Tendo a densidade do tráfego aéreo levado à definição de regras em que a altitude de uma aeronave se tornou um dos parâmetros essenciais a saber, foi necessário produzir um dispositivo que permitisse a medição direta de distâncias com a precisão exigida pelas regras de tráfego. Além de certos equipamentos que permitem medir uma distância vertical e equipar apenas alguns tipos de aeronaves, a escolha foi direcionada para a medição direta de um parâmetro físico disponível ao redor da aeronave: a pressão atmosférica .
No Sistema Internacional, a unidade de pressão é o pascal que corresponde a uma força de 1 newton aplicada a uma área de 1 metro quadrado. O equivalente à pressão atmosférica, ou cerca de 10 newtons por centímetro quadrado, corresponde a uma pressão de 100.000 Pa . Na aeronáutica, usamos um múltiplo do pascal correspondente a 100 Pa (100 pascal) e que chamamos de hectopascal (símbolo: hPa).
A pressão atmosférica ao nível do mar é então igual a aproximadamente 1000 hPa . A correspondência com o milibar (mbar) é direta: 1 mbar = 1 hPa . Desde a1 r janeiro 1986 o milibar não é mais usado na aeronáutica, mas o hectopascal.
A unidade milimétrica de mercúrio ( mmHg ) usada desde 1643 e seu equivalente anglo-saxão a polegada de mercúrio (inHg) têm as seguintes correspondências com o hectopascal:
1000 hPa = 750 mmHg = 29,54 inHg
Se subirmos na atmosfera, a pressão diminui. Então :
No mesmo local, a pressão atmosférica pode variar durante o dia com pequena amplitude (+/- 1 hPa) e periodicamente sem alteração significativa na meteorologia local.
Também pode sofrer variações irregulares e de alta amplitude (+/- 10hPa) geralmente acompanhadas por uma mudança na meteorologia local, como períodos chuvosos.
Assim, se a pressão atmosférica sofre variações significativas em um determinado local, parece difícil ou mesmo impossível querer vincular a altitude à pressão atmosférica!
No entanto, isso é possível a partir do conceito de atmosfera padrão ( Atmosfera Padrão ) ou ISA, que define um valor de pressão e temperatura ao nível do mar associado a uma convenção de diminuição da temperatura em função da altitude. As leis da física aplicadas com esses critérios fornecem a lei da diminuição da pressão atmosférica, chamada lei de Laplace, em função da altitude. Em uma determinada altitude, então corresponde uma pressão atmosférica.
Esta relação entre altitude e pressão, em uma atmosfera padrão ( Standard Atmosphere ) ou ISA, permite definir o conceito de pressão-altitude, que associa uma medição de pressão em uma atmosfera real com uma altitude em uma atmosfera padrão.
A taxa de aumento da altitude em função da pressão, que não é constante na atmosfera padrão como na atmosfera real, é de 27,31 pés no nível do mar e varia rapidamente com a altitude, n 'só poderia ser levada em consideração recentemente pelos altímetros modernos com unidades anemo-barométricas capazes de cálculos digitais. Altímetros aneróides convencionais (mecânicos) têm uma taxa constante de aumento de 27,31 pés por hPa em toda a sua faixa de exibição.
Esta linearidade da taxa de aumento da "altitude exibida" em função da "pressão medida" limitará a faixa de deslocamento da escala de altitude entre valores próximos a 1013,25 hPa. Para tornar o erro de altitude desprezível, esses valores geralmente variam entre 950 hPa e 1050 hPa, o que corresponde a uma variação de altitude em uma atmosfera padrão de - 1000 pés a + 1800 pés.
A coexistência de taxa constante convencional de altímetros de aumento e altímetros modernos levando em consideração a taxa real de aumento de altitude em função da pressão não representa um problema de segurança quando eles estão todos configurados para 1013,25 hPa para voos de cruzeiro onde o nível de voo É necessário.
A utilização da medição da pressão atmosférica em um local, associada ou não à medição da temperatura do ar ambiente nesse mesmo local, leva à definição da altitude barométrica (ou altitude-pressão) e da altitude densidade.
Altitude barométricaA altitude barométrica (ou altitude de pressão) é a altitude deduzida tomando apenas a pressão estática ao redor da aeronave como parâmetro.
Na troposfera , entre 0 e 11 km de altitude, a altitude barométrica pode ser dada pela seguinte fórmula:
Se estivermos em uma atmosfera padrão , a altitude de pressão é igual à altitude geopotencial.
