Velocidad aerodinámica real

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La velocidad aerodinámica real ( TAS ; también KTAS , por knots true airspeed ) de una aeronave es la velocidad de la aeronave en relación con la masa de aire a través de la cual está volando. La velocidad aerodinámica real es una información importante para la navegación precisa de una aeronave. Tradicionalmente se mide utilizando un indicador TAS analógico , pero a medida que el GPS se ha vuelto disponible para uso civil, la importancia de tales instrumentos de medición del aire ha disminuido. Dado que la velocidad aerodinámica indicada , en contraposición a la verdadera , es un mejor indicador del margen por encima de la pérdida , la velocidad aerodinámica real no se utiliza para controlar la aeronave; para estos fines se utiliza la velocidad aerodinámica indicada - IAS o KIAS (knots indicate airspeed) -. Sin embargo, dado que la velocidad aerodinámica indicada solo muestra la velocidad real a través del aire a presión y temperatura estándar al nivel del mar, es necesario un medidor TAS para fines de navegación a altitud de crucero en aire menos denso. El medidor IAS lee muy cerca de la TAS a menor altitud y a menor velocidad. En los aviones de pasajeros a reacción, el medidor TAS generalmente está oculto a velocidades inferiores a 200 nudos (370 km/h). Ninguno de ellos proporciona una velocidad precisa sobre el suelo , ya que no se tienen en cuenta los vientos en la superficie ni los vientos en altura.

TAS es la velocidad adecuada para calcular la autonomía de un avión. Es la velocidad que normalmente figura en el plan de vuelo y que también se utiliza en la planificación del vuelo, antes de considerar los efectos del viento.

El indicador de velocidad aerodinámica (ASI), impulsado por aire a presión en un tubo de Pitot y aire quieto en un puerto estático barométrico, muestra lo que se denomina velocidad aerodinámica indicada (IAS). La presión diferencial se ve afectada por la densidad del aire . La relación entre las dos mediciones depende de la temperatura y de la presión, de acuerdo con la ley de los gases ideales .

A nivel del mar en la Atmósfera Estándar Internacional (ISA) y a bajas velocidades donde la compresibilidad del aire es insignificante (es decir, suponiendo una densidad de aire constante), la IAS corresponde a la TAS. Cuando la densidad del aire o la temperatura alrededor de la aeronave difieren de las condiciones estándar del nivel del mar, la IAS ya no corresponderá a la TAS, por lo que ya no reflejará el rendimiento de la aeronave. El ASI indicará menos que la TAS cuando la densidad del aire disminuya debido a un cambio en la altitud o la temperatura del aire. Por este motivo, la TAS no se puede medir directamente. En vuelo, se puede calcular utilizando una calculadora de vuelo E6B o su equivalente.

Para velocidades bajas, los datos necesarios son la temperatura estática del aire , la altitud de presión y la IAS (o CAS para mayor precisión). Por encima de aproximadamente 100 nudos (190 km/h), el error de compresibilidad aumenta significativamente y la TAS debe calcularse mediante la velocidad de Mach. Mach incorpora los datos anteriores, incluido el factor de compresibilidad. La instrumentación de las aeronaves modernas utiliza una computadora de datos aéreos para realizar este cálculo en tiempo real y mostrar la lectura de la TAS directamente en el sistema electrónico de instrumentos de vuelo .

Como las variaciones de temperatura tienen una influencia menor, se puede estimar que el error del ASI indica aproximadamente un 2% menos de TAS por cada 1.000 pies (300 m) de altitud sobre el nivel del mar. Por ejemplo, un avión que vuela a 15.000 pies (4.600 m) en la atmósfera estándar internacional con una IAS de 100 nudos (190 km/h), en realidad está volando a 126 nudos (233 km/h) de TAS.

Para mantener la trayectoria deseada mientras se vuela en una masa de aire en movimiento, el piloto de una aeronave debe utilizar el conocimiento de la velocidad del viento, la dirección del viento y la velocidad aerodinámica real para determinar el rumbo requerido. Véase también triángulo del viento .

A bajas velocidades y altitudes, IAS y CAS están cerca de la velocidad aérea equivalente (EAS).

