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Altitud de densidad

Altitud de densidad

La altitud de densidad es la altitud relativa a las condiciones atmosféricas estándar en las cuales la densidad del aire sería igual a la densidad del aire indicada en el lugar de observación. En otras palabras, la altitud de densidad es la densidad del aire dada como una altura sobre el nivel medio del mar. La altitud de densidad también se puede considerar como la altitud de presión ajustada para una temperatura no estándar.

Tanto un aumento en la temperatura como una disminución en la presión atmosférica y, en un grado mucho menor, un aumento en la humedad, causarán un aumento en la altitud de densidad. En condiciones cálidas y húmedas, la altitud de densidad en un lugar particular puede ser significativamente mayor que la altitud real.

En la aviación, la altitud de densidad se utiliza para evaluar el rendimiento aerodinámico de una aeronave bajo ciertas condiciones climáticas. La elevación generada por los perfiles de la aeronave, y la relación entre su velocidad indicada (IAS) y su verdadera velocidad (TAS), también están sujetos a cambios en la densidad del aire. Además, la potencia entregada por el motor del avión se ve afectada por la densidad y la composición de la atmósfera.

Seguridad de aeronaves

La densidad del aire es quizás el factor más importante que afecta el rendimiento de la aeronave. Tiene una relación directa con:

  • La elevación generada por un ala: una reducción en la densidad del aire reduce la elevación del ala.
  • La eficiencia de una hélice o rotor, que para una hélice (efectivamente una superficie de sustentación) se comporta de manera similar a la de un ala.
  • La potencia de salida de un motor: la potencia de salida depende de la ingesta de oxígeno, por lo que la potencia del motor se reduce a medida que disminuye la densidad de aire seco equivalente, y produce incluso menos potencia a medida que la humedad desplaza el oxígeno en condiciones más húmedas.

Las aeronaves que despegan de un aeropuerto "caliente y alto", como el Aeropuerto de Quito o la Ciudad de México, se encuentran en una desventaja aerodinámica significativa. Los siguientes efectos resultan de una altitud de densidad que es más alta que la altitud física real:

  • Un avión acelerará más lentamente en el despegue como resultado de su producción de energía reducida.
  • Una aeronave necesitará alcanzar una velocidad aérea verdadera más alta para alcanzar la misma cantidad de elevación, lo que implica tanto una tirada de despegue más larga como una velocidad aérea verdadera más alta, que debe mantenerse mientras está en el aire para evitar el estancamiento.
  • Una aeronave trepará más lentamente como resultado de su producción de potencia reducida y elevación reducida.

Debido a estos problemas de rendimiento, es posible que sea necesario bajar el peso de despegue de una aeronave o programar despegues para horarios más fríos del día. Puede ser necesario tener en cuenta la dirección del viento y la pendiente de la pista.

Paracaidismo

La altitud de densidad es un factor importante en el paracaidismo, y puede ser difícil de juzgar adecuadamente, incluso para paracaidistas experimentados. Además del cambio general en la eficiencia del ala que es común a toda la aviación, el paracaidismo tiene consideraciones adicionales. Existe un mayor riesgo debido a la alta movilidad de los puentes (que a menudo viajarán a una zona de caída con una altitud de densidad completamente diferente a la que están acostumbrados, sin que la rutina de calibración a QNH / QFE lo haga consciente de ello) . Otro factor es la mayor susceptibilidad a la hipoxia a altitudes de alta densidad, lo que, combinado especialmente con la inesperada mayor tasa de caída libre, puede crear situaciones peligrosas y accidentes. Los paracaídas en altitudes más altas vuelan de manera más agresiva, reduciendo su área efectiva, lo que es más exigente para la habilidad de un piloto y puede ser especialmente peligroso para los aterrizajes de alto rendimiento, que requieren estimaciones precisas y tienen un margen de error bajo antes de que se vuelvan peligrosos.

Cálculo

La altitud de densidad se puede calcular a partir de la presión atmosférica y la temperatura del aire exterior (suponiendo aire seco) utilizando la siguiente fórmula:

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

En esta fórmula

DA = {\ displaystyle {\ text {DA}} =} Altitud de densidad en metros (m {\ displaystyle \ mathrm {m}}); P = {\ displaystyle P =} (atmosférica) presión atmosférica; PSL = {\ displaystyle P _ {\ text {SL}} =} Presión atmosférica estándar al nivel del mar (1013.25 {\ displaystyle 1013.25} hectopascales (hPa {\ displaystyle \ mathrm {hPa}}) en la Atmósfera estándar internacional (ISA), o 29.92 {\ displaystyle 29.92} pulgadas de mercurio (inHg {\ displaystyle \ mathrm {inHg}}) en la atmósfera estándar de EE. UU.); T = {\ displaystyle T =} Temperatura del aire exterior en grados Kelvin (K {\ displaystyle \ mathrm {K}}) (agregue 273.15 {\ displaystyle 273.15} a la temperatura en grados Celsius (∘C {\ displaystyle {^ {\ circ } \ mathrm {C}}})); TSL = {\ displaystyle T _ {\ text {SL}} =} ISA temperatura del aire a nivel del mar = 288.15 K {\ displaystyle = 288.15 ~ \ mathrm {K}}; Γ = {\ displaystyle \ Gamma =} Tasa de caída de temperatura ISA = 0.0065 K / m {\ displaystyle = 0.0065 ~ \ mathrm {K} / \ mathrm {m}}; R = {\ displaystyle R =} Constante de gas ideal = 8.3144598 J / (mol K) {\ displaystyle = 8.3144598 ~ \ mathrm {J} / (\ mathrm {mol} ~ \ mathrm {K})}; g = {\ displaystyle g =} Aceleración gravitacional = 9.80665 m / s2 {\ displaystyle = 9.80665 ~ \ mathrm {m} / \ mathrm {s} ^ {2}}; M = {\ displaystyle M =} Masa molar de aire seco = 0.028964 kg / mol {\ displaystyle = 0.028964 ~ \ mathrm {kg} / \ mathrm {mol}}.

La fórmula del Servicio Meteorológico Nacional (NWS)

El Servicio Meteorológico Nacional utiliza la siguiente aproximación de aire seco a la fórmula para la altitud de densidad arriba en su estándar:

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

En esta fórmula

DA = {\ displaystyle {\ text {DA}} =} Altitud de densidad en pies (ft {\ displaystyle \ mathrm {ft}}); P = {\ displaystyle P =} Presión de la estación (presión atmosférica estática) en pulgadas de mercurio (inHg {\ displaystyle \ mathrm {inHg}}); T = {\ displaystyle T =} Temperatura de la estación (temperatura del aire exterior) en grados Fahrenheit (∘F {\ displaystyle {^ {\ circ} \ mathrm {F}}}).

Tenga en cuenta que el estándar NWS especifica que la altitud de densidad se debe redondear a los 100 pies más cercanos {\ displaystyle 100 ~ \ mathrm {ft}}.

Fórmula de aproximación para calcular la altitud de densidad a partir de la altitud de presión

Esta es una fórmula más fácil de calcular (con gran aproximación) la altitud de densidad a partir de la altitud de presión y la desviación de 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}}).}

En esta fórmula

PA = {\ displaystyle {\ text {PA}} =} Altitud de presión en pies (ft {\ displaystyle \ mathrm {ft}}) = Elevación de la estación en pies + (27 ft / mb) × (1013 mb − QNH) {\ displaystyle = {\ text {Elevación de la estación en pies}} + (27 ~ \ mathrm {ft} / \ mathrm {mb}) \ times (1013 ~ \ mathrm {mb} - {\ text {QNH}})}; QNH = {\ displaystyle {\ text {QNH}} =} Presión atmosférica en milibares (mb {\ displaystyle \ mathrm {mb}}) ajustada al nivel medio del mar; OAT = {\ displaystyle {\ text {OAT}} =} Temperatura del aire exterior en grados Celsius (∘C {\ displaystyle {^ {\ circ} \ mathrm {C}}}); Temperatura ISA = 15 ∘C− (1.98 ∘C) × (PA1000 ft) {\ displaystyle {\ text {ISA Temperature}} = 15 ~ {^ {\ circ} \ mathrm {C}} - (1.98 ~ {^ { \ circ} \ mathrm {C}}) \ times \ left ({\ dfrac {\ text {PA}} {1000 ~ \ mathrm {ft}}} \ right)}, suponiendo que la temperatura del aire exterior cae a la velocidad de 1.98 ∘C {\ displaystyle 1.98 ~ {^ {\ circ} \ mathrm {C}}} por 1,000 pies {\ displaystyle 1,000 ~ \ mathrm {ft}} de altitud hasta la tropopausa (a 36,000 pies {\ displaystyle 36,000 ~ \ mathrm {ft}}) se alcanza.

Redondeando 1.98 ∘C {\ displaystyle 1.98 ~ {^ {\ circ} \ mathrm {C}}} a 2 ∘C {\ displaystyle 2 ~ {^ {\ circ} \ mathrm {C}}}, esta aproximación se simplifica a volverse

DA = PA + (118.8 ft / ∘C) × = (1.2376 × PA) + - 1782 ft. {\ Displaystyle {\ begin {alineado} {\ text {DA}} & = {\ text {PA}} + (118.8 ~ \ mathrm {ft} / {^ {\ circ} \ mathrm {C}}) \ times \ left \\ & = (1.2376 \ times {\ text {PA}}) + - 1782 ~ \ mathrm {ft}. \ end {alineado}}}