¿Cuáles son los efectos de altitud en el rendimiento de la aeronave? El ejercito es el arma mas fuerte

Cuando la densidad del aire disminuye, tanto el motor como el rendimiento aerodinámico se reducen. La razón es que con moléculas de aire de menor densidad están más separadas entre sí (como tal, hay menos moléculas de aire por m3 o ft3). Varios factores (altitud / presión, temperatura y humedad) influyen en la densidad del aire. Una mayor altitud, un área de baja presión, una temperatura más alta y una humedad alta tienen un resultado: reducen la densidad del aire. Y como resultado de eso: una reducción en el rendimiento del avión / motor. Las autoridades de aviación han establecido una atmósfera estándar para permitir la comparación del rendimiento de la aeronave, la calibración de instrumentos (altímetros, codificadores de transpondedores, etc.) y también para fines meteorológicos. Hay una serie de condiciones hipotéticas establecidas en esta atmósfera estándar (a 45 ° de latitud). Por ejemplo: la presión a nivel del mar es 1013,25 hPa (29.92 inHg), una temperatura a nivel del mar de 15 ° C, la tasa de caída de presión es 1 hPa por 27 pies a altitudes más bajas (1 “por 1000 pies), masa de 1,225 kg / m3, caída de temperatura de 1,98 ° C por 1000 pies (300 m) hasta 36000 pies y la velocidad del sonido es 340,3 m / s (1225 km / ho 661,4 kts). Esto asegura que el rendimiento se puede comparar entre aeronaves y calcular los datos reales de despegue y aterrizaje para el día del vuelo.

Altitud de presión, PA

Esta es la altitud o elevación corregida para la presión no estándar. Cuando esté en el avión: después de anotar la indicación actual, configure la ventana Kollsman en el altímetro a 1013 hPa / 29,92 inHg y tendrá su PA. Fácil cuando tienes un avión o un altímetro cerca, pero ¿qué hacer cuando solo tienes el QNH regional y la elevación o altitud local?

Con una fórmula pequeña pero efectiva, es fácil de calcular:

Altitud de presión = Altitud + (1013 – QNH) × 27

Al observar esta fórmula, resulta obvio que cuando QNH es superior a 1013 hPa (QNE), ese resultado será negativo y se deducirá de la altitud, o, dicho de otra manera: agregue 27 pies por cada hPa por debajo de 1013 hPa (común en áreas de baja presión) ) o cuando QNH es inferior a 1013 hPa -> La altitud de presión será mayor (27 pies / hPa) y viceversa.

2. Altitud de densidad, DA

Este es el efecto combinado de los factores mencionados anteriormente. Se define como la altitud de presión (PA) en la atmósfera estándar corregida por temperatura no estándar. El rendimiento de su avión depende de la densidad del aire: lo que tiene un efecto directo sobre la elevación, la resistencia, el rendimiento del motor y el empuje de la hélice. Por lo tanto, puede decir que cuando la densidad del aire disminuye, el rendimiento de la aeronave también disminuye.

Regla básica: DA puede calcularse tomando PA y sumando (o restando) 120 pies por cada diferencia de temperatura de 1 ° C por encima (o por debajo) de la temperatura de la atmósfera estándar a esa altitud ISA.

La fórmula para condiciones de aire seco es la siguiente:

Altitud de densidad = Altitud de presión + (OAT – ISATpa) × 120

Donde: OAT es la temperatura real del aire exterior e ISATpa es la temperatura ISA a esta altitud de presión. O dicho de otra manera: si OAT es más bajo que ISA -> La altitud de densidad será más baja que la altitud de presión (120 pies / ° C de diferencia del estándar) y viceversa.

Al despegar en cualquier DA por encima del nivel del mar ISA, aún necesitará la misma velocidad indicada. Pero debido a que la densidad del aire es menor, la velocidad real será mayor y, por lo tanto, su velocidad de tierra es mayor. Para llegar a la misma velocidad indicada, también necesitará más pista.

Nota: que la velocidad de bloqueo indicada siempre es la misma, independientemente de cuándo DA es mayor o menor. DA influye en la velocidad / velocidad terrestre real y no en la velocidad indicada.