Gęstość ruchu lotniczego doprowadziła do określenia przepisów, zgodnie z którymi wysokość statku powietrznego stała się jednym z podstawowych parametrów, które należy znać, dlatego konieczne było wyprodukowanie urządzenia umożliwiającego bezpośredni pomiar odległości z precyzją wymaganą przez przepisy ruchu drogowego. Antenowy. Oprócz wyposażenia umożliwiającego pomiar odległości pionowej i wyposażającego tylko niektóre typy statków powietrznych, wybór skierowany był na bezpośredni pomiar parametru fizycznego dostępnego wokół samolotu: ciśnienia atmosferycznego .
W systemie międzynarodowym jednostką ciśnienia jest paskal, który odpowiada sile 1 niutona przyłożonej do powierzchni 1 metra kwadratowego. Równoważnik ciśnienia atmosferycznego, czyli około 10 niutonów na centymetr kwadratowy, odpowiada wówczas ciśnieniu 100 000 Pa . W lotnictwie używamy wielokrotności paskala odpowiadającej 100 Pa (100 paskalom), którą nazywamy hektopaskalem (symbol: hPa).
Ciśnienie atmosferyczne na poziomie morza wynosi wówczas około 1000 hPa . Korespondencja z milibarem (mbar) jest bezpośrednia: 1 mbar = 1 hPa . Od1 st styczeń 1986 milibar nie jest już używany w lotnictwie, ale hektopaskal.
Jednostka milimetra rtęci ( mmHg ) używana od 1643 r. I jej anglosaski odpowiednik cal rtęci (inHg) mają następujące odpowiedniki z hektopaskalami:
1000 hPa = 750 mmHg = 29,54 inHg
Jeśli wznosimy się w atmosferze, ciśnienie spada. Więc :
W tym samym miejscu ciśnienie atmosferyczne może zmieniać się w ciągu dnia z niewielką amplitudą (+/- 1 hPa) i okresowo bez znaczących zmian w lokalnej meteorologii.
Może również podlegać nieregularnym i dużym wahaniom amplitudy (+/- 10 hPa), którym zazwyczaj towarzyszą zmiany w lokalnej meteorologii, takie jak okresy deszczowe.
Tak więc, jeśli ciśnienie atmosferyczne podlega znacznym wahaniom w danym miejscu, powiązanie wysokości z ciśnieniem atmosferycznym wydaje się trudne lub wręcz niemożliwe!
Jest to jednak możliwe dzięki koncepcji atmosfery standardowej ( Atmosfera Standardowa ) lub ISA, która określa ciśnienie i wartość temperatury na poziomie morza związane z konwencją spadku temperatury w funkcji wysokości. Prawa fizyki zastosowane z tymi kryteriami dają prawo spadku ciśnienia atmosferycznego, zwane prawem Laplace'a, jako funkcję wysokości. Na danej wysokości odpowiada wtedy ciśnienie atmosferyczne.
Ta zależność między wysokością a ciśnieniem, w atmosferze standardowej ( Atmosfera standardowa ) lub ISA, umożliwia zdefiniowanie pojęcia wysokości ciśnieniowej, które wiąże pomiar ciśnienia w rzeczywistej atmosferze z wysokością w normalnej atmosferze.
Tempo wzrostu wysokości jako funkcja ciśnienia, które nie jest stałe w normalnej atmosferze, jak w rzeczywistej atmosferze, wynosi 27,31 stopy na poziomie morza i zmienia się szybko wraz z wysokością, n 'dopiero niedawno mogło zostać uwzględnione przez współczesne wysokościomierze z jednostkami anemobarometrycznymi umożliwiającymi obliczenia cyfrowe. Konwencjonalne (mechaniczne) wysokościomierze aneroidowe mają stałą szybkość wzrostu wynoszącą 27,31 stopy na hPa w całym zakresie wyświetlania.
Ta liniowość tempa wzrostu „wyświetlanej wysokości” w funkcji „mierzonego ciśnienia” ograniczy zakres przesunięcia skali wysokości między wartościami bliskimi 1013,25 hPa. Aby błąd wysokości był pomijalny, wartości te zwykle mieszczą się w zakresie od 950 hPa do 1050 hPa, co odpowiada wahaniom wysokości w standardowej atmosferze od - 1000 stóp do + 1800 stóp.
Współistnienie konwencjonalnych wysokościomierzy o stałej szybkości wzrostu i nowoczesnych wysokościomierzy uwzględniających rzeczywistą szybkość wzrostu wysokości w funkcji ciśnienia nie stanowi problemu bezpieczeństwa, gdy wszystkie są ustawione na 1013,25 hPa dla lotów przelotowych, w których poziom lotu jest wymagane.
Zastosowanie pomiaru ciśnienia atmosferycznego w danym miejscu, skojarzonego lub nie z pomiarem temperatury otaczającego powietrza w tym samym miejscu, prowadzi do określenia wysokości barometrycznej (lub barometrycznej) oraz wysokości gęstościowej.
Wysokość barometrycznaWysokość barometryczna (lub wysokość ciśnieniowa) to wysokość ustalona na podstawie tylko ciśnienia statycznego otaczającego statek powietrzny jako parametru.
W troposferze , na wysokości od 0 do 11 km, wysokość barometryczną można określić za pomocą następującego wzoru:
Jeśli znajdujemy się w normalnej atmosferze , wysokość ciśnieniowa jest równa wysokości geopotencjalnej.
Jeśli weźmiemy pod uwagę, że jest to wyrażone w „hPa” i wyrażone w „ft”, przybliżony wzór jest następujący:
Wysokość gęstościowaWysokość gęstości to wysokość miejsca, w którym rzeczywista gęstość byłaby równa gęstości teoretycznej w standardowej atmosferze (co nigdy nie ma miejsca w świecie rzeczywistym). Pojęcie to ma ogromne znaczenie, ponieważ wyjaśnia dużą część różnic w osiągach samolotów z napędem silnikowym i turbośmigłowych.
Gęstość powietrza w danym miejscu to stosunek gęstości w tym miejscu do jego gęstości w normalnej atmosferze na poziomie morza. Stosunek ten można wyrazić jako funkcję ciśnienia i temperatury statycznej , stosując równanie stanu idealnych gazów w poziom morza w normalnej atmosferze i w miejscu uwzględnionym w atmosferze rzeczywistej w celu wyeliminowania .
W troposferze , na wysokości od 0 do 11 km, wysokość gęstościową można określić za pomocą następującego wzoru:
Jeśli weźmiemy pod uwagę, że jest to wyrażone w „hPa”, w „° C” i „ft”, przybliżony wzór jest następujący:
Ciśnienie atmosferyczne mierzone przez wysokościomierz z kapsułą aneroidową jest przeliczane na wysokość zgodnie z prawem spadku ciśnienia w funkcji wysokości stosowanej w normalnej atmosferze. Ciśnienie na poziomie morza mierzone w pionie z miejsca, w którym znajduje się wysokościomierz rzadko wynosi 1013,25 hPa, co może powodować znaczną różnicę między wysokością wskazywaną przez wysokościomierz a wysokością rzeczywistą.
Wybrana metoda polega na przestawieniu skali wysokości na wysokościomierza w funkcji ciśnienia faktycznie obserwowanego w miejscach o znanej wysokości. Zastosowana zasada polega na przemieszczaniu skali wysokości w stosunku do skali ciśnienia.
Ustawienia wysokościomierzaW zależności od warunków lotu można ustawić wysokościomierz tak, aby wskazywał:
Ustawienie wskazujące wysokość, zwane QFE, nie jest już używane, z wyjątkiem otoczenia kręgu lotniska dla procedur podejścia i lądowania, gdzie określone wysokości muszą być przestrzegane w różnych fazach lotu.
Ustawienie wskazujące wysokość nad poziomem morza nad miejscem, w którym znajduje się statek powietrzny, nazywa się QNH. Jest używany w przelotach na niskich wysokościach do pokonywania przeszkód, a także może być używany zamiast QFE w procedurach podejścia i lądowania, szczególnie w górach.
Ustawienie wskazujące poziom lotu odnosi się do niewidocznej powierzchni, na której panuje ciśnienie 1013,25 hPa. To ustawienie nie ma bezpośredniego związku z przeszkodami na ziemi, ale umożliwia statkom powietrznym lecącym na różnych wskazanych wysokościach zachowanie tej samej różnicy wysokości podczas przecinania się.
Termin „poziom lotu” to liczba wyrażająca w setkach stóp wskazanie wysokościomierza ustawionego na 1013,25 hPa. Jeżeli wysokościomierz ustawiony na 1013,25 hPa wskazuje 6000 stóp, oznacza to, że samolot leci na „poziomie 60”.
Błędy wysokościomierzaPomiar wysokości jest utrudniony przez dwa rodzaje błędu naturalnego, jeden w metodzie pomiaru barometru aneroidowego, a drugi w zasadzie zgodności między ciśnieniem a wysokością.
Pierwszy rodzaj błędu można w pewnym stopniu wykryć poprzez porównanie wysokości wskazanej i znanej (wysokość topologiczna lotniska wskazana na mapach VAC) i skorygować przez kalibrację, jeśli różnica jest większa niż +/- 3 hPa. .
Drugi rodzaj błędu może mieć bezpośrednią przyczynę:
W aeronautyce (i ogólnie w aerodynamice) można zastosować kilka rodzajów prędkości:
Rozróżnienie między tymi różnymi prędkościami umożliwia uwzględnienie błędów pomiarowych przyrządów anemobarometrycznych, a także np. Ściśliwości powietrza. Zazwyczaj piloci lub autopiloty używają skorygowanej prędkości lotu, aby przelecieć samolotem na wysokość przejściową, na której kontrolowana jest prędkość liczby Macha .
Jest to prędkość wskazywana przez anemobarometryczny przyrząd pomiarowy statku powietrznego (patrz rurka Pitota i badin ), skorygowana o wpływ ściśliwości w standardowych warunkach atmosferycznych na poziomie morza, nieskorygowana o błędy w obwodzie anemobarometrycznym.
Vi jest równe Vc z wyjątkiem błędów anemometrycznych. Błędy te pochodzą głównie z pomiaru ciśnienia statycznego, przy czym przepływ powietrza wokół samolotu wciąż zakłóca ten pomiar.
Jest to prędkość wskazywana przez statek powietrzny, skorygowana o błędy pozycji i przyrządów. Konwencjonalna prędkość jest równa prędkości rzeczywistej w standardowych warunkach atmosferycznych na poziomie morza.
Pozwala to na możliwie najdokładniejsze zbliżenie się do równoważnej prędkości na podstawie różnicy ciśnień .
W przypadku prędkości poddźwiękowych prędkość można określić za pomocą następującego wzoru:
Jest to prędkość samolotu skorygowana o wpływ ściśliwości na danej wysokości.
Można to również zdefiniować na podstawie ciśnienia dynamicznego :
Równoważnik prędkości jest równy prędkości skorygowanej w standardowych warunkach atmosferycznych na poziomie morza.
W przypadku prędkości poddźwiękowych równoważnik prędkości można podać za pomocą następującego wzoru:
Jest to prędkość samolotu w stosunku do powietrza.
W przypadku prędkości poddźwiękowych prędkość można określić za pomocą następującego wzoru:
Nadal w trybie poddźwiękowym relację między rzeczywistą prędkością a prędkością konwencjonalną można zapisać:
Ponadto istnieje inna formuła łącząca Vv z EV:
Jest to pozioma składowa rzeczywistej prędkości.
Prędkość ruchu statku powietrznego nad ziemią wyprowadza się z informacji o jego własnej prędkości (pozioma składowa prędkości powietrza) oraz z dominującego wiatru.
Prędkość względem ziemi można również obliczyć za pomocą radaru wykorzystującego efekt Dopplera , na przykład nad morzem (znając rozmiar fal) lub na helikopterze przy bardzo małej prędkości i podczas zawisu, gdy rurka Pitota jest bezużyteczna, ponieważ jest zanurzony w przepływie głównego wirnika .
Prędkość względem ziemi można również uzyskać za pomocą jednostki bezwładności .
Wreszcie, coraz częściej to odbiornik GPS dostarcza informacji GS, przynajmniej dla fazy EnRoute. Na etapie podejścia precyzyjnego konieczne jest użycie odbiornika SBAS ( WAAS , EGNOS , MSAS ...)
Prędkość wiatru można wydedukować przez odjęcie wektorów przenoszących prędkość powietrza (mając dla kierunku kurs ) od prędkości względem ziemi (mających dla kierunku drogi ).
Zależność między wiatrem, prędkością względem ziemi i prędkością powietrza możemy zapisać na kilka sposobów. Na przykład :
Uwaga: aby były prawidłowe, te wzory wymagają zerowego kąta poślizgu. Kąt poślizgu niezerowej będą wymagać korekty.
W praktyce bezwzględna wartość korekty kursu, jaką należy przyjąć w locie, jest równa składowej przekroju poprzecznego wiatru (w kt) pomnożonej przez współczynnik bazowy.
Liczbę Macha definiuje się jako stosunek prędkości powietrza do prędkości dźwięku w powietrzu:
W przypadku prędkości poddźwiękowych Mach można podać za pomocą następującego wzoru:
W przypadku technologii naddźwiękowych liczbę Macha można wywnioskować z pomiarów instrumentów baroanemometrycznych przy użyciu prawa Lorda Rayleigha :
Machmeter to instrument, który wyświetla wartość liczby Macha z pomiaru .
Poniższa tabela podsumowuje wyczyny pionierów lotnictwa, od pierwszego rekordu ustanowionego przez Alberto Santosa-Dumonta do przejechania 1000 km / h przez pułkownika Boyda:
Daktyle | Piloci | Samolot | Silnik | Miejsca | Prędkość |
---|---|---|---|---|---|
12 listopada 1906 | Alberto Santos-Dumont | Santos-Dumont | Antoinette | Drobiazg | 41,292 km / h |
26 października 1907 | Henri farman | Sąsiad | Antoinette | Issy-les-Moulineaux | 52,700 km / h |
20 maja 1909 | Paul Tissandier | Wright | Wright | Pau | 54,810 km / h |
28 sierpnia 1909 | Louis Bleriot | Bleriot | ENV | Reims | 76,995 km / h |
23 kwietnia 1910 | Hubert Latham | Antoinette | Antoinette | Miły | 77,579 km / h |
10 lipca 1910 | Morane | Bleriot | Gnom | Reims | 106,508 km / h |
12 kwietnia 1910 | Biały | Bleriot | Gnom | Pau | 111,801 km / h |
11 maja 1911 | Nieuwpoort | Nieuwpoort | Nieuwpoort | Chalons | 133,136 km / h |
13 stycznia 1912 | Jules Védrines | Deperdussin | Gnom | Pau | 145,161 km / h |
22 lutego 1912 | Védrines | Deperdussin | Gnom | Pau | 161,290 km / h |
29 lutego 1912 | Védrines | Deperdussin | Gnom | Pau | 162,454 km / h |
1 st marca 1912 | Védrines | Deperdussin | Gnom | Pau | 166,821 km / h |
2 marca 1912 | Védrines | Deperdussin | Gnom | ? | 167,910 km / h |
13 lipca 1912 | Védrines | Deperdussin | Gnom | Reims | 170,777 km / h |
9 września 1912 | Védrines | Deperdussin | Gnom | Chicago | 174,100 km / h |
27 września 1913 | Maurice Prevost | Deperdussin | Gnom | Reims | 191,897 km / h |
29 września 1913 | Maurice Prevost | Deperdussin | Gnom | Reims | 203,850 km / h |
7 lutego 1920 r | Joseph Sadi-Lecointe | Nieuport-Delage | Hispano-Suiza | Villacoublay | 275,264 km / h |
28 lutego 1920 r | Jean Casali | Spad-Herbemont | Hispano-Suiza | Villacoublay | 283,464 km / h |
