En aviación, la temperatura de estancamiento se conoce como temperatura total del aire y se mide con una sonda de temperatura montada en la superficie de la aeronave. La sonda está diseñada para hacer que el aire descanse en relación con la aeronave. A medida que el aire se detiene, la energía cinética se convierte en energía interna . El aire se comprime y experimenta un aumento adiabático de temperatura. Por lo tanto, la temperatura total del aire es más alta que la temperatura del aire estática (o ambiente).
La temperatura total del aire es una entrada esencial para una computadora de datos del aire para permitir el cálculo de la temperatura estática del aire y, por lo tanto, la velocidad real .
La relación entre las temperaturas estática y total del aire viene dada por:
dónde:
- temperatura del aire estática, SAT ( kelvins o grados Rankine )
- temperatura total del aire, TAT (kelvins o grados Rankine)
- Número de Mach
- relación de calores específicos, aproximadamente 1.400 para aire seco
En la práctica, la sonda de temperatura total del aire no recuperará perfectamente la energía del flujo de aire y es posible que el aumento de temperatura no se deba completamente a un proceso adiabático. En este caso, se puede introducir un factor de recuperación empírico (menor que 1) para compensar:
(1):
Dónde:
- e = factor de recuperación (también indicado C t )
Factores de recuperación típicos
Termómetro con ratiómetro de alambre de platino ("tipo bombilla empotrada"): e ≈ 0,75 - 0,9
Termómetro ratiómetro de doble tubo de platino ("sonda TAT"): e ≈ 1
Otras notaciones
La temperatura total del aire (TAT) también se denomina: temperatura del aire indicada (IAT) o temperatura del aire de ram (RAT)
La temperatura del aire estático (SAT) también se denomina: temperatura del aire exterior (OAT) o temperatura real del aire
Ram subida
La diferencia entre TAT y SAT se denomina elevación del pistón (RR) y es causada por la compresibilidad y la fricción del aire a altas velocidades.
(2):
En la práctica, la elevación del ariete es insignificante para las aeronaves que vuelan a velocidades (reales) inferiores a Mach 0,2
Para velocidades aerodinámicas (TAS) superiores a Mach 0,2, a medida que aumenta la velocidad aerodinámica, la temperatura supera la del aire en calma. Esto es causado por una combinación de calentamiento cinético (fricción) y compresión adiabática.
- Calentamiento cinético . A medida que aumenta la velocidad aerodinámica, más y más moléculas de aire por segundo golpean la aeronave. Esto provoca un aumento de temperatura en la sonda del termómetro de lectura directa de la aeronave debido a la fricción. Debido a que se cree que el flujo de aire es compresible e isentrópico , que, por definición, es adiabático y reversible, las ecuaciones utilizadas en este artículo no tienen en cuenta el calentamiento por fricción . Es por esto que el cálculo de la temperatura estática del aire requiere el uso del factor de recuperación,. El calentamiento cinético de los aviones de pasajeros modernos es casi insignificante.
- Compresión adiabática . Como se describió anteriormente, esto se debe a una conversión de energía y no a la aplicación directa de calor. A velocidades aerodinámicas superiores a Mach 0,2, en la sonda de temperatura de lectura remota (sonda TAT), el flujo de aire exterior, que puede ser de varios cientos de nudos, se detiene prácticamente con mucha rapidez. La energía (energía cinética específica ) del aire en movimiento se libera (convierte) en forma de aumento de temperatura ( entalpía específica ). La energía no se puede destruir, solo transformar; esto significa que de acuerdo con la primera ley de la termodinámica , la energía total de un sistema aislado debe permanecer constante.
El total del calentamiento cinético y el cambio de temperatura adiabático (causado por la compresión adiabática) es el aumento total de la carga .
Combinando las ecuaciones (1) y (2), obtenemos:
Si usamos la ecuación del número de Mach para aire seco:
dónde
obtenemos
(3):
Que se puede simplificar a:
mediante el uso
y
- velocidad local del sonido .
- índice adiabático (relación de capacidades caloríficas) y se supone para fines de aviación que es 7/5 = 1.400.
- constante de gas específica . El valor aproximado de para el aire seco es 286,9 J · kg − 1 · K − 1.
- capacidad calorífica constante para presión constante.
- capacidad calorífica constante para volumen constante.
- temperatura estática del aire, SAT, medida en kelvin.
- verdadera velocidad aérea de la aeronave, TAS.
- factor de recuperación, que tiene un valor aproximado de 0,98, típico de una sonda TAT moderna.
Al resolver (3) los valores anteriores con TAS en nudos, una fórmula simple y precisa para la elevación del ariete es entonces: