Rychloměr či Airspeed Indicator (ASI) je jedním ze základních přístrojů palubní desky. U novodobých letounů s uspořádáním přístrojů do „T”, byste jej našli vlevo nahoře. Na rychloměru pak najdeme kromě stupnice v daných jednotkách (km/h, kt, mph apod.) i barevně vyznačená pole, která slouží k rychlému vyhodnocení situace. Zdá se to být prosté, nicméně my se na to podíváme do hloubky.

K rychloměru se nerozlučně váže tzv. pitotka, přesněji nazývána pitot-statická trubice, nebo též jako Prandtlova trubice. Jak již název napovídá, tak se jedná o kombinaci pitotovy trubice a sondy statického tlaku. Pitot-statickou trubici bychom našli u většiny letounů, kluzáků, vrtulníků a ultralehkých letadel dosahujících velmi nízkých rychlostí, ale i rychlostí velmi vysokých (M>3). Pitotka je zpravidla umístěna pod křídlo nebo na čelní části trupu. Pro polohu je podstatné, aby bylo minimalizováno ovlivnění proudění vzduchu okolními částmi letadla. Pitotka je kruhového průřezu a na čelní straně se nachází otvor ke snímání celkového tlaku. Po jejím obvodu se nachází více otvorů pro snímání statického tlaku. Některé zástavby jsou opatřeny kanálkem pro odvod vody a vyhřívacím tělískem pro ochranu před zamrznutím.

Výsledné měření rychlosti využívá obou zmíněných tlaků. Výpočet vychází z Bernoulliho rovnice a ze skutečnosti, že celkový tlak je roven součtu statického a dynamického tlaku.

Statickým tlakem je myšlen tlak okolního vzduchu, který s rostoucí výškou exponenciálně klesá. Dynamickým tlakem je pak myšlen tlak, který je přímo úměrný druhé mocnině rychlosti. Celkový tlak je součtem těchto dvou tlaků.

Jelikož díky pitot-statické trubici známe dva tlaky z rovnice, jsme schopni spočítat dynamický tlak „q”. Z něj jsme pak schopni odvodit rychlost použitím následující rovnice:

Z toho vyplývá, že dynamický tlak se mění s rychlostí a se statickým tlakem, respektive s výškou. ASI tedy prezentuje rychlost v závislosti na odečtu statického tlaku od celkového a ve stručnosti by se tak dalo říct, že rychloměr je diferenciální tlakoměr měřící rozdíl mezi celkovým a statickým tlakem.

Rozvod celkového (pitot) a statického (static) tlaku do aerometrických přístrojů pro letadla, létající pouze podle pravidel VFR

K tomu, aby byl rychloměr schopen indikovat danou rychlost v pilotní kabině, je potřeba dovést statický a celkový tlak do krabice rychloměru. Kromě toho jsou ale přiváděny i do dalších aerometrických přístrojů. V nejjednodušší podobě jsou tlaky rozváděny u malých sportovních letadel, které létají podle pravidel VFR.

U tohoto konstrukčního uspořádání je celkový a statický tlak získáván z pitot-statické trubice a prostřednictvím hadic je přiváděn do krabice daného přístroje.

Rozvod pitot-statického tlaku s alternativním zdrojem statického tlaku.

Poněkud sofistikovanější uspořádání nabízí další konstrukční varianta, která se taktéž používá u menších letadel a vyskytuje se i u letadel schopných letu podle pravidel IFR. Toto zapojení umožňuje přepnutí větve statického tlaku na „alternate static source” (ALT), alternativní zdroj statického tlaku. V případě, kdy dojde k nesprávné indikaci zapříčiněné hlavní větví statického tlaku, může pilot přepnout na ALT. U malých letadel může být port alternativního zdroje umístěn přímo v pilotní kabině. V takovém případě se však projevuje tzv. Venturiho efekt, kdy při obtékání vzduchu kolem kabiny je tlak z ALT (v kabině) obvykle nižší než z hlavní větve. Z toho plyne, že rychloměr bude indikovat větší rychlost než skutečnou. Chyba způsobená Venturiho efektem při použití ALT portu v kabině se například u letounu L-200 projevuje rychlostí vyšší o 15 km/h.

Poznámka: V případně přepnutí na alternativní zdroj nedojde k pouhému ovlivnění indikace rychlosti, ale ovlivněny budou i další přístroje využívající statický tlak (tj. výškoměr a variometer). V případě přepnutí na alternativní zdroj bude výškoměr indikovat vyšší výšku a variometer při přepnutí bude dočasně indikovat stoupání.

Podobného výsledku lze dosáhnout i u původní konfigurace bez altertnativní zdroje. Zde je možné rozbít sklíčko rychloměru, čímž se statický tlak dostane do krabice rychloměru. Tato možnost má však jednu nevýhodu, a to ono rozbité sklíčko, které budete muset vyměnit.

Ještě složitější zapojení bychom pak nalezli u vyšší kategorie letadel, kde je kladen důraz na zálohování a kde výpadek jednoho elementu nesmí způsobit úplnou ztrátu, nebo falešnou indikaci.

Na obrázku si kromě jiných prvků můžete všimnout odlučovačů vody. Tyto jsou zpravidla umístěny v nejnižším místě rozvody a slouží k zachycení kondenzované vody vlhkého vzduchu. Bez jejich přítomnosti by mohlo dojít k blokaci tlaku či k jejímu zamrznutí a poškození vedení. Některé konfigurace mají drenážní díru k odvodu vody na samotné trubici.

Nicméně, ucpání drenážního otvoru není až takovou katastrofou jako například broučci v ústí pitotovy trubice, nebo opomenutí červeného krytu trubice s nápisem „Remove before flight” na pitotce. Než se ale dostaneme k samotným chybám indikace, popíšeme si, co se v krabici rychloměru děje.

Mechanismus rychloměru se skládá z tenkého vlnitého fosforbronzového aneroidu, tedy tlakoměrné (Vidiho) krabice nebo membrány, která přijímá celkový tlak z Pitotovy trubice. Pouzdro přístroje je utěsněno a připojeno ke statickým portům. Jak se zvyšuje celkový tlak, nebo klesá statický tlak, membrána se rozšiřuje. Tato rozměrová změna je měřena kyvnou hřídelí a sadou ozubených kol, která pohání ukazatel přes číselník přístroje. Většina rychloměrů je kalibrována v uzlech, nebo kilometrech za hodinu, některé přístroje ukazují míle za hodinu, a některé přístroje ukazují více jednotek současně.

To jsme si popsali základní princip funkce jednoduchého rychloměru. V letectví bychom však našli i jiné komplexnější mechanismy. Základní rozdělení vychází z toho, jestli je, nebo není při měření uvažována stlačitelnost vzduchu.

K tomu aby mohla být měřena rychlost TAS (viz níže), se využívá stejného jednoduchého rychloměru popsaného výše, který je doplněný o hustotní korekční zařízení. Takový rychloměr se nazývá rychloměr s částečnou hustotní korekcí a je použitelný do rychlosti 0,3 M.

**rychloměr s částečnou hustotní korekcí**

K tomu aby mohla být měřena rychlost **TAS** (viz níže), se využívá stejného jednoduchého rychloměru popsaného výše, který je doplněný o **hustotní korekční zařízení**. Takový rychloměr se nazývá **rychloměr s částečnou hustotní korekcí** a je použitelný do rychlosti 0,3 M.

Rychloměr pro **vysoké rychlosti letu**

(od 0,3 M) je taktéž opatřen hustotní korekcí, která však **musí být do měření zakomponována až po korekci vlivu stlačitelnosti**. Ke korekci vlivu stlačitelnosti se stejně jako u hustotní korekce využívá zavedení zdvihu **uzavřené tlakoměrné krabice**, snímající statický tlak do převodového mechanismu.

Komplexnějším rychloměrem je rychloměr s úplnou hustotní korekcí. U tohoto rychloměru se do měření skrze převodový poměr zavádí nejen vliv změny statického tlaku, ale i vliv změny teploty vzduchu. Je tedy nutné měřit statickou teplotu vzduchu v okolí letadla a v mechanické formě (natočení či posunutí) ji vhodně zavádět do převodového mechanismu rychloměru. Takové rychloměry jsou však značně konstrukčně složité, a proto nebyly běžně vyráběny (vyrábějí se pouze jako elektromechanické s využitím výpočetní techniky).

