Crabwise · คลังข้อมูล
แยกความเร็วอากาศปรับแก้จากความเร็วที่เครื่องวัดแสดง
ที่ 10000 ft และ 0°C ค่า CAS 120 kt ให้ TAS 140.63 kt ส่วน 125 kt ให้ 146.46 kt ความคลาดเคลื่อนการปรับแก้ 5 kt จึงขยายเป็นเกือบ 6 kt
การคำนวณ TAS ต้องการอะไร
Crabwise แปลงความเร็วอากาศปรับแก้เป็นความเร็วอากาศจริงด้วยความสัมพันธ์ของการไหลแบบอัดตัวได้ ขั้นแรกหาอัตราส่วนความดันปะทะ qc/P0 = (1 + 0.2 (CAS ÷ 661.4786)²)^3.5 − 1 แล้วหารด้วยอัตราส่วนความกดอากาศ δ ของความสูงความกดอากาศที่ป้อน จากนั้นหาเลข Mach จาก M = √(5 ((qc/P + 1)^(2/7) − 1)) และคูณด้วยความเร็วเสียง a = 38.967854 × √(OAT + 273.15)
ช่องนี้มีชื่อว่าความเร็วอากาศปรับแก้ หากป้อนค่าที่อ่านจากมาตรวัด แอปจะแจ้งว่าค่านั้นถูกถือเป็นค่าปรับแก้ และชี้ไปที่ตารางปรับแก้ความเร็วอากาศใน POH ผลต่างระหว่าง IAS กับ CAS ขึ้นกับอากาศยาน ตำแหน่งแฟลป และความเร็ว แอปจึงให้ค่านี้เองไม่ได้
ข้อมูลนำเข้า · ความสูงและความเร็วอากาศ · ความเร็วอากาศจริง
| แถว | ค่า |
|---|---|
| ความสูงความกดอากาศ (ft) | 10000 |
| อุณหภูมิอากาศภายนอก (°C) | 0 |
| ความเร็วอากาศปรับแก้ (kt) | 120 |
ผลลัพธ์ · ความสูงและความเร็วอากาศ · ความเร็วอากาศจริง
| แถว | ค่า |
|---|---|
| ความสูงความกดอากาศ (ft) | 10000 |
| อุณหภูมิ ISA | -4.8 |
| ส่วนต่างจาก ISA | 4.8 |
| ความสูงความหนาแน่น | 10564.463897 |
| ความเร็วเสียง (kt) | 644.031474 |
| ความเร็วอากาศจริง | 140.627909 |
| เลข Mach | 0.218356 |
| วิธีคำนวณ | วิธีอัตราส่วนความหนาแน่นของโทรโพสเฟียร์แห้ง ไม่ใช่สูตรลัด 120 ft/°C |
จากหน้าปัดสู่ช่องป้อนค่า
- จดความเร็วอากาศที่อ่านได้และรูปแบบการจัดตั้งของอากาศยาน
- เปิดหาค่าปรับแก้ที่ตรงกันในตารางปรับแก้ของอากาศยาน
- ป้อน CAS นั้นพร้อมความสูงความกดอากาศและอุณหภูมิอากาศภายนอกของช่วงเวลาเดียวกัน
- อ่าน TAS และ Mach ไปพร้อมกัน และจดว่าข้อมูลนำเข้าถูกปรับแก้แล้วหรือเป็นค่าประมาณ
ผลต่าง 5 kt ของข้อมูลนำเข้าส่งต่ออย่างไร
คงค่า 10000 ft และ 0°C ไว้ เมื่อ CAS 120 kt ค่า qc/P0 ประมาณ 0.023227 หารด้วย δ ≈ 0.687704 ได้ qc/P ≈ 0.033775, Mach ≈ 0.218356 และ TAS ≈ 140.627909 kt เมื่อ CAS 125 kt ค่า qc/P0 ประมาณ 0.025221, Mach ≈ 0.227419 และ TAS ≈ 146.46479 kt
- ความเร็วเสียงที่ 0°C (kt)
- 644.031474
- TAS จาก CAS 120 kt (kt)
- 140.627909
- TAS จาก CAS 125 kt (kt)
- 146.46479
ความคลาดเคลื่อนการปรับแก้ 5 kt ที่ข้อมูลนำเข้ากลายเป็นประมาณ 5.84 kt ที่ความสูงนี้ และช่องว่างจะกว้างขึ้นเมื่อความสูงเพิ่มขึ้น
ข้อผิดพลาดที่พบบ่อย
- ถือว่า IAS เท่ากับ CAS ทุกความเร็ว เพราะสองค่านี้ใกล้กันขณะบินเดินทาง
- จับคู่ความเร็วจากช่วงเวลาหนึ่งกับอุณหภูมิที่อ่านภายหลังที่อีกระดับหนึ่ง
- เทียบ TAS ที่คำนวณได้กับความเร็วภาคพื้น ทั้งที่ลมทำให้สองค่านี้ต่างกัน
ขอบเขตของการแปลงค่า
ผลลัพธ์เป็นการแปลงค่าแบบต่ำกว่าเสียงในบรรยากาศมาตรฐาน แผ่นคำนวณในคลังข้อมูลไม่รับข้อมูลนำเข้าที่จะถึง Mach 1 หน้าเรื่องการไหลแบบไอเซนโทรปิกของ NASA ด้านล่างให้ความสัมพันธ์ของความดัน ส่วนคู่มือของอากาศยานให้ค่าปรับแก้
เป็นการคำนวณเพื่อการเรียนรู้เท่านั้น ตรวจสอบข้อจำกัดปัจจุบันของอากาศยาน สภาพอากาศ สมรรถนะ และข้อกำหนดเชื้อเพลิงสำรองจากข้อมูลที่ได้รับอนุมัติ