Korkeus ja nopeus (ilmailu)

Korkeusmittausta haittaavat kahden tyyppiset luontaiset virheet, yksi aneroidibarometrin mittausmenetelmässä ja toinen paineen ja korkeuden vastaavuuden periaatteessa.

• Ensimmäinen, nimeltään "instrumenttivirhe", johtuu siitä, että aneroidibarometri ei ole tarkka eikä uskollinen.
• Toinen johtuu siitä, että todellisen ilmakehän lämpötilaprofiili on harvoin, jos koskaan, identtinen sen "standardi-ilmakehän" lämpötilan kanssa, jota käytetään todellisen paineen ja vastaavan teoreettisen korkeuden vastaavuuden määrittämiseen.

Ensimmäinen virhetyyppi voidaan havaita jossain määrin vertaamalla ilmoitettua korkeutta ja tunnettua korkeutta (VAC-kartoissa ilmoitettu lentopaikan topologinen korkeus) ja korjata kalibroimalla, jos ero on suurempi kuin +/- 3 hPa. .

Toisella virhetyypillä voi olla suora syy:

• Lämpötila: jos mitattu lämpötila on matalampi kuin vakiolämpötila, todellinen korkeus on matalampi kuin ilmoitettu korkeus ja päinvastoin (lämpimämpi, korkeampi; kylmempi, matalampi).

• Paine: matkan aikana paineen lasku merenpinnalla aiheuttaa todellisen korkeuden ilmoitettua korkeutta pienemmäksi ja päinvastoin.

Nopeudet

Ilmailussa (ja yleensä aerodynamiikassa) voidaan käyttää useita erityyppisiä nopeuksia:

• Nopeusarvojen , merkitään Vi (vuonna Englanti IAS, sillä mittarinopeuksia Speed, tai KIAS kun arvo annetaan solmua varten Knot mittarinopeuksia Speed ),
• tavanomaisella nopeudella tai korjattu nopeus, merkitään Vc (vuonna Englanti CAS varten kalibroitua ilmanopeutta tai KCAS varten Knot kalibroitua ilmanopeutta ),
• ilman nopeus , tai todellista nopeutta, merkitään TAS for True Air Speed (Englanti tai KTAS varten Knot True Air Speed ),
• Luonnollinen nopeus, totesi Vp, se on todellisen nopeuden vaakasuora osa.
• vastaava nopeus tai vastaava nopeus, merkitään EV (Englanti EAS Lentonopeus tai Keas varten Knot Lentonopeus ),
• maan nopeus , merkitty Vs (englanniksi GS maan nopeudelle) .

Näiden eri nopeuksien erottaminen antaa mahdollisuuden ottaa huomioon esimerkiksi anemobarometristen instrumenttien mittausvirheet sekä ilman kokoonpuristuvuuden. Tyypillisesti lentäjät tai autopilotit käyttävät korjattua nopeutta lentääkseen koneen siirtymäkorkeuteen, jossa Mach-numeronopeutta ohjataan .

Ilmoitettu nopeus tai Vi tai IAS

Se on nopeus, jonka ilma-aluksen anemobarometrinen mittauslaite (ks. Pitot-putki ja badin ) on korjattu puristettavuuden vaikutuksilla tavallisissa ilmakehän olosuhteissa merenpinnalla, jota ei ole korjattu anemobarometrisen piirin virheiden suhteen.

Vi on yhtä suuri kuin Vc lukuun ottamatta anemometrisiä virheitä. Nämä virheet johtuvat pääasiassa staattisen paineen mittaamisesta, ja ilmavirta lentokoneen ympärillä häiritsee edelleen tätä mittausta.

Tavanomainen nopeus tai Vc tai CAS

Se on ilma-aluksen ilmoitettu nopeus, korjattu sijainti- ja instrumenttivirheille. Tavanomainen nopeus on yhtä suuri kuin todellinen nopeus normaaleissa ilmakehän olosuhteissa merenpinnalla.

Se mahdollistaa nopeuden ekvivalentin lähestymisen mahdollisimman lähellä paine-eroa . ΔP{\ displaystyle {\ Delta P}}

Subsonisen nopeuden nopeus voidaan antaa seuraavalla kaavalla:

Vvs.=klo0×2y-1×[(ΔPP0+1)y-1y-1]=klo0×5×[(ΔPP0+1)2/7-1]{\ displaystyle V_ {c} = a_ {0} \ kertaa {\ sqrt {{\ frac {2} {\ gamma -1}} \ kertaa \ vasen [\ vasen ({\ frac {\ Delta P} {P_ { 0}}} + 1 \ oikea) ^ {\ frac {\ gamma -1} {\ gamma}} - 1 \ oikea]}} = a_ {0} \ kertaa {\ sqrt {5 \ kertaa \ vasen [\ left ({\ frac {\ Delta P} {P_ {0}}} + 1 \ oikea) ^ {2/7} -1 \ oikea]}}}

• Vvs.{\ displaystyle V_ {c}} on tavanomainen nopeus,
• ΔP=PT-PS{\ displaystyle \ Delta P = P_ {T} -P_ {S}}on dynaaminen paine, joka on yhtä suuri kuin kokonaispaineen ja staattisen paineen ero ,
• Muut parametrit on kuvattu kohdassa Parametrien käsittely .

Vastaava nopeus tai EV tai EAS

Se on lentokoneen nopeus, korjattu puristettavuuden vaikutuksilla annetulla korkeudella.

EV=ρρ0×VV=σ×VV{\ displaystyle EV = {\ sqrt {\ frac {\ rho} {\ rho _ {0}}}} kertaa V_ {V} = {\ sqrt {\ sigma}} \ kertaa V_ {V}}

• EV{\ displaystyle EV} on nopeuden ekvivalentti,
• VV{\ displaystyle V_ {V}} on todellinen nopeus,
• σ{\ displaystyle \ sigma} on ilman tiheys,
• ρ{\ displaystyle \ rho} on ilman tiheys.

Se voidaan määrittää myös dynaamisen paineen perusteella  : ΔP{\ displaystyle \ Delta P}

EV=2ΔPρ0{\ displaystyle EV = {\ sqrt {\ frac {2 {\ Delta P}} {\ rho _ {0}}}}}

Nopeusekvivalentti on yhtä suuri kuin nopeus, joka on korjattu merenpinnan normaalien ilmasto-olosuhteiden mukaan.

Ja ääntä hitaampien nopeudet , nopeutta vastaava voidaan antaa seuraavalla kaavalla:

EV=klo0×2y-1×PSP0×[(ΔPPS+1)y-1y-1]=klo0×5×PSP0×[(ΔPPS+1)2/7-1]{\ displaystyle EV = a_ {0} \ kertaa {\ sqrt {{\ frac {2} {\ gamma -1}} \ kertaa {\ frac {P_ {S}} {P_ {0}}} \ kertaa \ vasemmalle [\ vasen ({\ frac {\ Delta P} {P_ {S}}} + 1 \ oikea) ^ {\ frac {\ gamma -1} {\ gamma}} - 1 \ oikea]}} = a_ {0 } kertaa {\ sqrt {5 \ kertaa {\ frac {P_ {S}} {P_ {0}}} kertaa vasemmalle [\ vasemmalle ({\ frac {\ Delta P} {P_ {S}}} + 1 \ oikea) ^ {2/7} -1 \ oikea]}}}

EV=klo0×Mklo×PSP0{\ displaystyle EV = a_ {0} \ kertaa Ma \ kertaa {\ sqrt {\ frac {P_ {S}} {P_ {0}}}}}

• PS{\ displaystyle P_ {S}}on staattinen paine ,
• ΔP=PT-PS{\ displaystyle \ Delta P = P_ {T} -P_ {S}}on dynaaminen paine, joka on yhtä suuri kuin kokonaispaineen ja staattisen paineen ero ,
• Mklo{\ displaystyle Ma}on Mach ,
• Muut parametrit on kuvattu kohdassa Parametrien käsittely .

Todellinen nopeus tai Vv tai TAS

Se on lentokoneen nopeus suhteessa ilmaan.

Subsonisen nopeuden nopeus voidaan antaa seuraavalla kaavalla:

VV=klo0×2y-1×TST0×[(ΔPPS+1)y-1y-1]=klo0×5×TST0×[(ΔPPS+1)2/7-1]{\ displaystyle V_ {V} = a_ {0} \ kertaa {\ sqrt {{\ frac {2} {\ gamma -1}} \ kertaa {\ frac {T_ {S}} {T_ {0}}} \ kertaa \ left [\ left ({\ frac {\ Delta P} {P_ {S}}} + 1 \ oikea) ^ {\ frac {\ gamma -1} {\ gamma}} - 1 \ oikea]}} = a_ {0} \ kertaa {\ sqrt {5 \ kertaa {\ frac {T_ {S}} {T_ {0}}} \ kertaa \ vasen [\ vasen ({\ frac {\ Delta P} {P_ {S} }} + 1 \ oikea) ^ {2/7} -1 \ oikea]}}}

VV=klo0×Mklo×TST0{\ displaystyle V_ {V} = a_ {0} \ kertaa Ma \ kertaa {\ sqrt {\ frac {T_ {S}} {T_ {0}}}}}

• VV{\ displaystyle V_ {V}} on todellinen nopeus,
• PS{\ displaystyle P_ {S}}on staattinen paine ,
• TS{\ displaystyle T_ {S}}on staattinen lämpötila ,
• ΔP=PT-PS{\ displaystyle \ Delta P = P_ {T} -P_ {S}}on dynaaminen paine, joka on yhtä suuri kuin kokonaispaineen ja staattisen paineen ero ,
• Mklo{\ displaystyle Ma}on Mach ,
• Muut parametrit on kuvattu kohdassa Parametrien käsittely .

Todellisen nopeuden ja tavanomaisen nopeuden välinen suhde voidaan vielä kirjoittaa subonikoon:

VV=klo0×2y-1×TST0×([P0PS×([1+y-12×(VVSklo0)2]yy-1-1)+1]y-1y-1){\ displaystyle V_ {V} = a_ {0} \ kertaa {\ sqrt {{\ frac {2} {\ gamma -1}} \ kertaa {\ frac {T_ {S}} {T_ {0}}} \ kertaa \ vasen (\ left [{\ frac {P_ {0}} {P_ {S}}} \ kertaa \ left (\ left [1 + {\ frac {\ gamma -1} {2}} \ kertaa \ left ({\ frac {V_ {C}} {a_ {0}}} \ oikea) ^ {2} \ oikea] ^ {\ frac {\ gamma} {\ gamma -1}} - 1 \ oikea) +1 \ oikea] ^ {\ frac {\ gamma -1} {\ gamma}} - 1 \ oikea)}}}

Lisäksi on toinen kaava, joka yhdistää Vv: n EV: hen:

VV=EV×ρ0ρ{\ displaystyle V_ {V} = EV \ kertaa {\ sqrt {\ frac {\ rho _ {0}} {\ rho}}}}

• EV{\ displaystyle EV}on vastaava nopeus ,
• ρ{\ displaystyle \ rho} on ilman tiheys.

Luonnollinen nopeus tai Vp

Se on todellisen nopeuden vaakakomponentti.

Nopeus tai Vs tai GS

Ilma-aluksen liikkumisnopeus maanpinnan yläpuolella johtuu sen omaa nopeutta (ilman nopeuden vaakasuora komponentti) koskevista tiedoista ja vallitsevasta tuulesta.

Ajonopeus voidaan laskea myös tutkalla käyttämällä Doppler-vaikutusta , esimerkiksi meren yli (aaltojen koon tunteminen) tai helikopterilla hyvin pienellä nopeudella ja leijuvan lennon aikana, kun Pitot-putki on käyttökelvoton, koska se on upotettu pääroottorin virtaukseen .

Nopeus voidaan saavuttaa myös inertiayksiköllä .

Lopuksi, GPS- vastaanotin antaa yhä enemmän GS-tietoja ainakin EnRoute-vaihetta varten. Tarkkuuslähestymisvaiheessa on käytettävä SBAS- vastaanotinta ( WAAS , EGNOS , MSAS ...)

Tuulen nopeus

Tuulen nopeus voidaan päätellä, että vähentämällä vektoreita, joissa ilman nopeus (ja jolla on suuntaan otsikko ) kyseisen kuljettaa ajonopeuden (ja jolla on suuntaan tie ).

Voimme kirjoittaa tuulen, maan nopeuden ja ilman nopeuden välisen suhteen monin tavoin. Esimerkiksi :

GS2=Vs2+WS2-2×VP×WS×vs.os(HD.G-WD.){\ displaystyle GS ^ {2} = {V_ {p}} ^ {2} + {W_ {S}} ^ {2} -2 \ kertaa V_ {P} \ kertaa W_ {S} \ kertaa cos (HDG- W_ {D})}

TRK-HD.G=klorvs.tkloei(siei(HD.G-WD.)×WSVP-WS×vs.os(HD.G-WD.)){\ displaystyle TRK-HDG = arctan \ left ({\ frac {sin \ left (HDG-W_ {D} \ right) \ kertaa W_ {S}} {V_ {P} -W_ {S} \ kertaa cos (HDG -W_ {D})}} \ oikea)}

• Vs{\ displaystyle V_ {p}}on luonnollinen nopeus ,
• GS{\ displaystyle GS} on maanopeus,
• WS{\ displaystyle W_ {S}} on tuulen nopeus,
• WD.{\ displaystyle W_ {D}} on suunta, josta tuuli tulee,
• HD.G{\ displaystyle HDG}on kurssi ,
• TRK{\ displaystyle TRK}on tie .

HUOMAUTUS: Jotta nämä kaavat olisivat kelvollisia, niiden luistokulma on nolla. Liukukulma, joka ei ole nolla, vaatii korjauksen.

Käytännössä lennon aikana sovellettavan suuntakorjauksen absoluuttinen arvo on yhtä suuri kuin tuulen poikkileikkauskomponentti (kt) kerrottuna perustekijällä.

Mach tai Ma

Mach-luku määritellään ilman nopeuden ja äänen nopeuden välisenä suhteena ilmassa:

Mklo=Vsklo{\ displaystyle Ma = {\ frac {V_ {p}} {a}}}

• Mklo{\ displaystyle Ma} on Mach,
• Vs{\ displaystyle V_ {p}}on luonnollinen nopeus ,
• klo{\ displaystyle a} on äänen nopeus tarkastellussa lämpötilassa.

Ja ääntä hitaampien nopeuksilla , Mach voidaan antaa seuraavalla kaavalla:

Mklo=2y-1×[(ΔPPS+1)y-1y-1]=5×[(ΔPPS+1)2/7-1]{\ displaystyle Ma = {\ sqrt {{\ frac {2} {\ gamma -1}} \ kertaa \ vasen [\ vasen ({\ frac {\ Delta P} {P_ {S}}} + 1 \ oikea) ^ {\ frac {\ gamma -1} {\ gamma}} - 1 \ oikea]}} = {\ sqrt {5 \ kertaa \ vasen [\ vasen ({\ frac {\ Delta P} {P_ {S}} } +1 \ oikea) ^ {2/7} -1 \ oikea]}}}

• PS{\ displaystyle P_ {S}}on staattinen paine ,
• ΔP=PT-PS{\ displaystyle \ Delta P = P_ {T} -P_ {S}}on dynaaminen paine, joka on yhtä suuri kuin kokonaispaineen ja staattisen paineen ero ,
• Muut parametrit on kuvattu kohdassa Parametrien käsittely .

Vuonna Supersonics , Machin luku voidaan päätellä mittaukset Baro-tuulimittarilla välineitä käyttäen Herran Rayleighin lain  :

ΔPPS=[y+1y-1(y+12)y]1y-1Mklo2yy-1(2yy-1Mklo2-1)1y-1-1{\ displaystyle {\ frac {\ Delta P} {P_ {S}}} = \ vasen [{\ frac {\ gamma +1} {\ gamma -1}} \ vasen ({\ frac {\ gamma +1} {2}} \ right) ^ {\ gamma} \ right] ^ {\ frac {1} {\ gamma -1}} {\ frac {Ma ^ {\ frac {2 \ gamma} {\ gamma -1}} } {\ vasen ({\ frac {2 \ gamma} {\ gamma -1}} Ma ^ {2} -1 \ oikea) ^ {\ frac {1} {\ gamma -1}}}} - 1}

Machmeter on instrumentti, joka näyttää Mach-luvun arvon mittauksesta . ΔPPS{\ displaystyle {\ frac {\ Delta P} {P_ {S}}}}

Nopeusrekisterit

Seuraavassa taulukossa esitetään yhteenveto ilmailun edelläkävijöiden hyödyntämisestä Alberto Santos-Dumontin ensimmäisestä ennätyksestä eversti Boydin 1000  km / h : n kulkuun :

Lämpötilat

Kokonais- tai iskulämpötila tai Ti

Kokonaislämpötila on lämpötila, joka mitataan anturilla, joka pysäyttää virtauksen. Se on yhtä suuri kuin:

Ti=(1+y-12Mklo2)Ts{\ displaystyle T_ {i} = \ vasen (1 + {\ frac {\ gamma -1} {2}} Ma ^ {2} \ oikea) T_ {s}}

• Ti{\ displaystyle T_ {i}} on iskulämpötila,
• Ts{\ displaystyle T_ {s}} on staattinen lämpötila,
• Mklo{\ displaystyle Ma} on Mach.

Staattinen tai ympäristön lämpötila tai Ts

Staattinen tai ympäristön lämpötila on ilmaa ympäröivän ilman lämpötila ilman ilmavirtaan liittyviä häiriöitä. Sitä kutsutaan myös SAT (staattinen ilman lämpötila) tai OAT (ulkoilman lämpötila).

On ääntä hitaampien , staattinen lämpötila voidaan saada seuraavalla kaavalla:

Ts=Ti×(1+ΔPPS)1-yy=Ti×(1+ΔPPS)2/7{\ displaystyle T_ {s} = T_ {i} \ kertaa \ vasen (1 + {\ frac {\ Delta P} {P_ {S}}} \ oikea) ^ {\ frac {1- \ gamma} {\ gamma }} = T_ {i} \ kertaa \ vasen (1 + {\ frac {\ Delta P} {P_ {S}}} \ oikea) ^ {2/7}}

• Ts{\ displaystyle T_ {s}} on staattinen lämpötila,
• Ti{\ displaystyle T_ {i}}on kokonaislämpötila ,
• PS{\ displaystyle P_ {S}}on staattinen paine ,
• ΔP=PT-PS{\ displaystyle \ Delta P = P_ {T} -P_ {S}}on dynaaminen paine, joka on yhtä suuri kuin kokonaispaineen ja staattisen paineen ero ,
• Muut parametrit on kuvattu kohdassa Parametrien käsittely .

Normaalissa ilmakehässä troposfäärissä staattinen lämpötila on yhtä suuri kuin:

Ts=T0+5T×H{\ displaystyle T_ {s} = T_ {0} + \ delta T \ kertaa H}

• Ts{\ displaystyle T_ {s}} on staattinen lämpötila,
• H{\ displaystyle H} on geopotentiaalinen korkeus,
• Muut parametrit on kuvattu kohdassa Parametrien käsittely .

Kehitysparametrit

Ilmailualalla Kansainvälinen siviili-ilmailujärjestö on määritellyt tietyn määrän standardoituja parametreja, erityisesti merenpinnan parametreille.

Siksi katsomme merenpinnan tasolla:

• paine on P 0 = 1013,25  hPa ,
• lämpötila on T 0 = 15  ° C = 288,15  K ,
• ilman tiheys on ρ 0 = 1,225 kg / m 3 = 35 537 64 g / ft 3 ,
• painovoima on g 0 = 9,807 m / s 2 = 32,174 jalkaa / s 2 ,
• äänen nopeus on osoitteessa 0 = 1 225,059 68  km / h = 340,294 36  m / s = 661,479 31  kt ,
• kosteus on h 0 = 0%.

Troposfäärissä:

• adiabaattinen lämpögradientti on vakio ja sen arvo on δ T = -6,5  ° C / km = -0,001 981 2  K / ft .

Muita parametreja käytetään:

• yleinen vakio ideaalikaasua , jonka arvo on R = 8314 472  J K -1  mol -1 ,
• ilman ominaisvakio, jonka arvo on R S = 287,053  J K −1  kg −1 ,
• ilman moolimassa , jonka arvo on M = 0,028 95  kg / mol ,
• ilman adiabaattinen kerroin , jonka arvo on γ = 1,4.

Huomautuksia ja viitteitä

1. FAR (Federal Aviation Rules), osa 1 - Määritelmät ja lyhenteet
2. http://www.acat-toulouse.org/uploads/media_items/calcul-mental-triangle-des-vitesses.original.pdf

Katso myös

Bibliografia

• R. VAILLANT, Météo Plein Ciel , TEKNEA,2005, 383  Sivumäärä
• Gilbert KLOPFSTEIN, lentokoneen ymmärtäminen (osa 1) , Cépaduès,2008, 226  Sivumäärä

Aiheeseen liittyvät artikkelit

• Maan ilmakehä
• Standardoitu ilmapiiri
• Barometrinen tasoituskaava
• Ilmanpaineen vaihtelu korkeuden kanssa
• Korkeus
• Painekorkeus
• Ortometrinen korkeus
• Korkeusmittaus
• Korkeusmittari
• Tyypilliset nopeudet
• Mach-numero
• Helikopterin anemometria
• Tuulimittari
• Kiipeilynopeus
• Lennon instrumentti (ilmailu)