Temperaturas (TAT, SAT RAT, OAT), velocidades (TAS), altitudes y presiones

En el MFD del Embraer 145, al igual que en muchos otros aviones, se puede ver (en este caso en la esquina superior derecha) SAT, TAT y TAS. Estos acrónimos corresponden a temperatura del aire estática (SAT), temperatura total del aire (TAT) y True Air Speed (TAS). Muchas veces veremos en algunos aviones OAT o temperatura del aire exterior. Es parecida a la SAT, (no es lo mismo) pero a efectos prácticos se toma como SAT = OAT. Vamos a repasar estos conceptos.

Diferencia entre temperatura total y temperatura estática

La temperatura total del aire en el exterior del avión no es lo mismo que la temperatura estática del aire. La temperatura total es esencialmente la que "sienten" el borde de ataque del ala y el morro del avión cuando este vuela a alta velocidad con los efectos del impacto del aire e incremento de presión debido a dicha velocidad. No confundir con el concepto de fricción del fuselaje (Skin Friction).

• Temperatura estática (SAT) es una medida promedio de la energía cinética de las moléculas de un fluido, asumiendo que dicho fluido se encuentra estacionario. La temperatura en esta definición describe solo los movimientos microscópicos y aleatorios de las moléculas de dicho fluido. Si el conjunto del fluido se mueve por el espacio, estas moléculas también adquieren un incremento de energía debido a dicho movimiento.
• Temperatura total (TAT) es la suma de la temperatura estática y la energía cinética de las moléculas de un fluido debidas al propio movimiento de este por el espacio. A veces se conoce a la Tt como "temperatura de remanso o "stagnation temperature" en inglés.
• Temperatua de impacto (RAT): a veces se emplea de forma indistinta con la TAT. La velocidad de avance del avión hace que el aire se comprima en función del Número de Mach o TAS. La TAS se pueden utilizar para calcular la Temperatura del Aire de impacto Ram Air Temperature (RAT) / Temperatura Total del Aire (TAT) o la Temperatura Indicada del Aire Exterior (IOAT). TAT = SAT x (1 + .2 X M^2), o bien TAT = SAT x (TAS / 87.1)^2, Donde TAS está en nudos, SAT y TAT están en grados absolutos y M = Número de Mach. Las fórmulas se pueden invertir para convertir TAT a SAT. (RAT difiere de TAT en virtud de la eficiencia de la sonda de medición de temperatura).

OAT, SAT, RAT y TAT se utilizan junto con la Velocidad del Aire Calibrada (CAS) o el Número de Mach para calcular la TAS. Si se utiliza la CAS (Calibrated Air Speed) en el cálculo, también se debe conocer la Altura de Presión. RAT/TAT generalmente determina el límite superior del rango de temperaturas de formación de hielo, OAT/SAT generalmente determina el límite inferior.

Aquí se puede usar una calculadora Web para la TAS:

 https://indoavis.co.id/main/tas.html

La temperatura del aire exterior (OAT) de una aeronave se mide e indica dentro de la cabina o se utiliza, junto con las salidas del sistema estático de Pitot , como entrada al equipo de la aeronave, p. ej. Computadora de datos aéreos (ADC). La OAT, es la única temperatura utilizada en la aviación general. Esta temperatura se conoce como SAT o temperatura estática del aire en aviones a reacción. Cuanto mayor sea la velocidad aerodinámica, mayor será la diferencia entre SAT y TAT. En la ilustración que abre el artículo SAT y TAT son iguales porque el avión está parado en la pista. 

El sensor que detecta la OAT/SAT debe ubicarse cuidadosamente para asegurar que el flujo de aire sobre él no afecte la temperatura indicada. Si la temperatura se mide por medio de un sensor colocado en el flujo de aire, se producirá un calentamiento cinético, elevando la temperatura medida por encima del OAT/SAT. La temperatura total del aire (TAT) y se utiliza en los ADC para calcular la velocidad real del avión (TAS). Es necesario un diseño y una ubicación cuidadosos de la sonda TAT para garantizar una medición precisa de TAT.

La TAT de crucero en un avión a reacción suele ser 30 °C más alta que la temperatura del aire exterior.

El aire comprimido puede estar muy caliente

Los efectos de la compresión del aire en vuelo pueden presentar grandes desafíos de ingeniería, es lo que se conoce como barrera del calor. El avión supersónico Concorde experimentaba temperaturas totales del aire (y temperaturas superficiales) de hasta 127 °C en el morro durante el vuelo a Mach 2.

• Diagrama del Concorde con las temperaturas mostradas:
• morro = 127 °C
• bordes de ataque del ala = 105 °C
• fuselaje = 94 °C

Temperaturas superficiales del Concorde a Mach 2.0 (imagen: Wikimedia Commons)

El SR-71 Blackbird (el avión espía favorito de todo aerotrastornado) experimentaba temperaturas superficiales de 315 °C a Mach 3. Los diseñadores utilizaron titanio para el fuselaje del avión para soportar las temperaturas extremas. Este avión era corrugado en tierra liso en el aire por la expansión del metal.

¿Cómo se utilizan los datos de temperatura?

• La temperatura total del aire es importante para controlar la temperatura del combustible en vuelos largos (las temperaturas del tanque de combustible tienden a acercarse a la TAT).
• Los pilotos utilizan tanto la TAT como la SAT para determinar cuándo utilizar los sistemas antihielo del fuselaje y del motor. 
• Los datos de la sonda TAT se utilizan para calcular el número de Mach y la velocidad aerodinámica real, que son fundamentales para el vuelo de crucero y la navegación.
• Los valores de ajuste del empuje del motor y el autothrottle requieren datos de la sonda TAT.

¿Por qué se aspira a veces la sonda TAT?

Cuando un avión está estacionado o en movimiento lento por la pista o calles de rodadura, el aire cerca de la sonda puede estancarse. Si no pasa aire fresco por el sensor, la medición de temperatura puede ser inexacta. Los ingenieros resolvieron el problema del estancamiento del aire creando un método para introducir aire fresco en la sonda.

En esta ilustración simplificada y no a escala se puede ver el flujo de aire dentro de la sonda cuando el avión tiene poca velocidad. El aire purgado del motor entra en la base de la sonda, recorre la mitad de la sonda y sale por una pequeña abertura de escape en la parte trasera. El aire fresco de la corriente libre entra en la sonda desde la parte superior, pasa por el sensor de temperatura y sale por el escape.

Cuando un motor o una unidad de potencia auxiliar está en funcionamiento, se introduce aire purgado a alta presión en la parte inferior de la sonda y sale por los orificios de escape. El aire purgado reduce la presión de aire dentro de la sonda. La caída de presión hace que entre aire fresco en la sonda y pase por el sensor de temperatura. Es una aplicación inteligente del principio de Bernoulli. Si alguien se encuentra parado cerca del morro de un Boeing 767, que es uno de los aviones que utiliza este tipo de sensores, se puede escuchar el aire de purga que pasa por la sonda. Suena como una manguera de aire a alta presión en una gasolinera.

Ver artículo principal: El Air Data Computer

Altitudes y presiones

La altitud de presión de la cabina de un avión es directamente dependiente de la presión del aire, pero expresa la presión del aire percibida como si fuese una altitud sobre el nivel medio del mar (asumiendo condiciones estándar o ISA).

En la atmósfera estándar la presión, al nivel medio del mar, es 1.013,2 hPa. La presión disminuye en una proporción fija con la altura en esa atmósfera hipotética. Por lo tanto, en la atmósfera estándar, existe una presión determinada a una altitud específica. "La altitud de presión es la altitud en la atmósfera estándar donde la presión es la misma en cualquier punto de su trayectoria". Dado que en una altitud de presión específica la presión es en todas partes la misma, una superficie de presión constante define una altitud de presión constante. Cuando se vuela a una altitud de presión constante, se está volando en una superficie de presión constante.

Siempre se puede determinar la altitud de presión con el altímetro, ya sea en vuelo o en tierra. Simplemente se debe ajustar el altímetro a la calibración altimétrica estándar de 29,92 pulgadas (1013,2 hPa) y el altímetro indicará la altitud de presión.

A veces resulta conflictivo separar aviones que usan altitud indicada, de aquellos que usan la altitud de presión. La altitud de presión en un avión y la altitud indicada en otro, puede indicar separación de altitud cuando realmente los dos están a la misma altitud verdadera.

¿Qué es altitud de densidad? "Simplemente es la altitud en la atmósfera estándar donde la densidad del aire es la misma en cualquier punto de su trayectoria". La presión, humedad y temperatura determinan la densidad del aire.

No se puede detectar el efecto de la altitud de densidad alta en un indicador de velocidad. El avión despega, asciende, vuela, planea, y aterriza a la velocidad preestablecida, pero su velocidad verdadera, tanto en el aire como en tierra, aumenta proporcionalmente a medida que la altitud de densidad es más alta.

Cálculo de la altitud de densidad (generalmente en aviones a pistón)

El método de la fórmula

El método de la fórmula se basa en la Atmósfera Estándar Internacional (ISA) que asume una presión a nivel del mar de 29,92 pulgadas de mercurio (inHg) o 1.013 milibares y una tasa de lapso de temperatura de 2 grados centígrados (°C) por cada 1.000 pies (Pies). La fórmula es: Altitud de densidad = Altitud de presión + [120 x (OAT- Temperatura ISA)] Para usar esta fórmula, necesita conocer tres valores: la altitud de presión, la temperatura del aire exterior (OAT)y la temperatura ISA. La altitud de presión es la altitud indicada por el altímetro cuando se ajusta a 29,92 inHg o 1.013 milibares. El OAT/SAT es la temperatura medida por el sensor de temperatura del aire exterior. La temperatura ISA es la temperatura estándar para su altitud de presión, que puede calcular restando 2 ° C de 15 ° C por cada 1.000 pies de altitud. Por ejemplo, la temperatura ISA a 5.000 pies es de 15 °C - (2°C x 5) = 5°C.

Una vez que se tengan estos valores, se pueden introducir en la fórmula y obtener la altitud de densidad. Por ejemplo, si la altitud de presión es de 5.000 pies, la OAT es de 25 °C y la temperatura de la ISA es de 5 °C, la altitud de densidad es:

Altitud de densidad = 5.000 + [120 x (25 - 5)] 

Altitud de densidad = 5.000 + [120 x 20] 

Altitud de densidad = 5.000 + 2.400 

Altitud de densidad = 7.400 pies 

Esto significa que nuestro avión funcionará como si estuviera volando a 7.400 pies, aunque nuestro altímetro muestre 5.000 pies.

El método de la gráfica

El método de la gráfica es una forma más sencilla y rápida de calcular la altitud de densidad, pero requiere tener a mano una tabla de altitud de densidad. Un gráfico de altitud de densidad es un gráfico que muestra la relación entre la altitud de presión, la TAO y la altitud de densidad. Se puede encontrar en el manual de operaciones (POH), nuestra computadora de vuelo o en línea.

Para utilizar el método de la gráfica, es necesario conocer dos valores: la altitud de presión y el OAT. Se puede obtener la altitud de presión ajustando nuestro altímetro a 29,92 inHg o 1.013 milibares y leyendo la altitud indicada. Se puede encontrar el OAT comprobando el sensor de temperatura del aire exterior.

Una vez que tengamos estos valores, los ubicamos en el gráfico y dibujamos una línea entre ellos. El punto en el que la línea se cruza con la línea curva en el gráfico es la altitud de densidad. 

Ejemplo

El ejemplo que se muestra a continuación es del manual de un Piper PA-28-121 Archer II y muestra la variación en el rendimiento de despegue con la altitud de presión y la temperatura del aire con una posición de flaps de 25. La altitud de presión corregida para la temperatura del aire de funcionamiento es, por supuesto, la altitud de densidad.

En un día caluroso con una altitud de presión de 6000 pies, el despegue con peso máximo en condiciones sin viento es de aproximadamente 3700 pies.

Un día estándar al nivel del mar (15 °C) con peso máximo en condiciones sin viento da como resultado un despegue más cercano a 1600 pies. ¡Esto es menos de la mitad del despegue con calor y a gran altura!

Este es un gran ejemplo del efecto que tiene la altitud de densidad en el rendimiento. Un aeropuerto a una altitud de 5000 pies con una temperatura exterior de 32 °C tiene una altitud de densidad superior a 8000 pies. Por eso es tan importante conocer y comprender la aeronave y sus limitaciones de rendimiento antes de emprender un vuelo, especialmente con el peso máximo o cerca de él en un día caluroso a altitudes grandes.

Gráfica de rendimiento de despegue de una Piper PA-28 Cherokee

Ejemplo con el conocido E6B computer

Calcular la altitud de densidad con un E6B es bastante sencillo. Simplemente, configuramos la altitud de presión frente a la temperatura en grados Celsius en la ventana. Frente al CAS en la escala B, leemos el TAS en la escala exterior y leemos la altitud de densidad debajo del índice central.

Por ejemplo: ¿Cuál es la altitud de densidad si asumimos un plan de vuelo con la siguiente información?

• Altitud de presión: 5000 pies
• Temperatura: 32 ℃

Solución: Giramos el disco pequeño para asegurarnos de que la altitud de presión número 5.0 coincida con la temperatura del aire número +32, como se muestra en la imagen de arriba. Miramos en la ventana de altitud de densidad y su flecha apunta al número 8, lo que significa 8000 pies. 

Los efectos de la altitud de densidad

Es esencial tener en cuenta nuestra altitud de densidad, ya que tiene un gran impacto en el rendimiento de nuestra aeronave. Una altitud de densidad mayor significa una menor densidad del aire, lo que hace que nuestra aeronave sea menos eficiente. Esto puede conducir a una reducción de la sustentación, el empuje y el control. En concreto, necesitaremos más velocidad y pista para despegar, y tendremos una menor tasa de ascenso y techo. Nuestro motor producirá menos potencia/empuje porque hay menos oxígeno para la combustión, lo que dará lugar a menos aceleración y velocidad, además de necesitar más combustible para mantener el vuelo. Además, nuestros controles de vuelo se verán afectados en cuanto a la sensibilidad. Junto con lo anterior, existirá además una mayor velocidad de pérdida.

Las formas de hacer frente a la altitud de densidad

Para hacer frente a una mayor altitud de densidad, se debe planificar con anticipación y ajustar nuestro vuelo en consecuencia. Antes de volar, utilizaremos la fórmula o el método gráfico para calcular la altitud de densidad en los aeropuertos de salida y destino, y la compararemos con las tablas de rendimiento de nuetro avión. Nos aseguraremos de tener suficiente longitud de pista, velocidad de ascenso y combustible para nuestro vuelo. Para reducir el impacto de una mayor altitud de densidad, eligiremos un aeropuerto que tenga una pista larga y pavimentada, y que esté ubicado a una elevación baja. Evitaremos volar durante las horas más calurosas del día, cuando la altitud de densidad es más alta. Para mejorar el rendimiento, reduciremos el peso transportando a solo pasajeros, carga y combustible esenciales. Reduciremos la resistencia manteniendo el equipo y las ventanas, cerradas para conseguir un fuselaje suave y limpio. Aumentaremos la velocidad utilizando una mayor velocidad de despegue y aterrizaje. TAmbién volaremos a una velocidad aerodinámica más alta. Aumentaremos la potencia utilizando el gas a fondo y la mezcla rica durante el despegue y el ascenso, y diluyendo la mezcla correctamente durante el crucero y el descenso.

Lo dicho en estos últimos apartados del cálculo se aplica generalmente a los aviones de pistón. En aviones de turbina comerciales el procedimiento de ajuste y cáculo se realiza de otras maneras que implican el uso y programación de un gestor de vuelo y la utilización de un software especializado en performances.