Se considerarmos que é expresso em "hPa" e é expresso em "ft", a fórmula aproximada é:
Altitude de densidadeA altitude de densidade é a altitude de um lugar para o qual a densidade real seria igual à densidade teórica em uma atmosfera padrão (o que nunca é o caso no mundo real). Essa noção é de grande importância porque explica grande parte das variações no desempenho de aviões de trem de força e turboélice.
A densidade do ar em um local é a razão entre a densidade naquele local e sua densidade em uma atmosfera padrão ao nível do mar. Essa razão pode ser expressa como uma função da pressão e da temperatura estática aplicando a equação de estado dos gases ideais nível do mar em atmosfera padrão e no local considerado em atmosfera real a fim de eliminar .
Na troposfera , entre 0 e 11 km de altitude, a altitude densidade pode ser dada pela seguinte fórmula:
Se considerarmos que é expresso em “hPa”, é expresso em “° C” e é expresso em “ft”, a fórmula aproximada é:
A pressão atmosférica medida por um altímetro de cápsula aneróide é convertida em altitude de acordo com a lei da diminuição da pressão em função da altitude usada em uma atmosfera padrão. A pressão ao nível do mar tirada verticalmente do local onde o altímetro está localizado raramente é igual a 1013,25 hPa, isso pode induzir a uma diferença significativa entre a altitude indicada pelo altímetro e a altitude real.
O método escolhido consiste em zerar a escala de altitude do altímetro em função da pressão efetivamente observada em locais cuja altitude é conhecida. O princípio utilizado consiste em tornar móvel a escala de altitude em relação à escala de pressão.
Configurações do altímetroDependendo das condições de voo, é possível definir um altímetro para que indique:
O ajuste que indica a altura, denominado QFE, não é mais utilizado exceto no ambiente do circuito do aeródromo para procedimentos de aproximação e pouso onde certas alturas devem ser respeitadas nas diferentes fases do voo.
A configuração que indica uma altitude acima do nível do mar acima da localização da aeronave é chamada de QNH. É usado em cruzeiros de baixo nível para superar obstáculos e também pode ser usado no lugar do QFE em procedimentos de aproximação e pouso, especialmente nas montanhas.
A configuração que indica um nível de vôo se refere à superfície invisível onde a pressão de 1013,25 hPa prevalece. Esta configuração não tem relação direta com os obstáculos no solo, mas permite que as aeronaves voando em diferentes altitudes indicadas permaneçam com a mesma diferença de altitude ao cruzarem umas com as outras.
O termo “nível de vôo” é o número que expressa em centenas de pés a indicação de um altímetro ajustado para 1013,25 hPa. Se um altímetro definido para 1013,25 hPa indica 6000 pés, significa que o avião está voando no "nível 60".
Erros altimétricosA medição da altitude é prejudicada por dois tipos de erros inerentes, um no método de medição do barômetro aneróide e o outro no princípio da correspondência entre pressão e altitude.
O primeiro tipo de erro pode ser detectado até certo ponto por uma comparação entre a altitude indicada e uma altitude conhecida (altitude topológica de um aeródromo indicada em mapas VAC) e corrigido por calibração se a diferença for maior que +/- 3 hPa. .
O segundo tipo de erro pode ter como causa direta:
Na aeronáutica (e na aerodinâmica em geral), vários tipos de velocidades podem ser usados:
A distinção entre essas diferentes velocidades permite levar em consideração os erros de medição dos instrumentos anemobarométricos, bem como a compressibilidade do ar, por exemplo. Normalmente, os pilotos ou pilotos automáticos usam a velocidade no ar corrigida para fazer a aeronave voar até a altitude de transição onde a velocidade do número Mach é controlada .
É a velocidade indicada pelo instrumento de medição anemobarométrica de uma aeronave (ver tubo de Pitot e badin ), corrigida para os efeitos de compressibilidade em condições atmosféricas padrão ao nível do mar, não corrigida para erros no circuito anemobarométrico.
O Vi é igual ao Vc, exceto para erros anemométricos. Esses erros vêm principalmente da medição da pressão estática, o fluxo de ar ao redor da aeronave ainda atrapalha esta medição.
É a velocidade indicada de uma aeronave, corrigida para erros de posição e instrumentos. A velocidade convencional é igual à velocidade real, em condições atmosféricas padrão, ao nível do mar.
Ele permite que o equivalente à velocidade seja aproximado o mais próximo possível do diferencial de pressão .
Para velocidades subsônicas , a velocidade pode ser dada pela seguinte fórmula:
É a velocidade de uma aeronave, corrigida pelos efeitos de compressibilidade em determinada altitude.
Também pode ser definido a partir da pressão dinâmica :
A velocidade equivalente é igual à velocidade corrigida para as condições atmosféricas padrão ao nível do mar.
Para velocidades subsônicas , o equivalente de velocidade pode ser dado pela seguinte fórmula:
É a velocidade de uma aeronave em relação ao ar.
Para velocidades subsônicas , a velocidade pode ser dada pela seguinte fórmula:
Ainda em subsônico, a relação entre a velocidade real e a velocidade convencional pode ser escrita:
Além disso, há outra fórmula ligando Vv a EV:
É o componente horizontal da velocidade real.
A velocidade de movimento da aeronave acima do solo é deduzida das informações sobre sua própria velocidade (componente horizontal da velocidade do ar) e do vento predominante.
A velocidade do solo também pode ser calculada usando um radar usando o efeito Doppler , por exemplo sobre o mar (sabendo o tamanho das ondas) ou em um helicóptero em velocidade muito baixa e em vôo flutuante, quando o tubo de Pitot está inutilizável por estar submerso no fluxo do rotor principal .
A velocidade do solo também pode ser obtida usando uma unidade inercial .
Finalmente, é cada vez mais o receptor GPS que fornece a informação GS, pelo menos para a fase EnRoute. Para a fase de aproximação de precisão, é necessário utilizar um receptor SBAS ( WAAS , EGNOS , MSAS ...)
A velocidade do vento pode ser deduzida pela subtração dos vetores portadores da velocidade do ar (tendo por direção o rumo ) pelos portadores da velocidade do solo (tendo por direção a estrada ).
Podemos escrever a relação entre vento, velocidade de solo e velocidade do ar de várias maneiras. Por exemplo :
NB: para serem válidas, essas fórmulas requerem um ângulo de deslizamento zero. Um ângulo de deslizamento diferente de zero exigirá correção.
Na prática, o valor absoluto da correção de rumo a ser adotado em vôo é igual à componente transversal do vento (em kt), multiplicada pelo fator de base.
O número de Mach é definido como a razão entre a velocidade do ar e a velocidade do som no ar:
Para velocidades subsônicas , o Mach pode ser dado pela seguinte fórmula:
Em supersônica , o número de Mach pode ser deduzido das medidas de instrumentos baroanemométricos usando a lei de Lord Rayleigh :
O Machmeter é o instrumento que exibe o valor do número Mach da medição de .
A tabela abaixo recapitula as façanhas dos pioneiros da aviação, desde o primeiro recorde estabelecido por Alberto Santos-Dumont até a passagem de 1000 km / h pelo Coronel Boyd:
datas | Pilotos | Plano | Motor | Locais | Velocidade |
---|---|---|---|---|---|
12 de novembro de 1906 | Alberto Santos-Dumont | Santos-Dumont | Antoinette | Bagatela | 41,292 km / h |
26 de outubro de 1907 | Henri Farman | Vizinho | Antoinette | Issy-les-Moulineaux | 52.700 km / h |
20 de maio de 1909 | Paul Tissandier | Wright | Wright | Pau | 54,810 km / h |
28 de agosto de 1909 | Louis Bleriot | Bleriot | ENV | Reims | 76,995 km / h |
23 de abril de 1910 | Hubert Latham | Antoinette | Antoinette | Legal | 77,579 km / h |
10 de julho de 1910 | Morane | Bleriot | Gnomo | Reims | 106,508 km / h |
12 de abril de 1910 | O branco | Bleriot | Gnomo | Pau | 111,801 km / h |
11 de maio de 1911 | Nieuwpoort | Nieuwpoort | Nieuwpoort | Chalons | 133.136 km / h |
13 de janeiro de 1912 | Jules Védrines | Deperdussin | Gnomo | Pau | 145,161 km / h |
22 de fevereiro de 1912 | Védrines | Deperdussin | Gnomo | Pau | 161,290 km / h |
29 de fevereiro de 1912 | Védrines | Deperdussin | Gnomo | Pau | 162,454 km / h |
1 ° de março de 1912 | Védrines | Deperdussin | Gnomo | Pau | 166,821 km / h |
2 de março de 1912 | Védrines | Deperdussin | Gnomo | ? | 167,910 km / h |
13 de julho de 1912 | Védrines | Deperdussin | Gnomo | Reims | 170,777 km / h |
9 de setembro de 1912 | Védrines | Deperdussin | Gnomo | Chicago | 174.100 km / h |
27 de setembro de 1913 | Maurice Prevost | Deperdussin | Gnomo | Reims | 191,897 km / h |
29 de setembro de 1913 | Maurice Prevost | Deperdussin | Gnomo | Reims | 203,850 km / h |
7 de fevereiro de 1920 | Joseph Sadi-Lecointe | Nieuport-Delage | Hispano-Suiza | Villacoublay | 275,264 km / h |
28 de fevereiro de 1920 | Jean Casali | Spad-Herbemont | Hispano-Suiza | Villacoublay | 283,464 km / h |
9 de outubro de 1920 | Bernard Barny de Romanet | Spad- Herbemont | Hispano-Suiza | Buc | 292,682 km / h |
10 de outubro de 1920 | Sadi-Lecointe | Nieuport-Delage | Hispano-Suiza | Buc | 296,694 km / h |
20 de outubro de 1920 | Sadi-Lecointe | Nieuport-Delage | Hispano-Suiza | Villacoublay | 302,520 km / h |
4 de novembro de 1920 | Por Romanet | Spad-Herbemont | Hispano-Suiza | Buc | 309,012 km / h |
26 de setembro de 1921 | Sadi-Lecointe | Nieuport-Delage | Hispano-Suiza | Cidades selvagens | 330,275 km / h |
21 de setembro de 1922 | Sadi-Lecointe | Nieuport-Delage | Hispano-Suiza | Cidades selvagens | 341,023 km / h |
13 de outubro de 1922 | Garota. BG Mitchell | Curtiss | Curtiss | Detroit | 358,836 km / h |
15 de fevereiro de 1923 | Sadi-Lecointe | Nieuport-Delage | Hispano-Suiza | Istres | 375.000 km / h |
29 de março de 1923 | Tenente RL Maughan | Curtiss | Curtiss | Dayton | 380,751 km / h |
2 de novembro de 1923 | Tenente Brow | Curtiss-Racer | Curtiss | Mineola | 417,059 km / h |
4 de novembro de 1923 | Tenente Williams | Curtiss-Racer | Curtiss | Mineola | 429,025 km / h |
11 de dezembro de 1924 | Subtenente Florentin Bonnet | Bernard SIMB V-2 | Hispano-Suiza | Istres | 448,171 km / h |
3 de setembro de 1932 | Mudança. JH Doolittle | Gee-Bee | Pratt & Whitney-Cleveland | Mineola | 473.820 km / h |
4 de setembro de 1933 | James R. Wedell | Wedell-Williams | Pratt e Withney-Wasp | Chicago | 490,080 km / h |
25 de dezembro de 1934 | Delmotte | Caudron | Renault | Istres | 505,848 km / h |
13 de setembro de 1935 | Howard Hughes | Especial Hughes | Pratt e Withney Twin Wasp Santa-Anna | Mineola | 567,115 km / h |
11 de novembro de 1937 | Herman Wurster | BF 113 R. | Daimler Benz | Augsburg | 610.950 km / h |
30 de março de 1939 | Hans Dieterle | Heinkel 112 | Daimler-Benz DB 601 | Orianenburg | 746,604 km / h |
26 de abril de 1939 | Fritz Wendel | Messerschmitt Me 209 | Daimler-Benz DB 601 | Augsburg | 755.138 km / h |
7 de novembro de 1945 | H. J; Wilson | Gloster-Meteor | Rolls-Royce-Derwent | Herne-Bay | 975,675 km / h |
7 de setembro de 1946 | EM Donaldson | Gloster Meteor | Rolls-Royce-Derwent | Settle-Hampton | 991.000 km / h |
21 de junho de 1947 | Cl. A. Boyd | Lockheed P-80 Shooting Star | Elétrica geral | Muroc | 1.003,880 km / h |
A temperatura total é a temperatura medida por uma sonda que interrompe o fluxo isentropicamente. É igual a:
A temperatura estática ou ambiente é a temperatura do ar ao redor da aeronave, na ausência de qualquer perturbação ligada ao fluxo de ar. Também é chamado de SAT (Temperatura do Ar Estático) ou OAT (Temperatura do Ar Externo).
Em subsônico , a temperatura estática pode ser dada pela seguinte fórmula:
Em uma atmosfera padrão, na troposfera , a temperatura estática é igual a:
Na aeronáutica, a Organização da Aviação Civil Internacional definiu um certo número de parâmetros padronizados, em particular para os parâmetros ao nível do mar.
Assim, consideramos que ao nível do mar:
Na troposfera:
Outros parâmetros são usados: