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Densità altitudine

Densità altitudine

L' altitudine di densità è l'altitudine relativa alle condizioni atmosferiche standard in cui la densità dell'aria sarebbe uguale alla densità dell'aria indicata nel luogo di osservazione. In altre parole, l'altitudine di densità è la densità dell'aria indicata come altezza sopra il livello medio del mare. L'altitudine di densità può anche essere considerata come l'altitudine di pressione regolata per una temperatura non standard.

Sia un aumento della temperatura che una diminuzione della pressione atmosferica e, in misura molto minore, un aumento dell'umidità, causeranno un aumento dell'altitudine di densità. In condizioni calde e umide, l'altitudine di densità in un determinato luogo può essere significativamente più alta dell'altitudine reale.

Nell'aviazione, l'altitudine di densità viene utilizzata per valutare le prestazioni aerodinamiche di un aeromobile in determinate condizioni meteorologiche. L'ascensore generato dai profili aeronautici dell'aeromobile e la relazione tra la sua velocità indicata (IAS) e la sua vera velocità (TAS) sono anch'essi soggetti a variazioni della densità dell'aria. Inoltre, la potenza erogata dal motore dell'aeromobile è influenzata dalla densità e dalla composizione dell'atmosfera.

Sicurezza dell'aeromobile

La densità dell'aria è forse il singolo fattore più importante che influenza le prestazioni degli aeromobili. Ha un rapporto diretto con:

  • L'elevatore generato da un'ala - una riduzione della densità dell'aria riduce l'alzata dell'ala.
  • L'efficienza di un'elica o di un rotore, che per un'elica (effettivamente un profilo aerodinamico) si comporta in modo simile al sollevamento su un'ala.
  • La potenza di un motore: la potenza dipende dall'assunzione di ossigeno, quindi la potenza del motore viene ridotta quando diminuisce la densità dell'aria secca equivalente e produce ancora meno energia quando l'umidità sposta l'ossigeno in condizioni più umide.

Gli aeromobili che decollano da un aeroporto "caldo e alto", come l'aeroporto di Quito o Città del Messico, presentano un significativo svantaggio aerodinamico. I seguenti effetti derivano da un'altitudine di densità superiore all'altitudine fisica effettiva:

  • Un aereo accelererà più lentamente al decollo a causa della sua ridotta produzione di energia.
  • Un velivolo dovrà raggiungere una velocità reale più elevata per raggiungere la stessa quantità di portanza - questo implica sia un tiro al decollo più lungo che una velocità reale più elevata, che devono essere mantenuti durante il volo per evitare lo stallo.
  • Un aereo si arrampicherà più lentamente a causa della sua ridotta produzione di energia e della ridotta portanza.

A causa di questi problemi di prestazioni, potrebbe essere necessario ridurre il peso al decollo di un aeromobile o potrebbe essere necessario programmare i decolli per i periodi più freddi della giornata. Potrebbe essere necessario prendere in considerazione la direzione del vento e la pendenza della pista.

Paracadutismo

L'altitudine di densità è un fattore importante nel paracadutismo e può essere difficile giudicare correttamente, anche per i paracadutisti esperti. Oltre al cambiamento generale nell'efficienza delle ali che è comune a tutta l'aviazione, il paracadutismo ha ulteriori considerazioni. Vi è un rischio aumentato a causa dell'elevata mobilità dei ponticelli (che spesso viaggeranno verso una zona di caduta con un'altitudine di densità completamente diversa da quella a cui sono abituati, senza esserne consapevolmente consapevoli dalla routine di calibrazione a QNH / QFE) . Un altro fattore è la maggiore suscettibilità all'ipossia ad alta densità, che, combinata soprattutto con l'inaspettato tasso di caduta libera più elevato, può creare situazioni pericolose e incidenti. I paracadute ad altitudini più elevate volano in modo più aggressivo, riducendo la loro area effettiva, il che è più impegnativo per l'abilità di un pilota e può essere particolarmente pericoloso per atterraggi ad alte prestazioni, che richiedono stime accurate e hanno un basso margine di errore prima che diventino pericolosi.

Calcolo

L'altitudine di densità può essere calcolata dalla pressione atmosferica e dalla temperatura dell'aria esterna (supponendo aria secca) utilizzando la seguente formula:

DA = TSLΓ. {\ Displaystyle {\ text {DA}} = {\ frac {T _ {\ text {SL}}} {\ Gamma}} \ left.}

In questa formula,

DA = {\ displaystyle {\ text {DA}} =} Altitudine della densità in metri (m {\ displaystyle \ mathrm {m}}); P = {\ displaystyle P =} (statico) pressione atmosferica; PSL = {\ displaystyle P _ {\ text {SL}} =} Pressione atmosferica standard a livello del mare (1013.25 {\ displaystyle 1013.25} ectopascal (hPa {\ displaystyle \ mathrm {hPa}}) nell'International Standard Atmosphere (ISA), o 29,92 {\ displaystyle 29,92} pollici di mercurio (inHg {\ displaystyle \ mathrm {inHg}}) nell'atmosfera standard degli Stati Uniti); T = {\ displaystyle T =} Temperatura dell'aria esterna in kelvin (K {\ displaystyle \ mathrm {K}}) (aggiungi 273.15 {\ displaystyle 273.15} alla temperatura in gradi Celsius (∘C {\ displaystyle {^ {\ circ } \ mathrm {C}}})); TSL = {\ displaystyle T _ {\ text {SL}} =} ISA temperatura dell'aria a livello del mare = 288,15 K {\ displaystyle = 288,15 ~ \ mathrm {K}}; Γ = {\ displaystyle \ Gamma =} Frequenza di intervallo di temperatura ISA = 0,0065 K / m {\ displaystyle = 0,0065 ~ \ mathrm {K} / \ mathrm {m}}; R = {\ displaystyle R =} Costante di gas ideale = 8.3144598 J / (mol K) {\ displaystyle = 8.3144598 ~ \ mathrm {J} / (\ mathrm {mol} ~ \ mathrm {K})}; g = {\ displaystyle g =} Accelerazione gravitazionale = 9.80665 m / s2 {\ displaystyle = 9.80665 ~ \ mathrm {m} / \ mathrm {s} ^ {2}}; M = {\ displaystyle M =} Massa molare dell'aria secca = 0,028964 kg / mol {\ displaystyle = 0,028964 ~ \ mathrm {kg} / \ mathrm {mol}}.

La formula del National Weather Service (NWS)

Il National Weather Service utilizza la seguente approssimazione di aria secca alla formula per l'altitudine di densità sopra nella sua norma:

DA = (145442.16 ft) × (1−0.235). {\ Displaystyle {\ text {DA}} = (145442.16 ~ \ mathrm {ft}) \ times \ left (1- \ left ^ {0.235} \ right). }

In questa formula,

DA = {\ displaystyle {\ text {DA}} =} Altitudine della densità in piedi (ft {\ displaystyle \ mathrm {ft}}); P = {\ displaystyle P =} Pressione della stazione (pressione atmosferica statica) in pollici di mercurio (inHg {\ displaystyle \ mathrm {inHg}}); T = {\ displaystyle T =} Temperatura della stazione (temperatura dell'aria esterna) in gradi Fahrenheit (∘F {\ displaystyle {^ {\ circ} \ mathrm {F}}}).

Si noti che lo standard NWS specifica che l'altitudine della densità deve essere arrotondata al 100 ft {\ displaystyle 100 ~ \ mathrm {ft}} più vicino.

Formula di approssimazione per il calcolo dell'altitudine di densità dall'altitudine di pressione

Questa è una formula più semplice per calcolare (con grande approssimazione) l' altitudine di densità dall'altitudine di pressione e la deviazione della temperatura ISA :

DA = PA + (118,8 ft / ∘C) × (temperatura OAT − ISA). {\ Displaystyle {\ text {DA}} = {\ text {PA}} + (118,8 ~ \ mathrm {ft} / {^ {\ circ} \ mathrm {C}}) \ times ({\ text {OAT}} - {\ text {ISA temperature}}).}

In questa formula,

PA = {\ displaystyle {\ text {PA}} =} Altitudine della pressione in piedi (ft {\ displaystyle \ mathrm {ft}}) = Elevazione della stazione in piedi + (27 ft / mb) × (1013 mb − QNH) {\ displaystyle = {\ text {Elevazione della stazione in piedi}} + (27 ~ \ mathrm {ft} / \ mathrm {mb}) \ times (1013 ~ \ mathrm {mb} - {\ text {QNH}})}; QNH = {\ displaystyle {\ text {QNH}} =} Pressione atmosferica in millibar (mb {\ displaystyle \ mathrm {mb}}) regolata sul livello medio del mare; OAT = {\ displaystyle {\ text {OAT}} =} Temperatura dell'aria esterna in gradi Celsius (∘C {\ displaystyle {^ {\ circ} \ mathrm {C}}}); Temperatura ISA = 15 ∘C - (1,98 ° C) × (PA1000 ft) {\ displaystyle {\ text {Temperatura ISA}} = 15 ~ {^ {\ circ} \ mathrm {C}} - (1.98 ~ {^ { \ circ} \ mathrm {C}}) \ times \ left ({\ dfrac {\ text {PA}} {1000 ~ \ mathrm {ft}}} \ right)}, supponendo che la temperatura dell'aria esterna scenda al ritmo di 1,98 ∘C {\ displaystyle 1.98 ~ {^ {\ circ} \ mathrm {C}}} per 1.000 ft {\ displaystyle 1.000 ~ \ mathrm {ft}} di altitudine fino alla tropopausa (a 36.000 ft {\ displaystyle 36.000 ~ \ mathrm {ft}}) è stato raggiunto.

Arrotondando 1,98 ∘C {\ displaystyle 1.98 ~ {^ {\ circ} \ mathrm {C}}} a 2 ∘C {\ displaystyle 2 ~ {^ {\ circ} \ mathrm {C}}}, questa approssimazione si semplifica a diventare

DA = PA + (118,8 ft / ∘C) × = (1.2376 × PA) + - 1782 ft. {\ Displaystyle {\ begin {allineato} {\ text {DA}} & = {\ text {PA}} + (118,8 ~ \ mathrm {ft} / {^ {\ circ} \ mathrm {C}}) \ times \ left \\ & = (1.2376 \ times {\ text {PA}}) + - 1782 ~ \ mathrm {ft}. \ end {allineata}}}