Большинство современных самолетов используют компьютер данных воздуха (АЦП) для вычисления (среди прочего) числа Маха.

Компьютер Данных По Воздуха

АЦП — это просто компьютер, который принимает измерения атмосферных данных для расчета различных данных, связанных с полетом.

Типичный АЦП может быть подключен1

$^1$:

Входной

• Статическое Давление Системы
• Давление Пито
• Общая температура воздуха (ТАТ)

Выходы (Рассчитанные)

• барометрическая высота
• Baro-Скорректированная Высота
• вертикальная скорость
• число Маха
• Общая Температура Воздуха
• Калиброванная Скорость Полета
• истинная скорость
• Оцифрованная Высота Давления (Gillham)
• Высота Трюма
• Трюм Воздушной Скорости
• Mach Hold
• Планирование Усиления Управления Полетом.

Каждый из входов и выходов может быть аналоговым или цифровым в зависимости от конструкции системы и использоваться для многих целей по всему самолету. Каждый выход представляет собой чисто вычисленное значение, основанное на различных входных измерениях и данных, хранящихся в блоке.

Чтобы ответить на ваш вопрос об источнике Пито для счетчика Маха: Да, они используют те же Пито и статические источники, что и индикатор воздушной скорости.

В случае механических инструментов, они оба соединены сразу с системой pitot статической.

В случае АЦП статическая система pitot подключается непосредственно к АЦП, а затем электрические сигналы передают воздушную скорость и номер Маха на электрический индикатор воздушной скорости и счетчик Маха (или EFIS), которые больше не требуют фактических статических соединений pitot.

математика

Упрощенный пример вычисления числа Маха2

$^2$ будет основываться на входах давления:

$$Mach~number=5((PT/PS+1)^{0.2857}–1)^\frac12$$

Где:

PT

$PT$ = общее давление
PS

$PS$ = статическое давление

Фактический расчет вносит коррективы в данные давления для компенсации ошибок установки и нелинейных показаний датчика.

Обратите внимание, что он фактически не вычисляет (локальную) скорость звука (LSS), чтобы определить текущее число Маха, но с входом TAT и вычисленным числом Маха он может вычислить его, сначала рассчитав температуру наружного воздуха (OAT/SAT:

$$SAT=\frac{TAT}{1+0.2\times{Mach}^2}$$

$$LSS=38.945\sqrt{SAT}$$

Например, предположим, что TAT — 36C (237.16 K), и мы летим Mach 0.80:

$$SAT=\frac{237.16}{1+0.2\times0.8^2}=\frac{237.16}{1.128}=210.25°K=-63°C$$

$$LSS=38.945\sqrt{210.25}=38.945\times14.5=564.70knots$$

Опять же, это упрощенные формулы, потому что фактические будут учитывать ошибку датчика и т. д.

1

$^1$ Список входов и выходов, полученных с компьютеров Air Data.
2

$^2$ Формула от работы датчика TAT и уравнения .

(Аналоговый) мачметр выглядит примерно так:

Таким образом, это больше похоже на более сложную версию индикатора воздушной скорости, в этом случае корректируя высоту в процессе. При этом я нашел этот отрывок, по-видимому, из публикации FAA:

Некоторые более старые механические Мачметры, не приводимые в действие компьютером данных воздуха, используют анероид высоты внутри прибора, который преобразует статическое давление Пито в число Маха. Эти системы предполагают, что температура на любой высоте является стандартной; поэтому указанное число Маха является неточным всякий раз, когда температура отклоняется от стандартной. Эти системы называются индикаторными Махметрами. Современные электронные Мачметры используют информацию от компьютерной системы данных о воздухе для исправления температурных ошибок. Эти системы отображают истинное число Маха.

Большинство систем сегодня используют более подробные данные от датчиков, чтобы дать правильное значение с помощью различных (сложных) вычислений.

Немного больше обсуждения доступно на PPruNe .

Примечание: скорость звука (есть

$a$) сам по себе определяется исключительно температурой (при этом вы можете определить ее по давлению, поскольку давление зависит от температуры), следовательно, проблема с аналоговой системой выше.

Для воздуха:

$$a=\sqrt{R{\gamma}T}~m/s$$

Где:

R=287

$R=287$ Удельная газовая постоянная [безразмерная]

γ=1.4

$\gamma=1.4$ Удельный коэффициент тепла [безразмерный]

T=

$T=$ Абсолютная температура [K]

Помните, что вы считываете указанную скорость полета [IAS] в узлах в кабине, что не совпадает с истинной скоростью полета [TAS], преобразованной в m/ s, в случае, если вы пытаетесь выработать скорость Маха вручную (M=TASa

$M=\frac{TAS}{a}$)

Для использования без знания скорости и температуры воздуха Википедия дает следующую формулу для дозвуковых потоков:

$$M=\sqrt{5((\frac{P_T}{P}+1)^\frac27-1)}$$

Где:

PT=

$P_T=$ общее давление

P=

$P=$ статическое давление

Мачметр не определяет скорость звука. Это даже не нужно:

$$Mach~Number=\frac{P_T-P_S}{P_S}$$

Число Маха — это просто отношение между полным давлением минус статическое давление, деленное на статическое давление.

Вот почему:

$$Mach~Number=\frac{TAS}{LSS}$$

Число Маха-истинная скорость полета по сравнению с локальной скоростью звука

$$TAS=IAS\sqrt{T}\div\sqrt{P}\div16.97$$

Преобразуя указанную скорость в истинную, нужно умножить на квадратный корень абсолютной температуры (в °к)

$$LSS=38.94\sqrt{T}$$

Также локальная скорость звука прямо пропорциональна квадратному корню абсолютной температуры (в °к)

Если вы разделите T A S = I A S T — — √ ÷ P — — √ ÷ 16.97

$TAS=IAS\sqrt{T}\div\sqrt{P}\div16.97$ от L S S = 38,94 T — — √

$LSS=38.94\sqrt{T}$, этот T — — √

$\sqrt{T}$ отменит друг друга.

$$Mach~Number=\frac{IAS}{\sqrt{P}x}$$

IAS у нас уже есть, это динамическое давление минус статическое давление, и P

$P$ это просто статическое давление, или, как я сказал в начале:

$$Mach~Number=\frac{P_T-P_S}{P_S}$$

Смотрите, нет термометра… только динамическое и статическое давление.