Calculadora de altitude-densidade

Como usar

1. Digite a Elevação do aeródromo e escolha a unidade em A elevação está em.
2. Digite o Ajuste do altímetro (QNH) do METAR e escolha inHg ou hPa em O ajuste do altímetro está em.
3. Digite a Temperatura do ar externo (OAT). Acrescente o Ponto de orvalho do METAR, ou deixe-o em branco para ar seco.
4. Opcional: digite a Velocidade indicada (IAS) para obter a Velocidade verdadeira (kt).
5. Leia a Altitude-densidade (ft) e, depois, abra O cálculo, passo a passo para ver como ela foi obtida.

Como a altitude-densidade é encontrada

A altitude-densidade é a altitude da atmosfera padrão em que o ar tem a mesma densidade do ar do aeródromo. A FAA a define como a altitude-pressão corrigida para variações de temperatura não padrão.

Primeiro, a altitude-pressão é encontrada a partir da elevação do aeródromo e do ajuste do altímetro. Depois, o desvio da ISA mostra quão distante a temperatura do ar está da temperatura padrão nessa altitude. Por fim, a altitude-densidade é calculada a partir da densidade do ar, que também depende do vapor de água e da pressão.

O Instrument Flying Handbook da FAA (em inglês) dá uma estimativa rápida para quando não há tabela à mão: some 120 pés para cada grau Celsius acima da temperatura da ISA. A 3.000 pés de altitude-pressão e 20 °C, a temperatura da ISA é cerca de 9 °C, a diferença é 11 °C, e a estimativa é 3.000 + 120 × 11 = 4.320 ft (FAA-H-8083-15B, página 4-6). A ferramenta mostra essa estimativa rápida ao lado da altitude-densidade exata, que continua sendo o resultado principal.

Pressão da estação: p = QNH × (1 − 0,0065 × h ÷ 288,15)^5,25588, h a elevação do aeródromo em metros
Altitude-pressão: AP = 44.330,77 × (1 − (p ÷ 1.013,25)^0,190263) metros
Desvio da ISA = temperatura do ar − (15 − 0,0065 × AP), em °C
Altitude-densidade: AD = 44.330,77 × (1 − σ^0,234969) metros, com σ = (p ÷ 1.013,25) × (288,15 ÷ Tv)

• Perto do nível do mar, a pressão cai cerca de 27 pés por hPa. Um QNH abaixo do padrão de 1.013,25 hPa torna a altitude-pressão maior que a elevação do aeródromo, e um QNH acima dele a torna menor.
• Ar quente ou em altitude é rarefeito. Quando a temperatura está acima da temperatura da ISA, a altitude-densidade é maior que a altitude-pressão; quando está abaixo, a altitude-densidade é menor.

A correção da temperatura virtual e quando ela importa

O vapor de água é mais leve que o nitrogênio e o oxigênio que ele desloca, então o ar úmido é menos denso que o ar seco, na mesma pressão e temperatura. A ferramenta leva isso em conta com a temperatura virtual, Tv = T ÷ (1 − 0,378 × e ÷ p), em que e é a pressão de vapor no ponto de orvalho. Ela é obtida pela forma de Magnus da pressão de saturação do vapor sobre a água (Alduchov e Eskridge, 1996).

A correção é pequena em tempo frio e cresce com o calor. A 6.000 pés e 35 °C, um ponto de orvalho de 20 °C aumenta a altitude-densidade em cerca de 350 pés. O folheto da FAA sobre altitude-densidade diz que a umidade geralmente não é um fator principal, porque seu efeito maior é sobre a potência do motor, então trate o ponto de orvalho como um refinamento. Deixe-o em branco para ver o resultado do ar seco.

O que esta calculadora não cobre

• Desempenho da aeronave. A distância de decolagem, a razão de subida e a corrida de pouso dependem da aeronave, do peso, da configuração dos flapes, da pista e do motor. Leia-os nas tabelas do manual de voo da aeronave, usando a altitude-densidade como entrada.
• Vento, declive e superfície da pista, e a potência que você usa.
• Erros do indicador de velocidade e de posição. A velocidade verdadeira aqui toma a velocidade indicada como velocidade equivalente e ignora a compressibilidade, o que só é adequado em velocidades baixas.
• O tempo no momento do voo. Use o METAR atual ou a observação do aeródromo, não uma previsão.
• Decisões reais de voo. Esta é uma ferramenta para praticar o cálculo e para treinamento. Use o manual de voo da aeronave e os dados de desempenho aprovados para qualquer voo real.

De onde vêm os números

A atmosfera padrão é o modelo da OACI: 15 °C e 1.013,25 hPa ao nível do mar, um gradiente de temperatura de 0,0065 K por metro (cerca de 2 °C por 1.000 pés) até a tropopausa, e o expoente 5,25588 = g ÷ (R × L). A equação de atmosfera da NASA Glenn (em inglês) usa o mesmo gradiente e o expoente 5,256.

Os fatores de unidade são exatos: 1 pé é 0,3048 m, e 1 inHg é 33,86389 hPa. O capítulo 11 do Pilot's Handbook of Aeronautical Knowledge da FAA (em inglês) dá o mesmo padrão: 29,92 inHg, ou 1.013,2 mb, é a pressão padrão ao nível do mar. A estimativa rápida de 120 pés por grau Celsius vem do Instrument Flying Handbook da FAA, página 4-6.

Perguntas frequentes