Compressibility Correction Chart gesucht

[KlabautAIR]

Hi Folks,
wie gesagt bin ich grad auf der Suche nach einer ordentlich ablesbaren Compressibility Correction Chart, die man zum Ermitteln der EAS benötigt (mit der dann die TAS berechnet werden kann).
Die Einzige, die ich gerade im I-Net gefunden und ausgedruckt hab, hat ne echt miese Qualität und ist sehr schlecht abzulesen. Hab schon viel gesucht, aber downloadbares gibt´s da wohl wenig.
Wär also klasse, wenn hier evtl. irgendwer noch nen Tip hat, wo ich ne gscheite herbekomm (natürlich möglichst einfach und ohne viel Geld auszugeben... )

Merci beaucoup!

[Gerson Nerger]

watt is ne EAS ???

[hpfranzen]

Gerson, Gerson,

eigentlich hatte ich genau von dir eine Antwort erwartet!
Und nun soetwas, tss,tss.
EAS = Equivalent Airspeed.

HP

[Frank_IVAO]

Gibts für sowas überhaupt Tabellen? Oder kann man das nur ausrechnen?

Von der IAS zur TAS bzw GS kommt man so:

IAS + Intrumentenfehler = CAS Calibrated air speed

CAS * (mal) <Kompressibilitätsfaktor> = EAS Equivalent air speed

EAS + Dichtekorrektur über die Temperatur = TAS True airspeed

TAS +/- windcomponent = GS Ground Speed

Zu Deutsch:

IAS = Angezeite Geschwindigkeit
CAS = Berichtigte Fahrtmesseranzeige
EAS = Kompressibilitätsberichtige Anzeige
TAS = Wahre Eigengeschwindigkeit
GS = Geschwindigkeit über Grund

Für den Kompresibilitätsfaktor bei CAS gibts es eine kleine Tabelle. Diese Korrektur muss angewandt werden bei >FL100 UND CAS >200kts bzw bei >FL200 UND CAS >250kt,ansonsten ist der Faktor "1"

[Frank_IVAO]

Original geschrieben von KlabautAIR
Compressibility Correction Chart, die man zum Ermitteln der EAS benötigt (mit der dann die TAS berechnet werden kann

Ich schätze du meinst diese Tabelle! Da wo AIRSPEED steht mit der CAS rein gehen und dannin der passenden Flughöhe den Faktor ablesen.


Zur groberen "Schätzung" der TAS gibts auch die Formel "CAS + FL/10[in%] = TASgeschätzt"

zB CAS300 FL 200
dann 300+ 40% = TAS ; Die Genauigkeit der Formel liegt bei ca 10Kts von der echten TAS weg

CAS * Korrekturfaktor aus Tablle = EAS

[Frank_IVAO]

Als Antwort auf eine Mail von Jürgen, wo er nach einer Formel oder ähnlichem zur Berechnung der TAS sucht stelle ich euch mal die folgenden 3 Seiten zur Verfügung, wo drin steht wie man von der CAS ( im Flusi wohl der IAS gleichzusetzen!) für TAS kommt, die man gerade fliegt. Das ist der rechnerische weg. Es gibt noch einen leichteren, mit einem Navigationsrechner, zB "ARISTO AVIAT", aber die sind sehr teuer und nur zum Spaß nich zu empfehlen, da echt teuer. Da kann man besser den Taschenrechner rauskramen.

Als kurze Zusammenfassung:
1. CAS * Korrekturfaktor aus Tabelle die oben gepostet wurde = EAS

2. EAS + (2%/1000ft) = Druck korrigierte EAS

3. Temperaturabweichung von ISA feststellen

4. [0,4 * Delta Temp von ISA] = % was an Tempeaturkorrktur zur Druckkorrigierten EAS dazukommt

5. Also endformel TAS = [EAS + 2%/1000ft] + [(0,4 * delta T)% * durckkorr. EAS]

der erste Teil ist die Druckkorrektur, der zweite die Temperaturkorrektur.

Alles zum Nachlesen wo es besser steht auf den folgenen 3 Seiten

Seite 1

Seite 2

Seite 3

[KlabautAIR]

Hui, die ganze Sache wird ja immer umfangreicher...
Ich beschäftige mich jetz schon seit fast zwei Wochen mit dem Thema, und bin erstaunt, wie viele Wege zur TAS führen.
Danke auch erstmal an Frank für die Hinweise. Die Formel mit den 2% pro 1000 Fuß hab ich auch schon irgendwo entdeckt, war mir aber zu faustförmlich. Also werd ich jetz einfach im Gegenzug mal meine Berechnungsmethode darstellen, die ich mir gebastelt habe und die(zumindest im Zusammenhang mit der Flusistandardatmosphäre) überraschend genaue Übereinstimmungen mit gemessenen Werten ergibt:

Angefangen hab ich ja zuerst mal mit Vermessungsflügen in Standardatmosphäre (QNH 1013,25, Temp. auf MSL 15°C, 0% Luftfeuchte).
Dabei hab ich in einem Diagramm zur jeweiligen Flughöhe die IAS, TAS, Machzahl und die SAT festgehalten. Primär war dann mein Ziel, die TAS und Machzahl auf rechnerischem Weg ermitteln und direkt mit den gemessen Werten vergleichen zu können. Außerdem interessierte mich auch einfach, wie der Sim die Atmosphäre simuliert und ob die simulierten Geschwindigkeiten als real zu erachten seien.

Dabei ergab sich zunächst einmal ein interessanter Temperaturverlauf. Absolut normkonform sinkt die Temperatur zunächst konstant um 2°C pro 1000 Fuß. Allerdings erscheint bei 14000 Fuß eine kleine Unregelmäßigket, die Temperatur sinkt dann zwischen 14000 und 15000 Fuß nur um 1°C. Danach stellt sich der normale Gradient wieder ein. Die Temperatur sinkt dann weiter und bleibt dann ebenfalls nach Norm ab 36000ft bei konstant -56°C.

Zur Berechnung der TAS benutze ich nun folgenden Weg.
Benötigte Ausgangsgrößen: IAS in Kts, QNH in hPa, Temperatur T. (lies: T Null, der Punkt is die Null... mit Phantasie) in °C auf einer Bezugshöhe h. (h Null...) in Meter.
(Nachfolgend sind Werte in eckigen Klammern die jeweiligen Einheiten
Konstanten: R=287 m²/s²K, g=9,81 m/s²)

Nehmen wir an, wir möchten unsere TAS in 14000´, 28000´und 37000´ berechnen. Dabei starten wir auf MSL (h.=0) und messen eine Temperatur T. von 15°C und ein QNH von 1013,25hPa.

1. Umrechnung ft -> Meter:

>> Altitude[ft]*0,3048[m/ft] = Höhe[m] <<

14000ft=4267,2m
28000ft=8534,4m
37000ft=11277,6m

2. Berechnung des Druckes in der Höhe h:

>> p(h)=QNH[hPa]*exp(-g*(h-h.) / R*(273,15K+T.-0,003255+(h-h.)) ) <<

Dabei die Höhen in Meter einsetzen!
Die Formel ist die barometrische Höhenformel, temperaturkorrigiert mit Temperaturgradient. T. dabei in °C einsetzen.

p(4267,2m) =595,32hPa
p(8534,4m) =330,47hPa

Bei p(11277,6m) stoßen wir nun auf das Problem, dass die Temperatur ab 36000ft ja konstant bleibt, sprich obige Formel (da T.-abhängig) nicht mehr anwendbar ist. Daher benutzen wir oberhalb von 36000ft diese Formel: (barom. Höhenformel, temp-korr.)

>> p(h)=P(36000´)*exp(-g(h-h´) / R*Tm <<

Dabei ist Tm die mittlere Temperatur der Luftschicht h-h´, wobei nun h´ die neue Bezugshöhe 36000ft=10972,8m ist. D.h. wir beziehen uns auf den in 36000ft herrschenden Druck und nehmen als mittlere Temperatur 273,15K+T.[°C]-71K, also in diesem Fall die ab dieser Höhe vorliegenden -56°C = 217,15K.

p(36000ft)=229,32hPa und damit
p(11277,6m)=229,32*exp(-9,81*(11277,6-10972,8)/287*(-217,15K))
=218,58hPa

3. Berechnung der Luftdichte in der Höhe h:

>> Rho(h)=P(h)[Pa]/R*T(h) <<

Achtung! Druck in Pascal einsetzen, also hPa*100!
Dabei benötigen wir jetzt die SAT in der jeweiligen Höhe, und berücksichtigt man den Gradientensprung in 14000ft, errechnet die sich so:
0-14000ft: T(h)=273,15+T.-0.002*h[ft] !Achtung, Höhe in FUß!
15000-36000ft: T(h)=274,15+T.-0.002*h[ft]
>36000ft: T(h)=273,15+T.-71K

Damit ergibt sich für under Beispiel:
Rho(4267,2m)=0,797 kg/m^3
Rho(8534,4m)=0,493 Kg/m^3
Rho(11277,6m)=0,350 kg/m^3

4. Berechnung der Luftichte auf MSL:

>> Rho(MSL)=QNH[Pa]/R*(273,15K+T.) = 1,225 kg/m^3

Wieder darauf achten, Pascal einzusetzen!

5. Ermitteln der CAS (Calibrated Airspeed).
Im Sim, denke ich, kann man dafür die IAS verwenden.

6. Ermitteln der EAS:
Dabei muss man nun in die bisher vorgestelleten Tabellen oder Diagramme schauen. Das von mir verwendete Diagramm (wenn auch schlecht ablesbar...) findet man unter http://142.26.194.131/aerodynamics1/...ity_Chart.html

Für unser Beispiel ergibt sich

EAS(4267,2m) = 295 Kts bei 300 KIAS
EAS(8534,4m) = 286,5 Kts bei 300 KIAS
EAS(11277,6m) = 236,5 bei 250 KIAS

So, und als letzter Schritt...
7. Berechnung der TAS:

>> TAS = EAS * sqrt( Rho(MSL) / Rho(h) ) <<

Für unsere Fälle:

TAS(4267,2m) = 365,69 Kts
TAS(8534,4m) = 451,26 Kts
TAS(11277,6m) = 442,03 Kts

Die beim Messflug ermittelten Werte waren

TAS(4267,2m) = 362 Kts
TAS(8534,4m) = 444 Kts
TAS(11277,6m) = 441 Kts

Man sieht, dass man genauer schon fast nicht mehr hinkommt. Die größte Fehlerquelle dabei ist sowieso das Auslesen aus dem Diagramm.

Zusätlich kann man jetzt natürlich noch die jeweilige Machzahl berechnen:
M = TAS/c mit c=645,08Kts * sqrt(1+0,003660992 * T(h) [°C])

Auch hier ergeben sich aktzeptable Werte:
Rechnerisch:.....................Gemessen:
M(4267,2m) = .581 ...............M = .578
M(8534,24M) = .757 ..............M = .757
M(11277,6m) = .769 ..............M = .780

Die Ungenauigkeit beim letzten Wert muss ich mir selbst nochmal genauer anschauen.

Fazit:
Am einfachsten ist die Sache natürlich, wenn man sich eine Excel-Tabelle baut, in der für die jeweiligen Höhenbereiche die passenden Formeln verwendet werden und man nur noch IAS, Temp und QNH eingeben muß. Damit kann man sich ein Diagramm erstellen lassen, mit den Drücken und Temperaturen herumspielen, und sieht, wie sich Veränderungen auf die Speeds auswirken.
Alles mag für den Einen oder Anderen viel zu theoretisch sein, ich persönlich finde die ganzen Zusammenhänge einfach sehr interessant und hoffe, dass ein paar von euch etwas Blut geleckt haben. Wen die Excel-Tabelle interessiert, einfach anmailen!

Happy calculating!

[Frank_IVAO]

Moin Jürgen

da hast du aber schon ganze rechen-arbeit geleistet, donnerwettter

Aber ich muss sagen, da ist meine Formel einfacher und auch etwas übersichtlicher, weil die Correction Chart einfacher ist um von der IAS (CAS) auf die EAS zu kommen und dann die (rechnerische) Druckkorrektur ist auch irgendwie einfacher Aber bewundernswert was du da für einen Weg rausgefunden hast!!

Für die Leute die die TAS mal ausrechnen würden, das aber zu umständlich ist: Wenn ihr einen MACH-Indikator habt und eine Temperaturanzeigekönnt ihr die TAS auch so ausrechnen

a= Schallgeschwindigkeit
"T"= Temp in [K] (Temp in K = 273 - X°C)

a= 39 * wurzel "T"

TAS = 39 * wurzel "T" * Machzahl (zb 0,76)

Viele Wege führen nach Rom