La densidad del tráfico aéreo habiendo llevado a la definición de reglas donde la altitud de una aeronave se ha convertido en uno de los parámetros imprescindibles a conocer, fue necesario fabricar un dispositivo que permitiera medir la distancia directa con la precisión requerida por las normas de tráfico. Aparte de ciertos equipos que permiten medir una distancia vertical y equipar solo ciertos tipos de aeronaves, la elección se dirigió a la medición directa de un parámetro físico disponible alrededor de la aeronave: la presión atmosférica .
En el Sistema Internacional, la unidad de presión es el pascal que corresponde a una fuerza de 1 newton aplicada a un área de 1 metro cuadrado. El equivalente a la presión atmosférica, o aproximadamente 10 newtons por centímetro cuadrado, corresponde entonces a una presión de 100.000 Pa . En aeronáutica utilizamos un múltiplo del pascal correspondiente a 100 Pa (100 pascales) y al que llamamos hectopascal (símbolo: hPa).
La presión atmosférica al nivel del mar es entonces igual a aproximadamente 1000 hPa . La correspondencia con el milibar (mbar) es directa: 1 mbar = 1 hPa . Desde el1 st de enero de 1 986 el milibar ya no se usa en aeronáutica sino el hectopascal.
La unidad milimétrica de mercurio ( mmHg ) utilizada desde 1643 y su equivalente anglosajón la pulgada de mercurio (inHg) tienen las siguientes correspondencias con el hectopascal:
1000 hPa = 750 mmHg = 29,54 inHg
Si subimos a la atmósfera, la presión disminuye. Entonces :
En el mismo lugar, la presión atmosférica puede variar durante el día con una pequeña amplitud (+/- 1 hPa) y periódicamente sin cambios significativos en la meteorología local.
También puede sufrir variaciones irregulares y de gran amplitud (+/- 10hPa) generalmente acompañadas de un cambio en la meteorología local, como períodos lluviosos.
Por lo tanto, si la presión atmosférica sufre variaciones significativas en un lugar determinado, ¡parece difícil o incluso imposible querer vincular la altitud y la presión atmosférica!
Sin embargo, esto es posible a partir del concepto de atmósfera estándar ( Atmósfera estándar ) o ISA que define un valor de presión y temperatura al nivel del mar asociado con una convención de disminución de temperatura en función de la altitud. Las leyes de la física aplicadas con estos criterios dan la ley de disminución de la presión atmosférica, llamada ley de Laplace, en función de la altitud. A una altitud dada, entonces corresponde una presión atmosférica.
Esta relación entre altitud y presión, en una atmósfera estándar ( Standard Atmosphere ) o ISA, permite definir el concepto de presión-altitud, que asocia una medida de presión en una atmósfera real con una altitud en una atmósfera estándar.
La tasa de aumento de la altitud en función de la presión, que no es constante en la atmósfera estándar como en la atmósfera real, es de 27,31 pies al nivel del mar y varía rápidamente con la altitud, n 'sólo pudo ser tenido en cuenta muy recientemente por los investigadores modernos. altímetros con unidades anemobarométricas capaces de realizar cálculos digitales. Los altímetros aneroides convencionales (mecánicos) tienen una tasa constante de aumento de 27,31 pies por hPa en todo su rango de visualización.
Esta linealidad de la tasa de aumento de la "altitud mostrada" en función de la "presión medida" limitará el rango de compensación de la escala de altitud entre valores cercanos a 1013,25 hPa. Para que el error de altitud sea insignificante, estos valores generalmente oscilan entre 950 hPa y 1050 hPa, lo que corresponde a una variación de altitud en una atmósfera estándar de - 1000 pies a + 1800 pies.
La coexistencia de altímetros convencionales de tasa constante de aumento y altímetros modernos teniendo en cuenta la tasa real de aumento de altitud en función de la presión no plantea un problema de seguridad cuando todos están configurados en 1013, 25 hPa para vuelos de crucero donde el nivel de vuelo se requiere.
El uso de la medición de la presión atmosférica en un lugar, asociado o no a la medición de la temperatura del aire ambiente en ese mismo lugar, conduce a la definición de la altitud barométrica (o presión-altitud) y de la densidad de altitud.
Altitud barométricaLa altitud barométrica (o altitud de presión) es la altitud deducida tomando solo como parámetro la presión estática que rodea a la aeronave.
En la troposfera , entre 0 y 11 km de altitud, la altitud barométrica se puede dar mediante la siguiente fórmula:
Si estamos en una atmósfera estándar , la altitud de presión es igual a la altitud geopotencial.
Si consideramos que se expresa en “hPa” y se expresa en “ft”, la fórmula aproximada es:
Altitud de densidadLa altitud de densidad es la altitud de un lugar para el que la densidad real sería igual a la densidad teórica en una atmósfera estándar (que nunca es el caso en el mundo real). Esta noción es de gran importancia porque explica gran parte de las variaciones en el rendimiento de los aviones turbohélice y de propulsión.
La densidad del aire en una ubicación es la relación entre la densidad en esa ubicación y su densidad en una atmósfera estándar al nivel del mar. Esta relación se puede expresar como una función de la presión y la temperatura estática aplicando la ecuación de estado de los gases ideales en nivel del mar en atmósfera estándar y en el lugar considerado en atmósfera real para eliminar .
En la troposfera , entre 0 y 11 km de altitud, la altitud de densidad se puede dar mediante la siguiente fórmula:
Si consideramos que se expresa en “hPa”, se expresa en “° C” y se expresa en “ft”, la fórmula aproximada es:
La presión atmosférica medida por un altímetro de cápsula aneroide se convierte en altitud de acuerdo con la ley de disminución de presión en función de la altitud utilizada en una atmósfera estándar. La presión a nivel del mar tomada verticalmente desde el lugar donde se encuentra el altímetro rara vez es igual a 1013.25 hPa, esto puede inducir una diferencia significativa entre la altitud indicada por el altímetro y la altitud real.
El método elegido consiste en resetear la escala de altitud del altímetro en función de la presión realmente observada en los lugares cuya altitud se conoce. El principio utilizado consiste en hacer que la escala de altitud sea móvil en relación con la escala de presión.
Configuración del altímetroDependiendo de las condiciones de vuelo, es posible configurar un altímetro para que indique:
El ajuste que indica una altura, denominado QFE, ya no se utiliza excepto en el entorno del circuito de aeródromo para procedimientos de aproximación y aterrizaje donde se deben respetar determinadas alturas en las diferentes fases del vuelo.
El ajuste que indica una altitud sobre el nivel del mar por encima de la ubicación de la aeronave se llama QNH. Se usa en cruceros de bajo nivel para superar obstáculos y también se puede usar en lugar del QFE en procedimientos de aproximación y aterrizaje, especialmente en las montañas.
El ajuste que indica un nivel de vuelo se refiere a la superficie invisible donde prevalece la presión de 1013,25 hPa. Esta configuración no tiene relación directa con los obstáculos en el suelo pero permite que las aeronaves que vuelen a diferentes altitudes indicadas permanezcan con la misma diferencia de altitud cuando se cruzan entre sí.
El término "nivel de vuelo" es el número que expresa en cientos de pies la indicación de un altímetro ajustado a 1013,25 hPa. Si un altímetro ajustado a 1013,25 hPa indica 6000 pies, significa que el avión está volando a "nivel 60".
Errores altimétricosLa medición de la altitud se ve empañada por dos tipos de errores inherentes, uno en el método de medición del barómetro aneroide y el otro en el principio de correspondencia entre la presión y la altitud.
El primer tipo de error puede detectarse hasta cierto punto mediante una comparación entre la altitud indicada y una altitud conocida (altitud topológica de un aeródromo indicada en los mapas VAC) y corregirse mediante calibración si la diferencia es superior a +/- 3 hPa. .
El segundo tipo de error puede tener como causa directa:
En aeronáutica (y en aerodinámica en general) se pueden utilizar varios tipos de velocidades:
La distinción entre estas diferentes velocidades permite tener en cuenta los errores de medición de los instrumentos anemobarométricos, así como la compresibilidad del aire, por ejemplo. Normalmente, los pilotos o los pilotos automáticos utilizan la velocidad aerodinámica corregida para llevar la aeronave a la altitud de transición donde se controla la velocidad del número de Mach .
Es la velocidad indicada por el instrumento de medición anemobarométrica de una aeronave (ver tubo de Pitot y badin ), corregida por los efectos de compresibilidad en condiciones atmosféricas estándar a nivel del mar, no corregida por errores en el circuito anemobarométrico.
Vi es igual a Vc excepto por errores anemométricos. Estos errores provienen principalmente de la medición de la presión estática, el flujo de aire alrededor de la aeronave aún perturba esta medición.
Es la velocidad aerodinámica indicada de una aeronave, corregida por errores de posición e instrumentos. La velocidad convencional es igual a la velocidad real, en condiciones atmosféricas estándar, al nivel del mar.
Permite aproximarse al equivalente de velocidad lo más cerca posible del diferencial de presión .
Para velocidades subsónicas , la velocidad se puede dar mediante la siguiente fórmula:
Es la velocidad de una aeronave, corregida por los efectos de la compresibilidad a la altitud dada.
También se puede definir a partir de la presión dinámica :
La velocidad equivalente es igual a la velocidad corregida para las condiciones atmosféricas estándar al nivel del mar.
Para velocidades subsónicas , la velocidad equivalente se puede dar mediante la siguiente fórmula:
Es la velocidad de un avión en relación con el aire.
Para velocidades subsónicas , la velocidad se puede dar mediante la siguiente fórmula:
Aún en subsónico, la relación entre la velocidad real y la velocidad convencional se puede escribir:
Además, hay otra fórmula que vincula Vv con EV:
Es el componente horizontal de la velocidad real.
La velocidad de movimiento de la aeronave sobre el suelo se deduce de la información sobre su propia velocidad (componente horizontal de la velocidad del aire) y del viento predominante.
La velocidad sobre el suelo también se puede calcular utilizando un radar utilizando el efecto Doppler , por ejemplo sobre el mar (conociendo el tamaño de las olas) o en un helicóptero a muy baja velocidad y en vuelo estacionario, cuando el tubo de Pitot está inutilizable sumergido en el flujo del rotor principal .
La velocidad de avance también se puede obtener utilizando una unidad de inercia .
Finalmente, es cada vez más el receptor GPS el que proporciona la información GS, al menos para la fase EnRoute. Para la fase de aproximación de precisión, es necesario utilizar un receptor SBAS ( WAAS , EGNOS , MSAS ...)
La velocidad del viento se puede deducir restando los vectores que llevan la velocidad del aire (que tienen como dirección el rumbo ) por los que llevan la velocidad respecto al suelo (que tienen como dirección la carretera ).
Podemos escribir la relación entre el viento, la velocidad del suelo y la velocidad del aire de varias formas. Por ejemplo :
NB: para ser válidas, estas fórmulas requieren un ángulo de deslizamiento cero. Un ángulo de deslizamiento distinto de cero requerirá corrección.
En la práctica, el valor absoluto de la corrección de rumbo a adoptar en vuelo es igual a la componente transversal del viento (en kt), multiplicada por el factor base.
El número de Mach se define como la relación entre la velocidad del aire y la velocidad del sonido en el aire:
Para velocidades subsónicas , la Mach se puede dar mediante la siguiente fórmula:
En supersónica , el número de Mach se puede deducir de las medidas de instrumentos baro-anemométricos usando la ley de Lord Rayleigh :
El Machmeter es el instrumento que muestra el valor del número de Mach a partir de la medición de .
La siguiente tabla recapitula las hazañas de los pioneros de la aviación, desde el primer récord establecido por Alberto Santos-Dumont hasta el paso de 1000 km / h por el coronel Boyd:
fechas | Pilotos | Avión | Motor | Lugares | Velocidad |
---|---|---|---|---|---|
12 de noviembre de 1906 | Alberto Santos-Dumont | Santos-Dumont | Antonieta | nimiedad | 41,292 kilómetros por hora |
26 de octubre de 1907 | Henri farman | Vecino | Antonieta | Issy-les-Moulineaux | 52.700 kilómetros por hora |
20 de mayo de 1909 | Paul Tissandier | Wright | Wright | Pau | 54,810 km / h |
28 de agosto de 1909 | Louis Bleriot | Bleriot | ENV | Reims | 76,995 kilómetros por hora |
23 de abril de 1910 | Hubert Latham | Antonieta | Antonieta | Lindo | 77,579 km / h |
10 de julio de 1910 | Morane | Bleriot | Gnomo | Reims | 106,508 km / h |
12 de abril de 1910 | Blanco | Bleriot | Gnomo | Pau | 111,801 kilómetros por hora |
11 de mayo de 1911 | Nieuwpoort | Nieuwpoort | Nieuwpoort | Chalons | 133.136 km / h |
13 de enero de 1912 | Jules Védrines | Deperdussin | Gnomo | Pau | 145,161 km / h |
22 de febrero de 1912 | Védrines | Deperdussin | Gnomo | Pau | 161,290 km / h |
29 de febrero de 1912 | Védrines | Deperdussin | Gnomo | Pau | 162,454 km / h |
1 st de marzo de 1912 | Védrines | Deperdussin | Gnomo | Pau | 166,821 km / h |
2 de marzo de 1912 | Védrines | Deperdussin | Gnomo | ? | 167,910 kilómetros por hora |
13 de julio de 1912 | Védrines | Deperdussin | Gnomo | Reims | 170,777 km / h |
9 de septiembre de 1912 | Védrines | Deperdussin | Gnomo | Chicago | 174.100 kilómetros por hora |
27 de septiembre de 1913 | Maurice Prevost | Deperdussin | Gnomo | Reims | 191,897 km / h |
29 de septiembre de 1913 | Maurice Prevost | Deperdussin | Gnomo | Reims | 203,850 kilómetros por hora |
7 de febrero de 1920 | Joseph Sadi-Lecointe | Nieuport-Delage | Hispano-Suiza | Villacoublay | 275,264 km / h |
28 de febrero de 1920 | Jean Casali | Spad-Herbemont | Hispano-Suiza | Villacoublay | 283,464 km / h |
9 de octubre de 1920 | Bernard Barny de Romanet | Spad- Herbemont | Hispano-Suiza | Buc | 292,682 km / h |
10 de octubre de 1920 | Sadi-Lecointe | Nieuport-Delage | Hispano-Suiza | Buc | 296,694 km / h |
20 de octubre de 1920 | Sadi-Lecointe | Nieuport-Delage | Hispano-Suiza | Villacoublay | 302,520 kilómetros por hora |
4 de noviembre de 1920 | Por Romanet | Spad-Herbemont | Hispano-Suiza | Buc | 309.012 kilómetros por hora |
26 de septiembre de 1921 | Sadi-Lecointe | Nieuport-Delage | Hispano-Suiza | Ciudades salvajes | 330,275 kilómetros por hora |
21 de septiembre de 1922 | Sadi-Lecointe | Nieuport-Delage | Hispano-Suiza | Ciudades salvajes | 341,023 km / h |
13 de octubre de 1922 | Galón. BG Mitchell | Curtiss | Curtiss | Detroit | 358,836 km / h |
15 de febrero de 1923 | Sadi-Lecointe | Nieuport-Delage | Hispano-Suiza | Istres | 375.000 kilómetros por hora |
29 de marzo de 1923 | Teniente RL Maughan | Curtiss | Curtiss | Dayton | 380,751 km / h |
2 de noviembre de 1923 | Teniente Brow | Curtiss-Racer | Curtiss | Mineola | 417,059 km / h |
4 de noviembre de 1923 | Teniente Williams | Curtiss-Racer | Curtiss | Mineola | 429,025 kilómetros por hora |
11 de diciembre de 1924 | Suboficial Florentin Bonnet | Bernard SIMB V-2 | Hispano-Suiza | Istres | 448,171 km / h |
3 de septiembre de 1932 | Cambiar. JH Doolittle | Gee-Bee | Pratt y Whitney-Cleveland | Mineola | 473.820 kilómetros por hora |
4 de septiembre de 1933 | James R. Wedell | Wedell-Williams | Pratt y Withney-Wasp | Chicago | 490.080 kilómetros por hora |
25 de diciembre de 1934 | Delmotte | Caudron | Renault | Istres | 505,848 kilómetros por hora |
13 de septiembre de 1935 | Howard Hughes | Especial Hughes | Pratt & Withney Twin Wasp Santa-Anna | Mineola | 567,115 kilómetros por hora |
11 de noviembre de 1937 | Herman Wurster | BF 113 R. | Daimler Benz | Augsburgo | 610,950 kilómetros por hora |
30 de marzo de 1939 | Hans dieterle | Heinkel 112 | Daimler-Benz DB 601 | Orianenburg | 746,604 kilómetros por hora |
26 de abril de 1939 | Fritz Wendel | Messerschmitt Me 209 | Daimler-Benz DB 601 | Augsburgo | 755.138 km / h |
7 de noviembre de 1945 | H. J; Wilson | Gloster-Meteorito | Rolls-Royce-Derwent | Herne-Bay | 975,675 km / h |
7 de septiembre de 1946 | EM Donaldson | Meteorito Gloster | Rolls-Royce-Derwent | Settle-Hampton | 991.000 kilómetros por hora |
21 de junio de 1947 | Cl. A. Boyd | Estrella fugaz Lockheed P-80 | Energia General | Muroc | 1.003,880 km / h |
La temperatura total es la temperatura medida por una sonda que detiene el flujo de forma isentrópica. Es igual a:
La temperatura estática o ambiente es la temperatura del aire que rodea a la aeronave, en ausencia de cualquier perturbación relacionada con el flujo de aire. También se denomina SAT (temperatura del aire estático) o OAT (temperatura del aire exterior).
En subsónico , la temperatura estática se puede dar mediante la siguiente fórmula:
En una atmósfera estándar, en la troposfera , la temperatura estática es igual a:
En aeronáutica, la Organización de Aviación Civil Internacional ha definido un cierto número de parámetros estandarizados, en particular para los parámetros a nivel del mar.
Así, consideramos que a nivel del mar:
En la troposfera:
Se utilizan otros parámetros: