Newsgroup: it.comp.giochi.simulatori.volo
Titolo: Velocità massima

Ciao a tutti,
esiste un modo per spostare il suono d'allarme e la scritta "VELOCITA' 
ECCESSIVA", ad esempio, da 335 nodi a 500?
Grazie mille
Marco 

 wrote in message 
news:8fWVd.616468$b5.28...@news3.tin.it...


 ha scritto nel messaggio 
news:8fWVd.616468$b5.28...@news3.tin.it...

Vai nella cartella aircraft, poi nella cartella dell'aereo che vuoi 
modificare, apri con un qualsiasi editor di testo il file "aircraft.cfg", 
trova le entrate "max_mach" e "max_indicated_speed" e modifica i valori. :)

Grazie. Fatto e funziona!
"Murmur" <Mur...@Murmur.invalid> ha scritto nel messaggio 
news:QBWVd.1002049$35.37...@news4.tin.it...


 ECCESSIVA", ad esempio, da 335 nodi a 500?
Sarebbe opportuno cambiare aereo!
-- 
Franco
Wovon man nicht sprechen kann, darüber muß man schweigen.
(L. Wittgenstein)

trova le entrate "max_mach" e "max_indicated_speed" e modifica i valori. :)
che razza di consigli!:-))
dai, se state scherzando e' un conto, ma il contenuto del forum poi
diventa altamente disinformativo. per favore, intervenite voi stessi
(non vi fate riprendere :-))
a proposito, visto che ci sono esperti di configurazione vorrei
proporre il caso di una modifica legittima:
con un a/m anfibio, concepito inizialmente per fs2002 (aggiornato pure
a 2004) mi capita di ammarare nel modo piu' soffice possibile - come
usavo fare senza problemi con i twinotter free della premier - e di
ricevere inesorabilmente il messaggio di impatto.. credo sia il caso
di smanettare con il config file, allora...
quale sarebbe la sezione da modificare, considerando che con un
anfibio si puo' decollare sul suolo, ammarare e viceversa??
PS, per l'iniziatore del quesito:
conviene rispettare le velocita' massime previste, anche per
l'apertura di flap e carrello. e' il minimo che si richieda nel campo
della simulazione. il rischio reale sarebbe, come minimo, che l'aereo
ti si spacchi in piu' parti. nessuna struttura resiste a tutto e in
natura la violenza degli elementi e' terribile, credimi


Ho fatto la domanda (e grazie alle risposte ho risolto il problema) proprio 
per aderire quanto più possibile alla realtà.
Il Bombardier Learjet 45 nella realtà ha una velocità massima (a seconda 
della configurazione del volo) compresa tra 434 e 463 nodi, nel simulatore 
comincia a fischiare a 330.
Tutto qui.
Comunque, non essendo un esperto, continuo ad accettare (anzi sollecitare) 
consigli e suggerimenti.
Marco 

Tutto qui.
il reference file di fs9, addirittura, indica una velocita' di
crociera (generica, non riferita ad altri parametri) di 464 kts..
hai ragione, io non uso molto il lj45, ma dai sottintesi lasciati si
capiva tutt'altro: non sono il solo ad esserci cascato. pensa un po'
lo odiavo perche' non riuscivo a gestire la  limitazione della
velocita' :-))
certamente, a chiedere consigli o info non si sbaglia mai, a
prescindere dalla preparazione. ma anche le perplessita' sono
benvenute, in questo caso abbiamo trovato la spiegazione ad un bug

 comincia a fischiare a 330.
Ah, ecco allora da dove nasce l'equivoco: le velocità di cui parli (434 e 
463) sono espresse in KTAS, cioè si tratta della velocità vera rispetto 
all'aria; la velocità massima che vedi nel simulatore è invece espressa in 
KIAS, cioè è la velocità che "sente" effettivamente l'aereo e l'ala, e che 
rispetto alla KTAS diminuisce a mano a mano che la densità diminuisce (cioè 
quando sali).
Per capire, quando a 30.000 piedi l'anemometro segna 300 nodi (KIAS), in 
realtà stai andando (più o meno) a 450 nodi (KTAS), ma l'aereo ne "sente" 
solo 300 perchè l'aria è molto meno densa. Per cui, ti conviene riportare le 
cose come stavano prima, a meno che non vuoi far andare il Learjet come un 
F16 :)

 ha scritto nel messaggio
news:ickj215r7o6aqkikk...@4ax.com...


 indispensabile per il pilota quanto la ias, anzi...
quali sono le differenze tra GS e TAS ? O meglio, la TAS è influenzata 
anche la vento ?
Ciao,
Marco / iw2nzm

crociera ad alta quota...
beh, si, ma a quella di crociera vera io non do mai peso, al limite
consulto il ground speed del gps (che non e' corretto, perche'
comprende anche la deriva, ma fa qualcosa)
hai fatto bene a compendiare queste cose, la tua spazzolata era
opportuna

 ha scritto nel messaggio
news:panWd.63784$QG6.1...@twister2.libero.it...



grazie,
ciao!

Non essendo un esperto, non sono sicuro d'aver compreso appieno tutto ciò 
che hai scritto.
Ad ogni modo, ho volato con il Learjet praticamente al livello del mare 
(dove m'è parso d'aver capito che TAS e IAS pressappoco coincidono)  e il 
suono d'allarme del superamento della velocità consentita è scattato 
ugualmente a 330 nodi, esattamente alla stessa velocità a cui scatta a 5.000 
o 10.000 o 30.000 piedi.
Pertanto, visto che il limite è 330 nodi a qualsivoglia altitudine con 
qualsivoglia condizione meteo, non credo che il messaggio d'allarme compaia 
quando effettivamente si supera la max velocità consentita in TAS.
Resta implicito che ulteriori chiarimenti per un non addetto ai lavori come 
me sono sempre  ben accetti.
Marco
"d." <nos...@nospam.invalid> ha scritto nel messaggio 
news:9KlWd.63156$lB4.1...@twister1.libero.it...


 compaia quando effettivamente si supera la max velocità consentita in TAS.
Infatti, la velocità massima consentita è riferita alla IAS, non alla TAS. 
La struttura dell'aereo non li "soffre" i 540 nodi (KTAS) a 30.000 piedi, 
tanto lei ne sente solo 330 (KIAS).
Pensa all'anemometro come a uno strumento che ti dice quale forza "sente" 
l'aereo in quel momento: se sei a 30.000 piedi e vai a 540 nodi (KIAS), o 
sei al livello del mare e vai a 330 nodi, l'aereo "sente" la stessa forza 
(perchè a 30.000 piedi l'aria è molto meno densa), e quindi l'anemometro nei 
2 casi segna lo stesso valore.
Poi ci sarebbe anche il numero di Mach da considerare, ma questo è un altro 
discorso...

 ha scritto nel messaggio
news:KfsWd.623585$b5.28...@news3.tin.it...


la considerazione che la KTAS non e' mai un valore assoluto, ma viene
indicata come riferimento formale ad una determinata quota di servizio
o FL (dove la resa dell'a/m e' ottimizzata) puo' aiutare a rendere
l'idea piu' semplice?
la KIAS, invece - per un determinato aeromobile, con "quelle"
caratteristiche costruttive - e' un valore fisso (corrispondente a
parametri di resistenza strutturale di a/m e appendici mobili / limite
aerodinamico di stallo) e non puo' essere mai superata o insufficiente
a qualsiasi quota.

 l'idea piu' semplice?
sì, più o meno... il problema nasce dal fatto che in volo si ha a che fare
con un gas poliatomico comprimibile e di composizione variabile, perciò è
molto più complesso avere una stima dell'effettiva velocità di volo, che è
per di più relativa alla posizione dell'"osservatore".
Perciò, a seconda di quale sia l'osservatore relativo, le velocità sono
differenti: un conto è se l'osservatore è posto in un punto del piano
terrestre (che si considera fisso), un conto è se l'osservatore è una
molecola di aria (magari con una sua velocità dovuta al vento o ad un moto
convettivo, rispetto allo stesso punto terestre di prima). Nel primo caso si
ha una ground speed, nel secondo caso una true air speed.
Il bello è proprio qui: il progettista ha bisogno delle TAS per fare i suoi
conti, il pilota ha invece bisogno della GS per fare le stime di sorvolo
(che ricava dalla TAS), e ha però anche bisogno di sapere una sola velocità
di stallo e una sola velocità massima (non potrebbe tenere a mente infinite
TAS di stallo e TAS massime per infinite quote)... Perciò a bordo degli
aeromobili l'anemometro riporta una velocità indicata (detta IAS) che,
corretta di molti errori (posizionamento delle sonde, errori strumentali,
variabilità in funzione dell'assetto, ecc..), è in realtà una velocità
equivalente (EAS).
Unicamente per completezza, e per inciso, a seconda degli errori eliminati
si ottengono a partire dalla IAS altre definizioni di velocità, come la BAS,
la CAS e infine la EAS.
La velocità equivalente (EAS) serve al pilota perché trasforma qualsiasi TAS
di qualsiasi quota in una sola velocità equivalente come se l'aereo volasse
in aria con pressione e densità a quota zero (secondo le convenzioni dettate
dall'ISA, International Standard Atmosphere, cioè pressione di 101325
Pascal, e densità di 1.225 Kg per metro cubo).
Il vantaggio è che il pilota non va quindi a leggere sull'indicatore
dell'anemometro una velocità reale (che non porterebbe ad alcuna
considerazione immediata per la valutazione delle sollecitazioni massime
strutturali o per l'individuazione della prossimità allo stallo), ma va a
leggere sempre una velocità più o meno equivalente a quella che avrebbe a
quota zero (dove TAS e IAS più o meno coincidono, idealmente e senza
fenomeni dovuti ad onde d'urto).
La conseguenza diretta è che il pilota può memorizzare una sola velocità di
stallo, una sola velocità massima, una sola velocità di retrazione dei flaps
e così via... cioè una sola velocità per ogni problematica, considerando il
suo aereo come se stesse volando sempre a quota zero.
Non importa perciò al pilota di sapere a che quota stia volando. Per lui
l'aereo stallerà sempre a 120 nodi di velocità equivalente, cioè più o meno
quella indicata sull'anemometro. Anche se nella realtà la velocità di stallo
VERA sarà di 120 nodi al suolo, ma magari di 180 in quota di crociera...
Allo stesso modo magari il limite massimo di velocità VERA sarà di 330 nodi
al suolo e magari di 480 nodi a quota di crociera... ma quei 480 nodi di
velocità VERA saranno riportati sull'anemometro sempre come 330 nodi, così
il pilota può memorizzarsi una sola velocità.
Il disguido è avvenuto unicamente perché è stata fatta erroneamente una
equazione tra una velocità vera (quella riportata nel reference), e un'altra
velocità letta sull'anemometro, senza sapere che l'anemometro non è indice
di calcolo di una velocità vera, ma di una velocità ottenibile unicamente da
un dato di pressione, che è funzione a sua volta della velocità dell'aria
rispetto alla sonda dell'aereo, e della quota (per essere semplicistici).
Per concludere, e per far chiarezza, cerco di spiegare il funzionamento
dell'anemometro di un aereo:
in determinati punti dell'aereo sono poste due diverse tipologie di prese di
pressione. Nella prima tipologia rientrano le prese di pressione totale,
nella seconda tipologia quelle di pressione statica. La differenza è la
seguente.
Le prese di pressione statica sono poste solitamente lungo la fusoliera, o
su qualsiasi elemento normale alla direzione del flusso dell'aria. In
pratica sono poste in modo che per qualsiasi velocità dell'aereo, misurino
solo la pressione ambientale (detta anche statica).
Per misurare solo la pressione ambientale, all'interno del condotto della
presa statica l'aria deve essere
in quiete come se l'aereo fosse fermo. Questo appunto si ottiene certamente
non orientando la presa verso il muso dell'aereo, cioè in direzione delle
linee di flusso dell'aria, ma orientandola di lato,
in posizione normale alle linee di flusso dell'aria.
Per fare un esempio, su una qualsiasi automobile cittadina, una presa di
pressione statica potrebbe essere montata allo stesso modo dell'imboccatura
del tubo dove si inserisce il bocchettone della benzina della stazione di
servizio per fare rifornimento: cioè un buco orientato in modo tale che la
sua sezione sia tangente alle linee di flusso dell'aria che lambisce la
carrozzeria.
Se la presa è montata così, la pressione che l'aria esercita su
una parete all'interno della presa deriva quindi solamente dalla pressione
ambientale.
Le prese di pressione totali invece sono poste con l'apertura proprio in
direzione del flusso dell'aria; sono poste nel muso dell'aereo, oppure una
potrebbe essere un forellino davanti al tubo di pitot (quel tubo metallico
che esce dal ventre alare della semiala sinistra del cessna di fs). Una
presa di pressione totale su un automobile potrebbe corrispondere con la
griglia davanti al radiatore, sempre per fare un esempio sul posizionamento.
In questo modo sulla parete in fondo alla presa di pressione totale agirà
una pressione (appunto totale) che è la somma della pressione atmosferica,
più una pressione derivante dall'aria contro cui ci scontriamo se siamo in
movimento (detta dinamica).
Ad esempio, se siamo fermi la presa di pressione totale lavorerà come una
presa statica; se siamo in movimento, invece, la pressione totale sarà somma
