Diferencia entre revisiones de «Velocidad verdadera»
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=== Vuelos a baja velocidad ===
A baja velocidad y altitud, la IAS y la CAS están cerca de la [[velocidad equivalente del aire|velocidad equivalente]] (EAS). La TAS puede ser calculada de la siguiente forma:
{| class="wikitable"
!Símbolo
!Nombre
!Unidad
|-
|Velocidad verdadera
:<math>\rho_0</math> = Densidad del aire estándar a nivel del mar (1.225 kg/m³)▼
|
:<math>\rho</math> = Densidad del aire en la que vuela el avión▼
|-
|<math>\mathrm{EAS}</math>
|Velocidad equivalente
|
|-
|<math>\rho_0</math>
|kg/m<sup>3</sup>
|-
|<math>\rho</math>
|kg/m<sup>3</sup>
|}
=== Vuelos a alta velocidad ===
Si la velocidad aumenta, la TAS no puede ser calculada directamente mediante la IAS y la CAS, y debe hacerse de la siguiente forma:
{| class="wikitable"
!Símbolo
!Nombre
!Unidad
:<math>{a_0}</math> = Velocidad del sonido estándar a nivel del mar (661.47 [[Nudo (unidad)|nudos]])▼
|-
:<math>M</math> = [[Número Mach]],▼
|<math>\mathrm{TAS}</math>
:<math>T</math> = Temperatura estática del aire en [[kelvin]],▼
|Velocidad verdadera
:<math>T_0</math> = Temperatura estándar a nivel del mar (288.15 K)▼
|nudos
|-
|<math>a_0</math>
▲
|nudos
|-
|<math>T</math>
|K
|-
|<math>T_0</math>
|K
|-
|<math>M</math>
|
|}
Para cálculos manuales de la TAS en nudos, donde el número Mach y la temperatura estática del aire son conocidos, la expresión puede ser simplificada:
Línea 42 ⟶ 72:
Combinando las expresiones de arriba, con las expresiones para el número Mach, se obtiene una expresión para la IAS:
{| class="wikitable"
|+<math>\mathrm{TAS}={a_0}\sqrt{{5T\over T_0}\left[\left(\frac{q_c}{P}+1\right)^\frac{2}{7}-1\right]}</math>
!Símbolo
!Nombre
!Unidad
:<math>P</math> = Presión estática▼
|-
|<math>\mathrm{TAS}</math>
|Velocidad verdadera
|nudos
|-
|<math>a_0</math>
|Velocidad del sonido estándar a nivel del mar (661.47 nudos)
|nudos
|-
|<math>T</math>
|Temperatura estática del aire
|K
|-
|<math>T_0</math>
|Temperatura estándar a nivel del mar (288.15 K)
|K
|-
|<math>q_c</math>
|Presión dinámica
|
|-
|<math>P</math>
|
|}
Los [[Sistema electrónico de instrumentos de vuelo|sistemas electrónicos de instrumentos de vuelo]] (EFIS) contienen un ordenador de datos de vuelo con datos de la presión estática y de la temperatura total del aire. Para calcular la TAS, el ordenador debe convertir la temperatura total del aire a temperatura estática del aire, que también es una función del número Mach, de la siguiente forma:
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