${\displaystyle \rho_{0}(EAS)^{2}=\rho(TAS)^{2}}$

La TAS se puede calcular como una función de la EAS y la densidad del aire:

${\displaystyle \mathrm {TAS} ={\frac {\mathrm {EAS} }{\sqrt {\frac {\rho }{\rho _{0}}}}}}$

dónde

${\displaystyle \mathrm {TAS} }$es la verdadera velocidad aerodinámica,

${\displaystyle \mathrm {EAS} }$es velocidad aerodinámica equivalente,

${\displaystyle \rho_{0}}$es la densidad del aire al nivel del mar en la atmósfera estándar internacional (15 °C y 1013,25 hectopascales, correspondiente a una densidad de 1,225 kg/m ³ ),

${\estilo de visualización \rho}$es la densidad del aire en el que vuela el avión.

La TAS se puede calcular como una función del número de Mach y la temperatura estática del aire:

${\displaystyle \mathrm {TAS} ={a_{0}}M{\sqrt {T \sobre T_{0}}},}$

dónde

$Estilo de visualización {a_{0}}}$es la velocidad del sonido al nivel del mar estándar (661,47 nudos (1.225,04 km/h; 340,29 m/s)),

${\estilo de visualización M}$es el número de Mach,

${\estilo de visualización T}$es la temperatura estática del aire en kelvins ,

$Estilo de visualización T_{0}$es la temperatura al nivel del mar estándar (288,15 K).

Para el cálculo manual de TAS en nudos, donde se conocen el número de Mach y la temperatura estática del aire, la expresión se puede simplificar a

${\displaystyle \mathrm {TAS} =39M{\sqrt {T}}}$

(recordando que la temperatura está en kelvin).

Combinando lo anterior con la expresión para el número de Mach se obtiene una expresión para TAS en función de la presión de impacto , la presión estática y la temperatura estática del aire (válida para el flujo subsónico):

${\displaystyle \mathrm {TAS} =a_{0}{\sqrt {{\frac {5T}{T_{0}}}[\left({\frac {q_{c}}{P}}+1\right)^{\frac {2}{7}}-1\right]}},}$

dónde:

$estilo de visualización q_{c}}$es presión de impacto,

${\estilo de visualización P}$es presión estática

Los sistemas de instrumentos de vuelo electrónicos (EFIS) contienen una computadora de datos aéreos con entradas de presión de impacto, presión estática y temperatura total del aire . Para calcular la TAS, la computadora de datos aéreos debe convertir la temperatura total del aire en temperatura estática del aire. Esto también es una función del número de Mach:

${\displaystyle T={\frac {T_{\text{t}}}{1+0.2M^{2}}},}$

dónde

${\displaystyle T_{\text{t}}=}$temperatura total del aire.

En aeronaves sencillas, sin una computadora de datos aéreos ni un machímetro , la velocidad aerodinámica real se puede calcular como una función de la velocidad aerodinámica calibrada y la densidad del aire local (o la temperatura del aire estático y la altitud de presión, que determinan la densidad). Algunos indicadores de velocidad aerodinámica incorporan un mecanismo de regla de cálculo para realizar este cálculo. De lo contrario, se puede realizar utilizando esta aplicación o un dispositivo como el E6B (una regla de cálculo circular portátil ).

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• Kermode Alfred Cotterill. 1972. Mecánica del vuelo , capítulo 2. 8.ª edición (métrica). Londres: Pitman. ISBN 978-0-273-31622-0 , 978-0-273-31623-7 
• Gracey William. 1980. Medición de la velocidad y la altitud de las aeronaves . Washington: NASA. Archivado desde el original el viernes 4 de septiembre de 2020 a las 00:07:41 +0000 en Wayback Machine (11,1 MiB).

• Una calculadora gratuita de Windows que convierte entre varias velocidades del aire (reales/equivalentes/calibradas) según las condiciones atmosféricas apropiadas (¡estándar y no estándar!).
• Aplicación Android para la conversión de velocidad del aire en diferentes condiciones atmosféricas
• Velocidad aerodinámica verdadera, equivalente y calibrada en MathPages
• Convertidor de velocidad aerodinámica Newbyte
• avc.obsment.com - Calculadora de velocidad aerodinámica real.
• Calcule la velocidad aerodinámica real, Mach, la presión del aire en el impacto del tubo de Pitot y más en luizmonteiro.com