della pressione statica e della pressione dinamica.
Sperimentalmente si sa che la pressione dinamica Pd è proporziale alla
densità (d) e al quadrato della velocità (V^2), V è una velocità vera
dell'aria, quindi una TAS.
La pressione dinamica Pd vale sperimentalmente: Pd=0.5*d*V^2.
Lo scopo è sapere unicamente V, in modo da andarla ad indicare
sull'anemometro, ma cosa abbiamo a disposizione?
Abbiamo una presa che ci dice una
pressione statica (Ps) e una presa che ci dice una pressione totale
(Pt=Ps+Pd)
Perciò per avere V è necessario isolare la componente Pd, in modo che
Pt-Ps=Ps+Pd-Ps=Pd=0.5*d*V^2
In pratica andiamo a sottrarre alla pressione totale la pressione statica,
per ottenere solo la pressione dinamica.
Modellisticamente funziona così: entrambe le prese di pressione raggiungono
mediante condotti e tubature una camera differenziale. Cioè una camera con
una parete divisoria elastica, che non mette in comunicazione due volumi
interni. Da
un lato entra in un volume la sola pressione statica, dall'altro lato entra
nell'altro volume la pressione totale.
Se l'aereo è fermo la pressione totale e la pressione statica si
equivalvono, e
la parete divisoria non si deforma (è compressa da entrambe i lati con la
stessa pressione ambientale).
Se invece l'aereo è in movimento rispetto all'aria, la
pressione totale sarà maggiore della pressione statica, e quindi la parete
divisoria si deformerà e si incurverà riducendo il volume della cameretta
riservata alla pressione statica.
Il valore di Pd è quindi proporzionale alla deformazione elastica della
parete divisoria.
Attaccati alla parete ci sono poi dei cinematismi di materiale elastico che
sono in grado di muovere una lancetta sull'anemometro. Cioè attaccando
opportunamente una lancetta alla parete divisoria, se la parete divisoria si
deformerà, la lancetta si muoverà o ruoterà (a seconda di come vengono
connessi i cinematismi interni all'anemometro)
E il pilota andrà quindi a leggere l'informazione, cioè la IAS.
Dov'è la gabola? Cioè, perché l'anemometro non può riportare una TAS?
Avendo operato una differenza di pressione, il movimento della lancetta
dell'anemometro è funzione per qualsiasi quota praticamente della sola
pressione dinamica, cioè:
Pd=0.5*d*V^2, che abbiamo detto essere funzione di una deformazione fisica.
Ma la densità dell'aria "d" decresce con la quota, più si sale e più l'aria
si fa
rarefatta.
Attenzione che quella V è una TAS, dato che è l'effettiva velocità
dell'aria rispetto all'aeroplano, o viceversa, e perciò d'ora in poi la
chiamiamo V(TAS).
Il punto è questo, noi conosciamo complessivamente Pd, che ricaviamo dalla
deformazione della parete divisoria, ma non conosciamo quanto valga d, e di
conseguenza quanto valga V(TAS). Siamo quindi nell'impossibilità di far
rappresentare all'anemometro V(TAS).
Quindi la V da indicare sull'anemometro sarebbe uguale alla radice di
2*Pd/d, cioè in matematica a V=(2*Pd/d)^0.5.
Pd, come già scritto, è nota complessivamente (dal differenziale di
pressioni fatto prima), ma
non si conosce comunque d (che varia da quota a quota).
Nella costruzione fisica dell'anemometro la densità "d" è
perciò un valore fissato arbitrariamente, e cioè è la densità dell'aria
quota
zero, che possiamo riscrivere come d(0).
Di conseguenza dato che d è in
realtà d(0), cioè un valore riscontrabile a quota zero, la V da segnare
sull'anemometro non sarà una velocità reale V(TAS), ma un altro valore. Lo
chiamiamo V(EAS).
Siamo andati ad inserire nei conti meccanici un'interferenza, non potremmo
ottenere un valore di velocità reale, ma un valore soggetto a
quell'interferenza.
Perciò, sapendo che Pd=0.5*d(quota)*V(TAS)^2,
l'equazione diventa:
V(EAS)=( 2*0.5*d(quota)*V(TAS)^2/d(0) )^0.5
e cioè nuovamente:
V(EAS)=( 2*Pd/d(0) )^0.5
Adesso abbiamo tutti i dati per visualizzare sull'anemometro una velocità
V(EAS), dato che conosciamo complessivamente Pd dalla deformazione della
parete, e d(0), che vale 1.225 Kg/m^3, e che abbiamo inserito noi
nell'anemometro.
Siamo in grado quindi di calcolare una velocità equivalente V(EAS)
rapportata alle condizioni di densità atmosferica di quota zero.
Per completezza, sapendo che Pd=0.5*d(aria)*V(TAS)^2, si ottiene
V(EAS)=V(TAS)*(d(quota)/d(0))^0.5
Questa è la legge che lega la TAS alla EAS.
Ora, V(EAS) dovrebbe essere quella visualizzata sull'anemometro, ma in
realtà siccome questi conti sono fatti con degli elementi meccanici (spirali
di metallo che si comportano elasticamente o piccoli tubicini di metallo che
si piegano), questi elementi sono soggetti a degli errori derivanti dalla
difficoltà di produrre un componente perfetto, di eliminare gli attriti
interni, di trascurare delle dilatazioni termiche, ecc... inoltre vi sono
errori dovuti al posizionamento delle prese di pressione, per cui ad esempio
nella presa statica può esserci anche una componente di un po' di pressione
dinamica, o la presa di pressione totale può non misurare tutta la pressione
totale perché magari l'ingresso non è proprio normale alla linea di flusso
(dato che la presa è fissa sull'aereo, a seconda dell'assetto a volte la
presa di pressione non è sempre posizionata perfettamente lungo le linee di
flusso).
Per tutti questi motivi, ed altri ancora, l'anemometro in realtà riporta una
velocità che non è neanche l'EAS matematica (si discosta dalla EAS di un
poco in condizioni normali, magari anche 10 nodi)... e questa velocità si
chiama in aeronautica IAS. Solitamente nel manuale di volo o dello strumento
dovrebbe essere riportato lo scostamento in percentuale tra IAS e EAS.
Cmq, se è tutto chiaro si dovrebbe aver capito che sull'anemometro non è
riportata una velocità reale ma una velocità equivalente come se l'aereo
volasse a quota zero.
Speriamo di non aver scritto troppe cavolate e che qualcuno perciò non mi
salti addosso! ;-)) Adesso mi è venuta fame e vado a mangiare... ;-)
Non voglio neanche rileggere quanto scritto... sembra troppo lungo anche a
me... ;-))
Ciao!

conferma...
Puoi benissimo farlo tu se vuoi. ;-))) (smile!)
Ciao!

 incidenza. 
?? angoli di incidenza? non e` che volevi dire angolo di rampa?


 > Questa [ground speed] puň essere approssimata alla TAS solo per piccoli



Hai colto perfettamente il punto, è esattamente così. Mantenendo la stessa 
TAS (la velocità vera rispetto all'aria), la IAS diminuisce sempre più 
all'aumentare della quota (perchè diminuisce la densità). :) 

 Puoi benissimo farlo tu se vuoi. ;-))) (smile!)
Io vorrei  e poiche' presumo che quanto hai detto significhi che la tua 
esposizione è confermata come corretta, la rileggero'.
Grazie comunque !
( temo un lieve mal di testa... ; parafrasando Paperino > *triplo smile*...)
---
Ciao

all'aumentare della quota (perchè diminuisce la densità). :) 
sentite, ma si era detto che l'a/m "sente" concretamente solo la Ias:
e' su quella che il sistema si regola. mantenere la Tas richiederebbe
un costoso apparato inerziale (credo). Regolarsi sulla Ias, ad una
certa quota di servizio sarebbe molto piu' economico. Secondo me il
pilota si adatta alla Ias. ad alta quota puo' sfruttarla meglio per
ottimizzare la Tas, che (cerco immedesimarmi in un pilota) nella
pianificazione viene dedotta piu' che impostata..


Si, è corretto quello che dici, il pilota si regola sulla IAS (in realtà da 
una certa quota in poi si regola sul numero di Mach). Per cui salendo, a 
parità di IAS, la TAS aumenta. Che è lo stesso che dire che a parità di TAS, 
la IAS diminuisce. ;-P

la IAS diminuisce. ;-P
va bene, ma e' un'astrazione, come quella della stratosfera..
piu' praticamente, come viene misurato/impostato il numero di mach?
non per niente, ma ho sempre odiato i jet. adesso mi ci avete fatto
venire l'appetito

 venire l'appetito
Semplificando, l'aereo ha 2 "velocità" da non superare:
.una IAS da non superare (Vmo);
.un numero di Mach da non superare (Mmo);
Il velivolo quindi non deve superare la minore delle 2 (così non supera 
neanche l'altra);
ma qual'è la minore delle 2? Dipende. A bassa quota, solitamente la Vmo è 
molto minore della Mmo. Salendo, le 2 velocità si vengono incontro. A un 
certo punto, arrivano a coincidere, e salendo ancora la Mmo diventa minore 
della Vmo, per cui a questo punto essa diventa il fattore limitante.
Esempio:
ho un velivolo che ha Vmo=330 KIAS, Mmo=0.80 Mach;
se mi trovo a livello del mare e sto volando a 330 KIAS, il Machmetro mi 
dice che sono a circa 0.50 Mach;
Se comincio a salire di quota mantenendo sempre 330 KIAS, noto che il numero 
di mach aumenta;
A un certo punto, mi accorgo che le 2 velocità coincidono: 330 KIAS = 0.80 
Mach;
Quindi da questa quota in poi, se non voglio superare 0.80 Mach, devo 
gradualmente diminuire la IAS.
Per questo nella pratica si fa così: in fase di salita, fino a un certo 
punto il pilota mantiene una certa IAS; da una certa quota in poi (tra i 
20.000 e i 30.000, dipende dall'aereo), mantiene invece un certo numero di 
Mach. In fase di discesa avviene il contrario. Ovviamente le velocità 
utilizzate sono minori di Vmo e Mmo, che sono velocità limite!

 Grazie comunque !
Scusami ancora, e se avessi ancora dubbi, o qualcosa da contestare
propositivamente, scrivi pure... ;-)
Ciao!

 venire l'appetito
Il numero di mach è il rapporto tra la velocità vera dell'aeromobile (TAS) e
la velocità di propagazione del suono nell'aria nella quale l'aereo sta
volando. Quest'ultima velocità è funzione della sola temperatura, e per le
altre costanti necessarie si usano i dati dell'atmosfera standard
internazionale.
la velocità del suono c, approssimata empiricamente e in funzione della sola
temperatura T, è circa c=(1.4*287*T)^(0.5)
Dove T è la temperatura dell'aria espressa in gradi Kelvin (quindi
273.15+°C).
attenzione che quella formula ti restituisce un valore in metri al secondo,
quindi o trasformi c in nodi, o trasformi la TAS in metri al secondo per
ottenere il numero di Mach M, secondo la seguente equazione: M=TAS/c.
Ora, sulla carta i conti sembrano facili, ma il problema risiede nel come
misurare con precisione la TAS e la velocità del suono. Infatti la misura
della temperatura è soggetta agli attriti dell'aria che si scontra con il
sensore, oltre ad essere soggetta agli errori dello strumento. La TAS
sarebbe calcolabile se si conoscesse la densità atmosferica.
Non so come funzioni realmente, ma penso che si recuperi dalla presa statica
la pressione ambientale, e la si converta con dei meccanismi (o con
l'elettronica) in un valore di densità atmosferica secondo una legge ISA.
Poi penso si vada a recuperare l'EAS come per l'anemometro, e inserendo il
valore della densità dell'aria al posto di quello di quota zero, si calcoli
la TAS.
Ora mi viene in mente però che forse, addirittura, si può bypassare il
calcolo di T utilizzando la legge dei gas perfetti Ps=d*R'*T (R'=287 circa
di prima, nella formula per il calcolo della velocità del suono c), per cui
girando tutto diventerebbe:
R'*T=Ps/d
e sapendo anche che (da uno dei tanti messaggio di prima sull'anemometro):
Ptot-Ps=Ps+Pd-Ps=Pd=0.5*d*V(TAS)^2
di conseguenza:
V(TAS)=(2*Pd/d)^(0.5)
Ora, il numero di Mach è
M=V(TAS)/c
ma dalla legge di prima dei gas perfetti sappiamo però che (uguagliando
287*T=R'*T=Ps/d):
c=(1.4*Ps/d)^(0.5)
Quindi diventerebbe:
M=((2*Pd/d)^(0.5))/((1.4*Ps/d)^(0.5))
e cioè, se a quest'ora ci vedo ancora bene:
M=(2/1.4*Pd/Ps)^(0.5)
Quindi
M=(2/1.4*(Ptot-Ps)/Ps)^(0.5)
cioè:
M=(2/1.4*(Ptot/Ps-1)^(0.5)
Se è veramente così, e non ho sbagliato nulla, il machmetro funziona solo
con delle indicazioni di pressione statica e totale, cioè gli basta il tubo
di pitot e la presa statica per poter funzionare, e il termometro non serve
a nulla. Bella scoperta... (in diretta alle 3 di notte, quasi mi meraviglio)
;-)))
Attenzione che per arrivare a questo punto si considera l'aria come gas
ideale biatomico con massa molare di 29 g/mole, e di conseguenza, con 5
gradi di libertà, il rapporto tra calore specifico a pressione costante e
calore specifico a volume costante è di 1.4. L'aria in realtà è poliatomica
e le cose son più complicate, ma forse per il machmetro è sufficiente così.
Le pressioni eventualmente inseritele in Pascal se volete provare a fare dei
conti.
Qualcun altro può intervenire per confermare?
Ciao!

 formula finale non mi torna.
Ho ricontrollato adesso e il procedimento mi sembra giusto, salvo che non
abbia proprio preso qualche cantonata e non me ne sia accorto.
Tengo a precisare che dalla mia analisi notturna, questo procedimento
comunque dovrebbe essere valido solo per velocità subsoniche, perché a
velocità transoniche o supersoniche il valore della pressione dinamica
potrebbe essere completamente diverso, e seguire un altro andamento, a causa
di effetti di comprimibilità ed onde d'urto .
Sapresti riportarmi la formula in tuo possesso? così posso vedere
eventualmente dove sia l'errore... ho scoperto un nuovo campo di interesse
(in effetti non mi ero mai chiesto come funzionasse il machmetro)! ;-))
Ciao!

 Qualcun altro può intervenire per confermare?
Il machmetro usa solo la pressione statica e quella dinamica, non ha 
bisogno della temperatura. Non ho controllato in dettaglio i conti, la 
formula finale non mi torna.
Ciao


 (in effetti non mi ero mai chiesto come funzionasse il machmetro)! ;-))
M=SQRT(5*(d/P+1)^ (3.5) - 1)
la trovi qui
http://www.edwards.af.mil/sharing/tech_pubs/Handbook-10%20March02.pdf
equazione 4.12 a pagina 33
Ciao, scusa per il ritardo a rispondere.


 Ciao, scusa per il ritardo a rispondere.
Figurati, anzi, grazie per le info! vado a nanna ora, che domani mi devo
alzare prestissimo...
Ciao!

 Boh, suggerimenti?
Se ben ricordo hai considerato una trasformazione isoterma di gas 
perfetto, mentre, data la velocita`, devi considerarne una adiabatica 
per valutare rho. Tanto come dire che nell'equazione di bernoulli per 
trovare la pressione totale, devi far intervenire la comprimibilita` 
dell'aria. La pressione totale viene qualcosa del genere
pt=p(1+(G-1)/(G p) 1/2 rho V^2)^(G/(G-1))
dove p e` la pressione statica, G e` gamma. Se il termine
  (G-1)/(G p) 1/2 rho V^2 e` <<1, con lo sviluppo in serie 
dell'elevazione a potenza si vede che pt=p + 1/2 rho V^2.
Se riesci a trovarlo, sul gracey, Measurement of aircraft speed and 
altitude, ci sono tutte le formule e dimostrazioni
Ciao!


 altitude, ci sono tutte le formule e dimostrazioni
Cercherň, ti ringrazio ancora per gli utili consigli.
Ciao!