Большинство современных самолетов используют компьютер данных о воздухе (ADC) для расчета (среди прочего) числа Маха.

Компьютер воздушных данных

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

Типичный АЦП может быть подключен к$^1$:

Входы

• Статическое давление в системе
• Пито Давление
• Общая температура воздуха (ТАТ)

Выходы (расчетные)

• Барометрическая высота
• Высота над уровнем моря с поправкой на барометр
• Вертикальная скорость
• Число Маха
• Общая температура воздуха
• Калиброванная скорость полета
• Истинная скорость полета
• Оцифрованная барометрическая высота (Gillham)
• Удержание высоты
• Удержание воздушной скорости
• Мах Удержание
• Планирование усиления управления полетом.

Каждый из входов и выходов может быть аналоговым или цифровым в зависимости от конструкции системы и использоваться во многих целях в самолете. Каждый выход представляет собой чисто расчетное значение, основанное на различных входных измерениях и данных, хранящихся в устройстве.

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

В случае механических инструментов они оба подключены непосредственно к статической системе Пито.

В случае с АЦП статическая система Пито подключается непосредственно к АЦП, а затем электрические сигналы передают воздушную скорость и число Маха электрическому индикатору воздушной скорости и измерителю Маха (или EFIS), которые больше не требуют реальных статических соединений Пито.

---

Математика

Упрощенный пример расчета числа Маха$^2$будет основываться на входах давления:

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

Где:

$PT$= Общее давление
$PS$= Статическое давление

Фактический расчет вносит поправки в данные давления, чтобы компенсировать ошибки установки и нелинейные показания датчика.

Обратите внимание, что на самом деле он не вычисляет (местную) скорость звука (LSS), чтобы определить текущее число Маха, но с помощью ввода TAT и рассчитанного числа Маха он может вычислить его, рассчитав температуру наружного воздуха (OAT). /СБ) сначала:

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

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

Например, предположим, что TAT составляет -36C (237,16K), и мы летим со скоростью 0,80 Маха:

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

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

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

---

$^1$Список входных и выходных данных, полученных от Air Data Computers .
$^2$Формула из TAT Sensor Operation and Equations .

(Аналоговый) махометр выглядит примерно так:

Так что это больше похоже на более сложную версию индикатора воздушной скорости, в данном случае с поправкой на высоту в процессе. При этом я нашел этот отрывок, по-видимому, из публикации FAA:

Некоторые старые механические махометры, не управляемые компьютером данных о воздухе, используют высотный анероид 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 махометрами. Современные электронные махометры используют информацию из компьютерной системы данных о воздухе для исправления температурных ошибок. Эти системы отображают истинное число Маха.

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

Еще немного обсуждения доступно на PPruNe .

---

Примечание: скорость звука ($a$) сам по себе определяется исключительно температурой (при этом вы можете определить его по давлению, поскольку давление является функцией температуры), отсюда и проблема с аналоговой системой выше.

Для воздуха:

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

Где:

$R=287$Удельная газовая постоянная [безразмерная]

$\gamma=1.4$Коэффициент удельной теплоемкости [безразмерный]

$T=$Абсолютная температура [К]

Помните, что вы считываете указанную воздушную скорость [IAS] в узлах в кабине, что не совпадает с истинной воздушной скоростью [TAS], преобразованной в м/с, на случай, если вы пытаетесь рассчитать скорость Маха вручную ($M=\frac{TAS}{a}$)

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

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

Где:

$P_T=$Общее давление

$P=$Статическое давление

Махметр не определяет скорость звука. Даже не нужно:

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

Число Маха - это просто отношение между полным давлением и статическим давлением, деленное на статическое давление.

Вот почему:

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

Число Маха - это истинная воздушная скорость по сравнению с местной скоростью звука.

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

Преобразовывая указанную скорость в истинную скорость, нам нужно умножить на квадратный корень абсолютной температуры (в °K)

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

Также местная скорость звука прямо пропорциональна квадратному корню из абсолютной температуры (в ° K).

Если вы разделите$TAS=IAS\sqrt{T}\div\sqrt{P}\div16.97$к$LSS=38.94\sqrt{T}$,$\sqrt{T}$отменят друг друга.

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

МСФО у нас уже есть, это динамическое давление минус статическое давление, и$P$это просто статическое давление, или, как я сказал в начале:

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

Видите, никакого термометра... только динамическое и статическое давление.