Wie konvertiert man die wahre Fluggeschwindigkeit in die angegebene Fluggeschwindigkeit?

Kurze Antwort

Die Flugzeugleistung in den Griff bekommen und Kalibrierte Fluggeschwindigkeit sind zwei gute Startpunkte!

Die kurze Antwort:

Von TAS zu IAS $ IAS = f (TAS) $:

$$ IAS = a_0 \ sqrt {5 \ left [\ left (\ frac {\ frac {1} {2} \ rho {TAS} ^ 2} {P_0} + 1 \ right) ^ {\ frac { 2} {7}} – 1 \ right]} + K_i $$

Von IAS zu TAS $ TAS = f (IAS) $:

$$ TAS = \ sqrt { \ frac {2 P_0} {\ rho} \ left [\ left (\ frac {(\ frac {IAS – K_i} {a_0}) ^ 2 + 1} {5} \ right) ^ {\ frac {7} { 2}} + 1 \ right]} $$

WARNUNG: Die Einheiten sollten als SI genommen werden ($ \ frac {m} {s}, \ frac {kg} {m ^ 3}, Pa $).

Insbesondere:

• $ a_0 $: Schallgeschwindigkeit auf dem Meeresspiegel unter ISA-Bedingungen on = $ 290. 07 \; \ frac {m} {s} $
• $ P_0 $: statischer Druck auf Meereshöhe im ISA-Zustand = $ 1013.25 \; Pa $
• $ \ rho $: Dichte der Luft, in der Sie fliegen $ \ frac {kg} {m ^ 3} $
• $ IAS $: angegebene Luftgeschwindigkeit $ \ frac {m} {s} $
• $ K_i $: ist ein für Ihr Flugzeug typischer Korrekturfaktor. Sie sollten es im POH finden.

Wie Sie zu dieser Formel gelangen, lesen Sie die lange Antwort unten.

Lange Antwort

Aus der Definition des dynamischen Drucks:

$$ q_c = \ frac {1} {2 } \ rho v ^ 2 $$

Wenn $ v = TAS $, gehe ich davon aus, dass Sie an Unterschallgeschwindigkeiten (Überlandflug) interessiert sind, daher berücksichtigen wir keine Komprimierbarkeitseffekte für das CAS:

$$ CAS = a_0 \ sqrt {5 \ left [\ left (\ frac {q_c} {P_0} + 1 \ right) ^ {\ frac {2} {7}} – 1 \ right ]} $$

Ersetzen der dynamischen Druckdefinition in $ CAS $ als Funktion von $ TAS $

$$ CAS = a_0 \ sqrt {5 \ left [\ left ( \ frac {\ frac {1} {2} \ rho {TAS} ^ 2} {P_0} + 1 \ right) ^ {\ frac {2} {7}} – 1 \ right]} $$

Wobei $ a_0 $ $ 295.070 \; \ frac {m} {s} $ und $ P_0 $ $ 101325 \; Pa $ ist. Die Dichte $ \ rho $ ist die Dichte in Ihrer Höhe an diesem Tag, können Sie sie erhalten aus der internationalen Standardatmosphäre Rechner oder Tabelle / Formeln . Wenn Sie es mit Ihren Flugzeuginstrumenten $ \ rho = \ frac {P} {RT} $ messen, mit $ R = 287.058 J kg ^ {- 1} K ^ {- 1} $. Sie sollten den Druck in Pascal (nicht $ hPa $) und die wichtigste Temperatur in Kelvin $ K $ angeben. Umkehren der obigen Formel (doppelter Beweis wird geschätzt):

$$ TAS = \ sqrt {\ frac {2 P_0} {\ rho} \ left [\ left (\ frac {(\ frac {CAS}) {a_0}) ^ 2 + 1} {5} \ right) ^ {\ frac {7} {2}} + 1 \ right]} $$

$$ IAS = CAS + K_i \ \ CAS = IAS – K_i $$

Wobei $ K_i $ ein für Ihr Flugzeug typischer Korrekturfaktor ist. Sie sollten es im POH finden.

Schließlich erhalten wir TAS als Funktion von IAS $ TAS = f (IAS) $

Also: $$ TAS = \ sqrt {\ frac {2 P_0} {\ rho} \ left [\ left (\ frac {(\ frac {IAS – K_i} {a_0}) ^ 2 + 1} {5} \ right) ^ {\ frac {7} {2} } + 1 \ right]} $$

Ich wähle einfach den OAT und suche nach dem TAS in Weiß Fenster und lesen Sie den IAS auf der schwarzen Skala.

Kommentare

• Ist in dieses Instrument eine Aneroidzelle eingebaut?

Ergänzt die Antwort von GHB, eine genaue Formel für die Konvertierung von CAS in TAS, die Komprimierbarkeitseffekte berücksichtigt, und die angegebene Höhe und die statische Lufttemperatur ist $$ \ text {TAS} = \ sqrt {\ frac {7 RT} {M} \ left [\ left (\ left (1 – \ frac {L h} {T_ {0}} \ rechts) ^ {- \ frac {g M} {RL}} \ left [\ left (\ frac {\ text {CAS} ^ {2}} {5 a_ { 0} ^ {2}} + 1 \ rechts) ^ {\ frac {7} {2}} – 1 \ rechts] + 1 \ rechts) ^ {\ frac {2} {7}} – 1 \ rechts]} . $$ In dieser Formel (die nur für Unterschallgeschwindigkeiten gilt) sind die Eingaben

• $ \ text {CAS} $ – die kalibrierte Fluggeschwindigkeit ( $ \ text {m} / \ text {s} $ ),
• $ h $ – die angegebene Höhe ( $ \ text {m} $ ) bis zu $ 11.000 ~ \ text {m} $ ,
• $ T $ – der statische Lufttemperatur ( $ \ text {K} $ );

die Ausgabe ist

• $ \ text {TAS} $ – die wahre Fluggeschwindigkeit ( $ \ text {m} / \ text {s} $ );

und die verschiedenen physikalischen Konstanten sind

• $ a_ {0} = 340.3 ~ \ text {m} / \ text {s} $ ist die Geschwindigkeit von soun d auf Meereshöhe in der ISA,
• $ g = 9.80665 ~ \ text {m} / \ text {s} ^ {2} $ ist die Standardbeschleunigung aufgrund der Schwerkraft,
• $ L = 0,0065 ~ \ text {K} / \ text {m} $ ist die Standard-ISA Temperaturabfallrate,
• $ M = 0,0289644 ~ \ text {kg} / \ text {mol} $ ist die Molmasse trockener Luft,
• $ R = 8.3144598 ~ \ text {J} / (\ text {mol} \ cdot \ text {K}) $ ist das Universelle Gaskonstante,
• $ T_ {0} = 288.15 ~ \ text {K} $ ist die statische Lufttemperatur auf Meereshöhe in der ISA.

Es handelt sich um häufig gestellte Fragen … Sie erhalten eine TAS von Ihrem POH basierend auf einer Drehzahl Einstellung in Ihrer Kreuzfahrtleistungstabelle. Einige Navlogs verfügen über eine TAS / IAS-Box. Wenn Sie den IAS bestimmen können, können Sie anhand der Luftgeschwindigkeitsanzeige sicherstellen, dass alles korrekt ist (aus Sicht der Fluggeschwindigkeit). Sie müssen noch eine Überprüfung der Fahrgeschwindigkeit durchführen, da die TAS / IAS-Frage Ihnen bei der Navigation und Bestätigung der vorhergesagten Winde nicht hilft. Dies ist jedoch eine häufig gestellte Frage.

Und ja, mit Ihrem E6B und Wenn Sie für Ihren IAS rückwärts zu Ihrem CAS und dem Diagramm im POH arbeiten, ist dies die Vorgehensweise. Mit einem elektronischen E6B geht es mit Sicherheit schneller.

PS – danke für die oben genannten Berechnungen genauer als das E6B, aber ich bezweifle, dass ich „rechnen werde! haha

Sie lesen Ihre TAS von Ihr POH. Dann gelangen Sie mit einem Flugcomputer wie dem E6-B zu Ihrem CAS. Anschließend konvertieren Sie mit Ihrem POH von CAS zu IAS.

Kommentare

• Dies macht keinen Sinn. Warum sollten Sie jemals eine Berechnung mit TAS starten?
• @Simon, nun, das ‚ ist das, was das ist Frage fragt. Es sollte also eher ein Kommentar zur Frage als zur Antwort gewesen sein.