9 października 1920 r | Bernard Barny z Romanet | Spad- Herbemont | Hispano-Suiza | Buc | 292,682 km / h |
10 października 1920 r | Sadi-Lecointe | Nieuport-Delage | Hispano-Suiza | Buc | 296,694 km / h |
20 października 1920 r | Sadi-Lecointe | Nieuport-Delage | Hispano-Suiza | Villacoublay | 302,520 km / h |
4 listopada 1920 r | Firma Romanet | Spad-Herbemont | Hispano-Suiza | Buc | 309,012 km / h |
26 września 1921 | Sadi-Lecointe | Nieuport-Delage | Hispano-Suiza | Dzikie miasta | 330,275 km / h |
21 września 1922 | Sadi-Lecointe | Nieuport-Delage | Hispano-Suiza | Dzikie miasta | 341,023 km / h |
13 października 1922 | Gal. BG Mitchell | Curtiss | Curtiss | Detroit | 358,836 km / h |
15 lutego 1923 | Sadi-Lecointe | Nieuport-Delage | Hispano-Suiza | Istres | 375 000 km / h |
29 marca 1923 | Porucznik RL Maughan | Curtiss | Curtiss | Dayton | 380,751 km / h |
2 listopada 1923 | Porucznik Brow | Curtiss-Racer | Curtiss | Mineola | 417,059 km / h |
4 listopada 1923 | Porucznik Williams | Curtiss-Racer | Curtiss | Mineola | 429,025 km / h |
11 grudnia 1924 | Chorąży Florentin Bonnet | Bernard SIMB V-2 | Hispano-Suiza | Istres | 448,171 km / h |
3 września 1932 | Zmiana. JH Doolittle | Gee-Bee | Pratt & Whitney-Cleveland | Mineola | 473,820 km / h |
4 września 1933 | James R. Wedell | Wedell-Williams | Pratt & Withney-Wasp | Chicago | 490,080 km / h |
25 grudnia 1934 | Delmotte | Caudron | Renault | Istres | 505,848 km / h |
13 września 1935 | Howard hughes | Hughes Special | Pratt & Withney Twin Wasp Santa-Anna | Mineola | 567,115 km / h |
11 listopada 1937 | Herman Wurster | BF 113 R. | Daimler Benz | Augsburg | 610,950 km / h |
30 marca 1939 | Hans Dieterle | Gniewino 112 | Daimler-Benz DB 601 | Orianenburg | 746,604 km / h |
26 kwietnia 1939 | Fritz Wendel | Wiśniewska 209 | Daimler-Benz DB 601 | Augsburg | 755138 km / h |
7 listopada 1945 r | H. J; Wilson | Gloster-Meteor | Rolls-Royce-Derwent | Herne-Bay | 975,675 km / h |
7 września 1946 | EM Donaldson | Gloster Meteor | Rolls-Royce-Derwent | Settle-Hampton | 991 000 km / h |
21 czerwca 1947 | Cl. A. Boyd | Lockheed P-80 Shooting Star | General Electric | Muroc | 1003,880 km / h |
Temperatura całkowita to temperatura mierzona przez sondę, która zatrzymuje przepływ centralnie. Równa się:
Temperatura statyczna lub temperatura otoczenia to temperatura powietrza otaczającego statek powietrzny, przy braku jakichkolwiek zakłóceń związanych z przepływem powietrza. Nazywa się to również SAT (statyczna temperatura powietrza) lub OAT (temperatura powietrza zewnętrznego).
W trybie poddźwiękowym temperaturę statyczną można określić za pomocą następującego wzoru:
W normalnej atmosferze, w troposferze , temperatura statyczna wynosi:
W dziedzinie aeronautyki Organizacja Międzynarodowego Lotnictwa Cywilnego określiła pewną liczbę znormalizowanych parametrów, w szczególności parametrów na poziomie morza.
Dlatego uważamy, że na poziomie morza:
W troposferze:
Używane są inne parametry: