé dans le Cirrus
Design SR22, ce supplément est applicable et doit être inséré dans la
section de suppléments (section 9) du manuel de vol de l'avion Cirrus
Design SR22 (manuel). Les renseignements contenus dans ce
supplément ajoutent, remplacent ou éliminent des informations du
manuel d'utilisation de l'avion de base.
P/N 13772-101
Original : 12 décembre 2000
1 of 10
Section 9
Suppléments
Cirrus Design
SR22
Section 1 - Généralités
Ce supplément fournir des instructions détaillées pour l'utilisation du
panneau de sélection de son et du système d'interphone du Garmin
GMA 340 avec une radiobalise interne. Ce supplément couvre les
éléments d'utilisation de base du panneau de commande de son.
• Mise en marche / Utilisation à sécurité intégrée
• Sélection de son/ émetteur-récepteur
• Sortie haut-parleur
• Fonction de sonorisation
• Entrées personnelles de musique
• Interphone (ICS)
• Radiobalise
1
5
4
2
6
3
9
7
15
8
10
11
12
13
14
SR2_FM09_11
1.
2.
3.
4.
5.
6.
7.
8.
9.
Annonciateurs de marker
Bouton et voyant de sélection de son du
marker
Bouton de sélection de sensibilité de
radiobalise
a.
Voyant de sensibilité haute HI
b.
Voyant de sensibilité basse LO
Réglage de silencieux d'interphone du
pilote (bouton extérieur)
Marche et volume de l'interphone
(bouton intérieur)
Boutons et voyants de sélection de son
d'émetteur-récepteur
Cellule photo-électrique
Boutons et voyants de sélection de son
du récepteur
Boutons et voyants de sélection de
transmission et de son de l'émetteurrécepteur
2 of 10
10.
11.
12.
13.
14.
15.
Bouton et voyant de COM divisée
Boutons et voyants de sélection de son
de la cabine
a.
SPKR, haut-parleur de cabine
b.
Sonorisation, PA
Boutons
et
voyants
d'isolation
d'interphone
a.
Mode d'interphone du PILOTE
b.
Mode d'interphone de l'équipage
CREW
Silencieux d'interphone du copilote et
des passagers (bouton extérieur)
Volume d'interphone de copilote (IN) et
passagers (OUT) (bouton intérieur)
Bouton indicateur d'essai
Figure - 1
Panneau de commande de son
P/N 13772-101
Original : 12 décembre 2000
Cirrus Design
SR22
Section 9
Suppléments
Section 2 - Limites
Aucun changement par rapport au manuel de base.
Section 3 - Procédures d'urgence
En cas d'une panne d'alimentation du panneau de son, le système de
son retourne à COM 1 pour le microphone et les écouteurs du pilote et
le pilote peut transmettre et recevoir.
Section 4 - Procédures normales
Consulter la section 7, Description du système, dans ce supplément
pour obtenir une description et un mode d'emploi complet du panneau
de commande de son.
Section 5 - Performance
Aucun changement par rapport au manuel de base.
Section 6 - Masse et centrage
Aucun changement par rapport au manuel de base.
Section 7 - Description du système
Mise en marche et utilisation à sécurité intrinsèque
Le panneau de commande de son est éteint quand le bouton intérieur
gauche (PILOT) est tourné complètement dans le sens inverse des
aiguilles d'une montre. L'appareil est mis en marche quand ce bouton
est tourné dans le sens des aiguilles d'une montre. Continuer à
tourner le bouton dans le sens des aiguilles d'une montre au-delà de
la détente de mise en marche pour augmenter le volume du système
d'interphone du pilote.
Un circuit de sécurité intrinsèque connecte le casque du pilote
directement à l'émetteur-récepteur COM1 en cas d'interruption de
l'alimentation électrique du panneau de commande de son ou quand
le panneau est éteint.
P/N 13772-101
Original : 12 décembre 2000
3 of 10
Section 9
Suppléments
Cirrus Design
SR22
Essai
Appuyer sur le bouton TEST pour allumer tous les voyants du
panneau et les annonciateurs de radiobalise sont à l'intensité
maximale. En service normal, une cellule photoélectrique montée
approximativement au centre du panneau de commande mesure la
lumière ambiante pour permettre le réglage automatique de l'intensité
des voyants et de l'annonciateur. L'intensité des identifications est
commandée par la commande d'éclairage INST sur la traverse du
tableau de bord.
Sélection de son et d'émetteur-récepteur
Les huit boutons-poussoirs au centre du panneau de commande de
son permettent la sélection du son. Tous les boutons-poussoirs de
sélection de son sont du type pousser pour marche, pousser pour
arrêt. La sélection d'une source de son fournit le son aux casques ou
au haut-parleur de la cabine. Les sources de son sélectionnées sont
indiquées par le voyant intégré aux boutons-poussoirs.
Appuyer sur les touches NAV1, NAV2 (si installé), MKR, DME (si
installé) ou ADF (si installé) pour sélectionner la source de son du
récepteur de navigation ou la source de son. Le niveau de son des
récepteurs de navigation est commandé par le bouton de volume de la
radio sélectionnée.
Le son de l'émetteur-récepteur est sélectionné en appuyant sur
COM1, COM2 ou COM3 (si installé). Quand la source de son est
sélectionnée à l'aide des boutons COM1, COM2 et COM3, la source
de son reste active quelle que soit l'émetteur-récepteur sélectionné
comme source active de MIC.
Il est possible de sélectionner le son de l'émetteur-récepteur et du
microphone (MIC) en appuyant sur COM1 MIC, COM2 MIC ou COM3
MIC (si installé). Le pilote et le copilote sont connectés à l'émetteurrécepteur sélectionné et les deux peuvent émettre et recevoir. Le
pilote et le copilote doivent utiliser leur interrupteur d'émission pour
émettre. L'interphone fonctionne normalement. Pendant l'émission, le
voyant de l'émetteur actif COM MIC clignote à intervalles de 1 Hz
indiquant une émission active.
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P/N 13772-101
Original : 12 décembre 2000
Cirrus Design
SR22
Section 9
Suppléments
Fonction de COM divisée
Appuyer sur le bouton COM 1 ou 2 pour activer la fonction de COM
dédoublée. Quand COM dédoublée est activée, COM1 est la source
de micro et de son du pilote et COM2 la source de micro et de son du
copilote. Le pilote peut émettre et recevoir sur COM1 et le copilote
peut émettre et recevoir sur COM2. Le pilote et le copilote peuvent
toujours écouter COM3, NAV1, NAV2, DME, ADF et MKR. Appuyer
sur le bouton COM 1 ou 2 une seconde fois pour désactiver la fonction
dédoublée de COM.
Quand COM est dédoublée, le copilote peut parler sur la sonorisation
par l'intermédiaire du haut-parleur de la cabine, permettant au pilote
de continuer indépendamment, l'utilisation de COM1. Ceci est
accompli en appuyant sur le bouton PA (sonorisation) quand la COM
dédoublée est active. Appuyer sur le bouton PA une seconde fois pour
désactiver cette fonction et retourner au système de COM dédoublée
normal décrit plus haut.
Mode d'échange de COM
Le mode d'échange de COM n'est pas offert dans cette installation.
Sortie haut-parleur
Appuyer sur le bouton SPKR pour envoyer le son sélectionnée des
radios de l'avion dans le haut-parleur de la cabine. Le volume de la
sortie du haut-parleur est diminué quand quelqu'un appuie sur le
bouton d'un microphone de COM. Le volume du haut-parleur est
réglable au moyen d'un trou d'accès sur le dessus de l'appareil
(consulter le manuel d'installation de Garmin ou l'AMM).
Fonction de sonorisation
Appuyer sur le bouton de sonorisation (PA) du panneau de commande
de son pour activer la fonction de sonorisation. Quand la sonorisation
est activée et si le pilote ou le copilote appuie sur le bouton de
transmission du microphone, le son du microphone correspondant est
envoyé au haut-parleur de la cabine. Si le bouton SPKR est aussi
actif, le volume de tout son du haut-parleur précédemment actif est
éliminé pendant activation du microphone. Le volume du haut-parleur
du microphone de sonorisation du pilote et du copilote est réglable au
moyen d'un trou d'accès sur le dessus de l'appareil (consulter le
manuel d'installation de Garmin ou l'AMM).
P/N 13772-101
Original : 12 décembre 2000
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Section 9
Suppléments
Cirrus Design
SR22
Entrées personnelles de musique
Le panneau de commande de son permet le branchement de deux
appareils séparés (musique) de loisir personnels. Ces appareils sont
branchés dans les prises AUDIO INPUT des panneaux de prises de la
console centrale. MUSIC1 est branché à la prise AUDIO INPUT près
de la prise de courant de service. MUSIC2 est branché à la prise à
l'arrière de la console. Le volume de Music1 est réduit pendant toutes
les activités de radio de l'avion et normalement pendant les activités
d'interphone. Les caractéristiques de Music1 et Music2 sont affectées
par le mode d'isolation d'interphone actif.
• Appuyer sur le bouton d'isolation d'interphone PILOT ICS pour
isoler le pilote du copilote et des passagers. Le pilote et les
passagers ont accès à Music1. Le volume de Music1 est réduit
par l'activité de l'interphone du copilote ou des passagers.
• Appuyer sur le bouton d'isolation d'interphone de l'équipage
CREW ICS pour isoler l'équipage des passagers et permettre
au pilote et au copilote d'écouter Music 1 et aux passagers
d'écouter MUSIC2.
Les activités de radio, de MKR et
d'interphone du pilote ou du copilote réduisent aussi le volume
de Music1. Le volume de Music 2 n'est pas réduit.
• Quand aucun des modes d'isolation du PILOTe ou d'équipage
CREW n'est sélectionné, MUSIC1 est offert à l'équipage et aux
passagers Les activités de radio, de MKR et d'interphone
réduisent aussi le volume de Music1.
Interphone
Les commandes d'interphone sont placées vers la gauche du
panneau de commande de son. Les commandes comprennent une
commande de volume pour le pilote et le copilote, une commande de
silencieux pour tous les occupants et un commutateur de sélection de
mode d'interphone.
Commande de volume et de silencieux
Le volume
commande
commande
commande
bouton
6 of 10
d'interphone et la commande de silencieux du relais à
vocale (VOX) sont commandés au moyen du bouton de
gauche (pilote) et du bouton droit (copilote), sur la
du panneau de commande de son. Commandes du
P/N 13772-101
Original : 12 décembre 2000
Cirrus Design
SR22
Section 9
Suppléments
• Bouton gauche intérieur ÷ Commande de marche-arrêt et de
volume de l'interphone du pilote. Tourner complètement dans le
sens inverse des aiguilles d'une montre pour l'éteindre (déclic).
• Bouton gauche extérieur ÷ Niveau de VOX du microphone
d'interphone du pilote. Tourner dans le sens des aiguilles d'une
montre pour augmenter le niveau de son (VOX) nécessaire
pour surmonter le silencieux. Tourner complètement dans le
sens inverse des aiguilles d'une montre pour obtenir la position
du microphone continuellement en marche.
• Bouton droit intérieur ÷ Le pousser et le tourner pour régler le
volume d'interphone du copilote. Quand il n'est pas poussé, le
tourner pour régler le volume interphone des passagers.
• Bouton droit extérieur ÷ Niveau de VOX du microphone du
pilote et du copilote. Tourner dans le sens des aiguilles d'une
montre pour augmenter le niveau de son (VOX) nécessaire
pour surmonter le silencieux. Tourner complètement dans le
sens inverse des aiguilles d'une montre pour obtenir la position
du microphone continuellement en marche.
Chaque entrée de microphone a un circuit VOX spécialisé pour
assurer que seul le ou les microphones actifs peuvent être entendus
quand le silencieux est surmonté. Quand l'opérateur a fini de parler, le
canal d'interphone reste ouvert pour éviter la fermeture entre des mots
ou au cours des poses normales.
Réglages
Le panneau de commande de son fournit une commande de
silencieux de relais à commande vocale (VOX) réglable pour le pilote,
le copilote et les passagers. Puisque les circuits VOX réduisent le
nombre de microphones actifs à un moment spécifique, le volume du
bruit de fond indésirable dans le microphone est réduit. Ceci permet
aussi d'utiliser des casques différents avec le même système
d'interphone. Puisque l'utilisateur peut régler le niveau de
déclenchement du silencieux de VOX pour correspondre au timbre de
la voix et au microphone, ceci aide à éliminer la frustration de la
coupure des premières syllabes. Avant la fermeture du canal, il y a un
petit délai après que la personne arrête de parler. Ceci empêche la
fermeture entre les mots et évite les communications saccadées.
P/N 13772-101
Original : 12 décembre 2000
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Section 9
Suppléments
Cirrus Design
SR22
Réglage du silencieux
1. Avec le moteur en marche, régler le niveau de déclenchement de
VOX en tournant lentement, dans le sens des aiguilles d'une
montre, le bouton SQL jusqu'à ce qu'il ne soit plus possible
d'entendre le bruit du moteur dans les écouteurs.
2. Mettre le microphone près des lèvres et parler dans le
microphone. Vérifier qu'un niveau normal de la parole ouvre le
canal.
Modes d'interphone
Le GMA 340 permet trois modes d'interphone (ICS) pour faciliter la
tâche et minimiser les distractions pendant toutes les phases du vol :
pilote, équipage et tous (PILOT, CREW et ALL). Utiliser les boutonspoussoirs PILOT et CREW pour sélectionner ce mode. Appuyer sur un
bouton pour activer le mode d'interphone correspondant et appuyer
une deuxième fois sur le bouton pour désactiver ce mode. L'utilisateur
peut changer de mode (PILOT à CREW ou CREW à PILOT), en
appuyant sur le bouton-poussoir des modes désirés. Le mode ALL
(Tous) est actif quand ni PILOT ni CREW n'est sélectionné.
PILOT
Le pilote est isolé de l'interphone. Le pilote peut entendre la
radio et l'écoute latérale seulement pendant la transmission
de la radio. Le copilote et les passagers peuvent entendre
l'interphone et la musique, mais pas la réception radio de
l'avion ni les transmissions du pilote.
EQUIP
AGE
Le pilote et le copilote sont connectés à un canal
d'interphone et sont les seuls à avoir accès aux radios de
l'avion. Ils peuvent aussi écouter MUSIC1. Les passagers
peuvent continuer à communiquer entre eux, sans
interrompre l'équipage et peuvent aussi écouter MUSIC2.
ALL
(Tous)
Toutes les personnes entendent la radio de l'avion,
l'interphone et MUSIC1. Pendant les communications
d'interphone, le volume de la musique diminue
automatiquement. Le volume de la musique augmente
graduellement au niveau initial après la fin des
communications. Le pilote et le copilote ont accès aux
émetteurs-récepteurs à COM.
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P/N 13772-101
Original : 12 décembre 2000
Cirrus Design
SR22
Section 9
Suppléments
Le tableau suivant montre, sous forme condensée, ce que chaque
occupant entend dans chacun des modes d'interphone qui peut être
sélectionné.
Le pilote
entend
Le copilote
entend
Le passager entend
PILOT
A/C Radios
Pilote
Passagers
Copilote
Music1
Passagers
Copilote
Music1
EQUIP
AGE
Radios A/C
pilote/copilote
Music1
Radios A/C
pilote/copilote
Music1
Passagers
Music2
ALL
(Tous)
A/C Radio
Pilote/copilote
Passagers
Music1
Radios A/C
pilote/copilote
Passagers
Music1
A/C Radio
Pilote/copilote
Passagers
Music1
Mode
Radiobalise Marker
Le récepteur de radiobalise Marker fournit les indicateurs visuels et
sonores pour alerter le pilote quand l'avion passe au-dessus d'un
émetteur 75 MHz. Les commandes et les voyants de radiobalise
Marker sont placés à l'extrême droite du panneau de commande de
son.
Appuyer sur le bouton-poussoir MKR pour sélectionner le son de la
radiobalise. Si aucun signal de radiobalise n'est reçu, appuyer sur le
bouton-poussoir MKR une deuxième fois pour désélectionner le son
de la radiobalise. Cependant, si un signal de radiobalise est reçu,
appuyer une seconde fois sur le bouton-poussoir MKR pour couper le
son, mais le voyant continue à clignoter. Appuyer sur le boutonpoussoir MKR une troisième fois (alors que le son de la radiobalise est
coupé) pour désélectionner le son de radiobalise. La coupure du son
de la radiobalise est désactivée automatiquement quand le signal
n'est plus reçu.
• Nota •
Le voyant de la radiobalise (O, M, A) fonctionne
indépendamment du son et il n'est pas possible de le désactiver.
P/N 13772-101
Original : 12 décembre 2000
9 of 10
Section 9
Suppléments
Cirrus Design
SR22
L'activation du voyant et du son de la radiobalise pour l'approche ILS
est décrite plus bas.
O (bleu)
Voyant de radiobalise extérieur et tonalité de 400 Hz
associée. Le voyant et le ton sont activés à une cadence
de deux éclairs et tonalités par seconde.
M (jaune)
Voyant de radiobalise intermédiaire et tonalité de
1 300 Hz associée. Le voyant et la tonalité clignotent
avec des éclairs et des tonalités courts et longs,
alternativement.
A (blanc)
Voyant de radiobalise intérieur et de navigation et tonalité
de 3 000 Hertz associée. Le voyant et la tonalité sont
activés à une cadence de six éclairs et tonalités par
seconde.
Sensibilité de la radiobalise
Le bouton-poussoir SENS sur le côté gauche du panneau est utilisé
pour régler la sensibilité du récepteur de radiobalise. Le niveau de
sensibilité sélectionné est indiqué par l'allumage du voyant LED HIGH
ou LOW (haut ou bas). Quand la sensibilité HIGH est sélectionnée, la
tonalité de la radiobalise extérieure est plus lointaine. Sélectionner la
sensibilité LOW à ce moment pour obtenir un emplacement plus
précis de la radiobalise extérieure. Typiquement, la sensibilité HIGH
est sélectionnée jusqu'à l'apparition de la tonalité de radiobalise
extérieure et, ensuite, la sensibilité LOW est sélectionnée pour obtenir
un emplacement plus précis de la radiobalise extérieure.
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P/N 13772-101
Original : 12 décembre 2000
Cirrus Design
SR22
Section 9
Suppléments
Manuel de vol et
Supplément au manuel d'utilisation
de l'avion approuvé par la FAA
par le
Transpondeur Garmin GTX 327
Quand un transpondeur Garmin GTX 327 est installé dans le Cirrus
Design SR22, ce supplément est applicable et doit être inséré dans la
section de suppléments (section 9) du manuel de vol de l'avion Cirrus
Design SR22. Ce document doit toujours être dans l'avion. Les
renseignements contenus dans ce supplément ajoutent, remplacent
ou éliminent des informations du manuel d'utilisation de l'avion de
base du SR22.
P/N 13772-102
Original : 12 décembre 2000
1 of 8
Section 9
Suppléments
Cirrus Design
SR22
Section 1 -Généralités
L'avion est équipé d'un seul transpondeur Garmin GTX 327 ATC Mode
A/C (identification et altitude), avec capacité de squawk. Ce
supplément fournit des instructions d'utilisation complètes pour le GTX
327 et ne nécessite la présence de renseignements supplémentaires
dans l'avion.
1
2
10 9
1. Clé identification
2. Sélecteur de mode
a. OFF
b. STBY (Standby)
c. ON
d. ALT
3. Ecran d’affichage
4. Clé de fonction
3
4
8
7
5
6
5. Curseur
6. Clé Clear
7. Clé START/STOP
8. Cellule photoélectrique
9. Clé FR
10. Clé de sélection
a. 0-7 - Sélection de code
b. 8-9 - Brillance/contrast
SR22_FM09_1501
2 of 8
P/N 13772-102
Original : 12 décembre 2000
Cirrus Design
SR22
Section 9
Suppléments
Section 2 -Limites
Pas de changement
Section 3 -Procédures d'urgence
Pas de changement
Section 4 -Procédure normale
• Nota •
La portée prévue du GTX 327 est limitée à la portée optique.
Une faible altitude ou le masquage de l'antenne par l'avion luimême peut réduire la portée. Il est possible d'augmenter la
portée en montant à une plus haute altitude.
Après le démarrage du moteur
1. Interrupteur d'alimentation des systèmes d'avionique .... MARCHE
Le transpondeur se met en marche en mode de veille STBY. Le
transpondeur est en marche, mais il ne répond pas aux
interrogations du radar de surveillance secondaire du centre de
contrôle de circulation aérienne (ATC).
Avant le décollage
1. Touches de sélection de mode du transpondeur ...................... ALT
Si le transpondeur est en mode de veille, il passe
automatiquement à ALT pendant le décollage, quand la vitesse au
sol augmente à plus d'environ 35 kt. Le transpondeur répond au
mode C interrogations en mode C (altitude et identification) du
contrôle de la circulation aérienne.
• Nota •
Quand le transpondeur est sur ON, il fonctionne en mode A
(identification) seulement.
Le transpondeur répond aux
interrogations de mode C (altitude) avec des signaux qui ne
contiennent aucun renseignement d'altitude.
P/N 13772-102
Original : 12 décembre 2000
3 of 8
Section 9
Suppléments
Cirrus Design
SR22
Après l'atterrissage
1. Touches de sélection de mode du transpondeur ..... STBY ou OFF
(veille ou arrêt)
Si le transpondeur est en mode ALT pour l'atterrissage, il passe
automatiquement en veille STBY pendant le roulement
d'atterrissage, quand la vitesse au sol diminue à moins d'environ
35 kt.
Section 5 - Performance
Pas de changement
Section 6 -Masse et centrage
Pas de changement
Section 7 -Description des systèmes
• Nota •
Ce supplément fournit des procédures spécifiques pour
l'utilisation du transpondeur GTX 327 dans le SR22, ainsi
qu'une description général de l'appareil. Pour obtenir une
description détaillée du GTX 327, consulter le guide du
transpondeur à mode A/C GARMIN GTX 327 Mode A/C, n° de
référence 190-00187-00, révision A (fév. 2000) ou un révision
ultérieure.
Le système de transpondeur GTX 327 comprend un appareil de
commande de récepteur-émetteur, une antenne et un numériseur
d'altitude. Le récepteur-émetteur reçoit les interrogations d'un
émetteur de radar de surveillance secondaire au sol et transmet
ensuite au centre de contrôle de circulation aérienne interrogeant. Les
renseignements d'altitude numérisés sont fournis par le numériseur
d'altitude (codeur) branché dans le système de statique de l'avion. Le
transpondeur et les commandes intégrées sont montées dans la
console centrale. La commande du transpondeur fournit un affichage
actif de code, la sélection de code, le bouton IDENT et les fonctions
d'essais. L'affichage est lisible de jour et une cellule photoélectrique
ajuste automatiquement l'intensité. L'intensité des boutons de
commande est ajustée par l'interrupteur de feux INST sur la traverse
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SR22
Section 9
Suppléments
du tableau de bord. L'antenne du transpondeur est montée sur le
dessous du fuselage, juste derrière la cloison pare-feu.Le courant
continu de 28 V pour le transpondeur est commandé par l'interrupteur
principal d'avionique, sur le panneau d'interrupteurs. Le courant
continu de 28 V pour le récepteur, l'émetteur et le codeur d'altitude est
fourni par le disjoncteur de 2 A, ENCODER/XPONDER, sur la barre
omnibus non essentielle d'avionique.
Touches de sélection de mode
Les touches de sélection de mode sont placées en cercle,
immédiatement à gauche de l'affichage. Le mode sélectionné est
indiqué sur la gauche de l'affichage, immédiatement à gauche des
touches de sélection. Les cinq position sont :
ARRET (OFF) - Coupe l'alimentation électrique du transpondeur GTX
327. Le transpondeur doit être éteint jusqu'après le démarrage du
moteur. Normalement, il est possible de laisser le transpondeur en
position STBY (veille) et de commander la mise en marche au moyen
de l'interrupteur général d'avionique.
VEILLE (STBY)Met le transpondeur en marche, en mode de veille. Le
dernier code d'identification actif est sélectionné. En veille (STBY), le
transpondeur ne répond pas aux interrogations d'un système de radar
de surveillance secondaire d'un centre de contrôle de circulation
aérienne. C'est la position normale pour l'exploitation au sol du SR22.
• Nota •
Pendant le roulement d'atterrissage, alors que la vitesse au
sol devient inférieure à 35 kt, l'appareil quitte le mode ALT et
passe automatiquement en mode de veille STBY.
MARCHE (ON) - Met en marche en mode A (mode d'indentification)
l'appareil GTX 327. Le dernier code d'identification actif est
sélectionné. En plus du code d'identification de l'avion, le
transpondeur répond aussi aux interrogations d'altitude (mode C) avec
un signal qui ne contient aucun renseignement d'altitude.
ALT - Met le transpondeur en mode A et en mode C, identification et
altitude, respectivement. Le transpondeur répond aux interrogations
avec le code d'identification de l'avion et l'altitude-pression standard
(29,92 pouces Hg).
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Section 9
Suppléments
Cirrus Design
SR22
• Nota •
L'appareil passe automatiquement du mode STBY en mode
ALT, pendant le roulement de décollage, alors que la vitesse
au sol devient supérieure à 35 kt.
Touches de sélecteur de code
Pour sélectionner un code, appuyer sur les huit touches de sélection
(numérotées 0 à 7) qui se trouvent immédiatement sous l'affichage. Il
est possible de sélectionner un des 4096 codes d'identification. Le
code sélectionné doit être conforme aux instructions de vol IFR ou aux
réglements applicable à l'utilisation des transpondeurs pour les vols
VFR.
Le code de transpondeur de l'avion est utilisé pour améliorer la
capacité de suivi des centres de contrôle de circulation aérienne. Il ne
faut donc pas mettre le transpondeur en veille, STBY, pendant les
changements de code de routine.
Entrée d'un code
1. Utiliser la touche CLR pour effacer le code présent.
2. Utiliser les touches 0 à 7 pour entrer le nouveau code. Le nouveau
code n'est activé qu'après l'entrée du quatrième chiffre. Appuyer
sur la touche CLR pour reculer le curseur d'une position. Appuyer
sur la touche CRSR pendant l'entrée du code pour éliminer le
curseur et annuler l'entrée.
• Nota •
Pendant le changement de code de routine, il faut éviter de
sélectionner le code 7500 et tous les codes de la série 7600
(7600 à 7677) et de la série 7700 (7700 à 7777). Ces codes
déclenchent des indicateurs spéciaux dans les installations
automatisées.7500 est interprété comme un code de
détournement d'avion.
Codes importants
• 1200 – code VFR pour n'importe quelle altitude aux Etats-Unis.
• 7000 – code VFR normalement utilisé en Europe.
• 7500 – Détournement d'avion
• 7600 – Perte de communications
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SR22
Section 9
Suppléments
• 7700 – Urgence
• 7777 – Opération d'interception militaire (il ne faut jamais faire
de squawk sur ce code)
• 0000 – Utilisation militaire seulement (ne peut pas être entré)
Voyant de réponse
Le voyant de réponse est le petit « R » en vidéo inverse,
immédiatement sous l'indicateur de mode, dans l'affichage. Le voyant
de réponse clignote chaque fois que le transpondeur répond à des
interrogations du sol. Le voyant reste allumé pendant l'intervalle de 18
secondes de IDENT.
Touche IDENT
Appuyer sur la touche IDENT pour activer les impulsions
d'identification de position spéciale (SPI) pendant environ 18
secondes, permettant aux contrôleurs de circulation aérienne
d'identifier le retour de transpondeur des autres retours sur l'écran de
radar. L'indicateur de réponse s'allume dans l'écran pendant les
impulsions d'identification de position spéciale (SPI). Appuyer
momentanément sur la touche IDENT quand le contrôleur demande
« SQUAWK IDENT ».
Touche VFR
Appuyer sur la touche VFR pour mettre le transpondeur au code VFR
préprogrammé sélectionné en mode de configuration (1200, valeur
d'usine). Appuyer une seconde fois sur le touche VFR pour restaurer
le code d'identification précédent.
Touche FUNC
Appuyer sur la touche FUNC pour changer les données montrées à
droite de l'affichage. Appuyer une seconde fois sur la touche FUNC
pour afficher les données suivantes. Les données affichées
comprennent altitude-pression, durée du vol, chronomètre, minuteur,
contraste et brillance de l'affichage.
ALTITUDE-PRESSION (PRESSURE ALT) - Affiche l'altitudepression, en pieds. Une flèche à la droite de l'altitude indique que
l'avion monte ou descend.
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Section 9
Suppléments
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SR22
DUREE DU VOL (FLIGHT TIME) - Affiche la durée du vol. Le
temporisateur reçoit la vitesse au sol du GPS 1. La durée du vol
commence quand la vitesse au sol atteint 35 kt au décollage et fait
une pose quand la vitesse au sol descend au-dessous de 35 kt à
l'atterrissage.
CHRONOMETRE (COUNT UP TIMER) - Le chronomètre est
commandé par la touche START / STOP. Appuyer sur la touche CLR
pour remettre affichage à zéro.
MINUTEUR (COUNT DOWN TIMER) - Le minuteur est commandé
par la touche START/STOP. Utiliser les touches CRSR et 0 à 9 pour
entrer le temps initial. Appuyer sur la touche CLR pour remettre le
minuteur à la valeur initiale.
CONTRASTE - Permet de régler le contraste de l'affichage. Quand
CONTRAST est sélectionné, appuyer sur la touche 8 pour réduire le
contraste et sur la touche 9 pour l'augmenter.
AFFICHAGE -La fonction Affichage n'est pas disponible dans cette
installation. La brillance de l'affichage est ajustée automatiquement au
moyen d'une cellule photoélectrique dans le panneau avant.
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SR22
Section 9
Suppléments
Manuel de vol et
Supplément au manuel d'utilisation
de l'avion approuvé par la FAA
pour le
Navigateur GPS Garmin GNS 430
Quand un navigateur GPS Garmin GNS 430 GPS avec NAV, ILS et
COM est installé dans le Cirrus Design SR22, ce supplément est
applicable et doit être inséré dans la section de suppléments (section
9) du manuel d'utilisation de l'avion Cirrus Design SR22 . Ce
document doit toujours être dans l'avion. Les renseignements
contenus dans ce supplément ajoutent, remplacent ou éliminent des
informations du manuel d'utilisation de l'avion de base du SR22.
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Suppléments
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SR22
Section 1 - Généralités
L'avion est équipé d'un navigateur GPS Garmin GNS 430 avec Nav
VHF, ILS et COM VHF, appelé « navigateur » dans ce document.Le
GNS 430 est capable de fournir la navigation IFR en route, dans les
régions terminales de contrôle et dans les approches, avec une
précision de position de moins de 15 mètres. Le système utilise le
réseau de satellites du système mondial de localisation (GPS) pour
obtenir la position de l'avion (longitude, latitude et altitude) et un
numériseur d'altitude pour améliorer les calculs d'altitude.
Il est possible d'installer le navigateur GPS GARMIN GNS 430 dans
des installations simples ou double. Si un seul GNS 430 est installé, il
est désigné GPS 1, et un navigateur GPS GARMIN GNC 420 est
installé comme GPS 2. Consulter les descriptions de ces appareils
dans les suppléments applicables.
Si deux navigateurs GARMIN GNS 430 sont installés, l'appareil
supérieur est désigné GPS 1 et l'appareil inférieur est désigné GPS 2.
Dans ces installations, l'affichage multifonctions et l'horizon artificiel
affichent les renseignements du GPS 1 et l'indicateur d'écart de route
(indicateur de VOR, LOC, ILS et d'alignement de descente) affiche les
renseignements du GPS 2.
• Nota •
Consulter INTEGRATION du GPS 430 DANS LA SECTION
DE PROCÉDURES normales de ce supplément pour obtenir
des renseignements plus détaillés sur l'intégration du GPS
430 dans les diverses configurations.
.c
.v
c
v
COM
119.350
122.800
VLOC
c/v
D
MENU
CLR
ENT
240
31
5.0 mn
overzoom
GPS
CDI
44
17R
KOKC
114.10
113.40
ENR
PUSH
13
35L
IRW
MSG
OBS
MSG
NAV
PUSH
CRSR
00000
FPL
PROC
SR2_FM09_1109
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Figure - 1
Panneau avant du Garmin GNS 430
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SR22
Section 9
Suppléments
Section 2 - Limites
Tant que le navigateur GPS reçoit des signaux utilisables, il a été
démontré qu'il était capable d'être conforme aux spécifications de
précision de :
1. Exploitations VFR/IFR, en route, dans les régions terminales de
contrôle terminal et dans les approches aux instruments (GPS,
VOR), c'est-à-dire, en route, terminal et approche aux instruments
du système d'espace aérien national américain, les Spécifications
minimales de performance de navigation (MNPS) dans l'espace
aérien de l'Atlantique nord en utilisant le niveau de référence
WGS-84 (ou NAD 83), conformément aux critères de AC 20-138,
AC 91-49 et AC 120-33. Les données de navigation sont basées
seulement sur l'utilisation du système mondial de localisation
(GPS) exploité aux Etats-Unis d'Amérique.
2. Le Guide et référence du pilote pour le Garmin GNS 430, n° de
référence 190-00140-00, révision F datée de juillet 2000 (ou la
révision ultérieure appropriée) doit être immédiatement disponible
à l'équipage de vol quand la navigation est basée sur le navigateur
GPS. Le statut du logiciel indiqué dans le manuel d'utilisation de
l'avion doit correspondre à celui indiqué sur l'équipement.
3. Le navigateur doit utiliser la version de logiciel 2.XX (où X est un
chiffre de 0 à 9).
4. La navigation IFR en route et dans une région terminale de
contrôle est défendue à moins que le pilote vérifie la précision de
la base de données ou qu'il vérifie la précision de chaque point
intermédiaire en faisant référence à des donnés courantes
approuvées.
5. Les approches aux instruments GPS doivent être accomplies
conformément aux procédures d'approche aux instruments
approuvées qui sont présentes dans la base de données NavData
du navigateur. La base de données doit incorporer le cycle de
mise à jour courant.
a. Les approches aux instruments doivent être faites en mode
d'approche et le contrôle autonome de l'intégrité par le
récepteur (RAIM) doit être disponible au point d'approche
finale.
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Suppléments
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SR22
b.
L'exécution des approches ILS, LOC, LOC-BC, LDA, SDF et
MLS n'est pas autorisée en mode GPS.
c.
Quand un aéroport secondaire est exigé par les règles
d'exploitation applicables, il doit être desservi par une
approche basée sur une navigation autre que GPS, l'avion
doit avoir de l'équipement opérationnel capable d'utiliser cet
aide de navigation et l'aide de navigation exigé doit être
fonctionnel.
6. L'avion doit être équipé d'autres équipements de navigation
approuvés et fonctionnant correctement pour l'itinéraire de vol.
Section 3 -Procédures d'urgence
1. Si les renseignements du navigateur GPS ne sont pas disponibles
ou si elles sont invalides, utiliser le reste de l'équipement de
navigation opérationnel selon le besoin.
2. Si le message « RAIM NOT AVAILABLE… » ou « RAIM
POSITION WARNING » (RAIM PAS DISPONIBLE… ou ALARME
DE POSITION DE RAIM) est affiché, continuer à naviguer en
utilisant l'équipement GPS ou retourner à une autre moyen de
navigation secondaire approprié à l'itinéraire et à la phase de vol.
En cas de continuation de l'utilisation de la navigation avec le
GPS, il faut vérifier la position toutes les 15 minutes à l'aide d'un
autre système de navigation IFR homologué.
Section 4 -Procédures normales
Le navigateur GARMIN GNS 430 peut être installé dans une
installation simple ou double. Les procédures d'utilisation pour chaque
appareil d'une installation double sont identiques. Consulter les
paragraphes d'intégration du GNS 430 dans ce supplément pour
obtenir les différences d'intégration pour une installation simple ou une
installation double.
Les procédure d'utilisation normales sont
données dans le Guide et référence du pilote du GARMIN GNS 430,
n° de référence 190-00140-00, révision F, datée de juillet 2000 (ou la
révision ultérieure appropriée).
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SR22
Section 9
Suppléments
Activation du GPS
1. Interrupteur principal de batterie..................................... MARCHE
2. Interrupteur d'alimentation des systèmes d'avionique .... MARCHE
3. Interrupteur de marche du navigateur et de COM ......Tourner pour
mettre en marche.
Un message d'accueil est affiché pendant l'exécution du test
automatique du navigateur. Quand le test automatique est
terminé, le navigateur demande la confirmation de la base de
données, acquiert la position et affiche ensuite la position acquise
sur l'écran du navigateur et sur l'affichage multifonctions.
• Nota •
Le navigateur n'est pas couplé à un ordinateur de données
d'air et de carburant. Les données de carburant à bord et de
débit de carburant doivent être entrées manuellement pour
pouvoir utiliser la fonction de planification de carburant des
pages AUX.
Le navigateur GPS utilise les renseignements d'altitude du
numériseur d'altitude du codeur d'altitude pour améliorer les
renseignements d'altitude.
Intégration du GNS 430
Le navigateur GNS 430 est intégré à l'installation d'avionique du
SR22 dans trois configurations.
1. Un seul GARMIN GNS 430 (GPS 1) en interface avec l'indicateur
d'écart de route et l'affichage multifonctions et un seul GARMIN
GNC 250XL (GPS 2) pas intégré à un indicateur éloigné.
a. Dans cette configuration, appuyer sur la touche d'action
secondaire de l'indicateur d'écart de route du GARMIN GNS
430 (GPS 1) pour sélectionner l'affichage GPS ou NAV sur
l'indicateur d'écart de route à chaque pression sur la touche.
La source de l'indicateur d'écart de route est indiquée par
l'allumage de l'annonciateur GPS ou VLOC au coin inférieur
gauche de l'affichage du GNS 430,
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Suppléments
Cirrus Design
SR22
• Nota •
L'indicateur de déviation de course affiche l'écart de
route du VOR, de l'alignement de piste (LOC) ou de
l'alignement de descente (G/S) quand le VLOC est
sélectionné pour affichage et affiche l'écart de route du
GPS quand le GPS est sélectionné comme source de
navigation.
b.
Dans cette configuration, le GPS 2 est un navigateur GPS
avec COM VHF GARMIN GNC 250XL. Les données de GPS
sont uniquement affichées sur le panneau d'affichage de
l'appareil et elles ne sont pas intégrées à l'indicateur à
distance. Consulter les instructions du navigateur GPS
GARMIN GNC 250XL, n° de référence 13772-S05 dans le
supplément du manuel d'utilisation de l'avion SR22.
2. Un seul GARMIN GNS 430 (GPS 1) en interface avec l'horizon
artificiel et l'affichage multifonctions et un seul GARMIN GNC 420
(GPS 2) en interface avec l'indicateur d'écart de route (VOR/LOC).
a. Dans cette configuration, appuyer sur la touche d'action
secondaire de l'indicateur d'écart de route du GARMIN GNS
430 (GPS 1) pour sélectionner successivement l'affichage
GPS ou NAV sur l'indicateur d'horizon artificiel. La source de
l'indicateur d'horizon artificiel est indiquée par l'allumage de
l'annonciateur GPS ou VLOC au coin inférieur gauche de
l'affichage du GNS 430,
• Nota •
L'affichage d'horizon artificiel affiche l'écart de route du
VOR, de l'alignement de piste (LOC) ou de la pente de
descente (G/S) quand le VLOC est la source de
navigation et affiche l'écart de route du GPS quand le
GPS est la source de navigation sélectionnée.
b.
Dans cette configuration, le GPS 2 est un navigateur GARMIN
GNC 420 en interface avec un indicateur d'écart de route
(indicateur VOR/LOC). Les données de GPS sont affichées
sur l'écran de l'appareil et sur l'indicateur d'écart de route à
distance (indicateur VOR/LOC). Consulter le supplément du
manuel d'utilisation de l'avion SR22 pour le navigateur GPS
GARMIN GNC 420 n° de référence 13772-S23.
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SR22
Section 9
Suppléments
3. Deux appareils GARMIN GNS 430 sont installés. Dans cette
configuration, le GPS 1 est l'appareil GNS 430 le plus haut dans la
console et le GPS 2 le plus bas.
a. Dans cette configuration, le GPS 1 est un navigateur GPS
GARMIN GNS 430 avec COM VHF en interface avec un
indicateur d'horizon artificiel et un affichage multifonctions.
Appuyer sur la touche d'action secondaire de l'indicateur
d'écart en route sur le GPS 1 pour sélectionner
successivement l'affichage du GPS ou de NAV dans
l'indicateur d'horizon artificiel et l'affichage multifonction. La
source de l'indicateur d'horizon artificiel est indiquée par
l'allumage de l'annonciateur GPS ou VLOC au coin inférieur
gauche de l'affichage du GNS 430,
• Nota •
L'affichage d'horizon artificiel affiche l'écart de route du
VOR, de l'alignement de piste (LOC) ou de la pente de
descente (G/S) quand le VLOC est la source de
navigation et affiche l'écart de route du GPS quand le
GPS est la source de navigation sélectionnée.
b.
Dans cette configuration, le GPS 2 est un navigateur GPS
GARMIN GNS 430 avec COM VHF en interface avec un
indicateur d'écart de route (indicateur VOR/LOC/ILS/GS).
Appuyer sur la touche d'action secondaire de l'indicateur
d'écart en route sur le GPS 2 pour sélectionner
successivement l'affichage du GPS ou de NAV dans
l'indicateur d'écart de route. La source de l'indicateur
d'horizon artificiel est indiquée par l'allumage de
l'annonciateur GPS ou VLOC au coin inférieur gauche de
l'affichage du GNS 430,
• Nota •
L'affichage d'écart de route affiche l'écart de route du
VOR, de l'alignement de piste (LOC) ou de la pente de
descente (G/S) quand le VLOC est la source de
navigation et affiche l'écart de route du GPS quand le
GPS est la source de navigation sélectionnée.
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Section 9
Suppléments
Cirrus Design
SR22
Désactivation du GPS
1. Interrupteur de marche du navigateur et de COM . Tourner dans le
sens inverse des aiguilles d'une montre pour l'éteindre.
Section 5 - Performance
Aucun changement par rapport au manuel de base.
Section 6 - Masse et centrage
Aucun changement par rapport au manuel de base.
Section 7 - Description des systèmes
• Nota •
Ce supplément fournit une description générale du Garmin
GNS 430, de son fonctionnement et de l'interface avec le
SR22. Pour obtenir une description détaillée du GNS 430 et
des instructions d'utilisation, consulter le Guide et référence
du pilote du Garmin GNS 430, n° de référence 190-00140-00,
révision F, datée de juillet 2000 (ou la révision ultérieure
appropriée).
Les paragraphes suivants décrivent un seul appareil GARMIN
GNS 430 et ses fonctions. En cas d'installation d'un second
GNS 430, le second appareil fonctionne comme indiqué plus
bas, sauf que le navigateur GPS est désigné GPS 2, le
récepteur NAV est désigné NAV 2 et le récepteur de
communications VHF est désigné COM 2. Le navigateur GPS
2 et le NAV VHF sont alimentés en courant continu de 28 V,
par l'intermédiaire de l'interrupteur principal d'avionique et le
disjoncteur de 5 A, GPS 2, sur la barre omnibus non
essentielle d'avionique.Le courant continu de 28 V est fourni
par l'intermédiaire du l'interrupteur principal d'avionique et le
disjoncteur de 7,5 A, COM 2, sur la barre omnibus non
essentielle d'avionique.
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P/N 13772-103
Original : 12 décembre 2000
Cirrus Design
SR22
Section 9
Suppléments
Système intégré de GPS, NAV et COM GNS 430
Cet avion est équipé d'un GNS 430 intégrant un navigateur GPS, un
récepteur NAV et un émetteur-récepteur COM. Le navigateur GPS
comprend un récepteur GPS, un ordinateur de navigation et une base
de données Jeppesen NavData, tous contenus dans l'appareil de
commande GNS 430 monté dans la console centrale. Le GPS est
désigné GPS 1. Un récepteur-syntoniseur VHF NAV pour la réception
de VHF omnidirectionnelle (VOR), d'alignement de piste et
d'alignement de descente (LOC), est aussi intégré à l'appareil. Le
récepteur NAV est désigné NAV 1. En plus, un récepteur de
communications VHF, désigné COM 1 est aussi intégré à l'appareil.
Toutes les commandes de syntoniseur et d'affichage pour le GPS,
NAV et COM sont placées dans la commande et l'affichage du GNS
430 dans le centre de la console. Les paragraphes suivants décrivent
les fonctions GPS, NAV et COM de cet appareil. Consulter la
description complète et les instructions d'utilisation, dans le guide et
référence du pilote du GNS 430.
Navigateur GPS
Le navigateur GPS GNS 430 est le système primaire (GPS 1), est
homologué IFR et est couplé à l'indicateur d'horizon artificiel et à
l'affichage multifonctions. Normalement, le navigateur GPS fournit la
réserve et est homologué pour VFR seulement. Si le second GPS est
aussi un Garmin 430, il est couplé à l'indicateur d'écart de route et est
aussi homologué pour utilisation IFR. Le GPS Garmin 430 est capable
de fournir la navigation IFR en route, dans les régions terminales de
contrôle et dans les approches, avec une précision de position de
moins de 15 mètres. Le système utilise le réseau de satellites du
système mondial de localisation (GPS) pour obtenir la position de
l'avion (longitude, latitude et altitude) et un numériseur d'altitude pour
améliorer les calculs d'altitude. L'antenne du GPS 1 se trouve sous le
plafond de cabine, à côté de l'axe de l'avion et l'antenne du GPS 2 se
trouve sous l'auvent. Toutes les commandes et les fonctions des
navigateurs GPS sont accessibles au moyen du panneau avant du
GNS 430 qui se trouve dans la console centrale. Le panneau
comprend les touches de fonctions, les interrupteurs d'alimentation,
les annonciateurs de messages (MSG) et Nav, un affichage couleur à
cristaux liquides, deux sélecteurs concentriques sur chaque panneau
et une fente pour carte de Jeppesen NavData dans chaque panneau.
P/N 13772-103
Original : 12 décembre 2000
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Section 9
Suppléments
Cirrus Design
SR22
Le navigateur GNS 430 est alimenté en courant continu de 28 V par le
disjoncteurs de 5 A, GPS 1, sur la barre omnibus essentielle
avionique.
La base de données de navigation Jeppesen donne accès aux
données sur les aéroports, les approches, les départs normalisés aux
instruments (SID), les arrivées normalisées en région terminale
(STAR), VOR, NDB, les intersections, les altitudes minimales de
sécurité, les avis pour espaces aériens contrôlés et les fréquences.
Des bases de données nord-américaines et internationales sont
offertes. Les renseignements des bases de données sont fournis sur
une carte qui doit être insérée dans la fente pour carte de l'appareil
GPS. Des renseignements pour les abonnements sont fournis dans la
brochure d'abonnement fournie avec chaque système.
Récepteur de navigation (Nav)
Le Garmin GNS 430 fournit un récepteur de navigation (NAV) avec
possibilité de radiophare omnidirectionnel et alignement de piste
(VOR/LOC) et radioalignement de descente (G/S). Le récepteur VOR/
LOC reçoit sur une plage de fréquence de 108,000 MHz à 117,950
MHz, à intervalles de 50 kHz. Le radioalignement de descente est
reçu entre 329,150 et 335,000, à intervalles de 150 kHz. Les
commandes du récepteur Nav sont intégrées aux commandes du
Garmin GNS 430 montées sur la console centrale. Les commandes
du récepteur fournissent une indication de la fréquence active et en
attente, un stockage de fréquence en mémoire et une sélection de la
fréquence par bouton. Une sortie audio IDENT pour VOR et LOC est
fournie au système audio. L'antenne de Nav est montée en haut de
l'empennage vertical.Le courant continu de 28 V pour le récepteur de
navigation est commandé par le commutateur principal d'avionique
sur la panneau de commutateurs du bourrelet et est fourni par le
disjoncteur de 5 A, GPS 1, sur la barre omnibus essentielle
d'avionique. L'avion est équipé d'un navigateur GPS intégré GNS 430,
d'un récepteur de navigation (NAV) avec omni range et alignement de
piste (VOR/LOC) VHF et d'un récepteur d'alignement de descente.
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P/N 13772-103
Original : 12 décembre 2000
Cirrus Design
SR22
Section 9
Suppléments
Emetteur-récepteur de communications (COM)
Le GNS 430 comprend un émetteur-récepteur (COM) VHF intégré à
un syntoniseur numérique. L'émetteur-récepteur et les commandes
intégrées sont montés dans l'appareil GNS 430, L'émetteur-récepteur
reçoit toutes les transmissions de communications VHF à bande
étroite et à bande large, dans une gamme de fréquences de118,000
MHz à 136,975 MHz, en intervalles de 25,0 kHz (720 canaux). Pour
utilisation en Europe, le COM peut être utilisé configuré pour
l'espacement de canaux de 8,33 kHz (2 280 canaux). Les commandes
de syntoniseur sont placées avec les commande de NAV, à gauche du
panneau avant du GNS 430, Pour syntoniser la fréquence, tourner les
boutons concentriques grands et petits pour sélectionner une
fréquence en attente et transférer ensuite la fréquence à la fenêtre
active. La fenêtre d'affichage de fréquence COM est au coin supérieur
gauche de l'affichage du GNS 430, Il est possible d'entrer
manuellement une fréquence pour la syntonisation automatique.
L'antenne de COM 1 se trouve au-dessus de la cabine, sur l'axe de
l'avion.Le courant continu de 28 V est commandé par l'interrupteur
principal d'avionique et est fourni par le disjoncteur de 7,5 A, COM 2,
sur la barre omnibus non essentielle d'avionique.
P/N 13772-103
Original : 12 décembre 2000
11 of 12
Section 9
Suppléments
Cirrus Design
SR22
Intentionnellement laissé en blanc
12 of 12
P/N 13772-103
Original : 12 décembre 2000
Cirrus Design
SR22
Section 9
Suppléments
Manuel de vol et
Supplément au manuel d'utilisation
de l'avion approuvé par la FAA
pour le
Navigateur GPS Garmin GNC 420
Quand un navigateur GPS Garmin GNC 420, avec NAV, ILS et COM,
est installé dans le Cirrus Design SR22, ce supplément est applicable
et doit être inséré dans la section de suppléments (section 9) du
manuel d'utilisation de l'avion Cirrus Design SR22. Ce document doit
toujours être dans l'avion. Les renseignements contenus dans ce
supplément ajoutent, remplacent ou éliminent des informations du
manuel d'utilisation de l'avion de base du SR22.
P/N 13772-104
Original : 21 décembre 2000
1 of 8
Section 9
Suppléments
Cirrus Design
SR22
Section 1 -Généralités
L'avion est équipé d'un navigateur GPS Garmin GNC 420 avec COM
VHF, appelé « navigateur » dans ce document.Le GNC 420 est
capable de fournir la navigation IFR en route, dans les régions
terminales de contrôle et dans les approches, avec une précision de
position de moins de 15 mètres. Le système utilise le réseau de
satellites du système mondial de localisation (GPS) pour obtenir la
position de l'avion (longitude, latitude et altitude) et un numériseur
d'altitude pour améliorer les calculs d'altitude.
Tant que le navigateur GPS reçoit des signaux utilisables, il a été
démontré qu'il était capable d'être conforme aux spécifications de
précision de :
Exploitations VFR/IFR, en route, dans les régions terminales de
contrôle terminal et dans les approches aux instruments (GPS),
c'est-à-dire, en route, terminal et approche aux instruments du
système d'espace aérien national américain, les Spécifications
minimales de performance de navigation (MNPS) dans l'espace
aérien de l'Atlantique nord en utilisant le niveau de référence
WGS-84 (ou NAD 83), conformément aux critères de AC 20-138,
AC 91-49 et AC 120-33. Les données de navigation sont basées
seulement sur l'utilisation du système mondial de localisation
(GPS) exploité aux Etats-Unis d'Amérique.
GNC 420
.c
c
KHUT
COM
118. 750
121.600
RWO3
DIS
0.20 mn
TERM
D
MENU
CLR
ENT
50
STORG
HUT
10 mn
PUSH
CRSR
HOLD TEARDROP
NRST
OBS
MSG
FPL
PROC
SR2_FM09_1109
2 of 8
Figure - 1
Panneau avant du GARMIN GNC 420
P/N 13772-104
Original : 21 décembre 2000
Cirrus Design
SR22
Section 9
Suppléments
Section 2 -Limites
1. Le Guide et référence du pilote pour le Garmin GNC 420, n° de
référence 190-00140-20, révision B datée d'août 2002 (ou la
révision ultérieure appropriée) doit être immédiatement disponible
à l'équipage de vol quand la navigation est basée sur le navigateur
GPS. Le statut du logiciel indiqué dans le manuel d'utilisation de
l'avion doit correspondre à celui indiqué sur l'équipement.
2. Le navigateur doit utiliser la version de logiciel 2.XX (où X est un
chiffre de 0 à 9).
3. La navigation IFR en route et dans une région terminale de
contrôle est défendue à moins que le pilote vérifie la précision de
la base de données ou qu'il vérifie la précision de chaque point
intermédiaire en faisant référence à des donnés courantes
approuvées.
4. Les approches aux instruments GPS doivent être accomplies
conformément aux procédures d'approche aux instruments
approuvées qui sont présentes dans la base de données NavData
du navigateur. La base de données doit incorporer le cycle de
mise à jour courant.
a. Les approches aux instruments doivent être faites en mode
d'approche et le contrôle autonome de l'intégrité par le
récepteur (RAIM) doit être disponible au point d'approche
finale.
b.
L'exécution des approches ILS, LOC, LOC-BC, LDA, SDF et
MLS n'est pas autorisée en mode GPS.
c.
Quand un aéroport secondaire est régi par les règles
d'exploitation applicables, il doit être desservi par une
approche basée sur une navigation autre que GPS, l'avion
doit avoir de l'équipement opérationnel capable d'utiliser cet
aide de navigation et l'aide de navigation exigé doit être
fonctionnel.
5. L'avion doit être équipé d'autres équipements de navigation
approuvés et fonctionnant correctement pour l'itinéraire ou le vol.
P/N 13772-104
Original : 21 décembre 2000
3 of 8
Section 9
Suppléments
Cirrus Design
SR22
Section 3 - Procédures d'urgence
1. Si les renseignements du navigateur GPS ne sont pas disponibles
ou si elles sont invalides, utiliser le reste de l'équipement de
navigation opérationnel selon le besoin.
2. Si le message « RAIM NOT AVAILABLE… » ou « RAIM
POSITION WARNING » (RAIM PAS DISPONIBLE… ou ALARME
DE POSITION DE RAIM) est affiché, continuer à naviguer en
utilisant l'équipement GPS ou retourner à une autre moyen de
navigation secondaire approprié à l'itinéraire et à la phase de vol.
En cas de continuation de l'utilisation de la navigation avec le
GPS, il faut vérifier la position toutes les 15 minutes à l'aide d'un
autre système de navigation IFR homologué.
Section 4 - Procédures normales
Les procédure d'utilisation normales sont données dans le Guide et
référence du pilote du GARMIN GNC 420, n° de référence 190-0014020, révision B, datée d'août 2002 (ou la révision ultérieure appropriée).
Activation du GPS
1. Interrupteur principal de batterie ..................................... MARCHE
2. Interrupteur d'alimentation des systèmes d'avionique .... MARCHE
3. Interrupteur de marche du navigateur et de COM ..... Tourner pour
mettre en marche.
Un message d'accueil est affiché pendant l'exécution du test
automatique du navigateur. Quand le test automatique est
terminé, le navigateur demande la confirmation de la base de
données, acquiert la position et affiche ensuite la position acquise
sur l'écran du navigateur.
• Nota •
Le navigateur n'est pas couplé à un ordinateur de données
d'air et de carburant. Les données de carburant à bord et de
débit de carburant doivent être entrées manuellement pour
pouvoir utiliser la fonction de planification de carburant des
pages AUX.
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P/N 13772-104
Original : 21 décembre 2000
Cirrus Design
SR22
Section 9
Suppléments
Le navigateur GPS utilise les renseignements d'altitude du
numériseur d'altitude du codeur d'altitude pour améliorer les
renseignements d'altitude.
Téléaffichage de la trajectoire GPS
Les données de trajectoire du GPS GNC 420 sont affichées sur
l'indicateur d'écart de route de l'avion.
• Nota •
Puisque le GNC 420 ne fournit pas de procédures
d'atterrissage aux instruments (ILS), l'indicateur d'écart de
route utilisé dans cette installation ne fournit pas d'affichage
d'alignement de descente.
Désactivation du GPS
1. Interrupteur de marche du navigateur et de COM . Tourner dans le
sens inverse des aiguilles d'une montre pour l'éteindre.
Section 5 - Performance
Aucun changement par rapport au manuel de base.
Section 6 -Masse et centrage
Aucun changement par rapport au manuel de base.
P/N 13772-104
Original : 21 décembre 2000
5 of 8
Section 9
Suppléments
Cirrus Design
SR22
Section 7 - Description des systèmes
• Nota •
Ce supplément fournit une description générale du Garmin
GNC 420, de son fonctionnement et de l'interface avec le
SR22. Pour obtenir une description détaillée du GNC 420 et
des instructions d'utilisation, consulter le Guide et référence
du pilote du Garmin GARMIN GNC 420, n° de référence 19000140-00, révision B, datée d'août 2002 (ou la révision
ultérieure appropriée).
Système intégré de GPS et COM GNC 420
Cet avion est équipé d'un GNC 420 intégrant un navigateur GPS et un
émetteur-récepteur COM. Le navigateur GPS comprend un récepteur
GPS, un ordinateur de navigation et une base de données Jeppesen
NavData, tous contenus dans l'appareil de commande GNC 420
monté dans la console centrale. Le GPS est désigné GPS 2. En plus,
un récepteur de communications VHF, désigné COM 2 est aussi
intégré à l'appareil. Toutes les commandes de syntoniseur et
d'affichage pour le GPS et COM sont placées dans la commande et
l'affichage du GNC 420 dans le centre de la console. Les paragraphes
suivants décrivent les fonctions GPS et COM de cet appareil.
Consulter la description complète et les instructions d'utilisation, dans
le guide et référence du pilote du GNC 420.
Navigateur GPS
Le navigateur GPS GARMIN GNC 420 est le système secondaire
(GPS 2), il est homologué pour IFR et il est accouplé à l'indicateur
d'écart de route de l'avion. Le navigateur GPS GARMIN GNC 420 est
capable de fournir la navigation IFR en route, dans les régions
terminales de contrôle et dans les approches, avec une précision de
position de moins de 15 mètres. Le système utilise le réseau de
satellites du système mondial de localisation (GPS) pour obtenir la
position de l'avion (longitude, latitude et altitude) et un numériseur
d'altitude pour améliorer les calculs d'altitude. L'antenne de GPS 2 se
trouve sous l'auvent, sur l'axe de l'avion. Toutes les commandes et les
fonctions des navigateurs GPS sont accessibles au moyen du
panneau avant du GNC 420 qui se trouve dans la console centrale. Le
panneau comprend les touches de fonctions, les interrupteurs
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P/N 13772-104
Original : 21 décembre 2000
Cirrus Design
SR22
Section 9
Suppléments
d'alimentation, les annonciateurs de messages (MSG) et Nav, un
affichage couleur à cristaux liquides, deux sélecteurs concentriques
sur chaque panneau et une fente pour carte de Jeppesen NavData
dans chaque panneau. Le navigateur GNC 420 est alimenté en
courant continu de 28 V par les disjoncteurs de 5 A, GPS2, et de
7,5 A, COM 2, sur la barre omnibus non essentielle d'avionique.
La base de données de navigation Jeppesen donne accès aux
données sur les aéroports, les approches, les départs normalisés aux
instruments (SID), les arrivées normalisées en région terminale
(STAR), VOR, NDB, les intersections, les altitudes minimales de
sécurité, les avis pour espaces aériens contrôlés et les fréquences.
Des bases de données nord-américaines et internationales sont
offertes. Les renseignements des bases de données sont fournis sur
une carte qui doit être insérée dans la fente pour carte de l'appareil
GPS. Des renseignements pour les abonnements sont fournis dans la
brochure d'abonnement fournie avec chaque système.
Emetteur-récepteur de communications (COM)
Le GNC 420 comprend un émetteur-récepteur (COM) VHF intégré à
un syntoniseur numérique. L'émetteur-récepteur et les commandes
intégrées sont montés dans l'appareil GARMIN GNC 420, L'émetteurrécepteur reçoit toutes les transmissions de communications VHF à
bande étroite et à bande large, dans une gamme de fréquences
de118,000 MHz à 136,975 MHz, en intervalles de 25,0 kHz (720
canaux). Pour utilisation en Europe, le COM peut être utilisé configuré
pour l'espacement de canaux de 8,33 kHz (2 280 canaux). Les
commandes de syntonisation se trouvent sur le côté gauche du
panneau avant du GNC 420, Pour syntoniser la fréquence, tourner les
boutons concentriques grands et petits pour sélectionner une
fréquence en attente et transférer ensuite la fréquence à la fenêtre
active. La fenêtre d'affichage de fréquence COM est au coin supérieur
gauche de l'affichage du GNC 420, Il est possible d'entrer
manuellement une fréquence pour la syntonisation automatique.
L'antenne de COM 2 se trouve sous la cabine, sur l'axe de l'avion.Le
courant continu de 28 V est commandé par l'interrupteur principal
d'avionique et est fourni par le disjoncteur de 7,5 A, COM 2, sur la
barre omnibus non essentielle d'avionique.
P/N 13772-104
Original : 21 décembre 2000
7 of 8
Section 9
Suppléments
Cirrus Design
SR22
Intentionnellement laissé en blanc
8 of 8
P/N 13772-104
Original : 21 décembre 2000
Cirrus Design
SR22
Section 9
Suppléments
Manuel de vol et
Supplément au manuel d'utilisation
de l'avion approuvé par la FAA
pour
l'affichage de navigation Sandel
Avionics SN3308
Quand un affichage de navigation Sandel Avionics SN3308 est installé
dans le Cirrus Design SR22, ce supplément est applicable et doit être
inséré dans la section de suppléments (section 9) du manuel de vol de
l'avion Cirrus Design SR22 applicable. Ce document doit toujours être
dans l'avion. Les renseignements contenus dans ce supplément
ajoutent, remplacent ou éliminent des informations du manuel
d'utilisation de l'avion de base du SR22.
P/N 13772-105
Original : 29 janvier 2001
1 of 6
Section 9
Suppléments
Cirrus Design
SR22
Section 1 - Généralités
L'avion est équipé d'un affichage de navigation Sandel SN3308. Ce
SN3308 est un instrument de 3 pouces (75 mm), installé dans le
tableau de bord du pilote, qui exécute les fonctions d'un horizon
artificiel standard combiné à un indicateur radio magnétique (RMI) à
deux indicateurs de référence. L'instrument affiche aussi un
défilement cartographique, une radio balise, les données du détecteur
de foudre WX500 et les données de GPS.
SANDEL
57.9 nm
N
A
V
I
L
S
1
314°
SN3308
A
315°
30
157KT
MAP OFF
315°
33
3 V
6 U
0 E
N
W
M
A
P
24
3
B
R
G
21
6
S
E
15
NAV
12
GPS1
284°
302°
SHFT
SYNC
A-B
SR2_FM09_1504
2 of 6
Figure - 1
Affichage de navigation SN3308
P/N 13772-105
Original : 29 janvier 2001
Cirrus Design
SR22
Section 9
Suppléments
Section 2 - Limites
1. Le manuel d'utilisation de l'affichage de navigation Avionics
SN3308, SPN 90106-PG, révision C ou plus récente, doit être
immédiatement accessible à l'équipage de vol quand la navigation
est basée sur l'utilisation de l'affichage de navigation Sandel
SN3308.
2. Le message « CRC Self Test Failed » (mauvais essai automatique
du CRC) ne doit pas apparaître à la mise en marche si le pilotage
est basé sur l'utilisation de l'affichage de navigation SN3308.
3. En cas d'anticipation de vol dans des conditions météorologiques
de vol aux instruments, il faut piloter l'avion du siège gauche.
Section 3 - Procédures d'urgence
1. Si l'affichage de navigation SN3308 ne fonctionne pas, utiliser le
compas magnétique comme source de cap.
2. En cas de défaillance du gyroscope directionnel à distance, la
couleur de la rose des vents change de blanc à jaune et la sonde
magnétométrique fournit le cap. L'affichage du cap répond
beaucoup plus lentement que normalement.
3. En cas de défaillance de la sonde magnétométrique, la couleur de
la rose des vents de l'affichage de navigation SN3308 change de
blanc à jaune et les chiffres du cap disparaissent. Il est possible
d'utiliser l'affichage pour déterminer le cap relatif pour des
virages ; il faut cependant utiliser le compas magnétique pour
déterminer le cap absolu.
4. L'affichage de navigation SN3308 est alimenté par des
disjoncteurs redondants de 5 A. Le disjoncteur HSI 1 est sur la
barre omnibus essentielle et le disjoncteur HSI 2 sur la barre
omnibus principale n° 2. Chacun des circuits peut alimenter
l'affichage de navigation.
5. Consulter le manuel d'utilisation de l'affichage de navigation
Sandel Avionics SN3308 pour obtenir une liste des messages
d'erreur et des alertes.
P/N 13772-105
Original : 29 janvier 2001
3 of 6
Section 9
Suppléments
Cirrus Design
SR22
Section 4 - Procédure normale
Activation de l'affichage de navigation
1. Interrupteur principal de batterie ..................................... MARCHE
2. Interrupteur d'alimentation des systèmes d'avionique .... MARCHE
3. L'affichage de navigation est activé et est capable d'afficher les
données du VOR-ILS ou du GPS.
a. Appuyer sur le bouton NAV, à gauche de l'affichage de
navigation SN3308, pour sélectionner la source primaire de
navigation, VOR-ILS 1 ou GPS 1, pour connecter la source de
navigation à l'indicateur de route de l'indicateur de situation
horizontale et le pilote automatique.
b.
La sélection de la source de l'indicateur de relèvement entre
VOR 1, VOR 2, GPS 1 ou GPS 2 est accomplie en utilisant le
commutateur BRG, à gauche de l'affichage de navigation
SN3308.
c.
L'indication de la source de navigation et de tous les modes
est accomplie par un indicateur sur l'écran.
Désactivation de l'affichage de navigation
1. Interrupteur d'alimentation des systèmes d'avionique ........ARRET
Section 5 - Performance
Pas de changement
Section 6 - Masse et centrage Pas de
changement
4 of 6
P/N 13772-105
Original : 29 janvier 2001
Cirrus Design
SR22
Section 9
Suppléments
Section 7 - Description des systèmes
Affichage de navigation Sandel Avionics SN3308
• Nota •
Pour obtenir une description complète de l'affichage de
navigation Sandel SN3308, consulter le manuel utilisation de
l'affichage de navigation Sandel SN3308, SPN 90106-PG,
révision C ou plus récente.
Cet avion est équipé d'un affichage de navigation Sandel SN3308
pour fournir des données de route du Nav 1 ou GPS 1 et les données
de relèvement de Nav 1, Nav 2, GPS 1 ou GPS 2. L'affichage de
navigation indique aussi le cap, l'alignement de descente, la
radiobalise et les informations de coups de foudre du détecteur de
foudre WX500 Stormscope (si installé). Les informations de cap sont
fournies par un détecteur de flux stabilisé par un gyroscope. Les
données de route VOR, ILS et GPS sont dérivées du récepteur de
navigation primaire GNS 430 La graduation de l'affichage est
accomplie au moyen d'un rhéostat, immédiatement sous l'affichage.
Les sources d'alimentation redondantes fournissent un courant
continu de 28 V pour le fonctionnement du système. Le courant est
fourni par le disjoncteur de 5 A, HSI 1, de la barre omnibus essentielle
et le disjoncteur de 5 A, HSI 2, de la barre omnibus principale 2.
Chacun des circuits peut alimenter l'affichage de navigation.
P/N 13772-105
Original : 29 janvier 2001
5 of 6
Section 9
Suppléments
Cirrus Design
SR22
Intentionnellement laissé en blanc
6 of 6
P/N 13772-105
Original : 29 janvier 2001
Cirrus Design
SR22
Section 9
Suppléments
Manuel de vol et
Supplément au manuel d'utilisation
de l'avion approuvé par la FAA
pour le
Pilote automatique S-Tec System
Thirty avec GPSS
Quand le pilote automatique S-Tec System Thirty avec GPSS est
installé dans le Cirrus Design SR22, ce supplément est applicable et
doit être inséré dans la section de suppléments (section 9) du manuel
de vol de l'avion Cirrus Design SR22 (manuel). Ce document doit
toujours être dans l'avion. Les renseignements contenus dans ce
supplément ajoutent, remplacent ou éliminent des informations du
manuel d'utilisation de l'avion de base du SR22.
P/N 13772-107
Original : 02 novembre 2001
1 of 16
Section 9
Suppléments
Cirrus Design
SR22
A
B
GPSS
HDG
DETAIL A
C
P U S H/
O
L
S
H
COMMUTATEUR DE GPSS
A P
DI
LD
R
O
PI
TC
H INFO RM
AT
I
LO
ST HD
HI
UP
O
N
ALT
N
TRIM
TRK
RDY
DN
TURN COORDINATOR
L
2 MIN
R
DETAIL B
INDICATEUR DE VIRAGE
SR2_FM09_1515
2 of 16
Figure - 1
Pilote automatique System Thirty
P/N 13772-107
Original : 02 novembre 2001
Cirrus Design
SR22
Section 9
Suppléments
Section 1 - Généralités
Cet avion est équipé d'un pilote automatique S-TEC System Thirty. Ce
système de pilote automatique à deux axes reçoit les entrées de
commandes d'axe de roulis d'un indicateur de virage électrique
intégral et les renseignements d'altitude d'un transducteur d'altitude
connecté au système statique de Pitot.
Le programmateur,
l'ordinateur-amplificateur de roulis et les indicateurs de servo sont
contenus entièrement dans le boîtier de l'indicateur de virage. Le
bouton de commande multifonctions, au coin supérieur gauche de
l'indicateur de virage, permet la sélection de mode, le désengagement
et les fonctions de commande de virage. Un ordinateur de tangage
séparé fournit les fonctions de maintien d'altitude. Caractéristiques du
pilote automatique S-Tec System Thirty
• Stabilisation de roulis.
• Commande de virage.
• Suivi de NAV/LOC/GPS, sensibilité haute et basse (HI et LO).
• Maintien d'altitude
Un convertisseur de GPSS séparé fournit le pilotage en roulis par
GPS au pilote automatique. Un bouton de GPSS/HDG permet à
l'utilisateur de passer du mode de cap (HDG) au mode de pilotage en
roulis et inversement. En mode de cap, le pilote automatique répond
au curseur de cap (HDG) de l'indicateur de situation horizontale. En
mode de GPSS, le pilote automatique répond aux commandes de
pilotage en roulis du navigateur en GPS.
Consulter manuel d'utilisation du pilote automatique S-TEC System
Thirty, (n° de référence 8777), de février 1999 ou révision plus récente
et la section 7 de ce supplément pour obtenir des renseignements
plus complets sur le pilote automatique, ses modes de fonctionnement
et des procédures d'exploitation supplémentaires détaillées.
Consulter le manuel d'utilisation du convertisseur du système de
pilotage avec GPS (GPSS) GPSS-TEC-Meggit (n° de référence
8799), daté le 8 février 2001 ou plus récent, et la section 7 de ce
supplément du manuel d'utilisation de l'avion, pour obtenir une
description plus complète du convertisseur GPSS, de ses modes de
fonctionnement et des procédures d'utilisation supplémentaires.
P/N 13772-107
Original : 02 novembre 2001
3 of 16
Section 9
Suppléments
Cirrus Design
SR22
Section 2 - Limites
1. L'utilisation du pilote automatique est interdite au-dessus de
185 kt.
2. Le pilote automatique ne doit pas être engagé pour le décollage et
l'atterrissage.
3. Le pilote automatique doit être débranché en cas d'approche
interrompue, de remise des gaz et d'atterrissage interrompu.
4. Quand la vitesse indiquée est inférieure à 95 kt, les volets doivent
être réglés à 50 % quand le pilote automatique fonctionne en
mode de maintien d'altitude.
5. Les volets sont limités à 50 % quand le pilote automatique
fonctionne.
4 of 16
P/N 13772-107
Original : 02 novembre 2001
Cirrus Design
SR22
Section 9
Suppléments
Section 3 - Procédures d'urgence
Mauvais fonctionnement du pilote automatique
Consulter la procédure en cas de défaillance du compensateur
électrique ou du pilote automatique dans le manuel d'utilisation de
l'avion de base. Il ne faut pas réengager le pilote automatique avant
d'avoir identifié et corrigé la cause du mauvais fonctionnement.
• Nota •
Un mauvais fonctionnement du GPSS risque d'affecter le
mode HD (cap) du pilote automatique, le rendant inutilisable.
Cependant, il peut être possible d'utiliser les autres modes
latéraux du pilote automatique, tels que NAV ou approches,
ou le mode de tangage (ALT). Il faut être prudent lors de
l'examen de ces fonctions après un mauvais fonctionnement.
Débranchement du pilote automatique
1. Appuyer pendant environ 2 secondes sur le bouton de sélection
de mode sur l'indicateur de virage.
2. Appuyer sur l'interrupteur de pilote automatique DISC et
compensateur sur un des manches de commande.
3. Tirer sur le disjoncteur AUTOPILOT sur la barre omnibus
essentielle.
Perte d'altitude pendant un mauvais fonctionnement du pilote
automatique de roulis ou de tangage et rétablissement
Angle d'inclinaison
latérale
Perte d'altitude
Montée
40°
200 pieds
Croisière
45°
300 pieds
Descente
40°
350 pieds
Manoeuvre
10°
60 pieds
Phase de vol
P/N 13772-107
Original : 02 novembre 2001
5 of 16
Section 9
Suppléments
Cirrus Design
SR22
Section 4 - Procédures normales
Consulter la section 7, Description des systèmes, pour obtenir une
description du pilote automatique et de ses modes.
Essai avant vol du pilote automatique
1. Interrupteur principal de batterie ..................................... MARCHE
2. Interrupteur d'alimentation des systèmes d'avionique .... MARCHE
Noter que les voyants du pilote automatique s'allument. Après
environ 10 secondes, tous les voyants s'éteignent. Quand
l'indicateur de virage a atteint le régime optimal, le voyant vert
RDY (Prêt) s'allume. Le voyant HDG du commutateur de GPSS/
HDG s'allume et reste allumé.
3. Mode ST (stabilisateur) ........................................................ ESSAI
a. Appuyer momentanément sur le sélecteur de mode de pilote
automatique et noter que le voyant ST (stabilisateur) s'allume.
b.
Tourner ensuite vers la gauche, puis vers la droite, le bouton
de sélecteur de mode. Noter que les manches suivent le
mouvement du bouton.
4. Mode de cap ........................................................................ ESSAI
a. Centrer le curseur HDG (cap) sous la ligne de foi sur l'horizon
horizontal.
b.
Appuyer momentanément sur le sélecteur de mode de pilote
automatique. Noter que le voyant HD (cap) s'allume.
c.
Tourner ensuite le bouton HDG (cap) de l'indicateur de
situation horizontale vers la gauche ou la droite. Noter que les
manches suivent le mouvement du bouton. Tourner ensuite le
curseur HDG vers la ligne de foi.
d. Activer un plan de vol ou un point intermédiaire de GPS sur le
navigateur GPS (GPS 1).
e. Appuyer momentanément sur le commutateur de GPSS/HDG.
Le voyant HDG s'éteint et le voyant GPSS clignote. Noter que
le curseur HDG ne se déplace plus avec les manches de
commande.
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SR22
Section 9
Suppléments
• Nota •
Le GPSS doit avoir une composante de vitesse au sol pour
fonctionner, il n'est donc pas possible de faire un essai au sol
de la fonction de GPSS.
f.
Appuyer momentanément sur le commutateur de GPSS/HDG.
Le voyant GPSS s'éteint et le voyant HDG s'allume.
5. Maintien d'altitude ................................................................ ESSAI
a. Appuyer sur le bouton ALT HOLD (maintien d'altitude) du
pilote automatique du manche de commande du pilote ou du
copilote. Noter que le voyant ALT (maintien d'altitude)
s'allume.
b.
Pousser lentement le manche de commande vers l'avant.
Noter que le voyant TRIM UP s'allume. Relâcher la pression.
Le voyant TRIM UP s'éteint.
c.
Tirer lentement le manche de commande vers l'arrière. Noter
que le voyant TRIM DN s'allume. Relâcher la pression. Le
voyant TRIM DN s'éteint.
6. Essai de priorité
a. Prendre en main le manche de commande et donner des
commandes d'aileron gauche, d'aileron droit, de cabrage, de
piqué pour surmonter le pilote automatique. L'action prioritaire
doit être régulière, sans bruit ni à-coup.
b.
Appuyer sur le bouton ALT HOLD du pilote automatique.
Noter que le voyant ALT s'éteint.
7. Vérification de la radio
a. Mettre la radio NAV 1 en marche, avec un signal de NAV
valide, et sélectionner le VLOC pour affichage sur l'indicateur
de situation horizontale.
b.
Utiliser le sélecteur de mode de pilote automatique pour
engager le mode TRK LO et déplacer le sélecteur d'azimut
(OBS) pour que l'aiguille du VOR se déplace vers la gauche
ou la droite. Noter que les manches de commande suivent la
direction du déplacement de l'aiguille.
c.
Utiliser le sélecteur de mode de pilote automatique pour
engager le mode TRK HI et déplacer le sélecteur d'azimut
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Section 9
Suppléments
Cirrus Design
SR22
pour que l'aiguille du VOR se déplace vers la gauche ou la
droite. Noter que les manches de commande suivent le
déplacement de l'aiguille d'une manière plus prononcée qu'en
mode TRK LO.
8. Essai de désengagement du pilote automatique
a. Appuyer sur le bouton ALT HOLD (maintien d'altitude) du
pilote automatique du manche de commande du pilote ou du
copilote. Noter que le voyant ALT (maintien d'altitude)
s'allume.
b.
Appuyer pendant environ 2 secondes sur le sélecteur de
mode du pilote automatique. Noter que le pilote automatique
se désengage. Déplacer le manche de commande pour
confirmer que la commande de tangage et de roulis est libre,
sans restriction de commande et sans coincement.
c.
Appuyer momentanément sur le sélecteur de mode de pilote
automatique. Noter que le pilote automatique s'engage en
mode ST (stabilisateur).
d. Appuyer sur le bouton ALT HOLD (maintien d'altitude) du
pilote automatique du manche de commande du pilote ou du
copilote. Noter que le voyant ALT (maintien d'altitude)
s'allume.
e. Appuyer sur le bouton du pilote automatique DISC et
compensateur (manche de commande). Noter que le pilote
automatique se désengage. Déplacer le manche de
commande pour confirmer que la commande de tangage et
de roulis est libre, sans restriction de commande et sans
coincement.
f.
Répéter les étapes c à e en utilisant le contacteur de
compensateur du copilote (manche de commande).
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SR22
Section 9
Suppléments
Procédures en vol
1. Voyant RDY (prêt) .................................Vérifier qu'il est en marche
2. Régler les compensateurs de l'avion aux conditions de vol
actuelles.
3. Centrer le bouton du sélecteur du mode de pilote automatique et
appuyer ensuite une fois pour entrer en mode ST (stabilisateur).
4. Tourner le bouton du sélecteur de mode du pilote automatique
selon le besoin pour établir un vol horizontal ou en virage.
Mode de cap
1. Commencer en sélectionnant un cap sur l'indicateur de situation
horizontale, à moins de 10° du cap actuel de l'avion.
2. Utiliser le sélecteur de mode du pilote automatique pour
sélectionner le mode de cap (HD). Le voyant HD s'allume et
l'avion tourne vers le cap sélectionné.
3. Utiliser le bouton HDG (cap) de l'indicateur de situation
horizontale pour changer le cap selon le besoin.
Mode de maintien d'altitude
1. Piloter l'avion manuellement jusqu'à l'altitude désirée et le
remettre en vol horizontal.
• Nota •
Pour avoir une transition régulière en maintien d'altitude, la
vitesse ascensionnelle ou de descente doit être inférieure à
100 pieds/minute au moment de la sélection du maintien
d'altitude.
2. Avec le pilote automatique engagé (voyant ST allumé ou un autre
mode de roulis actif), appuyer sur le bouton ALT HOLD du pilote
automatique du manche de commande du pilote ou du copilote.
Le voyant ALT s'allume, indiquant que le mode est engagé et que
le pilote automatique va maintenir l'altitude actuelle.
• Nota •
Le pilotage manuel de l'avion à une autre altitude ne
désengage pas le maintien d'altitude et le pilote automatique
donne une commande de changement de tangage pour
resaisit l'altitude quand l'entrée de commande est relâchée.
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Section 9
Suppléments
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SR22
L'allumage du voyant TRIM UP ou TRIM DN indique que
l'avion est en dehors des réglages de compensation et qu'il
faut régler manuellement le compensateur dans la direction
indiquée.
Suivi au GPS et approche au GPS (sans GPSS)
1. Commencer avec un signal GPS fiable et l'aiguille d'indicateur de
situation horizontale centrée, avec l'avion sur le cap suggéré vers
le point intermédiaire.
• Nota •
L'avion doit être à moins de 5° de la route désirée quand TRK
est sélectionné. Si l'avion est à plus de 5° de la route
sélectionnée, le pilote automatique fait tourner l'avion vers la
route, mais il est possible qu'il ne puisse pas la capturer et la
suivre.
2. Utiliser le sélecteur de mode de pilote automatique pour
sélectionner le mode TRK HI pour l'approche au GPS et le suivi
de vol de navigation.
Suivi au GPS et approche au GPS (avec GPSS)
• Nota •
Il est possible d'utiliser le GPSS pour la navigation en route ou
les approches au GPS.
Navigation en route au GPS
1. Utiliser le sélecteur de mode du pilote automatique pour
sélectionner le mode de cap (HD). Le voyant rouge HD s'allume.
2. Sélectionner le mode HDG au moyen du commutateur GPSS/
HDG.
3. Programmer ou activer le point intermédiaire ou le plan de vol
dans le navigateur GPS (GPS 1).
4. Sélectionner le mode GPSS au moyen du commutateur GPSS/
HDG. Vérifier que le voyant GPSS s'allume.
5. Vérifier que le pilote automatique commence immédiatement à
diriger vers le point intermédiaire.
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SR22
Section 9
Suppléments
• Nota •
Le pilote automatique dirige automatiquement vers le point
intermédiaire actif chaque fois qu'un point intermédiaire est
programmé dans GPS 1 et que le pilote sélectionne GPSS
avec le pilote automatique en mode HD (cap).
En mode GPSS, le pilote automatique n'utilise pas les entrées
du bouton HDG de l'indicateur de situation horizontale ou de
commande de route.Le pilote n'a donc pas besoin de les
mettre à une position quelconque. Le pilote doit cependant
retourner au mode HDG pour manoeuvrer l'avion pour un
circuit d'attente ou une procédure de virage, puisque ces
éléments ne sont pas contenus dans la base de données du
navigateur.
Si le voyant GPSS clignote quand le GPSS est engagé, le
GPS 1 ne contient pas un point intermédiaire ou un plan de
vol actif, ou les signaux d'angle d'inclinaison et de vitesse au
sol ne sont pas reçus ou ne sont pas valides.
Si le voyant GPSS commence à clignoter, l'avion va retourner
à la position d'ailes horizontales dans un intervalle de 0,5 à
2,0 secondes. A ce moment-là, le pilote peut entrer un point
intermédiaire de GPS valide ou appuyer momentanément sur
le commutateur GPSS/HDG pour remettre le pilote
automatique en mode HD (cap).
Procédure d'approche au GPS (avec GPSS)
6. Utiliser le sélecteur de mode du pilote automatique pour
sélectionner le mode de cap (HD). Le voyant rouge HD s'allume.
7. Sélectionner le mode HDG au moyen du commutateur GPSS/
HDG.
8. Sélectionner et activer l'approche désirée sur le navigateur GPS
(GPS 1).
9. Sélectionner le mode GPSS au moyen du commutateur GPSS/
HDG. Vérifier que le voyant GPSS s'allume.
10. Vérifier que le pilote automatique commence immédiatement à
diriger vers le repère d'approche initial.
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Section 9
Suppléments
Cirrus Design
SR22
• Nota •
Si l'approche sélectionnée contient un virage conventionnel
ou un circuit d'attente, le pilote doit :
a. Régler le curseur HDG de l'indicateur de situation horizontale
au cap actuel de l'avion.
b.
Lors de l'approche du virage conventionnel, utiliser le
commutateur GPSS/HDG pour sélectionner le mode HDG.
c.
Guider l'avion dans le virage conventionnel ou le circuit
d'attente à l'aide du bouton HDG de l'indicateur de situation
horizontale.
d. A l'approche de la trajectoire de rapprochement, sélectionner
GPSS de nouveau.
e. Faire le reste de l'approche en mode GPSS.
11. Pendant le fonctionnement en GPSS, vérifier la qualité de la route
et du suivi.
Suivi au VOR et approche au VOR-LOC
1. Commencer avec un signal VOR ou VOR-LOC fiable et l'aiguille
d'indicateur de situation horizontale centrée, avec l'avion sur le
cap suggéré, vers le point intermédiaire.
• Nota •
L'avion doit être à moins de 5° de la route désirée quand TRK est
sélectionné. Si l'avion est à plus de 5° de la route sélectionnée, le
pilote automatique fait tourner l'avion vers la route, mais il est
possible qu'il ne puisse pas la capturer et la suivre.
2. Utiliser le sélecteur de mode du pilote automatique pour
sélectionner TRK HI ou LO pour le suivi de vol de navigation.
Section 5 - Performance
Il n'y a aucun changement de la performance de l'avion quand le pilote
automatique S-Tec System Thirty est installé.
Section 6 - Masse et centrage
Il n'y a aucun changement de masse et centrage de l'avion quand le
pilote automatique S-Tec System Thirty est installé.
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SR22
Section 9
Suppléments
Section 7 -Description des systèmes
L'avion est équipé d'un système de commande de vol automatique
(pilote automatique) à un deux axes S-Tec System Thirty. L'axe de
roulis du pilote automatique utilise un gyroscope incliné dans le boîtier
de l'indicateur de virage comme capteur primaire de taux de virage et
de roulis. En plus de l'instrument d'indicateur de virage et du
gyromètre, le boîtier inclut un capteur de pilote automatique, un
capteur de régime du gyroscope, un instrument de mesure
d'alimentation électrique et l'ordinateur et amplificateur de roulis du
pilote automatique. Un transducteur d'altitude connecté au système de
prises statiques fournit les renseignements sur l'altitude à un
ordinateur de roulis séparé installé dans la console. Le pilotage en
roulis est accompli par des commandes de direction du pilote
automatique sur le moteur de compensateur d'ailerons et la cartouche
à ressorts. La commande de tangage pour le maintien de l'altitude est
accomplie par des commandes de l'ordinateur de tangage sur le servo
de gouverne de profondeur. Le drapeau d'indicateur de virage
apparaît en cas de faible courant électrique et le pilote automatique se
désengage en cas de faible régime. Le courant continu de 28 V pour
le fonctionnement du pilote automatique est fourni par le disjoncteur
de 5 A, AUTOPILOTE, placé sur la barre essentielle. Le réglage de
l'intensité d'éclairage de l'indicateur de virage est commandée par le
gradateur d'instruments INST du panneau d'interrupteurs de la
traverse.
Le système comprend aussi un convertisseur de GPSS (direction par
GPS) et un commutateur pour appliquer les commandes de pilotage
en roulis du GPS 1 au pilote automatique. La fonction de GPSS
comprend un commutateur GPSS/HDG, un boîtier de convertisseur
de GPSS et les câbles associés. En vol normal, il est possible de
passer le système de mode de cap à GPSS. En mode de cap, le
convertisseur reçoit un signal d'erreur de cap de l'indicateur de
situation horizontale. Le convertisseur traite le signal et envoie l'erreur
de cap au pilote automatique. En mode GPSS, le convertisseur utilise
les signaux numérisés de la vitesse au sol numérisée et l'angle
d'inclinaison du GPS 1 qui sont convertis en vitesse de virage
contrôlée. La vitesse de virage est proportionnée et convertie en
signal d'erreur de cap pour le pilote automatique. Ceci permet au
pilote automatique d'être couplé directement à la sortie de direction en
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Section 9
Suppléments
Cirrus Design
SR22
roulis du GPS 1, sans obliger le pilote à faire des réglages à l'aide de
la commande de route (OBS, sélecteur d'azimut) de l'indicateur de
situation horizontale ou du curseur de cap (HDG) de l'indicateur de
situation horizontale.
Toutes les sélections et indications du pilote automatique sont faites
avec le bouton de commande de l'indicateur de virage et les boutons
ALT HOLD du pilote automatique sur le manche de commande du
pilote et du copilote. Consulter la figure 1 pour obtenir les illustrations
des modes et commandes suivants.
Voyant RDY (prêt) – Allumé vert quand le pilote automatique est prêt
à l'engagement. Quand l'interrupteur principal de batterie est mis en
marche et le gyromètre a atteint son régime, le voyant vert RDY
s'allume pour indiquer que le pilote automatique est prêt à la
vérification fonctionnelle et au fonctionnement. Il n'est pas possible
d'engager le pilote automatique si le voyant RDY n'est pas allumé.
Sélection de mode et interrupteur de désengagement – Chaque
pression momentanée du bouton sélectionne un mode du pilote
automatique, de la gauche vers la droite, en commençant avec le
mode ST (stabilisateur) et en terminant avec le mode TRK HI (suivi).
Appuyer sur le bouton pendant plus de 2 secondes pour désengager
le pilote automatique. Une pression sur le contacteur de
compensateur d'un des manches de commande désengage aussi le
pilote automatique.
Mode de ST (stabilisateur) -– Tourner le bouton de sélection de
mode de la gauche vers la droite, en mode ST (stabilisateur), pour
donner au pilote automatique des commandes proportionnelles au
déplacement du bouton. La commande de direction est limitée au
taux de virage maximum standard.
Mode de HD (cap) – Quand HD est sélectionné, le pilote automatique
répond aux changements de cap faits en utilisant le bouton HDG de
l'indicateur de situation horizontale si le commutateur GPSS/HDG est
en mode HDG. Quand le mode HDG est sélectionné, le pilote
automatique tourne l'avion au cap désiré et suit ensuite le cap
sélectionné. Il est possible de faire des changements de cap
ultérieurs en utilisant le bouton HDG de l'indicateur de situation
horizontale. Pour obtenir une transition régulière au mode HDG, il est
recommandé que l'avion soit aligné à moins de 10° du cap sélectionné
avant d'engager HDG.
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SR22
Section 9
Suppléments
Mode de TRK (suivi) – En cas de sélection de TRK LO, le pilote
automatique fournit un faible gain du système pour obtenir un suivi de
vol de navigation confortable des routes de GPS ou de VOR. En cas
de sélection de TRK HI, le pilote automatique fournit un niveau plus
élevé de gain du système pour obtenir un suivi plus actif de signaux
d'alignement de piste avant au GPS, en VOR ou à l'alignement de
piste.
Mode ALT (maintien d'altitude) – Quand ALT est sélectionné en
appuyant sur le bouton ALT HOLD du pilote automatique d'un des
manches de commande, le pilote automatique maintient l'altitude au
moment de la sélection du mode. Le mode de maintien d'altitude ne
s'engage pas si un mode de roulis du pilote automatique n'est pas
engagé. Appuyer de nouveau sur le bouton ALT HOLD du pilote
automatique ou désengager le pilote automatique en appuyant sur le
bouton de sélection de mode ou de désengagement ou sur les
boutons de commande d'un manche de commande désengage le
maintien d'altitude.
En mode ALT, l'allumage d'un des voyants jaune TRIM UP ou TRIM
DOWN indique que l'avion est en dehors des limites de compensation
et que le pilote doit régler manuellement la compensation de l'avion
dans la direction indiquée. Si le pilote ne règle pas la compensation
de l'avion, le voyant TRIM UP ou TRIM DOWN, selon le cas, clignote.
Les deux voyants sont éteints si l'avion est dans les limites de
compensation.
Fenêtre de drapeaux – Un drapeau rouge indique une tension faible
(inférieure à 24 V, courant continu) au gyromètre de l'indicateur de
virage. L'indicateur de virage a sa propre alimentation de secours.
Consulter le manuel d'utilisation de l'avion de base.
Utiliser le commutateur de GPSS/HDG, à côté des indicateurs du
système du tableau de bord, pour sélectionner le mode GPSS et HDG
pour le convertisseur de GPSS. Consulter une illustration du
commutateur à la figure 1.
HDG – Quand HDG est sélectionné sur le commutateur de GPSS/
HDG, le voyant vert sous l'étiquette HDG s'allume. Dans ce mode, le
pilote automatique est couplé aux sorties d'erreurs de cap de
l'indicateur de situation horizontale et le pilote automatique répond aux
entrées faites par les commandes de cap de l'indicateur de situation
horizontale ou de route (OBS, sélecteur d'azimut).
P/N 13772-107
Original : 02 novembre 2001
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Section 9
Suppléments
Cirrus Design
SR22
GPSS – Quand GPSS est sélectionné sur le commutateur de GPSS/
HDG, le voyant vert au-dessus de l'étiquette GPSS s'allume. Dans ce
mode, le pilote automatique est couplé à la sortie de pilotage en roulis
du GPS 1 et, si le pilote automatique est en mode de cap (HD) et le
GPS 1 a un point intermédiaire valide du plan de vol actif, le système
suit automatiquement jusqu'au point intermédiaire suivant.
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P/N 13772-107
Original : 02 novembre 2001
Cirrus Design
SR22
Section 9
Suppléments
Manuel de vol et
Supplément au manuel d'utilisation
de l'avion approuvé par la FAA
pour le
Pilote automatique S-Tec System
55X avec sélecteur et alerte
d'altitude
Quand le pilote automatique S-Tec System Fifty Five X (55X), avec
sélecteur et alerte d'altitude, est installé dans le Cirrus Design SR22,
ce supplément est applicable et doit être inséré dans la section de
suppléments (section 9) du manuel de vol de l'avion Cirrus Design
SR22. Ce document doit toujours être dans l'avion. Les
renseignements contenus dans ce supplément ajoutent, remplacent
ou éliminent des informations du manuel d'utilisation de l'avion de
base du SR22.
• Nota •
Ce changement de supplément du manuel d'utilisation de
l'avion, daté le 10 octobre 2003, remplace le changement 1 de
ce supplément du manuel d'utilisation de l'avion datée le 15
mars 2001.
P/N 13772-108
Révision : 10 octobre 2003
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Section 9
Suppléments
Cirrus Design
SR22
Section 1 - Généralités
Cet avion est équipé d'un pilote automatique S-TEC System 55X. Le
pilote automatique System 55X est un système de pilote automatique
à deux axes. Le système comprend un programmateur-ordinateur de
guidage de vol, un codeur d'altitude, un sélecteur et alerte d'altitude,
un indicateur de virage et un indicateur de situation horizontale. La
sélection de mode et la sélection de vitesse verticale sont faites sur le
panneau de programmateur-ordinateur. Il est possible d'utiliser un
bouton sur chaque poignée de manche de commande pour
désengager le pilote automatique. Le pilote automatique fait les
changements de roulis par l'intermédiaire du moteur de compensateur
des ailerons et de la cartouche à ressort et fait les changements de
tangage pour maintenir l'altitude par l'intermédiaire du moteur de
compensateur de profondeur. Caractéristiques de l'installation du
pilote automatique S-TEC System 55X du SR22
• Maintien et commande du cap ;
• Suivi du NAV/LOC/GPS/GS, sensibilité haute et basse et
interception automatique de route à 45° ;
• Présélection, maintien et commande d'altitude, affichage
d'altitude et correction barométrique ;
• Alerte d'altitude et de hauteur de décision (DH) et
• Maintien et commande de la vitesse verticale.
Consulter le manuel d'utilisation du pilote automatique S-Tec System
Fifty-Five X, n° de référence 87109, daté le 8 novembre 2000 ou une
révision ultérieure, pour obtenir les procédures d'utilisation détaillées
et la description des modes mis en oeuvre. Le manuel d'utilisation du
System 55X contient aussi des procédures détaillées pour accomplir
le suivi de cap en GPS et VOR, les trajectoires d'alignement de piste
avant et arrière, et le suivi de l'alignement de descente.
Consulter le manuel d'utilisation du sélecteur et de l'alerte S-Tec (n°
de référence 0140), n° de référence 8716 (sans révision ou plus
récent) pour obtenir les procédures d'utilisation détaillées et la
description détaillée des modes d'utilisation du sélecteur et alerte
d'altitude.
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P/N 13772-108
Révision : 10 octobre 2003
Cirrus Design
SR22
Section 9
Suppléments
• Nota •
La mise en oeuvre du pilote automatique System 55X dans le
SR22 n'utilise pas l'indicateur à distance optionnel, le servo de
roulis ni le servo de compensateur optionnel. Il faut donc
ignorer toute référence à ces accessoires dans le manuel
d'utilisation du S-Tec System 55X. De plus, cette installation
n'utilise pas d'interrupteur de CWS (commande de volant) ni
d'interrupteur AUTOPILOT MASTER (interrupteur principal de
pilote automatique).
• Nota •
Pour faire les changements de direction, cette installation
utilise l'actionneur de roulis de l'avion. La fonction de
compensation du System 55X n'est donc pas mise en oeuvre.
Il faut ignorer toute référence à cette fonction dans le manuel
d'utilisation du S-Tec System 55x.
Les donnés de roulis sont affichées sur l'indicateur de
situation horizontale. Le directeur de vol du pilote automatique
n'est pas mis en oeuvre dans cette installation.
Section 2 - Limites
1. L'utilisation du pilote automatique est interdite au-dessus de 185
kt.
2. Le pilote automatique ne doit pas être engagé pour le décollage et
l'atterrissage.
3. Le pilote automatique doit être débranché en cas d'approche
interrompue, de remise des gaz et d'atterrissage interrompu.
4. Quand la vitesse indiquée est inférieure à 95 kt, les volets doivent
être réglés à 50 % quand le pilote automatique fonctionne en
mode de maintien d'altitude.
5. Les volets sont limités à 50 % quand le pilote automatique
fonctionne.
6. Les limites suivantes sont applicables pour l'alignement de
descente en ILS et l'interception du faisceau d'alignement de
piste, la saisie et le suivi :
a. composante maximale de vent traversier de 12 noeuds.
P/N 13772-108
Révision : 10 octobre 2003
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Section 9
Suppléments
Cirrus Design
SR22
b.
La saisie de l'alignement de piste doit avoir lieu au moins 5
milles marins à l'extérieur de la radiobalise extérieure.
c.
Si la composante de vent traversier est supérieure à 12 kt et
inférieure à 17 kt, l'interception doit avoir lieu au moins 10
milles à l'extérieur de la radiobalise extérieure.
d. L'angle d'interception doit être inférieur à 45°.
e. Le système d'atterrissage aux instruments (ILS) est piloté a
une vitesse d'approche normale et dans les limites de vitesse
à l'intérieur d'une STC ou d'une tour de contrôle et selon les
définitions du manuel d'utilisation de l'avion.
f.
Les volets doivent être sortis en configuration d'approche
avant d'atteindre la radiobalise extérieure. Il ne faut faire
aucun changement supplémentaire de configuration des
volets pendant l'approche couplée au pilote automatique.
g. Il faut approcher l'alignement de descente de façon à
permettre un armement automatique de l'alignement de
descente ou, si l'alignement de descente est armé
manuellement, à moins de 15 % au-dessus de l'alignement de
descente.
7. Le manuel d'utilisation du S-TEC System Fifty Five X (55X),
numéro de référence P/N 87109, daté le 8 novembre 2000 ou plus
récent, doit être dans l'avion et le pilote doit y avoir accès en vol.
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P/N 13772-108
Révision : 10 octobre 2003
Cirrus Design
SR22
Section 9
Suppléments
INC
ENT
DTA
ALT
DH
VS
BAR
PULL
TENTHS
ALT
ALR
DH
VS
MAN
S-TEC
HDG
FIFTY FIVE X
R
D
Y
NAV
C
W
S
APR
F G
A P
I S
L S
REV TRIM
ALT
GS
VS +
NAV
APR
REV
ALT
VS
IN C R
HDG
DECR
VS x 100
SR2_FM09_1502A
Figure - 1
Sélecteur et alerte d'altitude et ordinateur du pilote automatique
System 55X
P/N 13772-108
Révision : 10 octobre 2003
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Section 9
Suppléments
Cirrus Design
SR22
Section 3 - Procédures d'urgence
Mauvais fonctionnement du pilote automatique
Consulter la procédure en cas de défaillance du compensateur
électrique ou du pilote automatique dans le manuel d'utilisation de
l'avion SR22 Il ne faut pas réengager le pilote automatique avant
d'avoir identifié et corrigé la cause du mauvais fonctionnement.
Débranchement du pilote automatique
1. Appuyer sur l'interrupteur de pilote automatique DISC et
compensateur sur un des manches de commande.
2. Tirer sur le disjoncteur AUTOPILOT sur la barre omnibus
essentielle.
Perte d'altitude pendant un mauvais fonctionnement du pilote
automatique de roulis ou de tangage et rétablissement
Angle d'inclinaison
latérale
Perte d'altitude
Montée
40°
200 pieds
Croisière
45°
300 pieds
Descente
40°
350 pieds
Manoeuvre
10°
60 pieds
Approche
10°
80 pieds
Phase de vol
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P/N 13772-108
Révision : 10 octobre 2003
Cirrus Design
SR22
Section 9
Suppléments
Défaillance du système et indications de mise en garde
En cas d'indication de défaillance à basse altitude ou pendant une
approche aux instruments, désengager le pilote automatique, exécuter
un tour de piste ou une approche interrompue, selon le cas. Informer
la tour de contrôle du problème. Ne pas essayer de diagnostiquer le
problème avant d'avoir atteint une altitude et une zone de manoeuvres
de sécurité ou d'avoir terminé l'atterrissage.
Indications
Etat
Action
Voyant RDY clignote
pendant 5 secondes
avec une tonalité.
Débrancher le pilote
automatique. Toutes les
indications sauf le RDY, sont
effacées.
Aucun
Voyant RDY clignotant Bas régime du gyroscope de
avec tonalité suivi par l'indicateur de virage.
aucun signal.
Désengagement du pilote
automatique et impossibilité de
l'engager de nouveau.
Vérifier l'alimentation
électrique de l'indicateur de
virage.
NAV, REV ou APR
clignote.
Déviation de 50 % ou plus de
l'aiguille de navigation.
Utiliser le mode HDG jusqu'à
la correction du problème.
Faire une vérification des
données brutes de NAV, du
cap du compas et du
fonctionnement de la radio.
NAV, REV ou APR
clignotant, avec FAIL
allumé
Mauvais signal de la radio de
navigation.
Vérifier que la réception de la
radio de navigation est
bonne. Utiliser le mode HDG
jusqu'à la correction du
problème.
VS clignote
Réduire la commande de VS
Erreur excessive de vitesse
verticale par rapport à la vitesse ou régler les gaz, selon le
besoin.
verticale sélectionnée.
Habituellement pendant une
montée.
GS clignote
Déviation de l'aiguille
d'alignement de descente d'au
moins 50 %.
Vérifier l'attitude et les gaz.
Ajuster les gaz selon le
besoin.
GS clignotant avec
FAIL allumé
Mauvais signal de la radio de
navigation d'alignement de
descente.
Désengager le pilote
automatique et lancer une
procédure de tour de piste
ou d'approche interrompue.
Informer la tour de contrôle.
GS clignotant, plus
ALT.
Alignement de descente manuel Réactiver en appuyant sur le
désactivé.
bouton de mode NAV.
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Suppléments
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SR22
Section 4 - Procédures normales
Consulter la section 7, Description des systèmes, pour obtenir une
description du pilote automatique, du sélecteur d'altitude et de leurs
modes respectifs.
Le pilote automatique est intégré au sélecteur et alerte d'altitude et il
peut être utilisé avec ou sans les entrées de données du sélecteur et
alerte d'altitude. Les modes ALT et VS du pilote automatique sont
couplés aux sorties ALT et VS du sélecteur et alerte d'altitude en
appuyant simultanément sur les boutons ALT et VS du
programmateur-ordinateur du pilote automatique. Appuyer sur le
bouton VS du pilote automatique pour coupler individuellement la
sortie de vitesse verticale du sélecteur d'altitude au pilote automatique
par l'intermédiaire du mode VS.
• MISE EN GARDE •
Le pilote doit surveiller et vérifier correctement le niveau de
puissance du moteur afin d'éviter le décrochage de l'avion en
mode de maintien d'altitude ou en mode de vitesse verticale.
• Nota •
Il est possible de désengager n'importe quel mode de
sélecteur et d'alerte d'altitude en débranchant le pilote
automatique.
Essais avant le vol du sélecteur d'altitude et du pilote
automatique
1. Interrupteur principal de batterie ..................................... MARCHE
2. Radiophare ..................................................................... MARCHE
3. Interrupteur d'alimentation des systèmes d'avionique .... MARCHE
Noter que tous les voyants du pilote automatique sont allumés,
sauf CWS et TRIM. Après environ 5 secondes, tous les voyants
s'éteignent. Quand l'indicateur de virage a atteint le régime
optimal, le voyant vert RDY (Prêt) s'allume.
4. Essais du sélecteur d'altitude
a. Altimètre ...........................................Entrer l'altitute du terrain.
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SR22
Section 9
Suppléments
b.
Essai automatique ÷ A la mise sous tension, tous les voyants
s'allument pendant environ 5 secondes, suivis d'une tonalité.
Après l'essais automatique, appuyer sur le bouton DTA et
ensuite sur le bouton BAR du sélecteur d'altitude.
c.
Tourner le bouton d'entrée du sélecteur d'altitude pour établir
la pression barométrique BARO au dixième de pouce de
mercure le plus proche.
d. Appuyer sur le bouton ALT pour afficher ALT SEL. Alors que le
voyant SEL clignote, tourner le bouton sélecteur pour entrer
une altitude de 300 à 400 pieds plus basse ou plus haute que
l'altitude indiquée.
e. Appuyer sur le bouton VS. Tourner le bouton d'entrée du
sélecteur pour entrer la vitesse ascensionnelle (+) ou de
descente (-) désirée.
f.
Appuyer sur le bouton ALT, le voyant ALT SEL s'allume.
g. Engager le mode HDG du pilote automatique.
h. Appuyer simultanément sur les boutons VS et ALT du pilote
automatique. Les voyants de VS et ALT du pilote automatique
s'allument.
i.
Tourner le bouton du sélecteur d'altitude pour changer
l'altitude sélectionnée pour qu'elle corresponde à celle du
terrain. Le voyant VS du programmateur du pilote automatique
doit s'éteindre quand la valeur de ALT SEL du sélecteur
d'altitude est à moins de 100 pieds de l'altitude indiquée sur
l'altimètre. Le mode ALT du pilote automatique reste allumé,
indiquant que le maintien d'altitude du pilote automatique est
engagé. Si l'engagement ALT n'a pas lieu à moins de 100
pieds de l'altitude indiquée, régler de nouveau la valeur
barométrique BARO sur le sélecteur d'altitude.
5. Essais du pilote automatique
a. Mode de cap.................................................................. ESSAI
1.) Centrer le curseur HDG (cap) sous la ligne de foi sur
l'horizon horizontal.
2.) Appuyer momentanément sur le bouton HDG du
sélecteur de mode de pilote automatique. Noter que le
voyant HDG s'allume.
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Suppléments
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SR22
3.) Tourner ensuite le bouton HDG (cap) de l'indicateur de
situation horizontale vers la gauche ou la droite. Noter que
les manches suivent le mouvement du bouton. Tourner
ensuite le curseur HDG vers la ligne de foi.
b.
Vitesse verticale ............................................................ ESSAI
1.) Appuyer sur le bouton VS du programmateur-ordinateur
du pilote automatique. Noter que le voyant VS s'allume
VS+0.
2.) Tourner le bouton de commande de VS pour obtenir une
montée de 500 pieds/minute (+5). Après un court délai, le
manche de commande se déplace vers l'arrière.
3.) Tourner le bouton de commande VS pour obtenir une
vitesse de descente de 500 pieds/min (-5). Après un court
délai, le manche de commande se déplace vers l'avant.
c.
Maintien d'altitude.......................................................... ESSAI
1.) Appuyer sur le bouton ALT du programmateur-ordinateur
du pilote automatique. Noter que le voyant ALT s'allume,
le voyant VS s'éteint et le manche de commande ne se
déplace pas.
d. Essai de priorité
1.) Prendre en main le manche de commande et donner des
commandes d'aileron gauche, d'aileron droit, de cabrage
et de piqué pour surmonter le pilote automatique. L'action
prioritaire doit être régulière, dans chaque direction, sans
bruit ni à-coup.
e. Vérification de la radio
1.) Mettre la radio NAV 1 en marche, avec un signal de NAV
valide, et sélectionner le VLOC pour affichage sur
l'indicateur de situation horizontale.
2.) Utiliser le programmateur-ordinateur pour engager le
mode NAV et déplacer le sélecteur d'azimut pour que
l'aiguille de VOR se déplace vers la gauche ou la droite.
Noter que les manches de commande suivent la direction
du déplacement de l'aiguille.
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f.
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Suppléments
Essai de désengagement du pilote automatique
1.) Appuyer sur le bouton du pilote automatique DISC et
compensateur (manche de commande). Noter que le
pilote automatique se désengage. Déplacer le manche de
commande pour confirmer que la commande de tangage
et de roulis est libre, sans restriction de commande et
sans coincement.
2.) Répéter cette étape en utilisant le commutateur de DISC
et compensateur du copilote.
Procédures en vol
1. Voyant RDY de pilote automatique .......Vérifier qu'il est en marche
2. Régler les compensateurs de l'avion aux conditions de vol
actuelles.
3. Pour engager le mode désiré, appuyer sur le bouton sélecteur sur
le programmateur-ordinateur du pilote automatique.
Mode de cap
1. Commencer en sélectionnant un cap sur l'indicateur de situation
horizontale, à moins de 10° du cap actuel de l'avion.
2. Appuyer sur le bouton HDG du programmateur-ordinateur du
pilote automatique. Le voyant HDG s'allume et l'avion tourne vers
le cap sélectionné.
3. Utiliser le curseur HDG (cap) de l'indicateur de situation
horizontale pour changer le cap selon le besoin.
Mode de maintien d'altitude du pilote automatique ÷
1. Piloter l'avion manuellement jusqu'à l'altitude désirée et le
remettre en vol horizontal.
• Nota •
Pour avoir une transition régulière en maintien d'altitude, la
vitesse ascensionnelle ou de descente doit être inférieure à
100 pieds/minute au moment de la sélection du maintien
d'altitude.
2. Appuyer sur HDG ou NAV pour engager un mode de roulis. Le
voyant correspondant s'allume.
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Suppléments
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SR22
• Nota •
Il faut engager un mode de roulis avant d'engager un mode de
tangage.
3. Appuyer sur le bouton ALT du programmateur-ordinateur du pilote
automatique. Le voyant ALT s'allume, indiquant que le mode est
engagé et que le pilote automatique va maintenir l'altitude
actuelle.
• Nota •
Le pilotage manuel de l'avion à une autre altitude ne
désengage pas le maintien d'altitude et le pilote automatique
donne une commande de changement de tangage pour saisir
de nouveau l'altitude quand l'entrée de commande est
relâchée.
4. Il est possible de synchroniser une altitude à une autre altitude en
tournant le bouton VS du programmateur-ordinateur. Tourner
dans le sens des aiguilles d'une montre pour augmenter et dans le
sens contraire pour diminuer l'altitude de 20 pieds pour chaque
déclic.Le réglage maximal est de ±360 pieds. Il est possible de
faire des réglages de plus de 360 pieds en sélectionnant le mode
VS et en pilotant l'avion à la nouvelle altitude et en rengageant le
mode ALT.
Mode de vitesse verticale du pilote automatique 1. Pour commencer, établir manuellement la vitesse verticale
désirée.
2. Appuyer sur HDG ou NAV pour engager un mode de roulis. Le
voyant correspondant s'allume.
• Nota •
Il faut engager un mode de roulis avant d'engager un mode de
tangage.
3. Appuyer sur le bouton VS du programmateur-ordinateur du pilote
automatique pour engager le mode de vitesse vertical. Quand le
mode est engagé, le pilote automatique synchronise sur la vitesse
verticale au moment de l'engagement du mode et la maintient.
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SR22
Section 9
Suppléments
• Nota •
La vitesse verticale est affichée en intervalles de 100 pieds, à
l'extrême droite de la fenêtre du programmateur-ordinateur, à
côté de l'indication de VS. Un plus (+) indique une montée et
un moins (-) indique une descente.
4. Pour régler la vitesse verticale, tourner le bouton VS du
programmateur-ordinateur. Tourner dans le sens des aiguilles
d'une montre pour augmenter et dans le sens contraire pour
diminuer la vitesse de montée (ou de descente) de 100 pieds pour
chaque déclic. Le réglage maximal est de ±1600 pieds.
• Nota •
Un voyant de mode VS clignotant indique une erreur
excessive entre la vitesse verticale réelle et la vitesse
verticale sélectionnée (habituellement en montée). Le pilote
doit régler les gaz ou réduire la vitesse verticale imposée afin
d'éliminer l'erreur.
Présélection de l'altitude
Il est possible d'utiliser le sélecteur d'altitude pour établir une altitude
et une vitesse verticale pour une interception et une saisie. L'altitude
peut être au-dessus ou au-dessous de l'altitude actuelle et la vitesse
verticale sélectionnée doit être appropriée pour cette altitude (montée
ou descente). Après avoir fait la sélection, il est possible de coupler
l'altitude et la vitesse verticale au pilote automatique en appuyant
simultanément sur les boutons ALT et VS.
1. Appuyer sur le bouton DTA du sélecteur d'altitude pour entrer
dans le mode d'entrée de données (ENT).
2. Appuyer sur le bouton BARO du sélecteur d'altitude et régler la
pression barométrique selon le besoin.
3. Appuyer sur le bouton ALT pour entrer dans le mode de sélection
d'altitude. Le voyant SEL clignote. Utiliser le bouton de sélecteur
d'altitude pour entrer l'altitude désirée en milliers de pieds.Par
exemple, 5 500 pieds sont entrés comme 5.5 et 10 500 pieds sont
entrés comme 10.5.
4. Appuyer de nouveau sur DTA pour accepter l'entrée d'altitude, le
voyant ENT s'éteint et le voyant SEL arrête de clignoter et est
allumé, indiquant que le système est en mode de fonctionnement.
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Suppléments
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SR22
• Nota •
Quand le système est en mode de fonctionnement, appuyer
sur la touche ALT pour que le système éteigne le voyant SEL
et affiche altitude codée corrigée pour la pression
barométrique. Appuyer de nouveau sur le bouton ALT pour
revernir à l'affichage de l'altitude sélectionnée et le voyant SEL
s'allume de nouveau.
5. Appuyer sur le bouton VS du sélecteur d'altitude et utiliser le
bouton du sélecteur d'altitude pour entrer la vitesse verticale
désirée, en intervalles de 100 pieds/minute. Tourner le bouton
dans le sens des aiguilles d'une montre pour augmenter la vitesse
verticale et dans le sens contraire pour la diminuer. Une vitesse
verticale positive (+) indique une montée et une vitesse négative () indique une descente. Il est possible de sélectionner n'importe
quelle vitesse verticale de ±1 (100 pieds/minute) à ±16 (1 600
pieds/minute).
• Nota •
Si une altitude est sélectionnée, exigeant une vitesse verticale
opposée à celle sélectionnée, le système sélectionne
automatiquement le signe correct (« + » pour montée, « - »
pour descente) et une vitesse verticale de 500 pieds/minute.
6. Après le décollage, appuyer simultanément sur les boutons VS et
ALT du programmateur-ordinateur du pilote automatique pour
engager le pilote automatique et armer le mode de maintien
d'altitude du pilote automatique pour saisir et maintenir l'altitude
sélectionnée. Si le pilote appuie sur le bouton ALR, le système
sonne une alarme à 1 000 pieds et 300 pieds de l'altitude
sélectionnée. Alors que l'avion approche de l'altitude sélectionnée,
le système réduit automatiquement la commande de vitesse
verticale en intervalles de 100 pieds/minute pour fournir une
vitesse verticale de 300 pieds/minute à la saisie de l'altitude. Le
système fait une transition régulière à l'altitude sélectionnée et la
maintien.
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SR22
Section 9
Suppléments
Sélection de BARO
A la mise en marche initiale, le sélecteur d'altitude entre en mode de
sélection BARO immédiatement après l'essai automatique, s'il reçoit
un signal d'altitude valide. Il est possible d'entrer facilement la valeur à
ce moment-là. A d'autres moments, il est nécessaire de sélectionner
les modes d'entrée de DTA et BARO pour régler la valeur de BARO.
Après la mise en marche initiale, il est possible de changer la valeur
barométrique à n'importe quel moment en suivant la procédure
suivante.
1. Appuyer sur le bouton DTA du sélecteur d'altitude pour entrer en
mode d'entrée de données. ENT s'allume.
2. Appuyer sur le bouton BAR pour afficher la valeur de BARO.
Appuyer plusieurs fois sur le bouton BAR pour alterner l'affichage
entre le millibars et les pouces de mercure.
• Nota •
Il est aussi possible d'afficher la valeur de BARO en appuyant
sur le bouton ALT, en mode de fonctionnement (c'est à dire
quand le voyant SEL est allumé).
3. Tourner le bouton du sélecteur (dans le sens des aiguilles d'une
montre pour augmenter et dans le sens inverse pour diminuer).
Trois chiffres sont affichés pour les millibars. Pour une valeur
barométrique de 952,8 mb, 952 est affiché et pour une valeur de
1003,8 mb, 003 est affiché. Pour les pouces de mercure, il n'est
pas possible de sélectionner ou d'afficher la position des
centièmes de pouce. Par exemple, une valeur de 29,92 in de Hg,
seulement 29,9 est affiché.
4. Appuyer de nouveau sur DTA pour accepter la valeur entrée.
Etablissement de la hauteur de décision (DH)
1. Appuyer sur le bouton DTA du sélecteur d'altitude pour entrer
dans le mode d'entrée de données (ENT).
2. Appuyer sur le bouton DH pour entrer la hauteur de décision, avec
0,0 affiché. Utiliser le bouton du sélecteur d'altitude pour établir la
hauteur de décision désirée, à la centaine de pieds la plus proche,
au-dessus de la hauteur de décision désirée. Par exemple, pour
une hauteur de décision de 1 160 pieds, utiliser 1 200 pieds.
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Suppléments
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SR22
3. Appuyer sur le bouton d'altitude DTA pour entrer la hauteur de
décision DH sélectionnée. La hauteur de décision est affichée
pendant environ 5 secondes et l'affichage retourne ensuite au
mode ALT et affiche l'altitude. Le voyant DH reste allumé,
indiquant qu'une hauteur de décision est établie. Alors que l'avion
approche à moins de 50 pieds de la hauteur de décision, l'alerte
sonne et le voyant DH clignote. Alors que l'avion passe à environ
50 pieds au-delà de la hauteur de décision, l'alerte sonne et le
voyant clignote de nouveau.
• Nota •
Appuyer une nouvelle fois sur le bouton DH pour désactiver la
fonction DH, ce qui éteint le voyant DH. Chaque pression sur
le bouton DH active et désactive le mode DH,
successivement.
Réglage de l'alerte d'altitude (ALR)
1. Appuyer sur le bouton ALR du sélecteur d'altitude pour armer le
mode d'alerte. Le voyant rouge ALR s'allume. En arrivant à moins
de 1 000 pieds de l'altitude sélectionnée dans ALT SEL, l'alerte
d'altitude sonne dans le haut-parleur de la cabine et les casques,
et le voyant ALR clignote. L'alerte sonne et le voyant clignote de
nouveau alors que l'avion approche à moins de 300 pieds de
l'altitude sélectionnée. Si l'altitude de l'avion dévie de plus de 300
pieds de l'altitude sélectionnée, l'alerte sonne et le voyant ALR
clignote pour indiquer cette situation.
2. Pour désactiver ALR, appuyer de nouveau sur le bouton ALR du
sélecteur d'altitude. Le voyant ALR s'éteint.
Suivi au GPS et approche au GPS
1. Commencer avec un signal de GPS fiable sélectionné sur le
récepteur de NAV.
2. Sélectionner le cap désiré sur l'indicateur de situation horizontale
et établir une interception de cap désirée.
3. Appuyer deux fois sur le bouton NAV du programmateurordinateur du pilote automatique. Les voyants de NAV et GPSS
s'allument.
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Suppléments
• Nota •
Si l'aiguille de cap est en bout d'échelle, le pilote automatique
établit l'avion sur un cap pour une interception à 45° avec le
cap sélectionné. Alors que l'avion approche du cap, le pilote
automatique réduit progressivement l'angle d'interception. Le
pilote peut sélectionner un angle d'interception inférieur aux
45° standard, en établissant le cap d'interception avec le
curseur HDG de l'indicateur de situation horizontale, en
appuyant sur HDG et en maintenant la pression, et en
appuyant ensuite deux fois sur NAV du programmateurordinateur du pilote automatique (NAV, HDG et GPSS sont
affichés).
Quand le virage d'interception avec le cap
commence, le mode HDG se désengage et le voyant s'éteint.
Pendant la séquence d'interception, le pilote automatique
fonctionne à l'amplification et la sensibilité maximale (90 % de
la vitesse de virage standard). Quand le cap sélectionné est
intercepté et l'aiguille de déviation de cap centrée, le
programme de suivi de cap est activé. Le système reste à la
sensibilité maximale pendant environ 15 secondes, pendant
l'établissement de l'angle de correction vent. La vitesse de
virage maximale est alors réduite à 45 % de la vitesse
standard. Environ 60 secondes plus tard, la vitesse de virage
maximale est réduite à 15 % de la vitesse standard.
4. Pour augmenter la sensibilité pendant une approche au GPS ou si
un suivi en route est désiré, appuyer sur le bouton APR du
programmateur-ordinateur du pilote automatique. Les voyants
NAV, GPSS et APR s'allument. Utiliser HDG pour accomplir un
virage conventionnel. Engager le GPSS de nouveau pour terminer
l'approche.
Suivi au VOR et approche au VOR-LOC
1. Commencer avec un signal VOR ou VOR-LOC fiable sélectionné
sur le récepteur de NAV.
2. Sélectionner le cap désiré sur l'indicateur de situation horizontale
et établir une interception de cap désirée.
3. Appuyer sur le bouton NAV du programmateur-ordinateur du
pilote automatique. Le voyant de mode NAV s'allume.
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Suppléments
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L'interception et le suivi de cap sont décrits dans Suivi au GPS et
Approche au GPS, plus haut.
4. Pour un passage à la verticale de la station, régler le curseur HDG
à moins de 5° du cap sélectionné.
• Nota •
Si le curseur HDG est à moins de 5° du centre et la déviation
de cap est inférieure à 10 %, le pilote automatique établit
immédiatement le niveau de sensibilité le plus bas et limite la
vitesse de virage à un maximum de 15 % d'une vitesse de
virage standard.
5. Pour augmenter la sensibilité pendant une approche ou si un suivi
en route est désiré, appuyer sur le bouton APR du
programmateur-ordinateur du pilote automatique. Les voyants
NAV et APR s'allument.
Intersection et suivi d'alignement de descente
1. Commencer avec un signal de ILS fiable sélectionné sur le
récepteur de NAV.
2. Sélectionner NAV et APR du pilote automatique. L'avion doit être
à une déviation d'aiguille à moins de 50 % de la ligne centrale du
radioalignement de piste.
3. Sélectionner le mode ALT. L'avion doit être à au moins 60 % audessous de la ligne centrale du radioalignement de descente
pendant l'approche au point d'interception. Si ces conditions
existent pendant 10 secondes, le mode GS est armé, le voyant GS
s'allume et le voyant ALT reste allumé.
Au moment de
l'interception de l'alignement de descente, le voyant ALT s'éteint et
le système suit l'alignement de descente.
• Nota •
Si le guidage d'approche met l'avion trop proche de
l'alignement
de
descente
au
point
d'interception
(habituellement la radiobalise extérieure), il est possible
d'armer manuellement le mode GS en appuyant une fois sur
le bouton ALT. Après avoir fait la saisie, le voyant GS s'allume
et le voyant ALT s'éteint.
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Suppléments
Section 5 - Performance
Il n'y a aucun changement de la performance de l'avion quand le pilote
automatique S-Tec System 55X est installé.
Section 6 -Masse et centrage
Il n'y a aucun changement de masse et centrage de l'avion quand le
pilote automatique S-Tec System 55X est installé.
Section 7 -Description des systèmes
Pilote automatique
L'avion est équipé d'un système de commande de vol automatique
(pilote automatique) à un deux axes S-Tec System 55X. Le
programmateur-ordinateur du pilote automatique est installé dans la
colonne radio de la console.
L'axe de roulis du pilote automatique utilise un gyroscope incliné dans
le boîtier de l'indicateur de virage comme capteur primaire de taux de
virage et de roulis. En plus de l'instrument indicateur de virage,
l'ordinateur de roulis reçoit des signaux de l'indicateur de situation
horizontale et de la radio NAV 1 et le GPS. L'ordinateur de roulis
calcule les commandes de direction en roulis pour les virages, les
interceptions radio et le suivi. Le pilotage en roulis est accompli par
des commandes de direction du pilote automatique sur le moteur de
compensateur d'ailerons et la cartouche à ressorts.
L'ordinateur de tangage reçoit les données du transducteur du codeur
de pression d'altitude connecté au système de statique, d'un
accéléromètre et les informations d'alignement de descente de
l'indicateur de situation horizontale et de la radio NAV 1. La
commande de tangage pour le maintien de l'altitude, le maintien de la
vitesse verticale et le suivi de l'alignement de descente, est accomplie
par des commandes de l'ordinateur de tangage sur le servo de
tangage du pilote automatique.
Le sélecteur d'altitude fournit la possibilité de présélection d'altitude et
de vitesse verticale pour le pilote automatique. Il est possible d'entrer
une altitude et une vitesse verticale programmée dans le sélecteuralerte d'altitude et de les coupler au pilote automatique. Le pilote
automatique suit ensuite la vitesse verticale sélectionnée jusqu'à ce
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Suppléments
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que l'avion arrive à l'altitude sélectionnée. Le sélecteur d'altitude
signale ensuite au pilote automatique de maintenir l'altitude
sélectionnée. Le sélecteur et alerte d'altitude reçoit les données non
corrigées d'altitude du même codeur d'altitude utilisé par le
transpondeur. En plus des fonctions présélectionnées, le sélecteur
d'altitude fournit une alerte d'altitude, de hauteur de décision et une
lecture d'altitude.
Le courant continu de 28 V pour le pilote automatique et le sélecteur
et alerte d'altitude est fourni par le disjoncteur de 5 A, AUTOPILOTE,
placé sur la barre omnibus essentielle.
Toutes les sélections de mode du pilote automatique sont faites à
l'aide des boutons de sélection de mode et du bouton VS du
programmateur-ordinateur du pilote automatique, dans la console
centrale. Les indicateurs de la fenêtre d'affichage du programmateurordinateur affichent les modes. Consulter la figure 1 pour obtenir une
illustration du programmateur-ordinateur.
Voyant RDY (prêt) – Allumé quand le pilote automatique est prêt à
l'engagement. Quand l'interrupteur principal de batterie est mis en
marche et le gyromètre a atteint son régime, le voyant RDY s'allume
pour indiquer que le pilote automatique est prêt à la vérification
fonctionnelle et au fonctionnement. Il n'est pas possible d'engager le
pilote automatique si le voyant RDY n'est pas allumé.
Mode de HDG (cap) – Quand HDG est sélectionné, le pilote
automatique engage le mode HDG, pilote l'avion au cap et maintien le
cap établi sur l'indicateur de situation horizontale. Les changements
de cap ultérieurs sont faits en utilisant le bouton HDG de l'indicateur
de situation horizontale. Pour obtenir une transition régulière au mode
HDG, il est recommandé que l'avion soit aligné à moins de 10° du cap
sélectionné avant d'engager HDG. Le mode HDG est aussi utilisé en
combinaison au mode NAV pour établir un angle d'interception à un
cap, sélectionné par le pilote.
GPSS (direction par GPS) – Appuyer deux fois sur NAV pour que le
pilote automatique passe en GPSS pour obtenir un suivi et des
transitions plus régulières. Quand le GPSS est sélectionné, il est
possible faire passer le pilote automatique entre les modes de
fonctionnement de cap et de GPSS. En mode de cap, le convertisseur
reçoit un signal d'erreur de cap du curseur de cap de l'indicateur de
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Section 9
Suppléments
situation horizontale. Le GPSS convertit ces renseignements et
envoie cette erreur de cap directement au pilote automatique.
En mode de GPSS, le convertisseur reçoit les signaux numériques de
vitesse au sol et d'angle d'inclinaison qui sont calculés et convertis à
une vitesse de virage imposée. La vitesse de virage est alors
proportionnée et convertie en signal d'erreur de cap DC qui est
compatible au pilote automatique.
Le résultat est un pilote
automatique qui peut être directement couplé aux commandes de
direction en roulis du navigateur GPS, éliminant le besoin de réglages
supplémentaires de la flèche de cap de l'indicateur de situation
horizontale par le pilote.
REV (cap inversé) – Quand REV est sélectionné, le pilote
automatique exécute automatiquement une amplification de haute
sensibilité pour une approche quand l'alignement de piste avant en
aval ou le suivi d'alignement arrière en amont est nécessaire. Les
voyants APR et REV s'allument quand REV est sélectionné.
APR (Approche) – Quand APR est sélectionné, le pilote automatique
augmente la sensibilité des approches VOR ou GPS. Il est aussi
possible d'utiliser APR pour fournir une meilleure sensibilité pour le
suivi de cap en route.
GS (alignement de descente) – La fonction GS du pilote
automatique saisit et suit un alignement de descente de système
d'atterrissage aux instruments (ILS). Pour armer la fonction GS, les
conditions suivantes doivent être satisfaites : (1) le récepteur NAV doit
être réglé sur la fréquence ILS appropriée ; (2) le signal d'alignement
de descente doit être valide, pas de drapeau ; (3) le pilote automatique
doit être en modes NAV, APR et ALT ; et (4) l'avion doit être au moins
à 60 % au-dessous de la ligne centrale de l'alignement de descente
pendant l'approche au point d'interception et avec une déviation de
moins de 50 % de l'aiguille de déviation de la ligne centrale de
l'alignement de piste au point d'interception, habituellement la
radiobalise extérieure. Quand les conditions suivantes ont existé
pendant au moins 10 secondes, le voyant GS s'allume, indiquant
l'armement du GS (le voyant ALT reste allumé). Quand l'alignement de
descente est intercepté et saisi, le voyant ALT s'éteint.
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Révision : 10 octobre 2003
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Section 9
Suppléments
Cirrus Design
SR22
Mode ALT (maintien d'altitude) – Quand ALT est sélectionné, le
pilote automatique maintien l'altitude de l'avion au moment de la
sélection du mode. Le mode de maintien d'altitude ne s'engage pas si
un mode de roulis du pilote automatique n'est pas engagé. Pour faire
une correction d'altitude en fonction du changement de pression
barométrique en route, tourner le bouton VS du programmateurordinateur du pilote automatique. Tourner dans le sens des aiguilles
d'une montre pour augmenter et dans le sens contraire pour diminuer
l'altitude de 20 pieds pour chaque déclic.Le réglage maximal est de
±360 pieds. Il est possible de faire des réglages de plus de 360 pieds
en sélectionnant le mode VS et en pilotant l'avion à la nouvelle altitude
et en rengageant le mode ALT.
Mode VS (vitesse verticale) – Quand le mode VS est engagé, le
pilote automatique synchronise sur la vitesse verticale au moment de
la sélection du mode et la maintient. Le mode de maintien d'altitude ne
s'engage pas si un mode de roulis du pilote automatique n'est pas
engagé. La vitesse verticale est affichée en intervalles de 100 pieds,
à l'extrême droite de la fenêtre du programmateur-ordinateur, à côté
de l'indication de VS. Un plus (+) indique une montée et un moins (-)
indique une descente. Pour régler la vitesse verticale, tourner le
bouton VS du programmateur-ordinateur. Tourner dans le sens des
aiguilles d'une montre pour augmenter et dans le sens contraire pour
diminuer la vitesse de montée (ou de descente) de 100 pieds pour
chaque déclic. Le réglage maximal est de ±1600 pieds.
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Révision : 10 octobre 2003
Cirrus Design
SR22
Section 9
Suppléments
Sélecteur et alerte d'altitude
Le sélecteur et alerte d'altitude donne au pilote automatique une
fonction de présélection d'altitude, une fonction de vitesse verticale
programmable, ainsi qu'une alerte d'altitude, une alerte de hauteur de
décision et un affichage d'altitude corrigée pour la pression
barométrique. Le sélecteur d'altitude lit et décode les données
d'altitude venant du même codeur d'altitude qui fournit les données
d'altitude au transpondeur. L'altitude décodée est corrigée en fonction
de la pression atmosphérique et comparée ensuite à la valeur
d'altitude sélectionnée. Quand l'altitude décodée et corrigée pour la
pression atmosphérique correspond à l'altitude sélectionnée, le
sélecteur d'altitude signale au pilote automatique d'engager le mode
de maintien d'altitude. La fonction de sélection d'altitude (ALT SEL) est
fonctionnelle seulement quand le transpondeur et le codeur sont en
marche et quand les modes de ALT et VS sont sélectionnés.
Le sélecteur d'altitude fournit aussi à l'ordinateur de tangage du pilote
automatique un signal de vitesse verticale qui est proportionnel à
l'amplitude et dans la direction de la vitesse verticale sélectionnée ou
calculée. Ce signal n'est pas utilisé par le pilote automatique tant que
le mode VS du pilote automatique n'est pas engagé. Quand VS est
engagé, le pilote automatique compare le signal de vitesse verticale
sélectionné à la vitesse vertical existante dérivée du transducteur
d'altitude du pilote automatique et manoeuvre l'avion pour atteindre la
vitesse verticale sélectionnée. La portion de sélection de vitesse
verticale (VS) du sélecteur et d'alerte d'altitude affiche une vitesse
verticale sélectionnée (voyant VS allumé) et le mode de vitesse
verticale du pilote automatique est engagé.
Le sélecteur d'altitude et d'alerte d'altitude permet la sélection de
hauteur de décision (DH) et d'alerte d'altitude (ALR). Toutes les
sélections de fonctions du sélecteur sont faites au moyen du sélecteur
et alerte d'altitude. Fonctions disponibles
P/N 13772-108
Révision : 10 octobre 2003
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Section 9
Suppléments
Cirrus Design
SR22
DTA (Données) – Le bouton d'entrée des données est utilisé pour
sélectionner le mode d'entrée de données. A la première pression du
bouton de DTA, le sélecteur entre en mode d'entrée de données, le
voyant ENT s'allume et le voyant SEL clignote pour indiquer que le
système est prêt à accepter une entrée d'altitude. Pour changer la
correction de pression barométrique (BAR), la hauteur de décision
(DH) ou la vitesse verticale, appuyer sur le bouton approprié du
sélecteur et tourner le bouton d'entrées, à la droite de l'affichage, dans
le sens des aiguilles d'une montre pour augmenter les valeurs
affichées et dans le sens contraire pour diminuer les valeurs affichées.
Sortir le bouton et le tourner selon le besoin pour changer le chiffres
de décimales.
Quand le système est en mode ENT, il n'est pas couplé au pilote
automatique. Dans ce mode, le pilote automatique maintien la
dernière vitesse verticale sélectionnée.
• Nota •
Si la vitesse verticale est couplée au pilote automatique, il
n'est pas nécessaire d'entrer dans le mode de DTA pour
changer la vitesse verticale. Dans ce cas, il est possible de
faire les changements de vitesse verticale en tournant le
bouton d'entrée, selon le besoin, pour obtenir la vitesse
verticale.
Dans ce mode, appuyer sur le bouton DTA une seconde fois pour
basculer le système en mode de fonctionnement. Chaque pression
successive sur le bouton de DTA fait basculer le système entre le
mode ENT et le mode de fonctionnement.
BAR (barométrique) – Dans ce mode, il est possible de changer la
valeur de pression barométrique utilisée par le sélecteur d'altitude. A
la mise en marche initiale du sélecteur et alerte d'altitude, le mode
BARO est affiché automatiquement à la fin de l'essai automatique.
Autrement, appuyer sur le bouton DTA pour entrer dans le mode
d'entrée de données et entrer une nouvelle correction barométrique.
Appuyer une seconde fois sur le bouton DTA pour ramener le système
en mode de fonctionnement.
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Révision : 10 octobre 2003
Cirrus Design
SR22
Section 9
Suppléments
ALT (Altitude) – Le bouton ALT a deux fonctions : présélection de
l'altitude et lecture de l'altitude.
Présélection - Après une pression sur le bouton ALT quand le système
est en mode d'entrée de données (DTA), le voyant de SEL clignote et il
est possible de sélectionner une nouvelle altitude en tournant le
bouton d'entrée dans le sens des aiguilles d'une montre pour
augmenter l'altitude et dans le sens inverse pour diminuer l'altitude, en
milliers de pieds. Tirer sur le bouton pour entrer l'altitude, en
centaines de pieds. Par exemple, 5.5 représente 5 500 pieds. Appuyer
de nouveau sur le bouton DTA pour ramener le système en mode de
fonctionnement et le voyant de SEL arrête de clignoter et la voyant
ALT reste allumé. Quand l'altitude présélectionnée est couplée au
pilote automatique en sélectionnant simultanément VS et ALT du
pilote automatique, l'avion vole à la vitesse verticale sélectionnée
jusqu'à l'interception de l'altitude sélectionnée. A ce moment-là, le
sélecteur d'altitude donne au pilote automatique la commande
d'engager le maintien d'altitude.
Lecture – Après une pression sur le bouton ALT en mode de
fonctionnement, le voyant SEL s'éteint et l'altitude corrigée pour la
pression barométrique du codeur est affichée. Appuyer
successivement sur le bouton ALT pour afficher alternativement
afficher l'altitude de codeur corrigée selon la pression barométrique et
l'altitude présélectionnée.
Mode de ALR (mode d'alerte) – Le bouton ALR permet d'activer le
système d'alerte en combinaison au mode ALT SET. Appuyer sur le
bouton ALR allume la voyant ALR, indiquant que le mode d'alerte est
armé. En arrivant à moins de 1 000 pieds de l'altitude sélectionnée
dans ALT SEL, l'alerte d'altitude sonne dans le haut-parleur de la
cabine et les casques, et le voyant ALR clignote. L'alerte sonne et le
voyant clignote de nouveau alors que l'avion approche à moins de 300
pieds de l'altitude sélectionnée. Si l'altitude de l'avion dévie de plus de
300 pieds de l'altitude sélectionnée, l'alerte sonne et le voyant ALR
clignote pour indiquer cette situation. Appuyer plusieurs fois sur le
bouton ALR pour activer et désactiver la fonction ALR.
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Révision : 10 octobre 2003
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Section 9
Suppléments
Cirrus Design
SR22
DH (hauteur de décision) – Le bouton de hauteur de décision permet
l'entrée et l'armement de l'alerte d'altitude à une hauteur de décision
déterminée. Pour établir une hauteur de décision, il faut d'abord entrer
en mode d'entrée (ENT) de donnés (DTA), appuyer sur le bouton DH
et tourner le bouton sélecteur pour entrer la hauteur de décision
désirée, à la centaine de pieds la plus proche, au-dessus de la
hauteur de décision spécifiée. Par exemple, pour une hauteur de
décision de 1 160 pieds, régler à 1.2 (1 200 pieds). Après avoir établi
la hauteur de décision désirée, appuyer de nouveau sur le bouton DTA
pour accepter la hauteur de décision entrée. La hauteur de décision
sélectionnée est maintenant affichée pendant environ 5 secondes et
l'affichage retourne au mode ALT jusqu'à ce que la hauteur de
décision soit atteinte pendant la descente. Le voyant DH reste allumé,
indiquant qu'une hauteur de décision est établie. Alors que l'avion
approche à moins de 50 pieds de la hauteur de décision, l'alerte
sonne et le voyant DH clignote. Alors que l'avion passe à environ 50
pieds au-delà de la hauteur de décision, l'alerte sonne et le voyant
clignote de nouveau. Appuyer une nouvelle fois sur le bouton DH pour
désactiver la fonction DH, ce qui éteint le voyant DH. Chaque pression
sur le bouton DH active et désactive le mode DH, successivement.
Mode VS (vitesse verticale) – A la mise en marche initiale, après
l'essai automatique, une pression sur le bouton sélecteur d'altitude et
d'alerte de vitesse verticale permet de sélectionner le mode de vitesse
verticale. La vitesse verticale initiale est établie à +2, indiquant une
montée à 200 pieds par minute. Tourner le bouton sélecteur d'entrer
change la vitesse verticale sélectionnée en intervalles de 100 pieds/
minute. Tourner dans le sens des aiguilles d'une montre pour
augmenter la vitesse verticale et dans le sens inverse pour la
diminuer. La vitesse verticale maximale est de ± 1 600 pieds/minute (±
16). Il n'est pas possible de sélectionner une vitesse verticale de zéro.
L'affichage de la vitesse verticale est la seule fonction du sélecteur et
alerte d'altitude disponible en mode de fonctionnement. Il est donc
possible de commander les changements de vitesse verticale en
tournant le bouton sélecteur d'entrée. Il est aussi possible d'entrer la
vitesse verticale en mode d'entrée (ENT) de données (DTA) en
appuyant sur le bouton VS et en utilisant le bouton sélecteur d'entrée
pour entrer une nouvelle vitesse verticale. Il faut appuyer de nouveau
sur le bouton DTA pour accepter la nouvelle vitesse verticale et entrer
en mode de fonctionnement.
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Révision : 10 octobre 2003
Cirrus Design
SR22
Section 9
Suppléments
Il est possible de désactiver le mode de sélecteur d'altitude et alerte
de vitesse verticale en appuyant sur le bouton MAN du sélecteur et
alerte d'altitude.
MAN (Manuel) – Appuyer sur le bouton MAN du sélecteur et alerte
d'altitude pour découpler complètement la sélection de vitesse
verticale.
P/N 13772-108
Révision : 10 octobre 2003
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Section 9
Suppléments
Cirrus Design
SR22
Intentionnellement laissé en blanc
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Révision : 10 octobre 2003
Cirrus Design
SR22
Section 9
Suppléments
Manuel de vol et
Supplément au manuel d'utilisation
de l'avion approuvé par la FAA
pour les
Systèmes d'oxygène homologués
Quand de l'oxygène d'appoint est exigé par les règles d'exploitation
applicables (FAR Part 91 ou FAR Part 135), ce supplément est
applicable et doit être inséré dans la section de suppléments (section
9) du manuel d'utilisation de l'avion Cirrus Design SR22. Les
renseignements contenus dans ce supplément ajoutent, remplacent
ou éliminent des informations du manuel d'utilisation de l'avion de
base.
• Nota •
Cette révision de supplément au manuel d'utilisation de
l'avion, datée le 10 octobre 2003, annule et remplace la
version originale de ce supplément du 12 décembre 2000.
P/N 13772-109
Révision : 10 octobre 2003
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Section 9
Suppléments
Cirrus Design
SR22
Section 1 - Généralités
Ce supplément donne une liste des systèmes d'oxygène portables qui
peuvent être utilisés dans le SR22, quand de l'oxygène d'appoint est
exigé par les règles d'exploitation applicables, et il fournit aussi les
instructions et procédures générales de montage pour tous les
systèmes approuvés.
Section 2 - Limites
Il est interdit de fumer dans le SR22.
Les systèmes d'oxygène portables suivants sont homologués pour
utilisation dans le Cirrus Design SR22.
Modèle
Capacité
Fournisseur
Appareil distributeur
XCP-682
682 L
XCP-415
415 l
XCP-180
180 l
Mountain High
Equip. & Supply
Redmond, OR
mhoxygen.com
Masque (1 minimum),
canule,
débitmètre A4 seulement
(utiliser un masque ou un
canule de taille standard
seulement)
Ne pas utiliser de débitmètre
A3
Le système doit être configuré pour qu'au moins un masque capable
de couvrir le nez et la bouche soit disponible.
Si des canules nasales sont fournies en plus des masques, un bulletin
d'instructions fourni par le fabricant des canules doit être attaché à
chaque canule et disponible pour l'utilisateur. Les instructions doivent
contenir les renseignements suivants :
• un avertissement d'interdiction de fumer pendant l'utilisation de
l'oxygène ;
• une illustration montrant la méthode correcte d'utilisation et
• un avertissement visible indiquant de ne pas utiliser la canule
avec une obstruction nasale ou un rhume de cerveau
produisant une congestion nasale.
La bouteille d'oxygène doit être montée sur le siège avant droit, afin
que le pilote puisse lire le manomètre d'oxygène et régler le
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P/N 13772-109
Révision : 10 octobre 2003
Cirrus Design
SR22
Section 9
Suppléments
détendeur. Quand la bouteille d'oxygène est en place, personne ne
peut occuper ce siège et la capacité maximale est réduite d'une
personne.
Les bouteilles d'oxygène sont soumises à des essais hydrostatiques
en usine et la date est estampée sur la bouteille. Il faut soumettre la
bouteille à un essai hydrostatique et l'homologuer de nouveau tous les
cinq ans.
Section 3 - Procédures d'urgence
Elimination de la fumée et des vapeurs
En plus de la procédure indiquée dans le manuel d'utilisation de
l'avion, le pilote et les passagers doivent porter les canules ou les
masques et utiliser l'oxygène au débit maximal jusqu'à élimination de
la fumée ou des vapeurs.
Section 4 - Procédure normale
• Nota •
Consulter la figure 2-4 ÷ Durée de l'oxygène en fonction du
l'altitude et du nombre de passagers utilisant l'oxygène.
Avant le vol
1. Bouteille d'oxygène (siège avant droit) .Vérifier qu'elle est installée
fermement
2. Masques ou canules d'oxygène.................Branchés au détendeur
3. Manomètre d'oxygène.........................................................Arc vert
4. Robinet de fermeture d'oxygène ......................................... ARRET
Avant la mise en marche du moteur
1. Passagers ......Donnes des instructions sur l'utilisation du système
d'oxygène
• Nota •
Les instructions doivent inclure la mise en place du masque
ou de la canule, le réglage du débitmètre et le branchement
du détendeur de la bouteille d'oxygène.
P/N 13772-109
Révision : 10 octobre 2003
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Section 9
Suppléments
Cirrus Design
SR22
Montée
Alors que l'avion s'approche de l'altitude où l'oxygène est nécessaire :
1. Pilote et passagers .........Mettre en place les masques ou canules
2. Robinet de fermeture d'oxygène ..................................... MARCHE
3. Débitmètres.......... Régler le débit pour l'altitude de croisière finale
• MISE EN GARDE •
Régler le débitmètre A4 en utilisant l'échelle standard pour
une canule ou un masque. Ne pas utiliser l'échelle pour
économiser l'oxygène.
Descente
Après la descente de l'avion au-dessous de l'altitude exigeant
l'oxygène :
1. Robinet de fermeture d'oxygène .........................................ARRET
2. Pilote et passagers .......................Ranger les masques et canules
Section 5 - Performance
Aucun changement par rapport au manuel de base.
Section 6 -Masse et centrage
La masse, le bras et le moment pour un système complètement
chargé (125 à 150 bar ; 1 800 à 2 200 psi) sont fournis dans le tableau
suivant.
Modèle
Masse - lb
Bras
Moment/1000
XCP-682 (682 litres)
14,00
143,5
2,01
XCP-415 (415 litres)
10,25
143,5
1,47
XCP-180 (180 litres)
4,50
143,5
0,65
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Révision : 10 octobre 2003
Cirrus Design
SR22
Section 9
Suppléments
Section 7 - Description du système
Consulter la description de l'équipement, les instructions de nettoyage
et les instructions d'exploitation spécifiques dans les données du
système fournies par le fabricant.
Montage
La bouteille d'oxygène doit être montée correctement sur le siège
passager avant, en utilisant le harnais de la bouteille fourni avec le
système. Quand la bouteille est montée et sécurisée correctement, le
pilote peut observer le manomètre d'oxygène et manipuler le robinet
d'arrêt. Consulter les instructions à la figure 1.
P/N 13772-109
Révision : 10 octobre 2003
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Section 9
Suppléments
Cirrus Design
SR22
INITIAL INSTALLATION
1
Clip strap to triangular loop as shown in
Detail A. Route strap over headrest, down
the back of the seat, and forward between
the cushion and seat back. Clip strap to
lower triangular loop. Tighten strap with
cinch.
TUFF PACK BAG
OXYGEN BOTTLE
1
Note Prior to installing bottle the
first time, the horizontal straps will
be disassembled in order to pass
the loose ends through the loops
on the Tuff Pack Bag. Be sure to
note the strap routing through the
buckle and cinch during
disassembly to aid in reassembly.
2
3
A
Route loose end of strap around
the seat back, through rectangular
loops on forward side of bottle, as
shown in Detail B, through the male
buckle half, and through the cinch,
as shown in Detail C. Insert male
buckle half into female buckle half
and tighten strap at cinch.
2
C
3
Same as step 2.
B
CLIP
LOOP
DETAIL
A
FEMALE
BUCKLE
MALE
BUCKLE
STRAP
LOOP
LOOP
CINCH
DETAIL
DETAIL
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C
B
SR2_FM09_1081
Figure - 1
Montage de la bouteille d'oxygène
P/N 13772-109
Révision : 10 octobre 2003
Cirrus Design
SR22
Section 9
Suppléments
CAPACITÉ D'OXYGENE - HEURES
Système complètement chargé
125 bar à 21 °C (1 800 psi à 70 °F)
Système
Typique
(litres)
XCP-180
(134)
XCP-415
(371)
XCP-682
(609)
Nombre de
personnes
utilisant
l'oxygèn
Altitude ~pieds
10 000
15 000
18 000
1
2,23
1,49
1,24
2
1,12
0,75
0,62
3
0,74
0,50
0,41
1
6,18
4,12
3,43
2
3,09
2,06
17,1
3
2,06
1,37
1,14
1
10,15
6,77
5,64
2
5,08
3,39
2,82
3
3,38
2,26
1,88
Les temps supposent un débit typique de 1,0 litre/minute à une altitude pression de
10 000 pieds.
P/N 13772-109
Révision : 10 octobre 2003
Figure - 2
Capacité d'oxygène
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Section 9
Suppléments
Cirrus Design
SR22
Intentionnellement laissé en blanc
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P/N 13772-109
Révision : 10 octobre 2003
Cirrus Design
SR22
Section 9
Suppléments
Manuel de vol et
Supplément au manuel d'utilisation
de l'avion approuvé par la FAA
pour le
Détecteur de foudre BF Goodrich
WX500 Stormscope
Quand le détecteur de foudre BF Goodrich WX500 Stormscope est
installé dans le Cirrus Design SR22, ce supplément est applicable et
doit être inséré dans la section de suppléments (section 9) du manuel
de vol de l'avion Cirrus Design SR22. Ce document doit toujours être
dans l'avion. Les renseignements contenus dans ce supplément
ajoutent, remplacent ou éliminent des informations du manuel
d'utilisation de l'avion de base du SR22.
P/N 13772-110
Original : 12 décembre 2000
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Section 9
Suppléments
Cirrus Design
SR22
Section 1 - Généralités
Cet avion est équipé d'un détecteur de foudre BF Goodrich WX500
Stormscope. La sortie du détecteur de foudre est affiché sur
l'affichage multifonctions ARNAV ICDS 2000.
Section 2 - Limites
1. Les renseignement du détecteur de foudre Stormscope affichées
sur l'affichage multifonctions ARNAV ICDS 2000 ne sont données
qu'à TITRE INDICATIF et ils ne doivent pas être utilisés pour la
navigation.
Section 3 - Procédures d'urgence
Il n'y a aucun changement de procédures d'urgence du manuel
d'utilisation de l'avion quand le détecteur de foudre WX500
Stormscope est installé.
Section 4 - Procédure normale
Consulter le manuel d'utilisation de ARNAV ICDS 2000 (572-0550D),
de décembre 1999, pour obtenir les procédures d'utilisation détaillées
et les renseignements spécifiques à l'affichage.
Boîte d'état du détecteur d'orage
Quand le détecteur de foudre est en marche, l'état du système est
affiché dans la boîte d'état du détecteur d'orage, au coin supérieur
droit de la page de cartes.
HDG ou TRK (cap ou route) – HDG (cap) est affiché si une entrée
externe de cap est disponible. Si HDG (cap) est affiché, le relèvement
de la foudre est donné par rapport au cap de l'avion (la direction vers
laquelle le nez est pointé). Si TRK (route) est affiché, le relèvement de
la foudre est donné par rapport à route de l'avion (direction de
déplacement de l'avion). Normalement, le système affiche la foudre
par rapport au cap.
STRK ou CELL (foudre ou cellule) – STRK est affiché quand le
mode de foudre est sélectionné. Dans ce mode, les coups de foudre
individuels sont marqués par le symbole « X ». CELL (cellule) est
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P/N 13772-110
Original : 12 décembre 2000
Cirrus Design
SR22
Section 9
Suppléments
affiché quand le mode de CELL est sélectionné. En mode de cellule,
le symbole « + » indique des coups de foudre associés.
RATE (fréquence) – Le nombre de coups de foudre par minute pour
le mode et l'échelle sélectionnés est indiqué dans une petite fenêtre,
sous la ligne d'état.
Section 5 - Performance
Il n'y a aucun changement de la performance de l'avion quand le
détecteur de foudre WX500 est installé.
Section 6 -Masse et centrage
Les données de masse et centrage pour le détecteur de foudre
WX500 Stormscope sont données dans la liste d'équipement de
chaque avion livré.
Section 7 -Description des systèmes
• Note •
Consulter le manuel d'utilisation de ARNAV ICDS 2000 (5720550D), de décembre 1999, pour obtenir les procédures
d'utilisation détaillées et les renseignements spécifiques à
l'affichage.
Le détecteur de foudre BF Goodrich Aerospace WX-500 Weather
Mapping Sensor (Stormscope) détecte les décharges électriques
associées aux orages et affiche l'activité sur l'affichage multifonctions
ARNAV ICDS 2000. Le système comprend une antenne située sur le
dessus du fuselage, juste en avant de la fenêtre arrière, et un
processeur monté sous le plancher de la soute à bagages arrière.
L'antenne détecte les champs électriques et magnétiques générés par
des décharges électriques à l'intérieur d'un nuage, d'un nuage à un
autre ou d'un nuage au sol, à moins de 200 milles nautiques de
l'avion, et envoie les données de « décharge » au processeur. Le
processeur numérise, analyse et convertit les signaux de
« décharge » en données de distance et relèvement et envoie ces
données à l'affichage multifonctions toutes les deux secondes. Le
processeur du détecteur de foudre est alimenté en courant continu de
28 V par l'intermédiaire d'un disjoncteur de 3 A, STORMSCOPE, sur
la barre omnibus non essentielle d'avionique.
P/N 13772-110
Original : 12 décembre 2000
3 of 4
Section 9
Suppléments
Cirrus Design
SR22
Intentionnellement laissé en blanc
4 of 4
P/N 13772-110
Original : 12 décembre 2000
Cirrus Design
SR22
Section 9
Suppléments
Manuel de vol et
Supplément au manuel d'utilisation
de l'avion approuvé par la FAA
pour le
Système d'avis de circulation
Goodrich SkyWatch SKY497 Traffic
Advisory System
Quand le système d'avis de circulation Goodrich SkyWatch 497 est
installé dans le Cirrus Design SR20, ce supplément est applicable et
doit être inséré dans la section de suppléments (section 9) du manuel
de vol de l'avion Cirrus Design SR22. Ce document doit toujours être
dans l'avion. Les renseignements contenus dans ce supplément
ajoutent, remplacent ou éliminent des informations du manuel
d'utilisation de l'avion de base.
P/N 13772-111
Original : 20 août 2001
1 of 8
Section 9
Suppléments
Cirrus Design
SR22
Section 1 - Généralités
Cet avion est équipé d'un système d'avis de circulation Goodrich
SkyWatch SKY497 Traffic Advisory System pour informer le pilote des
avions équipés d'un transpondeur qui peuvent poser un risque de
collision. Les renseignements d'avis de circulation du SkyWatch sont
affichés sur l'écran du GARMIN 430, L'affichage indique la distance
relative, le relèvement et l'altitude de l'avion intrus. Des alertes
sonores sont intégrées au système de son de l'avion.
Section 2 - Limites
• MISE EN GARDE •
Le SkyWatch peut aussi détecter des avions équipés de
transpondeurs en marche.
1. Les renseignements de circulation affichés sur l'écran du
GARMIN 430 sont fournis comme aide d'acquisition visuelle de
circulation. Le pilote doit manoeuvrer son avion en fonction des
instructions de la tour de contrôle ou de l'acquisition visuelle
positive de la circulation incompatible.
2. Le pilote doit éteindre le SkyWatch s'il est informé par la tour de
contrôle qu'il doit désactiver la fonction d'émission d'altitude du
transpondeur.
3. Le manuel d'utilisation du système d'avis de circulation Goodrich
SkyWatch Traffic Advisory System, modèle SKY497, n° de
référence 009-10801-001, révision B (06 juin 2000) ou plus
récente, doit être accessible au pilote pendant les vols où le
SkyWatch est utilisé.
4. L'additif du manuel d'utilisation du GARMIN 400 « Interface
d'affichage du trafic et des données météorologiques », n° de
référence 190-001140-10, révision B ou plus récente, doit être
accessible au pilote pendant les vols où le SkyWatch est utilisé.
Section 3 - Procédures d'urgence
Pas de changement
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P/N 13772-111
Original : 20 août 2001
Cirrus Design
SR22
Section 9
Suppléments
Section 4 - Procédure normale
Après le démarrage du moteur
1. Interrupteur d'alimentation des systèmes d'avionique .... MARCHE
2. Le SkyWatch est mis en marche, exécute un essai automatique et
entre ensuite en mode de veille STBY.
• Nota •
Pendant le décollage, le SkyWatch passe automatiquement
en mode d'exploitation, environ 8 secondes après avoir passé
le seuil de vitesse de 35 kt.
Pendant le roulement d'atterrissage, le SkyWatch retourne
automatiquement en mode de veille STBY, environ 24
secondes après que le ralentissement de l'avion en dessous
du seuil de vitesse de 35 kt.
3. Consulter l'additif du manuel d'utilisation du GARMIN 400 Series
« Interface d'affichage du trafic et des renseignements
météorologiques », n° de référence 190-001140-10, révision B,
dans ce supplément, pour obtenir les données supplémentaires
concernant l'exploitation du SkyWatch.
Commande du SkyWatch initiée par l'opérateur
Essai automatique
En plus de l'essai automatique à la mise en marche, un essai
automatique est exécuté plusieurs fois par minute. Si le SkyWatch est
en mode STBY (veille) ou FAILED (en panne), l'utilisateur peut utiliser
les commandes du GNS 430 pour lancer un essai automatique.
1. Tourner le petit bouton PUSH CRSR pour sélectionner la page de
circulation et météo.
2. Dans l'écran de trafic, appuyer sur la touche MENU pour
sélectionner le page de Menu.
3. Tourner le petit bouton PUSH CRSR pour sélectionner SELF
TEST (essai automatique) et appuyer sur la touche ENT.
P/N 13772-111
Original : 20 août 2001
3 of 8
Section 9
Suppléments
Cirrus Design
SR22
Passage en mode normal de l'écran de veille
Il faut sortir le SkyWatch du mode STBY (veille) pour afficher les
renseignements sur la circulation. Au sol, il est utile de sortir de STBY
pour inspecter l'espace aérien autour du terrain d'aviation avant le
décollage. Utilisation des commandes du GNS 430
1. Activer le curseur et mettre en évidence STBY.
2. Utiliser le petit bouton PUSH CRSR pour sélectionner OPER?
3. Appuyer sur la touche ENT pour mettre le SkyWatch en mode
OPER (exploitation). Le SkyWatch passe en affichage d'une
distance de 6 milles marins.
Passage en veille de l'écran de trafic
Il n'est pas possible de mettre le SkyWatch en veille quand l'avion est
en vol. Quand l'avion est au sol, utiliser les commandes du GNS 430
comme indiqué plus bas.
1. Activer le curseur et mettre en évidence OPER.
2. Utiliser le petit bouton PUSH CRSR pour sélectionner STBY?
3. Appuyer sur la touche ENT pour mettre le SkyWatch en mode
STBY (veille).
Changement de l'affichage d'altitude
1. Dans l'écran de circulation, activer le curseur, mettre en évidence
le mode actuel et utiliser le petit bouton PUSH CRSR pour passer
d'une option à l'autre.
2. A chaque mouvement du bouton, l'affichage change pour afficher
la circulation dans la portée sélectionnée (ABV, détection vers le
haut ; NRM, normal ; BLW, détection vers le bas ; ou UNR, sans
restriction).
Consulter le manuel d'utilisation du Goodrich
SkyWatch Traffic Advisory System, modèle SKY497, n° de
référence 009-10801-001, révision B (06 juin 2000) ou plus
récente, pour obtenir des renseignements sur les portées de
l'affichage.
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Original : 20 août 2001
Cirrus Design
SR22
Section 9
Suppléments
Réponse aux avis de circulation
1. Quand SkyWatch émet un avis de circulation (TA ; Traffic
Advisory), observer visuellement à l'extérieur pour trouver l'avion
intrus. Appeler la tour de contrôle pour obtenir des instructions. En
cas d'acquisition visuelle de l'avion intrus, utiliser les procédures
de priorité normales pour maintenir la séparation.
• Nota •
Ne pas manoeuvrer uniquement en fonction des
renseignements affichés sur l'écran. Les renseignements
affichés sur l'écran sont fournis comme aide d'acquisition
visuelle du trafic - Ce n'est pas un remplacement pour la tour
de contrôle et les techniques de « Voir et éviter ».
Section 5 - Performance
Pas de changement
Section 6 -Masse et centrage
Le SkyWatch ajoute l'équipement optionnel suivant (Sym = O) au
poids et au bras montrés dans le tableau suivant.
ATA /
Elém Description
ent
34-01 Convertisseur SkyWatch
34-02
Installation de l'antenne
du SkyWatch.
34-03 Boîtier du SkyWatch
34-04
Installation du câblage
du SkyWatch
P/N 13772-111
Original : 20 août 2001
Qu
Sym ant
.
Numéro de
référence
App
areil
Poi
ds
Bras
O
1
14484-001
0.5
118,0
O
1
14477-001
2.3
150,5
O
1
14477-050
10 0
140,0
O
1
14479-001
2,0
145 0
5 of 8
Section 9
Suppléments
Cirrus Design
SR22
Section 7 -Description des systèmes
Le SkyWatch modèle SKY497 est un système d'avis de circulation
(Traffic Advisory System ; TAS). Le SkyWatch surveille un rayon
d'environ 6 milles marins autour de l'avion en interrogeant les
transpondeurs dans la zone de surveillance et en déterminant si un
risque de collision existe. Pour déterminer s'il existe un risque de
collision, le SkyWatch calcule la distance, l'altitude, le relèvement et la
vitesse d'approche de tous les avions équipés d'un transpondeur avec
une portée de 6 milles marins. Quand le SkyWatch détecte un avion
intrus à une distance horizontale inférieure à 0,55 milles marins et à
une altitude relative de ± 800 pieds ou détecte un avion intrus sur une
trajectoire qui va intercepter la trajectoire de l'avion avec le SkyWatch
dans moins de 20 secondes (avions intrus n'émettant pas de
renseignements d'altitude) ou de 30 secondes (avion intrus émettant
des renseignements d'altitude) , le SkyWatch émet un avis de
circulation (Traffic Advisory ; TA). Les avis de circulation sont indiqués
sur l'affichage du GNS 430 et un avertissement sonore « Trafic,
Trafic » est annoncé dans les casques et le haut-parleur de la cabine.
Le pilote peut commander le SkyWatch par l'intermédiaire du
contrôleur du GNS 430, Il est possible de sélectionner les modes
STBY (veille), OPER (exploitation) et SELF TEST (essai
automatique), ainsi que l'affichage d'altitude (ABV, détection vers le
haut ; NRM, normal ; BLW, détection vers le bas ; ou UNR, sans
restriction)
Le système SkyWatch comprend un ordinateur émetteur-récepteur
(TRC) installé sous le siège du copilote, juste en avant du tunnel de
longeron, et une antenne directionnelle installée à l'extérieur de
l'avion, au-dessus de la cabine. Le système utilise aussi des entrées
du codeur d'altitude, du système de cap de l'avion (amplificateur
d'asservissement du gyroscope) et une manocontact branché dans le
système de Pitot. Le courant continu de 28 V nécessaire pour
l'exploitation est fourni par le disjoncteur de 5 A, SKYWATCH, sur la
barre omnibus non essentielle d'avionique.
• Nota •
Consulter le manuel d'utilisation du Goodrich SkyWatch Pilot’s
Guide, n° de référence 009-10801-001, pour obtenir une
description du système SkyWatch.
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P/N 13772-111
Original : 20 août 2001
Cirrus Design
SR22
Section 9
Suppléments
Consulter l'additif de GARMIN Addendum « Interface
d'affichage du trafic et des données météorologiques », n° de
référence 190-001140-10 pour obtenir des renseignements
supplémentaires sur l'utilisation et une description de
l'affichage.
P/N 13772-111
Original : 20 août 2001
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Section 9
Suppléments
Cirrus Design
SR22
Intentionnellement laissé en blanc
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P/N 13772-111
Original : 20 août 2001
Cirrus Design
SR22
Section 9
Suppléments
Manuel de vol et
Supplément au manuel d'utilisation
de l'avion approuvé par la FAA pour
l'affichage de vol multifonctions
Avidyne EX-Series
Version 5.3.X du logiciel
Quand l'affichage multifonctions Avidyne FlightMax EX-Series 70000004-XXX-(), avec la version 5.2.X ou 5.3.X du logiciel est installé
dans le Cirrus Design SR22, ce supplément au manuel d'utilisation de
l'avion est applicable et doit être inséré dans la section de
suppléments (section 9) du manuel d'utilisation de l'avion Cirrus
Design SR22 Pilot’s. Ce document doit toujours être dans l'avion. Les
renseignements contenus dans ce supplément ajoutent, remplacent
ou éliminent des informations du manuel d'utilisation de l'avion de
base du SR22.
• Nota •
Ce supplément au manuel d'utilisation de l'avion, révisé le 14
février 2000, remplace la version originale de ce supplément
datée le 23 janvier 2002. Cette révision ajoute les données
nécessaires poru l'option d'instruments moteur Avidyne
offerte pour l'affichage multifonctions FlightMax EX5000C.
P/N 13772-112
30 juillet 2002
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Section 9
Suppléments
Cirrus Design
SR22
Section 1 - Généralités
Cet avion est équipé d'un affichage multifonctions Avidyne FlightMax
EX-Series 700-00004-XXX-(). L'affichage multifonctions est un écran
horizontal de 265 mm (10,4 pouces) monté dans le tableau de bord.
L'affichage multifonctions fournit au pilote des affichages
supplémentaires de renseignements de situation et de navigation.
Ceci est accompli en montrant une icône représentant l'avion contre
un défilement cartographique. L'affichage multifonctions accepte des
données de diverses sources, y compris les capteurs de GPS, le
détecteur de foudre WX-500 Stormscope et le système d'avis aériens
SkyWatch. Cet appareil est organisé autour d'un groupement logique
des renseignements présentés sur des « pages ».
• Nota •
Pour cette installation, le système Avidyne est équipé de la
version 5.3.X du logiciel, où X représente un chiffre entre 0 et
9.
La page MAP (carte) est la page primaire et elle présente au pilote
une position graphique de l'avion, du plan de vol et de la foudre dans
les environs, ainsi que la circulation. Ces données sont appliquées sur
un fond de défilement de carte, avec le terrain, les masses d'eau
intérieures et côtières, l'espace aérien, les aéroports et les aides de
navigation aérienne. Des touches et des boutons sur le pourtour de
l'affichage multifonctions permettent au pilote de commander la
présentation des renseignements sur le défilement cartographique.
La page TRIP (voyage) fournit au pilote, dans un format tubulaire, les
étapes restantes du plan de vol actif. Des données de navigation
supplémentaires présentées sur cette page sous forme graphique et
numérique permettent au pilote de déterminer la position de l'avion
par rapport au plan de vol actif.
La page NEAREST (voisinage) fournit une liste et la position relative
des éléments de navigation intéressants, y compris les aides de
navigation aérienne et les aéroports. De cette page, le pilote peut
obtenir accès à la page INFO (information) pour obtenir plus de détails
sur un élément.
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P/N 13772-112
Révision : 30 juillet 2002
Cirrus Design
SR22
Section 9
Suppléments
Les pages CHECKLIST (listes de vérifications) fournissent des
affichages électroniques des listes de vérifications. Les listes de
vérifications fournissent les listes de vérifications des procédures
normales, les listes de vérifications des procédures d'urgence et les
données de performance essentielles du manuel d'utilisation de
l'avion.
Les pages SYSTEM SETUP (paramètres du système) permettent au
pilote d'établir des préférences d'utilisateur pour l'affichage et
d'examiner la version de la base de donnée à bord et les dates de
validité.
Consulter le manuel d'utilisation de Avidyne FlightMax EX-Series, n°
de référence 600-00072 (voir Limites).
Figure - 1
Affichage multifonctions Avidyne FlightMax EX-Series
P/N 13772-112
Révision : 30 juillet 2002
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Section 9
Suppléments
Cirrus Design
SR22
Section 2 -Limites
1. Le défilement cartographique ne doit pas être utilisé comme
instrument de navigation primaire. L'affichage à défilement
cartographique de chaque appareil fournit des informations
visuelles de la position GPS de l'avion par rapport à un défilement
cartographique. Les suppléments de renseignements sur
l'indicateur d'écart de route (CDI) et les renseignements fournis
sur le navigateur au GPS.
2. L'utilisation de la page de cartes (MAP) en vol IFR exige
l'installation d'un récepteur GPS homologué, utilisé conformément
aux limites applicables.
3. Les représentations du terrain des cartes de MAP ne doivent
jamais être utilisées comme base pour éviter des obstacles.
4. Les listes de vérifications électroniques d'Avidyne complémentent
les listes de vérifications du manuel d'utilisation de l'avion et ne
sont données qu'à titre indicatif. Il ne faut pas utiliser les listes
électroniques comme listes de vérifications primaires de bord de
l'avion.
5. L'affichage multifonctions fait interface aux installations de
capteurs homologués séparément. Il est obligatoire de respecter
les limites des suppléments appropriés d'installation des capteurs
au manuel d'utilisation de l'avion.
6. Les renseignements de circulation montrés sur l'affichage de la
page MAP sont fournis au pilote pour l'aider à visualiser la
circulation. Le pilote doit manoeuvrer son avion en fonction des
instructions de la tour de contrôle ou de l'acquisition visuelle
positive de la circulation incompatible. Les manoeuvres doivent
êtres conformes aux instructions de la tour de contrôle. Aucune
manoeuvre ne doit être faite uniquement en fonction d'un avis de
circulation.
7.
Le pilote doit avoir accès au manuel d'utilisation d'Avidyne
FlightMax EX-Series, n° de référence 600-00072, révision 03 ou
plus récente, pendant toutes les phases de vol.
Section 3 -Procédures d'urgence
Pas de changement
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30 juillet 2002
Cirrus Design
SR22
Section 9
Suppléments
Section 4 -Procédure normale
Activation de l'affichage multifonctions
1. Disjoncteur d'affichage multifonctions........................... ENFONCE
2. Interrupteur principal de batterie..................................... MARCHE
3. Interrupteur d'alimentation des systèmes d'avionique .... MARCHE
4. Au message de l'affichage multifonctions, n'importe quelle touche
APPUYEE
5. Touches programmables de l'affichage multifonctions....................
PROGRAMMÉES pour l'opération désirée
MAP (carte)
• Nota •
A la mise en marche, la carte est reliée au GPS 1 ou GPS 2,
en fonction du paramètre sélectionné avec la touche
programmable SWAP en mode de paramètres (Setup).
Normalement, l'affichage doit être relié au GPS 1 ; il est
cependant possible de sélectionner GPS 2 en cas de
défaillance de GPS 1.
Quand l'affichage de MAP est réglé pour le nord en haut, les
représentations de circulation et de météo sont orientées avec
le nord en haut, ce qui peut causer une certaine confusion.
Appuyer sur la touche VIEW du cadre pour faire passer
l'affichage de carte à une orientation de cap en haut. En cas
d'avis de circulation, appuyer sur la touche Message Ack du
cadre pour afficher la circulation, cap en haut, et supprimer
l'affichage des autres éléments qui n'ont pas trait à la
circulation.
Désactivation de l'affichage multifonctions
1. Interrupteur d'alimentation des systèmes d'avionique ........ ARRET
ou
2. Disjoncteur d'affichage multifonctions.................................. TIRER
P/N 13772-112
Révision : 30 juillet 2002
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Section 9
Suppléments
Cirrus Design
SR22
Section 5 - Performance
Pas de changement
Section 6 -Masse et centrage
L'installation de l'affichage multifonctions Avidyne FlightMax ajoute
l'équipement optionnel suivant (Sym = O) au poids et au bras montrés
dans le tableau suivant. La plaque d'adaptateur est fournie seulement
pour les installations où l'affichage multifonctions a été installé selon
un bulletin technique.
ATA /
Elém
ent
Description
Sym
Qu
ant.
Numéro de
référence
App
areil
Poid
s
Bras
34-01
Affichage multifonctions
Avidyne FlightMax
O
1
700-00004-XXX
6,4
121,8
34-02
Adaptateur pour Avidyne
O
1
-
0,4
123,2
34-03
Capteurs du moteur
O
11
-
1,0
75,0
34-04
Capteur du moteur
O
1
14843-001
1,1
118,0
34-05
Faisceau du moteur
O
1
15030-001
0,9
92,0
34-06
Faisceau de la cabine
O
1
15032-001
2.1
108,0
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Révision : 30 juillet 2002
Cirrus Design
SR22
Section 9
Suppléments
Section 7 - Description des systèmes
• Nota •
Ce supplément fournit une description générale de l'affichage
multifonctions
Avidyne
FlightMax
EX-Series,
son
fonctionnement et l'interface avec l'avion. Pour obtenir une
description de l'affichage multifonctions, consulter le manuel
d'utilisation Avidyne FlightMax EX-Series, n° de référence
600-00072 (voir Limites).
Navigation
Les données associées au défilement cartographique se trouvent sur
quatre pages : cartes, voisinage, voyage et informations. L'affichage
multifonctions contient la base de données NavData de Jeppesen qui
est offerte pour l'affichage sur une page de carte. En plus des
informations de position fournies par le GPS, un symbole de propriété
est superposé sur le défilement cartographique et mis en position par
rapport aux renseignements de NavData. Le GPS peut aussi fournir le
plan de vol actif pour affichage sur le défilement cartographique. Les
données de terrain sont fournies par une base de données de terrain
établie par USGS, stockée dans l'affichage multifonctions et mise à
jour seulement selon le besoin.
La base de données NavData de Jeppesen fournit des données sur
les terrains d'aviation, les approches, les VOR, les radiophares non
directionnels (NDB), les intersections, les définitions d'espace aérien
et les fréquences. Des bases de données nord-américaines et
internationales sont offertes. Il est possible de mettre à jour les
renseignements des bases de données par l'intermédiaire du port
USB sur le cadre avant.
Les données de navigation de l'affichage de défilement
cartographique sont basées sur des bases de données qui sont mises
à jour périodiquement. Les mises à jours des bases de données sont
offertes par Avidyne, par abonnement, et sont publiées tous les 28
jours. Les bases de données périmées sont clairement identifiées au
pilote par l'intermédiaire de messages pendant la mise en marche du
système et sur la page de paramètres (Setup) du système. Il faut
mettre la base de données à jour pour éliminer l'avertissement.
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Révision : 30 juillet 2002
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Section 9
Suppléments
Cirrus Design
SR22
Les renseignements de la base de données concernant les obstacles
artificiels de la NOAA fournissent des données sur les obstacles
artificiels de plus de 200 pieds (60 m) au-dessus du sol. Ces données
sont offertes pour l'Amérique du nord seulement et il est possible de
les mettre à jour par l'intermédiaire du port USB du cadre avant. Les
données de navigation de l'affichage de défilement cartographique
sont basées sur des bases de données qui sont mises à jour
périodiquement. Les mises à jours de bases de données d'obstacles
sont offerte par Avidyne, par abonnement, et sont publiées tous les 56
jours. Les bases de données périmées sont clairement identifiées au
pilote par l'intermédiaire de messages pendant la mise en marche du
système et sur la page de paramètres (Setup) du système. Il faut
mettre la base de données à jour pour éliminer l'avertissement.
Utilisant la base de données NavData de Jeppesen et les positions
fournies par GPS, l'affichage multifonctions peut fournir au pilote les
25 terrains d'aviation les plus proches ou les aides de navigation
aérienne à moins de 100 milles nautiques, selon la sélection du pilote.
Ces renseignements sont présentés à la page NEAREST (voisinage).
Des renseignements détaillés sur un terrain d'aviation spécifique sont
aussi fournis à partir de la base de données NavData de Jeppesen et
peuvent être affichés sur la page INFO.
Les données de plan de vol fournies par le système de GPS
fournissent au pilote, sous forme de tronçons, les segments restants
du plan de vol actif du GPS. Il est possible d'afficher ces
renseignements sur la page de voyage, y compris un indicateur
d'écart de route pour faciliter la navigation en route.
Les données de plan de vol sont transmises à l'affichage
multifonctions par le navigateur GPS externe. Certaines installations
ne soutiennent pas la représentation des trajectoires de vols courbes.
Dans ces cas-là, les trajectoires de vol courbes sont représentées par
des lignes droites. Il faut utiliser le navigateur GPS et l'indicateur de
situation horizontale pendant l'exécution des procédures d'approche.
Consulter le manuel d'utilisation d'Avidyne FlightMax EX-Series, n° de
référence
600-00072,
pour
obtenir
des
renseignements
supplémentaires.
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Révision : 30 juillet 2002
Cirrus Design
SR22
Section 9
Suppléments
Liste de vérifications
Les listes de vérifications normales et d'urgence de l'affichage
multifonctions sont interactives. Le pilote peut cocher chaque étape
quand elle est accomplie. Quand une étape est cochée, sa couleur
change de manière à représenter visuellement les étapes terminées.
De plus, il est possible de « décocher » les étapes de la liste de
vérification, de réinitialiser la liste tout entière et d'obtenir confirmation
d'une liste de vérifications terminée.
Les étapes d'une liste de vérifications des procédures normales de
l'affichage multifonctions sont des condensés des procédures du
manuel d'utilisation de l'avion et les avertissements ont été enlevés.
Les listes de vérifications des procédures normales suivantes sont
fournies dans la page de listes de vérifications de l'affichage
multifonctions :
• Vitesses indiquées pour utilisation normale
• Avant le décollage
• En vol
• Atterrissage et arrêt
Les étapes d'une liste de vérifications des procédures d'urgence de
l'affichage multifonctions sont des condensés des procédures du
manuel d'utilisation de l'avion et les avertissements ont été enlevés.
La touche programmable de la liste de vérifications d'urgence est
toujours affichée sur l'affichage multifonctions. Les listes de
vérifications des procédures d'urgence suivantes sont fournies dans la
page de listes de vérifications de l'affichage multifonctions :
• Vitesses d'urgence
• Urgences au sol
• Urgences en vol
• Urgences à l'atterrissage
• Mauvais fonctionnement d'un système
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Révision : 30 juillet 2002
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Section 9
Suppléments
Cirrus Design
SR22
Les données de fonctionnement de l'affichage multifonctions sont
dérivées directement des données du manuel d'utilisation de l'avion.
Les données de fonctionnement et les tableaux suivants sont fournis
dans la page de listes de vérifications de l'affichage multifonctions :
• Tableau de vent traversier
• Tableau de distances de décollage
• Paramètres de croisières sélectionnés
• Tableau de distances d'atterrissage
Paramètres
Diverses pages de paramètres du système permettent au pilote
d'établir des préférences de l'utilisateur pour le système d'exploitation.
En plus de l'indication des renseignements d'identification de la
version du logiciel et des dates de validité de la base de données, les
pages de paramètres du système permettent d'obtenir accès à
plusieurs pages de sélection de préférences. De plus, les pages de
paramètres du système fournissent un moyen de lancer un essai
automatique des capteurs de la circulation et de foudre. Il est possible
d'établir les préférences suivantes :
• Pages de paramètres de terrain d'aviation – Sélection sur le
défilement cartographique de l'affichage du type de terrain
d'aviation, du type de surface des pistes et de la longueur
minimale des pistes.
• Pages de paramètres de simplification – Sélection des
définitions des détails de carte de base en cas de changement
de portée de l'affichage.
• Temps du système ÷ Sélection de la zone horaire du système
et des options de sélection de temps mort de menu de la page
de carte.
• Page de changement de bloc de données – Sélection des
données à afficher dans la fenêtre de sélection de bloc de
données de la page MAP.
• Transfert à GPS 2 – Sélectionner cette touche programmable
pour envoyer les données de GPS 1 à GPS 2 en cas de
défaillance de GPS 1. Normalement, il faut utiliser GPS, mais il
est possible d'utiliser GPS 2 en secours quand nécessaire.
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Révision : 30 juillet 2002
Cirrus Design
SR22
Section 9
Suppléments
Instruments du moteur
La pages optionnelle du moteur fournit au pilote des paramètres du
moteur représentés sur des instruments simulés et les paramètres du
système électrique situés dans une régions spécialisée au sein de
l'écran de l'affichage multifonctions. Une interface de capteurs du
moteur, avec des capteurs montés sur le moteur, certains partagés
avec les instruments standard de l'avion, fournit des données pour
affichage sur l'affichage multifonctions.
P/N 13772-112
Révision : 30 juillet 2002
11 of 12
Section 9
Suppléments
Cirrus Design
SR22
Intentionnellement laissé en blanc
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Révision : 30 juillet 2002
Cirrus Design
SR22
Section 9
Suppléments
Manuel de vol et
Supplément au manuel d'utilisation
de l'avion approuvé par la FAA
pour le
Système de protection contre le
givrage
Quand le système de protection contre le givrage est installé dans le
Cirrus Design SR22, ce supplément est applicable et doit être inséré
dans la section de suppléments (section 9) du manuel de vol de l'avion
Cirrus Design SR22. Ce document doit toujours être dans l'avion. Les
renseignements contenus dans ce supplément ajoutent, remplacent
ou éliminent des informations du manuel d'utilisation de l'avion de
base du SR22.
• Nota •
Ce changement du supplément au manuel d'utilisation de
l'avion, daté le 22 janvier 2004, remplace la révision 1 de ce
supplément au manuel d'utilisation de l'avion datée le 21
octobre 2002.
P/N 13772-115
Révision : 22 janvier 2004
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Section 9
Suppléments
Cirrus Design
SR22
Section 1 - Généralités
Cet avion est équipé d'un système de protection contre le givrage. Ce
système permet au pilote qui entre accidentellement dans des
conditions de givrage, de distribuer le liquide de dégivrage le long des
ailes, du plan fixe horizontal et des lames de l'hélice.
Section 2 - Limites
1. Il est interdit de voler quand il est connu que le givrage est
possible.
2. Les fluides de dégivrage sont conformes à DTD 406B:TKS 80 AL5
•
•
• Nota •
Le système de protection contre le givrage est certifié
seulement comme « sans risque » en utilisation normale, et il
n'a donc pas été déterminé si le système est capable
d'enlever ou d'empêcher l'accumulation de givre.
Placards
Gauche du fuselage, au-dessus du bouchon de remplissage de liquide
de dégivrage :
FLUIDE DE DEGIVRAGE
CONSULTER LA LISTE DES LIQUIDES DE DEGIVRAGE
APPROUVES DANS LE MANUEL D'UTILISATION DE L'AVION
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P/N 13772-115
Révision : 22 janvier 2004
Cirrus Design
SR22
Section 9
Suppléments
Section 3 - Procédures d'urgence
Rencontre accidentelle de givrage
Il est interdit de voler quand il est connu que le givrage est possible.
Cependant, en cas de rencontre accidentelle de givrage, il faut
déterminer le mode d'utilisation le mieux approprié.
Le mode NORMAL est sélectionné quand des conditions de givrage
sont rencontrées et avant l'accrétion de givre. Le système est utilisable
pendant un maximum d'environ une heure.
Le mode MAXIMUM est sélectionné s'il y a une accrétion de givre sur
les surfaces de vol. Le système est utilisable pendant un maximum
d'environ 30 minutes maximum.
• MISE EN GARDE •
Il est possible que le système de protection contre le givrage
n'enlève pas une accumulation importante de glace si
l'accrétion a lieu quand le système de protection contre le
givrage n'est pas en marche.
Il faut prendre soin de noter quand le système est mis en
marche, ainsi que le mode du système, tout en sortant des
conditions de givrage, afin d'aider à estimer la réserve de
liquide de dégivrage.
1. Interrupteur protection givrage................................... Selon besoin
2. Réchauffage Pitot ........................................................... MARCHE
3. Heure ..................................................................................NOTEE
4. Sortir de la situation causant le givrage. Faire demi-tour ou
changer d'altitude.
5. Chauffage de la cabine ..................................................MAXIMUM
6. Dégivrage du pare-brise ................... COMPLETEMENT OUVERT
7. Air d'induction secondaire............................................... MARCHE
8. Quand les conditions de givrage disparaissent, système
de protection contre le givrage............................................ ARRET
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Révision : 22 janvier 2004
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Section 9
Suppléments
Cirrus Design
SR22
Section 4 - Procédure normale
Inspection avant le vol
1. Interrupteur principal de batterie ..................................... MARCHE
2. Interrupteur protection givrage ...................................... MAXIMUM
3. Quantité de fluide d'antigivrage....Vérifier que le réservoir est plein
4. Event du fluide (dessous de l'avion).............................Pas obstrué
5. Panneaux poreux ............................................... Etat et installation
• Nota •
La pompe peut perdre son amorçage si elle fonctionne à vide.
Consulter la section 8 pour obtenir la procédure d'amorçage.
6. Panneaux poreux ....................... Evidence de liquide de dégivrage
7. Anneau gicleur ........................... Evidence de liquide de dégivrage
8. Interrupteur protection givrage ............................................ARRET
9. Interrupteur principal de batterie .........................................ARRET
Section 5 - Performance
La vitesse de croisière est réduite d'environ 3 kt et l'autonomie est
réduite d'environ 2 %.
• Nota •
L'expérience avec le réglage des gaz de l'avion peut donner
des valeurs de performance plus précises.
1. Réduire de 3 kt la vitesse vraie montrée dans les tableaux de
vitesse de croisière et les tableaux de profil d'autonomie.
2. Réduire de 2 % l'autonomie indiquée dans les profils d'autonomie.
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Révision : 22 janvier 2004
Cirrus Design
SR22
Section 9
Suppléments
Section 6 -Masse et centrage
Le système de protection contre le givrage ajoute l'équipement
optionnel suivant (Sym = O) au poids et au bras montrés dans le
tableau suivant.
• Nota •
Le liquide de dégivrage pèse 1,1 kg/litre (9,2 livres par gallon
américain).
App
areil
Poi
ds
Bras
15321-001
1,5
55,0
1
15269-001
4.2
181,0
1
15165-004
4,5
176,0
ATA /
Elém Description
ent
Qu
Sym ant
.
30-01 Anneau gicleur d'hélice
O
1
Réservoir de liquide de
dégivrage
O
O
30-02
30-03 Pompe doseuse
Numéro de
référence
Section 7 -Description du système
Généralités
Le système de protection contre le givrage peut empêcher, et dans
certains cas enlever, l'accumulation de glace sur les surfaces de vol,
en distribuant une pellicule mince de fluide à base de glycol sur les
ailes, le plan fixe horizontal et l'hélice. La présence de ce fluide
abaisse la température de gel sur les surfaces de vol au-dessous de la
température ambiante des précipitations, empêchant la formation et
l'adhésion de la glace.
Le système comprend six panneaux poreux, un anneau gicleur
d'hélice, quatre appareils de dosage, une pompe doseuse, un filtre,
une crépine, un réservoir de fluide, un commutateur, un bouchon de
remplissage, la tuyauterie du système et la quincaillerie de montage.
Le système est alimenté en courant continu de 28 V fourni par un
disjoncteur de 5 A, ICE PROTECTION, sur la barre omnibus
principale 1.
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Révision : 22 janvier 2004
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Section 9
Suppléments
Cirrus Design
SR22
Le réservoir de fluide antigivrage est rempli par l'intermédiaire du tube
de remplissage, placé sur le coté gauche du fuselage, juste en avant
de la porte de la soute à bagages. Le réservoir de fluide, placé
derrière le panneau de finition arrière de la cabine, a une capacité
totale de 11,2 litres (2,96 gallons américains). Un commutateur à trois
positions, monté sur la console centrale, commande le fonctionnement
du système.
A la mise en marche, une pompe doseuse à deux vitesses, montée
sous le siège passager gauche, met sous pression le fluide du
système. Le régime bas de la pompe fournit le débit nécessaire en
fonctionnement NORMAL et le régime élevé en utilisation MAXIMUM.
De la pompe doseuse, le liquide de dégivrage est poussé dans un
filtre, monté à côté de la pompe, et transféré ensuite, par des tubes en
plastique, vers des appareils de dosage placés dans les ailes,
l'empennage et l'avant du plancher de cabine. Les appareils de
dosage régulent le débit vers les panneaux poreux des bords
d'attaque des ailes et du plan fixe horizontal et l'anneau gicleur de
l'hélice.
Le liquide de dégivrage est transféré des appareils de dosage vers les
panneaux poreux où le fluide est déchargé à un débit faible et régulier,
à travers des petits trous percés au laser.
Du liquide de dégivrage protège l'hélice au moyen d'un anneau gicleur
monté sur la plaque d'appui de la casserole où le liquide est distribué
par l'action centrifuge sur des soufflets à rainures montés à la base
des pales de l'hélice.
Fonctionnement
En cas de rencontre accidentelle de conditions de givrage, le pilote
met le commutateur de protection de givrage sur NORMAL ou
MAXIMUM pour lancer le débit de fluide antigivrage sur les surfaces
protégées. Le réchauffage Pitot est mis en marche et l'heure est notée
afin d'aider à estimer la réserve de fluide antigivrage.
Le pilote fait les manoeuvres nécessaires pour sortir des conditions de
givrage, met le chauffage de la cabine au maximum et met en marche
le dégivrage du pare-brise et l'admission d'air secondaire. En sortant
des conditions de givrage, arrêter le système.
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Cirrus Design
SR22
Section 9
Suppléments
PANNEAUX POREUX
ANNEAU GICLEUR
DOSEUR
RACCORD
D'EVENT
RESERVOIR
DE FLUIDE
PANNEAUX POREUX
DOSEUR
DOSEUR
FILTRE
CREPINE
EN DE
POMPE
DOSEUSE
DOSEUR
PANNEAU POREUX
EVENT
PURGE
PANNEAU POREUX
SR2_FM09_1527
Figure - 1
Système de protection contre le givrage
P/N 13772-115
Révision : 22 janvier 2004
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Section 9
Suppléments
Section 8 maintenance
Cirrus Design
SR22
Comportement,
entretien
et
Stockage
Pour préparer le système de protection contre le givrage pour un
stockage en état de vol, remplir le réservoir de liquide de dégivrage et
faire fonctionner le système sur MAXIMUM pour assurer que tout l'air
est complètement purgé des divers éléments et de la tuyauterie. Après
la purge, faire l'appoint du réservoir de fluide antigivrage.
Entretien
Réservoir de liquide de dégivrage
• Attention •
Utiliser uniquement du liquide de dégivrage approuvé. Voir
Section 2, Limite.
Le réservoir de fluide antigivrage est rempli par l'intermédiaire du tube
de remplissage, placé sur le coté gauche du fuselage, juste en avant
de la porte de la soute à bagages. Pour éviter la contamination du
liquide de dégivrage, maintenir un récipient de mesure propre
spécifique et, avant de verser, vérifier que le goulot du récipient de
liquide est propre. Après le remplissage, bien fermer le bouchon de
remplissage.
Panneaux poreux
• Attention •
Certains solvants peuvent endommager la membrane du
panneau. Utiliser uniquement de l'alcool isopropylique, de
l'alcool éthylique ou de l'alcool industriel pour nettoyer les
panneaux.
Ne pas cirer les panneaux poreux des bords d'attaque.
Périodiquement, nettoyer les panneaux poreux avec de l'eau et du
savon, en utilisant un chiffon propre sans peluche. Il est possible
d'utiliser de l'alcool isopropylique pour enlever l'huile ou la graisse.
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Révision : 22 janvier 2004
Cirrus Design
SR22
Section 9
Suppléments
Amorçage du système.
Si la pompe fonctionne à vide, elle peut perdre son amorçage à cause
de l'air emprisonné dans le système. Suivre la procédure suivante si,
pendant l'inspection avant le vol, aucun liquide de dégivrage n'est
présent.
1. Identifier la purge du liquide de dégivrage sur le côté gauche de la
partie inférieure du fuselage, juste en avant du réservoir de
liquide.
• Attention •
Utiliser un godet à échantillon réservé au liquide de dégivrage
pour l'étape suivante.
Ne pas utiliser le godet d'échantillon d'essence.
2. Faire couler le liquide de dégivrage jusqu'à ce qu'il sorte sans
bulles pendant au moins trois secondes.
3. Faire une inspection avant le vol pour vérifier que du liquide de
dégivrage sort des panneaux poreux et de l'anneau gicleur.
4. Répéter les étapes 2 et 3 si nécessaire.
Section 10 - Sécurité
Le système de protection contre le givrage n'est pas conçu pour
enlever le givre d'un avion au sol. Il ne faut pas essayer de décoller
avec du givre, de la glace ou de la neige sur les surfaces de vol.
Le système de protection contre le givrage ne permet pas de voler
dans des conditions de givrage connues. Son objet est de fournir une
certaine protection contre les effets de la glace, en cas de rencontre
accidentelle avec des conditions de givrage. A la première indication
de givrage, il faut prendre le moyen le plus rapide et le plus sûr de
sortir des conditions de givrage. La décision doit être basée sur les
rapports météorologiques, les rapports récents de pilotes, les
observations de la tour de contrôle et cette décision peut inclure des
changements de route et d'altitude.
Le système d'avertisseur de décrochage n'est pas affecté par le
système de protection contre le givre. Cependant, pendant des
simulations de rencontres de conditions de givrage, la vitesse de
décrochage a augmenté d'environ 12 kt en configuration lisse et de 3
P/N 13772-115
Révision : 22 janvier 2004
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Section 9
Suppléments
Cirrus Design
SR22
kt en configuration d'atterrissage. En plus, la vitesse de croisière était
réduite d'au moins 20 kt (vitesse corrigée) et la vitesse ascensionnelle
de l'avion était diminuée d'au moins 20 %.
Même avec des surfaces de vol protégées totalement sans glace, il y a
une détérioration de la performance causée par la présence de glace
sur les surfaces non protégées. Il n'est pas possible de prédire avec
précision l'ampleur de la détérioration et il est donc préférable
d'augmenter les vitesses d'approche et d'atterrissage, dans la mesure
du possible, pendant l'utilisation du système de protection contre le
givrage. Il faut être extrêmement prudent pendant les approches et les
atterrissage, et être en alerte pour les signes de tremblements
précurseurs de décrochage et d'un décrochage imminent.
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P/N 13772-115
Révision : 22 janvier 2004
Cirrus Design
SR22
Section 9
Suppléments
Manuel de vol et
Supplément au manuel d'utilisation
de l'avion approuvé par la FAA
pour
l'écran de vol primaire Avidyne
Entegra-Series
Version 530-00123-000 du logiciel
Quand l'écran de vol primaire Avidyne FlightMax Entegra, avec la
version 530-00123-XXX du logiciel (où X est un chiffre de 0 à 9) est
installé dans un avion Cirrus Design SR22, ce supplément au manuel
d'utilisation de l'avion est applicable et il doit être inséré dans la
section de suppléments (section 9) du manuel d'utilisation de l'avion
Cirrus Design SR22. Ce document doit toujours être dans l'avion. Les
renseignements contenus dans ce supplément ajoutent, remplacent
ou éliminent des informations du manuel d'utilisation de l'avion de
base du SR22.
P/N 13772-116
Original : 15 février 2003
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Section 9
Suppléments
Cirrus Design
SR22
Section 1 - Généralités
L'avion est équipé d'un écran de vol primaire Avidyne FlightMax
Entegra-Series. L'écran de vol primaire est un affichage de 10,4 in,
format horizontal, conçu pour être l'affichage primaire des
renseignements primaires des paramètres de vol (attitude, vitesse,
cap et altitude) au pilote. L'écran de vol primaire accepte les données
de diverses sources, y compris les détecteurs de GPS, le système de
pilote automatique 55X et la source primaire de cap pour l'affichage
multifonctions EX5000.
L'écran de vol primaire remplace les instruments suivants :
• Horizon artificiel (HSI)
• Variomètre (VSI)
• Indicateur de VOR/LOC
• Avertisseur d'altitude
• Affichage de température extérieure et horloge
Un altimètre, un indicateur de vitesse et des indicateurs d'assiette sont
montés dans le panneau de traverse, en cas de défaillance totale ou
partielle de l'écran de vol primaire. Un indicateur de virage est monté
derrière le panneau droit de la traverse afin de fournir des données de
roulis au système de pilote automatique.
• Nota •
Dans cette installation, la version du logiciel du système
Avidyne est 530-00123-XXX, où X est un chiffre de 0 à 9.
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P/N 13772-116
Original : 15 février 2003
Cirrus Design
SR22
Section 9
Suppléments
Figure - 1
Ecran primaire de vol Avidyne
P/N 13772-116
Original : 15 février 2003
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Section 9
Suppléments
Cirrus Design
SR22
Section 2 - Limites
1. L'écran de vol primaire fait interface aux installations de capteurs
homologués séparément. Il est obligatoire de respecter les limites
des suppléments appropriés d'installation au manuel d'utilisation
de l'avion.
2. Le manuel d'utilisation de l'écran de vol primaire Avidyne
FlightMax Entegra-Series, n° de référence 600-00081-000,
révision 03 ou plus récente, doit être accessible au pilote pendant
toutes les phases de vol.
3. Les vols aux instruments (IFR) ne sont pas permis quand l'écran
de vol primaire ou quand un indicateur de secours (indicateur
d'attitude ou compas magnétique) ne fonctionne pas. Consulter la
liste d'équipement d'exploitation (KOEL).
4. Les approches en alignement arrière sont interdites.
5. Les approches en pilote automatique couplé doivent être
interrompues si la déviation de route dépasse 50 %. L'approche
ne doit être continuée qu'en pilotage manuel de l'avion.
Liste d'équipement d'exploitation
La liste suivante donne un sommaire des conditions exigées par la
FAR Part 23 pour maintenir la navigabilité pour les types d'utilisation
indiqués. L'équipement minimum nécessaire selon les règles
d'utilisation est défini dans la 14 CFR Part 91 et la 14 CFR Part 135,
selon le cas.
• Nota •
Les vols aux instruments (IFR) ne sont pas permis quand
l'écran de vol primaire ou quand un indicateur de secours
(indicateur d'attitude ou compas magnétique) ne fonctionne
pas.
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P/N 13772-116
Original : 15 février 2003
Cirrus Design
SR22
Section 9
Suppléments
Section 3 - Procédures d'urgence
Perte de données aérodynamiques
Dans le cas ou l'écran de vol primaire détecte une perte de données
aérodynamiques, l'indicateur affecté est enlevé de l'affichage et
remplacé par un « X » rouge. En cas de perte de données aériennes,
consulter les instruments mécaniques de secours (altitude et vitesse)
et exécuter la procédure suivante.
1. Instruments de secours (altitude, vitesse) ......................VERIFIES
En cas de défaillance pendant un
météorologiques de vol aux instruments :
vol
en
conditions
2. Sortir des conditions météorologiques de vol aux instruments.
Perte de données d'attitude
Dans le cas ou l'écran de vol primaire détecte une perte de données
d'attitude, l'indicateur affecté est enlevé de l'affichage et remplacé par
un « X » rouge. En cas de perte de données d'attitude, consulter les
instruments mécaniques de secours (attitude et vitesse) et exécuter la
procédure suivante.
1. Instruments de secours (attitude, cap)............................VERIFIES
En cas de défaillance pendant un
météorologiques de vol aux instruments :
vol
en
conditions
2. Mode GPSS du pilote automatique.................................... ACTIVE
3. Maintien d'altitude du pilote automatique........................... ACTIVE
4. Sortir des conditions météorologiques de vol aux instruments.
• MISE EN GARDE •
Toute interruption d'alimentation électrique de l'écran de vol
primaire cause une perte des données d'attitude jusqu'à la
remise en marche de l'écran de vol primaire, au sol.
• Nota •
Diminuer complètement la luminosité si l'écran de vol primaire
est perturbant.
P/N 13772-116
Original : 15 février 2003
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Section 9
Suppléments
Cirrus Design
SR22
Section 4 -Procédure normale
Activation de l'écran de vol primaire
1. Disjoncteurs de l'écran de vol primaire ......................... ENFONCE
2. Interrupteurs principaux de batterie et d'alternateur ....... MARCHE
Désactivation de l'écran de vol primaire
1. Interrupteurs principaux de batterie et d'alternateur ...........ARRET
ou
2. Disjoncteurs de l'écran de vol primaire ...................................TIRE
Section 5 - Performance
Pas de changement
Section 6 -Masse et centrage
L'installation de l'écran de vol primaire ajoute l'équipement obligatoire
(Sym = C) au poids et au bras montrés dans le tableau suivant.
ATA /
Elém
ent
Description
34-01
Ecran primaire de vol
6 of 12
Sym
Qu
ant
.
Numéro de
référence
App
areil
Poid
s
O
1
15222-001
12,0
Bras
115,5
P/N 13772-116
Original : 15 février 2003
Cirrus Design
SR22
Section 9
Suppléments
Section 7 -Description des systèmes
• Nota •
Ce supplément fournit une description générale de l'écran de
vol primaire Avidyne Entegra-Series, son fonctionnement et
l'interface avec l'avion. Pour obtenir une description détaillée
de l'écran de vol primaire, consulter le manuel d'instruction
Avidyne FlightMax Entegra-Series, n° de référence 60000081-000, révision 03 ou plus récente.
L'écran de vol primaire fournit les fonctions d'indicateur d'attitude,
d'indicateur de cap, d'indicateur de vitesse, d'altimètre, d'indicateur de
vitesse verticale, de gyroscope directionnel, d'indicateur d'écart de
route et contrôleur de présélection d'altitude dans une affichage
électronique unique. En plus, l'écran de vol primaire communique avec
GPS 1, GPS 2, NAV 1, NAV 2, l'affichage multifonctions et le système
de pilote automatique.
Une référence intégrale de données d'air et attitude et de cap
(ADAHRS) utilise un système électronique de gyroscope et
d'accéléromètre à trois axes combiné à un magnétomètre pour
remplacer le gyroscope vertical et le gyroscope directionnel. ADAHRS
affiche aussi sur l'écran de vol primaire les données de roulis, de
tangage et de cap et met continuellement à jour les indications de vent
en altitude et de vitesse réelle. Le magnétomètre monté dans l'aile
fournit aussi les données de température d'air extérieur.
Le système de statique de Pitot est branché à l'écran de vol primaire
pour fournir la vitesse indiquée, l'altitude et la vitesse verticale.
Les instruments de secours pour la vitesse indiquée, l'attitude et
l'altitude sont montés dans le panneau gauche de la traverse et sont sur
une alimentation électrique séparée de celle de l'écran de vol primaire.
Les sources d'alimentation redondantes fournissent un courant continu
de 28 V pour le fonctionnement du système. Le courant est fourni par
le disjoncteur de 10 A, PFD 1 10 de la barre omnibus essentielle et le
disjoncteur de 10 A, PFD 2, de la barre omnibus principale 2. Chacun
des circuits peut alimenter l'écran de vol primaire. La mise en marche
du système est automatique après la mise sous tension. L'écran
présente l'écran d'initialisation immédiatement après la mise sous
tension. Une brillance de 50 % est la valeur par défaut à la mise en
marche. Typiquement, les temps d'alignement sont de 3 minutes après
la mise en marche de la batterie.
P/N 13772-116
Original : 15 février 2003
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Section 9
Suppléments
Cirrus Design
SR22
Indicateur central d'attitude (ADI)
8 of 12
P/N 13772-116
Original : 15 février 2003
Cirrus Design
SR22
BARRE OMNIBUS
PRINCIPALE 2
Section 9
Suppléments
PFD 2
10
PFD 1
BARRE OMNIBUS
ESSENTIELLE
10
GPS
GNS-430 n° 1
PITOT
STATIQUE
Ecran de vol
principal Avidyne
GPS
GNS-430 n° 2
SONDE DE TEMPERATURE
EXTERIEURE ET MAGNETOMETRE
Pilote automatique
STEC System 55x
Affichage multifonctions
Avidyne
SR22_FM09_1607
Figure - 2
Schéma du système d'écran de vol primaire
P/N 13772-116
Original : 15 février 2003
9 of 12
Section 9
Suppléments
Cirrus Design
SR22
Données aérodynamiques
Le ruban de vitesse à la gauche de l'indicateur central d'attitude
commence à montrer une vitesse indiquée de 20 noeuds et la couleur
correspond aux vitesses pour VSO, VFE, VS, VNO, andas VNE. Un
ruban d'altitude est fourni à la droite de l'indicateur central d'attitude
principal et il affiche également un symbole pour la présélection de
l'altitude (curseur d'altitude). L'indicateur de vitesse verticale est
affiché à la droite du ruban d'altitude. L'échelle de l'indicateur de
vitesse verticale est de +/- 2 000 pieds/minute, l'aiguille s'arrête juste à
l'extérieur de l'échelle et un affichage numérique de la vitesse verticale
réelle jusqu'à une vitesse réelle de 4 000 pieds/minute est alors
affichée. Un bloc de données supplémentaire est fournit pour afficher
la température extérieure, la vitesse réelle et la vitesse sol. Les
commandes pour le curseur de sélection et la correction de la valeur
barométrique se trouvent le long du côté droit de l'écran de vol
primaire. Un indicateur de vent est aussi présent sous le ruban
d'altitude.
Données d'attitude
L'attitude est représentée sur l'indicateur central d'attitude à l'aide d'un
symbole d'avion de référence (« W volant ») contre un fond d'échelles
de tangage identifiées et une échelle courbe le long du haut de
l'indicateur central d'attitude, pour indiquer l'angle d'inclinaison. Un
indicateur de dérapage et glissement est attaché au bord inférieur de
l'indicateur d'angle d'inclinaison.
Indicateur de situation horizontale Données de cap
Le cap magnétique est représenté sous forme de bloc-diagramme
numérique en haut de la rose des vents. L'indicateur de vitesse
angulaire de giration prend la forme d'une flèche courbe bleue qui
commence derrière l'indicateur de cap magnétique et se déplace vers
la droite ou la gauche, selon le cas. Des graduations sont fournies sur
l'échelle de l'indicateur de vitesse angulaire pour indiquer les virages à
vitesse angulaire de virage standard et à demi vitesse de virage
standard. Un curseur de cap est aussi incorporé dans la rose des
vents.
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P/N 13772-116
Original : 15 février 2003
Cirrus Design
SR22
Section 9
Suppléments
Données de navigation
Sur l'écran de vol primaire, les données de navigation prennent
plusieurs formes. Un indicateur d'écart de route (CDI) est toujours
présent sur l'indicateur de situation horizontale et, en option, un
indicateur de relèvement peut être sélectionné par le pilote pour
affichage sur l'écran. Les commandes pour la sélection de la source
de données de navigation, la sélection du format d'affichage des
données de navigation et pour la sélection du type de rose des vents
et de défilement cartographique à afficher sont présents le long du
côté gauche de l'écran de vol primaire. En option, il est possible de
sélectionner le plan de vol actif contenu dans l'appareil de Nav/COM
du GPS sélectionné comme source primaire de navigation (Nav) pour
affichage sur l'indicateur de situation horizontale, ainsi que la plage
désirée de l'affichage de défilement cartographique optionnel qui peut
être sélectionnée. Si une fréquence d'alignement de piste ou d'ILS est
sélectionnée et saisie dans Nav/Com de GPS sélectionné comme
source de Nav, un indicateur d'écart vertical (VDI) et un indicateur
d'écart horizontal (HDI) sont automatiquement affichés sur l'indicateur
central d'attitude.
• Nota •
En cas de perte de signal d'alignement de descente ou
d'alignement de piste, l'indicateur d'écart vertical ou d'écart
horizontal est affiché sous forme d'un X rouge pour indiquer la
perte du signal. Le X rouge est enlevé si le signal est
récupéré, si la source de Nav est changée sur l'écran de vol
primaire ou si Nav/Com de GPS est réglé sur une autre
fréquence. Le pilote doit prendre une action appropriée s'il est
en approche.
P/N 13772-116
Original : 15 février 2003
11 of 12
Section 9
Suppléments
Cirrus Design
SR22
Intégration au pilote automatique
L'écran de vol primaire Entegra est totalement intégré au pilote
automatique System 55X. Des curseurs de référence (cap (HDG),
altitude (ALT) et indicateur de vitesse verticale (VSI)) sont présents
pour aider la commande en pilote automatique et augmenter la
conscience situationnelle du pilote. Quand en mode de pilote
automatique actif, un guidage complet est fourni, y compris des
transitions régulières vers les saisies d'altitude et de cap. Quand il
n'est pas en mode de pilote automatique (pilotage manuel), il n'y a
aucun guidage, autre que la position des curseurs appropriés réglés
par le pilote.
• Nota •
Les indications du mode de pilote automatique sont placées
uniquement sur l'interface de commande du System 55X.
L'état des curseurs de référence indique le couplage avec le
pilote automatique. Un curseur creux magenta indique que la
fonction n'est pas couplée au pilote automatique en mode
actif. Autrement dit, un curseur creux magenta indique un état
de pilotage manuel. Un curseur plein magenta indique que la
fonction est couplée au mode actif du pilote automatique.
Les six modes suivants sont soutenus par l'écran de vol primaire
Entegra :
• Mode ALT (maintien d'altitude)
• Mode VS (vitesse verticale)
• Mode de saisie d'altitude
• Mode HDG (mode de saisie et de maintien de cap)
• Mode de NAV
• GPSS (direction par GPS)
• Nota •
Un des modes horizontaux (Cap, NAV, GPSS) doit être
engagé sur l'interface de commande du System 55X avant de
pouvoir utiliser un mode vertical.
• Nota •
Quand le mode de cap (HDG) est engagé, la rotation de plus
de 180° du curseur de cap peut causer un inversion de la
direction du virage.
12 of 12
P/N 13772-116
1Original : 15 février 2003
Cirrus Design
SR22
Section 9
Suppléments
Manuel de vol et
Supplément au manuel d'utilisation
de l'avion approuvé par la FAA
pour le
Kit de protection contre le froid
Quand les tampons d'admissions d'air du kit de protection contre le
froid sont installés conformément au bulletin technique SB 2X-71-04
R1 ou au plan 70027 de Cirrus Design, ce supplément au manuel
d'utilisation de l'avion doit être inséré dans la section de suppléments
(section 9) du manuel d'utilisation de l'avion Cirrus Design SR22. Ce
document doit toujours être dans l'avion. Les renseignements
contenus dans ce supplément ajoutent, remplacent ou éliminent des
informations du manuel d'utilisation de l'avion de base du SR22.
P/N 13772-118
Original : 10 octobre 2003
1 of 4
Section 9
Suppléments
Cirrus Design
SR22
Section 1 - Généralités
Cet avion est équipé de réducteurs de débit d'air dans les admissions
d'air du capot. La figure 1 montre les instructions d'installation.
Section 2 - Limites
Kit de protection contre le froid
1. Il ne faut pas exploiter l'avion à une température supérieure à 0 °C
(32 °F) quand les tampons d'admissions d'air du kit de protection
contre le froid (réducteurs de débit d'air) sont en place.
Placards
Sur la face avant de chaque tampon d'admission d'air du capot.
ENLEVER QUAND
LA TEMPERATURE
EXTERIEURE EST
SUPERIEURE A 0 °C (32 °F)
Sur la face arrière de chaque tampon d'admission d'air du capot.
PAS UTILISABLE SUR UN AVION
AVEC LE PROJECTEUR D'ATTERRISSAGE
DANS L'ADMISSION D'AIR DU CAPOT
Section 3 - Procédures d'urgence
Pas de changement
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P/N 13772-118
Original : 10 octobre 2003
Cirrus Design
SR22
Section 9
Suppléments
Section 4 - Procédure normale
Installation du réducteur de débit d'air de l'admission
d'air du capot (figure 1)
1. Desserrer la vis retenant la plaque de verrou sur le tampon
d'admission et glisser la plaque de verrou à l'intérieur.
2. Mettre le tampon d'admission dans l'admission d'air.
3. Glisser la plaque de verrou vers l'extérieur (derrière le bord du
capot) et serrer la vis.
4. Installer la vis intérieure maintenant le tampon d'admission sur le
capot.
5. Répéter la procédure sur le tampon d'admission d'air du capot
opposé.
3
1
3
LEGENDE
1. Bouchon d'admission du capot
2. Plaque de serrure
3. Vis
2
SR2_FM09_1516
Figure - 1
Installation dans l'admission d'air du capot
P/N 13772-118
Original : 10 octobre 2003
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Section 9
Suppléments
Cirrus Design
SR22
Section 5 - Performance
Pas de changement
Section 6 -Masse et centrage
Le changement est négligeable.
Section 7 -Description du système
• Attention •
L'utilisation des tampons réducteurs de débit d'air d'admission
au-dessus d'une température ambiante de 0 °C (32 °F) peut
faire monter la température des culasses (CHT) et de l'huile
au-dessus de la température maximale d'utilisation (ligne
rouge).
Le kit de protection contre le froid comprend deux tampons
d'admission d'air du capot qui peuvent être installés facilement dans
les admissions pour réduire le débit d'air dans le compartiment du
moteur. Quand la température ambiante est inférieure à 0 °C (32 °F),
l'installation des tampons d'admission d'air permet à la température
des culasses (CHT) et de l'huile du moteur d'atteindre l'arc vert et de
s'y maintenir. Les tampons sont facilement installés et déposés à
l'aide d'un tournevis.
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P/N 13772-118
Original : 10 octobre 2003
Cirrus Design
SR22
Section 9
Supplements
Pilot’s Operating Handbook and
FAA Approved Airplane Flight Manual
Supplement
for
SR22 Airplanes Registered in the European
Union
1. This supplement is required for operation of Cirrus Design SR22
airplane serial numbers 0002 and subsequent when registered in
the European Union. This supplement must be attached to the
applicable SR22 EASA/FAA-approved Airplane Flight Manual.
2. The information contained within this supplement is to be used in
conjunction with the basic AFM and supplements. The information
contained herein supplements or supersedes that in the basic
manual and approved supplements only in those areas indicated.
3. Compliance with the limitations contained in the basic manual and
approved supplements is mandatory.
4. Foreign operating rules and any references to such rules in the
basic manual and approved supplements are not applicable in the
European Union. The aircraft must be equipped and operated in
accordance with applicable operating requirements.
• Note •
A Kinds of Operating Equipment List (KOEL) may not
necessarily apply in the European Union.
EASA Approved ______________________________________ Date ___________
European Aviation Safety Agency
13772-122
Draft
1 of 4
Section 9
Supplements
Cirrus Design
SR22
Section 1 - General
TBD
Section 2 - Limitations
TBD
Section 3 - Emergency Procedures
TBD
Section 4 - Normal Procedures
TBD
Section 5 - Performance
TBD
Section 6 - Weight & Balance
TBD
Section 7 - Systems Description
TBD
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13772-122
Draft
Cirrus Design
SR22
Section 9
Supplements
Section 8 - Handling, Servicing & Maintenance
TBD
Section 9 - Supplements
TBD
Section 10 - Safety Information
TBD
13772-122
Draft
3 of 4
Section 9
Supplements
Cirrus Design
SR22
Intentionally Left Blank
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13772-122
Draft
Cirrus Design
SR22
Section 10
Sécurité
Section 10
Sécurité
Table des matières
Introduction ..................................................................................... 2-3
Déploiement du système de parachute de cellule Cirrus (CAPS)... 2-4
Scénarios de déploiement ........................................................... 2-4
Collision en vol ......................................................................... 2-4
Défaillance structurelle ............................................................. 2-5
Perte de maîtrise ......................................................................2-5
Atterrissage nécessaire sur un terrain ne permettant
pas un atterrissage en sécurité ................................................ 2-5
Incapacité soudaine du pilote ................................................... 2-6
Renseignements généraux sur le déploiement ........................... 2-6
Vitesse de déploiement ............................................................ 2-6
Altitude de déploiement ............................................................ 2-6
Attitude de déploiement............................................................ 2-7
Considérations sur l'atterrissage.................................................. 2-8
Prise de la position d'atterrissage d'urgence. ........................... 2-8
Position des portes ...................................................................2-8
Amerrissage ........................................................................... 2-10
Incendie suivant l'impact......................................................... 2-10
Rafales au sol......................................................................... 2-10
P/N 13772-001
Publication Initiale
10-1
Cirrus Design
Sécurité
Section 10
SR22
Intentionnellement laissé en blanc
10-2
P/N 13772-001
Publication Initiale
Cirrus Design
SR22
Section 10
Sécurité
Introduction
Le Cirrus Design SR22 est un avion moderne, à technologie de
pointe, conçu pour voler en sécurité et efficacement, dans un
environnement de vol. Cependant, comme n'importe quel avion, les
pilotes doivent maintenir leur compétence pour obtenir le maximum de
sécurité, de fonctionnalité et d'économie.
Le pilote doit connaître parfaitement le contenu de ce manuel, des
suppléments du manuel, de la liste de vérifications de vol du SR22 et
des guides et des données d'utilisation fournies par les fabricants de
l'équipement installé dans cet avion. Le pilote doit piloter cet avion
conformément aux règles de pilotage de la FAA applicables et dans
les limites spécifiées dans la section 2 de ce manuel.
La section Procédures normales de ce manuel a été conçue pour
servir de guide de pilotage normal de cet avion. Les procédures
données sont les résultats de vols d'essais, des exigences
d'homologation de la FAA et des commentaires des pilotes avec divers
niveaux d'expérience.
Le pilote doit se familiariser avec les
procédures, exécuter toutes les vérifications et piloter l'avion dans les
limites des procédures et comme indiqué par celles-ci.
P/N 13772-001
Publication Initiale
10-3
Cirrus Design
Sécurité
Section 10
SR22
Déploiement du système de parachute de
cellule Cirrus (Cirrus Airframe Parachute
System ; CAPS)
Le système de parachute de cellule Cirrus (CAPS) est conçu pour
descendre au sol l'avion et ses passagers en cas d'urgence
constituant un danger de mort. Cependant, puisqu'il est connu que le
déploiement du système de CAPS peut endommager la cellule et, en
fonction de facteurs extérieurs négatifs, tel que déploiement à une
vitesse élevée, à basse altitude, au-dessus d'un terrain accidenté ou
avec un vent fort, le déploiement peut causer des blessures graves ou
la mort des occupants de l'avion, ce déploiement ne doit pas être pris
à la légère. Au contraire, chaque pilote de SR22 doit considérer avec
soin les scénarios d'activation du système de CAPS et les pratiquer
mentalement.
La discussion qui suit a pour objet de guider l'attitude du pilote envers
l'activation du système de CAPS. Elle a pour objet de donner des
renseignements, pas des directives. Le pilote et personne d'autre a la
responsabilité de déterminer quand et comment utiliser le système de
CAPS.
Scénarios de déploiement
Cette section décrit les scénarios possibles dans lesquels le
déploiement du système de CAPS peut être approprié. Cette liste n'a
pas pour objet d'exclure, mais simplement d'illustrer le type de
circonstances dans lesquelles le déploiement du système de CAPS
peut être le seul moyen de sauver les occupants de l'avion.
Collision en vol
Après une collision, il est possible que l'avion ne soit pas en état de
voler, à cause de dommages du système de commandes ou de la
structure primaire.
Après une collision en vol, déterminer
immédiatement s'il est possible de maîtriser l'avion et si l'avion est
structurellement capable de continuer à voler et atterrir en sécurité. Si
ce n'est pas le cas, il faut considérer l'activation du système de CAPS.
10-4
P/N 13772-001
Publication Initiale
Cirrus Design
SR22
Section 10
Sécurité
Défaillance structurelle
Une défaillance structurelle peut être le résultat de diverses situations,
telles que rencontres de grandes rafales à une vitesse supérieure à la
vitesse de croisière structurelle de l'avion, déplacements accidentels à
pleine course des commandes au-dessus de la vitesse de manoeuvre
de l'avion ou dépassant le facteur de charge de conception pendant la
manoeuvre.
En cas de défaillance structurelle, déterminer
immédiatement s'il est possible de conserver la maîtrise de l'avion et
si l'avion est structurellement capable de continuer le vol et d'atterrir
en sécurité. Si ce n'est pas le cas, il faut considérer l'activation du
système de CAPS.
Perte de maîtrise
Une perte de maîtrise peut être le résultat de plusieurs situations,
telles que défaillance du système de commande (commandes
débranchées ou coincées) ; forte turbulence de sillage, forte
turbulence causant une excursion, important givrage de l'avion ou
désorientation continue du pilote causée par vertige ou panique, ou
spirale ou vrille. En cas de perte de maîtrise, déterminer s'il est
possible de ramener l'avion en vol normal. S'il n'est pas possible de
ramener l'avion en vol normal, il faut activer le système de CAPS.
Cette décision doit être prise avant d'atteindre l'altitude de décision
pré-déterminée (2 000 pieds au-dessus du sol, comme indiqué plus
bas).
Atterrissage nécessaire sur un terrain ne permettant pas un
atterrissage en sécurité
Si un atterrissage forcé est nécessaire à cause d'une défaillance du
moteur, d'une panne d'essence, de givrage structurel excessif ou pour
toute autre situation, l'activation du système de CAPS est seulement
justifiée s'il n'est pas possible de faire un atterrissage qui assure peu
ou pas de risques pour les occupants de l'avion. Cependant, il faut
envisager l'activation du système de CAPS si la situation a lieu sur un
terrain reconnu comme ne permettant pas un atterrissage, tel que sur
un terrain extrêmement accidenté ou montagneux, sur de l'eau hors
de distance de vol plané de la terre, sur une région recouverte de
brouillard ou de nuit.
P/N 13772-001
Publication Initiale
10-5
Cirrus Design
Sécurité
Section 10
SR22
Incapacité soudaine du pilote
L'incapacité soudaine du pilote peut être n'importe quoi, d'un malaise
médical du pilote à un impact d'oiseau blessant le pilote. Dans ce cas
et si les passagers ne peuvent pas accomplir un bon atterrissage, les
passagers doivent contempler l'activation du système de CAPS. Il faut
expliquer cette possibilité aux passagers avant le vol et tous les
passagers appropriés doivent être instruits sur le fonctionnement du
système de CAPS pour qu'ils puissent le déployer efficacement.
Renseignements généraux sur le déploiement
Vitesse de déploiement
Il a été démontré que le système de CAPS peut être déployé à une
vitesse de 133 kt. Le déploiement à une vitesse supérieure peut
soumettre le parachute et l'avion à des charges excessives qui peuvent
causer une défaillance structurelle. Après avoir pris la décision de
déployer le système de CAPS, il faut faire tout son possible pour
ralentir l'avion à la vitesse la plus basse possible. Cependant, si le
temps et l'altitude sont un facteur ou si un impact au sol est imminent, il
faut activer le système de CAPS quelle que soit la vitesse.
Altitude de déploiement
Aucune altitude minimale de déploiement n'a été établie. C'est le cas
parce que la perte d'altitude réelle pendant un déploiement particulier
dépend de la vitesse de l'avion, de l'altitude et de l'attitude au moment
du déploiement, ainsi que d'autres facteurs environnementaux. Dans
tous les cas, cependant, les possibilités d'un bon déploiement
augmentent avec l'altitude. A titre indicatif, la perte d'altitude
démontrée après une entrée dans une vrille d'un tour, sous un
parachute stabilisé, est de 920 pieds. La perte d'altitude lors d'un
déploiement en vol horizontal a été démontrée à moins de 400 pieds.
Avec ces valeurs en tête, il peut être utile de maintenir une altitude de
décision de 2 000 pieds au-dessus du sol. Au-dessus de 2 000 pieds,
il y a normalement assez de temps pour évaluer systématiquement et
faire face à l'urgence de l'avion. Au-dessous de 2 000 pieds, la décision
d'activer le système de CAPS doit être prise presqu'immédiatement
pour maximiser la possibilité de succès du déploiement. A n'importe
quelle altitude, quand il a été déterminé que le déploiement du système
de CAPS est la seule possibilité disponible pour sauver les occupants
de l'avion, déployer le système sans attendre.
10-6
P/N 13772-001
Publication Initiale
Cirrus Design
SR22
Section 10
Sécurité
Attitude de déploiement
Le système de CAPS a été soumis à des essais dans toutes les
configurations de volets, à une vitesse variant de Vso à Va. La majorité
des essais du système de CAPS ont été accomplis en vol horizontal.
Un essai de déploiement en vrille a aussi été fait. De ces essais, il a
été déterminé que, tant que le parachute est introduit dans l'air libre
par la fusée, il peut amener l'avion en descente, en attitude
horizontale, sous le parachute. Cependant, il peut être supposé que,
pour minimiser les risques de mise en torche du parachute et les
oscillations de l'avion sous le parachute, le système de CAPS doit être
activé quand les ailes sont horizontales et l'avion en position normale,
si possible.
P/N 13772-001
Publication Initiale
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Cirrus Design
Sécurité
Section 10
SR22
Considérations sur l'atterrissage
Après le déploiement du système de CAPS, l'avion descend à environ
1 600 à 1 800 pieds par minute, avec une vitesse latérale égale à la
vitesse du vent de surface.
L'impact d'un atterrissage après
déploiement du système de CAPS est équivalent à un impact au sol
d'une hauteur d'environ 13 pieds. Bien que la cellule, les sièges et le
train d'atterrissage soient conçus pour absorber les contraintes, les
occupants doivent se préparer pour l'atterrissage.
En cas
d'atterrissage après déploiement du système de CAPS, la
considération principale est de préparer les occupant pour l'impact de
manière à éviter, autant que possible, des blessures.
Prise de la position d'atterrissage d'urgence.
Lors d'un impact au sol après le déploiement du système de CAPS, la
considération la plus importante est d'éviter les blessures des
occupants, particulièrement les blessures du dos. L'impact avec le sol
alors que le dos n'est pas droit, pour essayer d'ouvrir une porte ou de
maintenir des objets en place, augmente le risque de blessures du
dos. Tous les occupants doivent être en position d'atterrissage de
secours, bien avant l'impact au sol. Après l'impact au sol, tous les
occupants doivent maintenir le position d'atterrissage d'urgence
jusqu'à l'arrêt complet de l'avion.
Pour prendre la position d'atterrissage d'urgence, serrer la ceinture et
le harnais de sécurité, croiser les bras sur la poitrine, prendre
fermement le harnais en main et maintenir le torse bien droit contre le
dossier. Les coussins des sièges contiennent une structure alvéolaire
conçue pour s'écraser en impact pour absorber les charges et aider à
protéger la colonne vertébrale contre la compression.
Position des portes
Dans la plupart des cas, il est préférable de laisser les portes
enclenchées et d'utiliser le temps disponible pour transmettre les
appels au secours, éteindre tous les systèmes et de prendre la
position d'atterrissage d'urgence, bien avant l'impact. La discussion
qui suit donne quelques recommandations spécifiques, mais la
décision du pilote dépend de tous les facteurs, y compris le moment
de l'impact, l'altitude, le terrain, le vent, l'état de l'avion, etc.
Il existe toujours la possibilité qu'une porte, ou les deux, se bloquent
en impact. Dans ce cas, pour sortir de l'avion, les occupants doivent
forcer pour ouvrir une porte partiellement coincée ou briser une
fenêtre de porte avec le marteau de sortie de secours qui se trouve
10-8
P/N 13772-001
Publication Initiale
Cirrus Design
SR22
Section 10
Sécurité
dans le couvercle de l'accoudoir central. Ceci peut retarder de façon
appréciable l'évacuation des occupants de l'avion.
Si le pilote décide d'atterrir avec une porte ouverte, il doit considérer
plusieurs facteurs : perte de la porte, possibilité de blessure de la tête
ou blessure par un objet qui entre par l'ouverture de la porte.
• Si une porte est ouverte avant l'impact en cas d'atterrissage
après déploiement du système de CAS, il est fort probable que
la porte va se séparer de l'avion à l'impact.
• Si la porte est ouverte et si l'avion fait contact au sol en position
inversée, il est possible qu'un occupant soit projeté vers l'avant
et heurte sa tête contre le montant de la porte exposé. Le
contact avec le sol en position inversée peut être causé par un
terrain qui n'est pas horizontal, un contact avec un objet tel
qu'un arbre ou par une attitude transitoire de l'avion.
• Avec la porte ouverte, il est possible qu'un objet, une branche
d'arbre par exemple, ou des débris en vol, entrent dans
l'ouverture et heurtent un occupant.
• MISE EN GARDE •
Si la décision est prise de déverrouiller une porte, il ne faut
déverrouiller qu'une seule porte. L'ouverture d'une porte
fournit une sortie de secours et réduit aussi les risques
associés à l'impact avec le sol. Typiquement, c'est la porte du
copilote, car elle permet aux autres occupant de sortir en
premier après l'arrêt de l'avion.
Scénario d'atterrissage après
déploiement du système de CAPS
Siège du copilote vide
Position des portes
Déverrouiller la porte du copilote
Très peu de temps avant l'impact Maintenir les portes fermées
Incendie
Déverrouiller la porte du copilote
Amerrissage
Déverrouiller la porte du copilote
Situation inconnue
Maintenir les portes fermées
P/N 13772-001
Publication Initiale
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Cirrus Design
Sécurité
Section 10
SR22
Amerrissage
La flottaison de l'avion après un amerrisage n'a pas fait l'objet d'essais
et est inconnue. Cependant, puisqu'il existe la possibilité qu'une porte
ou les deux se coincent et que l'utilisation du marteau de sortie de
secours pour briser une fenêtre peut prendre un certain temps, le
pilote peut contempler la possibilité de déverrouiller une porte avant
de prendre la position d'atterrissage d'urgence afin d'avoir une voie
d'évacuation si l'avion commence à couler.
Incendie suivant l'impact
S'il n'y a pas d'incendie avant l'impact et si le pilote peut arrêter le
moteur, couper le carburant et mettre hors tension les systèmes
électriques, il y a moins de risque d'incendie après l'impact. Si le
pilote a raison de croire que l'impact peut provoquer un incendie, il faut
contempler la possibilité de déverrouiller une porte immédiatement
avant de prendre la position d'atterrissage de secours pour assurer
une évacuation rapide.
Rafales au sol
S'il est connu ou supposé que des rafales au sol d'une vitesse d'au
moins 30 kt sont présentes dans la zone d'atterrissage, il est possible
que le parachute entraîne l'avion après l'impact, spécialement si le
terrain est plat et sans obstacle. Pour s'assurer que les occupants
peuvent évacuer l'avion le plus rapidement possible après l'arrêt de
l'avion, le pilote peut décider de déverrouiller la porte du copilote pour
l'atterrissage après déploiement du système CAPS. Les occupants
doivent être en position d'atterrissage d'urgence pour l'impact. Les
occupants doivent attendre l'arrêt complet de l'avion avant de
desserrer leur ceinture de sécurité. Après l'arrêt complet de l'avion, les
occupants doivent sortir de l'avion et se déplacer immédiatement en
amont du vent pour éviter que des rafales soudaines ne traînent
l'avion dans leur direction.
10-10
P/N 13772-001
Publication Initiale
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