Истинная воздушная скорость ( TAS ; также KTAS , для knots true airspeed ) самолета — это скорость самолета относительно воздушной массы , через которую он летит. Истинная воздушная скорость является важной информацией для точной навигации самолета. Традиционно она измеряется с помощью аналогового индикатора TAS , но с появлением GPS для гражданского использования важность таких приборов для измерения воздуха снизилась. Поскольку указанная воздушная скорость , в отличие от истинной , является лучшим индикатором запаса над сваливанием , истинная воздушная скорость не используется для управления самолетом; для этих целей используется указанная воздушная скорость — IAS или KIAS (knots indicator airspeed). Однако, поскольку указанная воздушная скорость показывает только истинную скорость в воздухе при стандартном давлении и температуре на уровне моря, измеритель TAS необходим для целей навигации на крейсерской высоте в менее плотном воздухе. Измеритель IAS показывает очень близко к TAS на меньшей высоте и на меньшей скорости. На реактивных авиалайнерах измеритель TAS обычно скрыт на скоростях ниже 200 узлов (370 км/ч). Ни один из них не обеспечивает точной скорости над землей , поскольку приземный ветер или ветер на высоте не учитываются.
TAS — это подходящая скорость для использования при расчете дальности полета самолета. Это скорость, которая обычно указывается в плане полета, также используется при планировании полета, до учета влияния ветра.
Индикатор воздушной скорости (ИСС), приводимый в движение набегающим воздухом в трубку Пито и неподвижным воздухом в барометрический статический порт, показывает то, что называется приборной воздушной скоростью (ИСС). Дифференциальное давление зависит от плотности воздуха . Соотношение между двумя измерениями зависит от температуры и давления, согласно закону идеального газа .
На уровне моря в Международной стандартной атмосфере (ISA) и на низких скоростях, когда сжимаемость воздуха незначительна (т. е. при условии постоянной плотности воздуха), IAS соответствует TAS. Когда плотность или температура воздуха вокруг самолета отличается от стандартных условий на уровне моря, IAS больше не будет соответствовать TAS, таким образом, она больше не будет отражать летно-технические характеристики самолета. ASI покажет меньше TAS, когда плотность воздуха уменьшится из-за изменения высоты или температуры воздуха. По этой причине TAS нельзя измерить напрямую. В полете ее можно рассчитать либо с помощью полетного калькулятора E6B , либо его эквивалента.
Для низких скоростей требуются следующие данные: статическая температура воздуха , барометрическая высота и IAS (или CAS для большей точности). Выше примерно 100 узлов (190 км/ч) ошибка сжимаемости значительно возрастает, и TAS необходимо рассчитывать по скорости Маха. Mach включает в себя вышеуказанные данные, включая коэффициент сжимаемости. Современные авиационные приборы используют компьютер воздушных данных для выполнения этого расчета в реальном времени и отображения показаний TAS непосредственно на электронной системе полетных приборов .
Поскольку колебания температуры оказывают меньшее влияние, погрешность ASI можно оценить как указывающую примерно на 2% меньше TAS на 1000 футов (300 м) высоты над уровнем моря. Например, самолет, летящий на высоте 15 000 футов (4600 м) в международной стандартной атмосфере с IAS 100 узлов (190 км/ч), на самом деле летит со скоростью 126 узлов (233 км/ч) TAS.
Чтобы сохранять желаемую траекторию полета в движущейся воздушной массе, пилот самолета должен использовать знание скорости ветра, направления ветра и истинной воздушной скорости для определения необходимого курса. См. также треугольник ветра .
На малых скоростях и высотах IAS и CAS близки к эквивалентной воздушной скорости (EAS).
TAS можно рассчитать как функцию EAS и плотности воздуха:
где
TAS можно рассчитать как функцию числа Маха и статической температуры воздуха:
где
Для ручного расчета TAS в узлах, когда известны число Маха и статическая температура воздуха, выражение можно упростить до
(помните, что температура указана в градусах Кельвина).
Объединяя вышеизложенное с выражением для числа Маха, получаем выражение для TAS как функции ударного давления , статического давления и статической температуры воздуха (справедливо для дозвукового потока):
где:
Электронные системы пилотажных приборов (EFIS) содержат компьютер воздушных данных с входами ударного давления, статического давления и общей температуры воздуха . Для вычисления TAS компьютер воздушных данных должен преобразовать общую температуру воздуха в статическую температуру воздуха. Это также функция числа Маха:
где
В простых самолетах, без компьютера воздушных данных или махометра , истинная воздушная скорость может быть рассчитана как функция калиброванной воздушной скорости и локальной плотности воздуха (или статической температуры воздуха и барометрической высоты, которые определяют плотность). Некоторые индикаторы воздушной скорости включают механизм логарифмической линейки для выполнения этого расчета. В противном случае это можно сделать с помощью этого апплета или устройства, такого как E6B (ручная круговая логарифмическая линейка ).
![{\displaystyle \mathrm {TAS} =a_{0}{\sqrt {{\frac {5T}{T_{0}}}\left[\left({\frac {q_{c}}{P}}+1\right)^{\frac {2}{7}}-1\right]}},}](https://wikimedia.org/api/rest_v1/media/math/render/svg/614390aaca5f368928f66377c51df60f6f3ec38f)
