Plus vous montez, plus la densité de l'air diminue. Cette densité plus faible entraîne une portance plus faible générée pour la même vitesse et le même angle d'attaque. En effet, plus vous volez haut, plus votre vitesse minimale augmente. Ainsi, en montant, votre vitesse doit augmenter pour compenser la densité de l'air plus faible. Tant que vous pouvez voler plus vite, la densité inférieure en altitude peut être compensée.

Fondamentalement, il y a deux choses qui limitent votre vitesse maximale: la poussée et la vitesse du son et avec cela votre altitude maximale.

La première est la poussée; plus vous montez, plus la poussée de vos moteurs est faible. Vous remarquerez peut-être que la traînée diminue également avec la densité de l'air, mais comme vous volez de plus en plus vite pendant la montée, la traînée ne diminue pas du tout. Si votre altitude maximale est limitée par la poussée, alors à un moment donné pendant la montée, la poussée et la traînée se rapprochent de l'égalité et c'est là que la montée s'arrête. Lorsque vous ne pouvez plus monter à plus de 100 pieds par minute (pour les avions à hélices) ou 500 pieds par minute (pour les avions à réaction / turboréacteur), vous avez atteint votre plafond de service . Si l'altitude maximale de l'aéronef est déterminée par la poussée, le plafond absolu sera très long à atteindre.

À haute altitude, les moteurs respiratoires auront éventuellement des difficultés. En raison de la faible densité de l'air, le débit massique à travers le moteur est réduit jusqu'à un point où il provoque une extinction.

L'autre limitation est la vitesse du son, du moins pour les avions subsoniques. Dans le processus de génération de portance, l'air circulant au-dessus de l'aile est accéléré. À un moment donné, lorsque l'avion vole toujours en dessous de la vitesse du son, des ondes de choc commenceront à se former au-dessus de l'aile. Cela entraîne une augmentation de la traînée et réduit la portance. Donc, à condition que vous ayez suffisamment de puissance moteur à votre disposition, vous pouvez monter à une altitude où votre vitesse minimale est également votre vitesse maximale. C'est ce qu'on appelle le coin du cercueil. Dans le coin du cercueil:

• si vous volez plus vite, vous dépasserez le nombre maximal de Mach ($ M_ {mo} $) de votre avion, ce qui entraînera un buffet à grande vitesse, des vibrations et une possible perte de contrôle.
• si vous volez plus lentement, la portance maximale que l'aile peut fournir sera insuffisante pour maintenir l'altitude. Descente ou l'avion va décrocher.
• si vous volez plus haut et que vous serez à la fois trop rapide et trop lent.
• si vous tournez, vous augmentez la charge alaire, augmentant ainsi la vitesse minimale nécessaire pour créer la portance requise. De plus, l'aile extérieure dépassera facilement la vitesse maximale alors que l'aile intérieure est en dessous de la vitesse de décrochage. Cela peut rapidement se transformer en vrille.

Puisqu'une connaissance précise des performances du moteur, de la traînée et des caractéristiques des ailes de l'avion est nécessaire, il n'existe pas de formule simple pour calculer l'altitude maximale d'un avion.

Outre les limitations liées aux performances de l'avion ci-dessus, il existe une altitude de fonctionnement maximale certifiée pour la cabine pressurisée. Cela prend en compte les propriétés structurelles de la coque (différence de pression entre l'intérieur et l'extérieur) et le taux de descente d'urgence réalisable en cas d'événement de dépressurisation.

L'altitude maximale est limitée par un certain nombre de facteurs, et celui qui compte dépend de l'avion particulier. Ce sont:

1. Puissance du moteur . Les moteurs Airbreathing produisent moins de puissance plus ils fonctionnent en raison de la diminution de la densité avec l'altitude. Dans les moteurs à pistons, cela peut être surmonté avec la suralimentation, et les moteurs à pistons haute altitude dédiés utilisent des turbocompresseurs à trois étages avec refroidisseurs intermédiaires. Dans les conceptions dédiées à haute altitude, le moteur est la plus petite partie de l'ensemble de propulsion, la plupart étant le refroidissement et les conduits. L'hélice doit être adaptée à la faible densité à haute altitude, augmentant en diamètre pour fonctionner dans un air à faible densité.

2. Pression de la chambre de combustion : Le la limite d'altitude des moteurs à réaction est principalement déterminée par le rapport de pression de l'admission et du compresseur. Si cette pression tombe en dessous du minimum pour une combustion soutenue, le moteur s'éteindra. Puisque les moteurs à réaction sont en principe un gros turbocompresseur où le moteur à pistons a été remplacé par une chambre de combustion, cette chambre de combustion devient le maillon faible.

3. Charge alaire : Plus la charge de l'aile est faible, plus la densité de l'air peut diminuer avant qu'une aile ne produise pas assez de portance. Si les moteurs produisent suffisamment de puissance pour un vol soutenu (propulsion électrique avec panneaux solaires, par exemple), la limite devient l'intégrité structurelle de la structure légère. Consultez cette réponse pour un exemple appliqué.

4. Nombre maximal de Mach de vol : pour les avions supersoniques, la limite est donnée par une combinaison de charge alaire et de vitesse maximale. Plus l'avion peut voler rapidement, plus la densité de l'air peut être faible. Dans la plupart des cas, la limite de vitesse est donnée par l'efficacité de l'admission, car les entrées doivent être optimisées pour leur nombre de Mach de vol, et les limites thermiques dues au chauffage de la cellule. Notez qu'un avion rapide avec des réserves de portance peut effectuer un pull-up en altitude, convertissant l'énergie cinétique en énergie potentielle (aka altitude), de sorte que l'altitude maximale instationnaire pourrait être plusieurs 1000 m au-dessus de la limite d'altitude stationnaire.

5. Efficacité aérodynamique : C'est le seul facteur pour lequel je peux vous donner une équation simple, et elle est déterminée par la qualité aérodynamique de l'aile et de son profil. Cela s'applique au vol subsonique où une augmentation au-dessus d'un nombre de Mach de vol critique réduira la portance. Exprimé comme la densité d'air minimale $ \ rho_ {min} $, c'est $$ \ rho_ {min} = \ frac {2 \ cdot m \ cdot g} {(Mach ^ 2 \ cdot c_L) _ {max} \ cdot a ^ 2 \ cdot S} $$

On retrouve ici le chargement de l'aile $ \ frac {m} {S} $ comme facteur, mais aussi le maximum du produit du carré du nombre de Mach de vol $ Ma ^ 2 $ et du coefficient de portance $ c_L $. $ a $ est la vitesse du son. Une bonne valeur de $ Mach ^ 2 \ cdot c_L $ est de 0,4, et il faut des profils aérodynamiques supercritiques pour être réalisé. Utilisez ce numéro pour les conceptions modernes et vous obtiendrez une réponse assez précise si la poussée du moteur est suffisante. Pour les conceptions plus anciennes, des valeurs comprises entre 0,3 et 0,35 conviennent mieux. Les tout premiers modèles avec une aérodynamique médiocre comme le Westland Welkin n'obtiendraient qu'un $ Mach ^ 2 \ cdot c_L $ inférieur à 0,2.

Dans sa forme la plus élémentaire, l'altitude maximale de l'avion est le point où la poussée requise est égale à la poussée disponible . Cela compare la poussée nécessaire pour maintenir la vitesse et l'altitude à la poussée disponible des moteurs. Étant donné que les moteurs respiratoires auront tendance à produire moins de poussée à mesure que l'altitude augmente, cela signifie que la poussée disponible diminue avec l'altitude. À un moment donné, l'avion sera à la traînée la plus basse possible en vol en palier, et en utilisant toute la poussée disponible.

Comme le souligne Casey, il y aura de nombreux autres facteurs, tels que la capacité de l'avion à rester sous pression, la capacité du moteur à maintenir un certain niveau de poussée et les conditions atmosphériques.

Cependant, si vous recherchez l'altitude maximale absolue qu'il est capable d'atteindre, mais pas nécessairement de maintenir, cela devient beaucoup plus compliqué. Cela serait déterminé par la quantité maximale d'énergie qu'un avion peut atteindre, à la fois en altitude et en vitesse. Un aéronef peut être capable de plonger ou de rester à une altitude inférieure pour gagner de la vitesse, puis de grimper pour échanger cette vitesse contre de l'altitude, atteignant une altitude plus élevée qu'il ne peut maintenir (voir cet incident pour un exemple de un aéronef qui a volé à une altitude plus élevée qu'il ne pourrait réellement maintenir).

L'altitude maximale absolue qu'un avion peut atteindre n'est limitée que par la portance qu'il peut produire. Ce sera une fonction de l'aile (et l'un de nos ingénieurs résidents peut l'expliquer) et du flux d'air au-dessus de l'aile. Le débit d'air dépend à son tour de votre altitude (densité de l'air) et de votre vitesse. La vitesse anémométrique dépend à son tour de votre poussée, de votre traînée, etc. En bref, la portance que vous pouvez produire dépend de beaucoup de choses indirectement et cela définira la limite physique de l'altitude maximale.

Notez que l'altitude max définie par votre ascenseur est une altitude maximale continue. Si vous avez l'élan disponible, vous pouvez l'utiliser pour monter au-dessus de cette altitude pour de brèves excursions, mais vous ne pourrez pas maintenir des altitudes au-dessus de cette limite.

Notez que cette altitude n'est pas le plafond de service des avions, qui va être plus bas en raison des seuils de taux de montée (par exemple 100 pi / min) ou des problèmes de certification (par exemple 25 000 pieds pour les besoins de pressurisation / oxygène).

Un avion sans moteur n'est pas soumis à deux des cinq facteurs limitatifs de la réponse complète de Peter Kämpf. Le record actuel d'altitude de vol en palier subsonique est détenu par le planeur Perlan II qui a atteint 76 124 pieds en septembre 2018, dépassant le record d'U2 de 73 737 pieds. Si Perlan II atteint sa limite d'altitude de conception de 90 000 pieds, il dépassera le record d'altitude de vol en palier (supersonique) du SR-71 de 85 068 pieds.

Perlan II, bien que hautement spécialisé et ayant un fuselage pressurisé, n'est pas radicalement différent en apparence d'un planeur de classe ouverte. La différence la plus significative réside dans le profil aérodynamique, qui est optimisé pour le vol à 60 000 pieds. Cela se traduit également par une plage de vitesse nettement plus large à des altitudes extrêmes (le `` coin du cercueil '' mentionné dans d'autres réponses) que le U-2, qui à l'altitude opérationnelle n'avait qu'une plage de vitesse de vol de 5 nœuds.