Rychloměr indikující IAS a TAS současně.

Existují však i analogické rychloměry, které nejen že dokáží indikovat rychlost ve více jednotkách, ale dokáží indikovat rychlost IAS a TAS současně. Schéma takového kombinovaného rychloměru naleznete na obrázku vpravo. Široká ručička zde indikuje rychlost IAS a tenká TAS.

Abychom problematiku rychloměru řešili kompletně, tak si zde představíme i machmetry, což jsou rychloměry, které měří rychlost letadla vzhledem k místní rychlosti zvuku, LSS (Local speed of sound). Jednotka takového poměru se nazývá Machovo číslo - M (Mach). Ačkoliv by se dalo říct, že machmetry budou použity pouze u nadzvukových letadel, není tomu úplně tak. K nadzvukovému obtékání dochází na některých částech letadla i při podzvukových rychlostech, proto jsou machmetry důležité nejen pro supersonické, ale i pro transsonické rychlosti.

machmetr

Mechanické machmetry připomínají svou konstrukcí **rychloměr s hustotní korekcí**. Moderní machmetry využívají informací z palubního počítače, který vypočítá rychlost na základě údajů z pitot-statického systému. Stejně jako klasický rychloměr, tak i machmetr je vázán přístrojovou a polohovou chybou. Přesnost těchto zařízení dosahuje hodnoty ± 0,01 M v normálním provozním spektru, ale klesá na ± 0,02 M při provozu mimo toto provozní spektrum.

Na závěr této kapitoly už jen zmíním, že ne všechny rychloměry jsou závislé na pitot-statickém systému. Tzv. Rychloměry absolutní měří absolutní, respektive traťovou rychlost letu GS (Ground speed). K takovému měření nejsou potřeba žádné snímače tlaku a někdy ani žádné externí zařízení. Využívají se například Dopplerovy měřiče rychlosti (DMR), které kromě rychlosti měří úhel snosu. Rozsah měření se pohybuje od 180 km/h do 1 300 km/h a chyba dosahuje ±0,2 - 0,5 %. Dále se využívá zařízení DME, Inerční navigační systém či družicová navigace.

Rychlosti letu

Indicated airspeed

Rychloměr na palubní desce pak posádce poskytuje tzv. indikovanou rychlost IAS (Indicated airspeed), což je údaj odpovídající rozdílu celkového a statického tlaku, jak jsme si již vysvětlili dříve. Výhodou této rychlosti je, že popisuje aerodynamické vlastnosti letadla ve všech výškách stejně. Zná-li posádka například pádovou rychlost letadla vyjádřenou pomocí indikované rychlosti, bude tato rychlost platná ve všech hladinách a díky indikaci IAS na rychloměru bude mít posádka správnou referenci.

Pokud by byla rychlost vyjádřená pomocí pravé vzdušné rychlosti TAS (True airspeed), musela by posádka znát pádovou rychlost pro každou hladinu.

Vztah mezi IAS a TAS je následující:

kde:
vi Indikovaná rychlost;

v Pravá vzdušná rychlost;

𝜌H Hustota vzduchu v dané výšce;

𝜌0 Hustota vzduchu na úrovní střední hladiny moře.

Tabulka vztahu jednotlivých rychlostí a chyb

Z toho vyplývá, že IAS a TAS budou shodné pouze pokud letíme v hladině odpovídající střední hladině moře. Nacházíme-li se nad touto hladinou, bude rychlost IAS menší než TAS. Pokud bychom letěli pod touto hladinou, bude efekt opačný.

Calibrated airspeed

Upravíme-li rychlost IAS o přístrojovou a polohovou chybu, získáme tzv. kalibrovanou rychlost CAS (Calibrated airspeed). Při určitých rychlostech vzduchu a při určitém nastavení klapek mohou chyby instalace a přístroje dosáhnout až několika uzlů. Tato chyba je obecně největší při nízkých rychlostech. V cestovním a vyšším rozsahu rychlosti vzduchu jsou indikované rychlosti a kalibrované rychlosti přibližně stejné. Pro opravu možných chyb rychlosti letu je možné nahlédnout do letové příručky letadla na kompenzační tabulku, kde najdete údaje podobné těmto:

NO FLAPS

50 kt IAS = 52 kt CAS

60 kt IAS = 61 kt CAS

….

25 DEGREE FLAPS

50 kt IAS = 54 kt CAS

60 kt IAS = 62 kt CAS

....

V případě nepřítomnosti statických (tj. polohových) a instrumentálních chyb bude ASI indikovat CAS.

Equivalent airspeed

Upravíme-li rychlost CAS o vliv stlačitelnosti, získáme tzv. ekvivalentní rychlost EAS (Equivalent airspeed). To znamená, že CAS bere v úvahu stlačitelnost ve standardní atmosféře na hladině moře a EAS bere v úvahu skutečnou stlačitelnost. Při letu nad střední hladinou moře indikuje ASI kvůli chybě stlačitelnosti vyšší rychlost. Korekce spočívá v odečtení od CAS a získání EAS => EAS je při letu nad střední hladinou moře vždy nižší nebo rovna CAS. Letíme-li v hladině nižší než je střední hladina moře, například v oblasti Mrtvého moře, bude EAS vyšší než CAS.

Při klesání se hustota vzduchu zvyšuje a vzduch se tak stává méně stlačitelným => efekt stlačitelnosti se sníží => korekční hodnota bude nižší => EAS se zvýší. Na stejném principu můžeme pozorovat, že EAS klesá během stoupání při konstantní CAS. Stlačitelnost je třeba uvažovat od tlakových výšek nad 10 000 ft a rychlostí nad 200 kt.

True airspeed

Pravá/skutečná vzdušná rychlost TAS (True airspeed) vyjadřuje rychlost letadla k nerozrušenému vzdušnému prostředí (s uvažováním vlivu hustoty vzduchu). Jak jsme si již ukázali, dynamický tlak se mění s rychlostí vzduchu a hustotou vzduchu. Při standardní kalibraci se používá tlak na střední hladině moře 1013,25 hPa, takže pro jakoukoli jinou podmínku hustoty vzduchu bude indikace ASI chybná. Víme však, že jak se zvyšuje nadmořská výška, hustota klesá a rychlost IAS a tím i rychlost EAS bude postupně nižší než rychlost TAS.

Schéma rychlostí a chyb, které kompenzují.

Měřit TAS přímo není snadno proveditelné, proto se za letu musí vypočítat buď pomocí letového kalkulátoru (např. E6B). Pro malé rychlosti je k tomu potřeba znát statickou teplotu vzduchu, tlakovou výšku a IAS (nebo CAS pro větší přesnost). Nad přibližně 100 uzlů a s rostoucí nadmořskou výškou chyba hustoty výrazně stoupá, a proto se při vyšších rychlostech a nadmořských výškách (typicky nad FL250) TAS značně liší od IAS. Pro rychlosti, kde je TAS vyšší než 300 kts, je rychlost letu vztažena k Machovu číslu. Machovo číslo zahrnuje výše uvedená data včetně faktoru stlačitelnosti. V praxi se také využívá počítačů Air Data Computer, které provádí korekce hustoty pro převod CAS na TAS za pomocí údajů o nadmořské výšce a venkovní teplotě vzduchu a zobrazují hodnoty TAS/Mach v reálném čase.

Velmi jednoduchým pravidlem je přidat 2 % ke kalibrované vzdušné rychlosti na každých 1000 stop nadmořské výšky.

Machovo číslo

Rychlost zvuku sice představuje pro většinu rekreačních pilotů vzdálenou metu, přesto se u ní také krátce pozastavíme. Machovo číslo je bezrozměrné číslo odkazující na rychlost objektu a rychlost zvuku prostředí, ve kterém se pohybuje (Mach 1 = rychlost objektu je rovna rychlosti zvuku prostředí, ve kterém se pohybuje). Zvuk se ve vzduchu šíří vlněním, kdy zvuková vlna postupně stlačuje a roztahuje vzduch, respektive sbližuje a oddaluje molekuly vzduchu, které takto přenášejí energii sousedním molekulám. Molekuly v teplejším vzduchu se pohybují rychleji a přenášejí zvukovou energii rychleji než ve studeném vzduchu. Proto se rychlost zvuku snižuje, pokud teplota klesá.

Vezmeme-li v úvahu, že teplota klesá se zvyšující se nadmořskou výškou, lze konstatovat, že LSS (Local Speed of Sound) klesá s rostoucí výškou. Machovo číslo představuje poměr mezi TAS a LSS.

M = TAS ÷ LSS.

K výpočtu LSS nám pomůže zjednodušený vzorec:

Výsledná hodnota je v uzlech a například pro FL140 ve které je podle standardní atmosféry teplota -13°C, což je 260 K (-13 + 273), je LSS rovna 628 kts (38,95*√260).

Ground speed

Máme-li alespoň základní pojem o předchozích rychlostech, můžeme se dostat k traťové rychlosti GS (Ground speed). Ta je z hlediska navigace a rychlosti přemístění z bodu A do bodu B nejdůležitější. GS udává aktuální rychlost letadla vzhledem k zemi. Jedná se o TAS upravenou o rychlost a směr větru. Takže se zvyšující se čelní složkou větru se GS snižuje a zvyšuje se zadní složkou.

Aktuální GS sice není indikována analogovými rychloměry, ale jsme schopni ji vypočítat podle měření času na uletěné vzdálenosti, ať už prostým pohledem z kabiny na zem, změřením vzdálenosti na mapě a času nebo pomocí zařízení DME či inerciálního navigačního systému. V dnešní době je však GS nejčastěji indikována na palubním počítači za pomoci družicové navigace.

Vztah mezi rychlostmi

Není žádnou ostudou, že po přečtení takového výkladu máte hlavu nafouklou jako pátrací balón. Ačkoliv jsme si popsali, jak jsou rychlosti spolu propojeny, důležitou znalostí v této problematice je, jak se mění ostatní rychlosti, pokud udržuji mnou zvolenou rychlost konstantní a pokud měním výšku letu. Ono totiž může dojít k tomu, že pokud bychom například udržovali konstantní TAS a stoupali, tak se můžeme dostat až pod hranici pádové rychlosti. Naopak pokud bychom klesali, můžeme překročit maximální povolenou rychlost. Popsat všechny situace určitě není na zmar, ale jak se říká: „Obrázek je někdy víc než tisíc slov.”

Závislost rychlostí na výšce ve standardní atmosféře.

Na obrázku vidíme tři grafy, kde v každém z nich je jedna rychlost konstantní. Další dvě přímky ukazují, jestli daná rychlost s výškou klesá nebo stoupá. Podíváme-li se například na graf vpravo, tak při zachování konstantní rychlosti CAS se nám s rostoucí výškou zvyšuje TAS i Machovo číslo. Takový zákon platí ve standardní atmosféře a více méně i v té, která se od standardní nepatrně liší. Game changer nastává pokud se bavíme o izotermické (teplota je konstantní s rostoucí výškou) nebo inverzní (teplota roste s rostoucí výškou) vrstvě. Z již zmíněné rovnice víme, že LSS se mění pouze s teplotou vzduchu a proto se LSS nebude v izotermické vrstvě s výškou měnit.

Pokud však stoupáme konstantním Machovým číslem v izotermické vrstvě (s výškou klesá pouze hustota), LSS se při stoupání nemění. To znamená, že při zachování konstantního Machova čísla bude TAS konstantní. Protože však hustota klesá, když stoupáme, pak při udržování konstantní TAS bude klesat CAS (z odstavců výše víme, že pro danou konstantní CAS se TAS zvyšuje, když stoupáme do vyšších nadmořských výšek s nižší hustotou vzduchu). Při sestupu izotermickou vrstvou při konstantním Machově čísle se opět LSS nemění => TAS zůstává konstantní, ale hustota se zvyšuje, proto se zvyšuje CAS. Kromě přízemní izotermické vrstvy se s tímto průběhem setkávají piloti proudových letadel v tropopauze, kde je teplota konstantní s rostoucí výškou vždy.

Hovoříme-li pak o inverzní vrstvě, tak zde se mění teplota s výškou, ale jelikož je změna opačná, než ve standardní atmosféře, tak se mění i vztah mezi TAS a Machovým číslem. Rostoucí teplota způsobí zvýšení LSS, což za konstantního TAS vede ke snížení Machova čísla. Vztah mezi TAS a Machovým číslem, je pak stejný tomu ve standardní atmosféře, pouze s tím rozdílem, že klesání v jednom prostřední se podobá stoupání v druhém. Lépe tuto definici popisují obrázky níže, kde jsou opět tři grafy. Pro správné pochopení doporučujeme prohlédnout a srovnat s předchozími třemi grafy.

Závislost rychlostí na výšce v inverzní vrstvě.

Pokud si chcete ověřit, že jste této problematice dostatečně porozuměli, vyzkoušejte si odpovědět na následující otázku a svoji odpověď si zdůvodnit. Správnou odpověď naleznete na konci článku.

Při stoupání konstantním machovým číslem pod tropopauzou skrze vrstvu inverze:

A) CAS se zvýší a TAS se sníží.

B) CAS i TAS se sníží.

C) CAS se sníží a TAS se zvýší.

D) CAS i TAS se zvýší.

Blokace pitot-statického systému

Je hned několik částí pitot-statického systému, které se mohou zablokovat. K zablokování může dojít v důsledku nečistot, hmyzu nebo v důsledku vody, která následně zamrzne v pitot-statickém systému a vytvoří ledový blok. Historie pamatuje hned několik událostí, kdy k nehodě letadla došlo v důsledku překrytí statických portů páskou (pro jejich ochranu při mytí letadla) - personál údržby ani piloti si nevšimli, že pásky byly opomenuty na místě. Krátce po vzletu došlo k havárii, kterou zapříčinila chybná indikace přístrojů.

Zablokovaná pitotova trubice

Zablokovaná pitotova trubice ovlivní pouze ukazatele rychlosti letu tak, že ASI bude za letu nesprávně indikovat zvýšení rychlosti, když letadlo stoupá, i když je indikovaná rychlost konstantní. To je způsobeno tím, že celkový tlak v pitotově systému zůstává konstantní (udržovaný blokádou na hodnotě, při které k zablokování došlo) a zároveň atmosférický tlak (statický tlak) klesá v důsledku stoupání letadla => to způsobí větší rozdíl mezi celkovým a statickým tlakem, který bude indikován rychloměrem jako zvýšená rychlost.

V opačném případě, při klesání, bude ASI indikovat pokles rychlosti. V podstatě dojde k tomu, že ASI začne fungovat podobně jako výškoměr. Pitotova trubice je náchylná k ucpání hmyzem, zamrzlou vodou nebo jinou překážkou. Z tohoto důvodu letecké regulační agentury, jako je EASA nebo FAA, doporučují, aby před jakýmkoliv letem byla zkontrolována Pitotova trubice. Aby se zabránilo námraze, je mnoho pitotových trubic vybaveno topným tělesem. Vyhřívaná pitotova trubice je vyžadována ve všech letadlech certifikovaných pro let podle přístrojů.

Opačný problém nastává, pokud je ve větvi celkového tlaku netěsnost. Důsledkem toho dojde k úniku tlaku, takže tlakoměrná krabice bude pracovat s nižším celkovým tlakem, což povede k indikaci nižší rychlosti letu.

zaBlokovaný statický port

Zablokovaný statický port je závažnější situace, protože ovlivňuje všechny pitot-statické přístroje. Jednou z nejčastějších příčin zablokovaného statického portu je námraza na draku letadla. Zablokovaný statický port způsobí, že výškoměr „zamrzne” na konstantní hodnotě - ve výšce, ve které se statický port zablokoval. Ukazatel vertikální rychlosti se postupně vrátí na nulu a „zamrzne” na nule – nemění se vůbec, i když se vertikální rychlost vzduchu zvýší nebo sníží. Ukazatel rychlosti letu obrátí chybu, která nastane se zablokovanou pitotovou trubicí, a způsobí, že rychlost letu bude při stoupání letadla nižší, než ve skutečnosti je. Při klesání bude indikovaná rychlost vyšší než skutečná. V podstatě ASI začne fungovat jako obrácený výškoměr. Jak jsme si již uvedli, ve většině nepřetlakovaných letadlech najdeme zdroj alternativního statického tlaku, nebo je do krabice ASI můžeme přivést rozbitím sklíčka.

Částečné zablokování statického portu

Pokud je větev statického systému silně omezená, ale není zcela zablokována, dochází k tomu, že indikace přístrojů napojených na statický tlak bude opožděna. Při klesání může výškoměr indikovat, že je letadlo výše než ve skutečnosti je, protože překážka zpomaluje proudění vzduchu ze statického otvoru do výškoměru. Indikátor vertikální rychlosti potvrzuje informaci výškoměru o rychlosti změny, protože referenční tlak se nemění stejnou rychlostí jako skutečný venkovní tlak vzduchu. Ukazatel rychlosti vzduchu není schopen zjistit, zda je v něm vyšší pitotův tlak nebo nižší statický referenční tlak, což znamená vyšší rychlost vzduchu, než je skutečná. Suma sumárum přístroje indikují pilotovi, že letoun je příliš vysoko, příliš rychlý a klesá rychlostí mnohem menší, než je žádoucí.

Přesnost rychloměrů

Podle předpisu CS-23, který je platný pro letouny s maximálně devíti sedadly mimo sedadla pilotů a se schválenou MTOW 5 670 kg, se předepisuje, že každý přístroj systému pro indikaci vzdušné rychlosti musí být kalibrován tak, aby udával pravou vzdušnou rychlost (při hladině moře se standardní atmosférou) s nejmenší dosažitelnou kalibrační chybou přístroje při působení odpovídajících Pitotových a statických tlaků.

Každý systém pro indikaci vzdušné rychlosti musí být kalibrován za letu pro určení chyby systému. Tato chyba systému, včetně polohové chyby, ale s vyloučením chyby kalibrace rychloměru, nesmí překročit 3% kalibrované rychlosti letu nebo 9,3 km/h (5 kt), podle toho, která z chyb je větší, v následujících rozsazích rychlostí:

1,3 VS1 až VMO/MMO nebo VNE, podle toho, která rychlost odpovídá rychlosti se zasunutými vztlakovými klapkami.
1,3 VS1 až VFE s vysunutými vztlakovými klapkami.

Barevné značení stupnice rychlosti

Člověk je tvor omylný a čím více je mozek zatížen, tím více je náchylný k chybám. Barevné značení stupnice slouží ke snížení této zátěže a k rychlému vyhodnocení situace při pohledu na rychloměr. Na každém rychloměru v letadle proto musí být provedeno následující značení:

Červená radiální čára – pro maximální nepřekročitelnou rychlost letu VNE.
Žlutý oblouk sahající od červené radiální čáry (VNE) k horní mezi zeleného oblouku (VNO) v rozsahu rychlostí, které vyžadující zvýšenou pozornost, protože zásahem do řízení může dojít k překročení maximálního povoleného zatížení konstrukce.
Zelený oblouk s dolní mezí u rychlosti VS1 při maximální hmotnosti se zasunutými vztlakovými klapkami a přistávacím zařízením zasunutým a s horní mezí u maximální návrhové cestovní rychlosti VNO. V tomto rozsahu rychlostí nehrozí nebezpečí přetížení konstrukce letounu při jakékoliv výchylce řídících ploch.
Bílý oblouk se spodní mezí u rychlosti VSO při maximální hmotnosti a s horní mezí u maximální přípustné rychlosti letu s vysunutými vztlakovými klapkami VFE.
Modrá radiální čára – pro dvěma pístovými motory poháněné letouny o maximální hmotnosti 2 722 kg (6 000 lb) nebo méně, pro rychlost, při které byl prováděn průkaz vyhovění týkající se stoupání při maximální hmotnosti při hladině moře (nejlepší rychlost stoupání s nepracujícím kritickým motorem).
Červená radiální čára – pro dvěma pístovými motory poháněné letouny o maximální hmotnosti 2 722 kg (6 000 lb) nebo méně, pro maximální hodnotu minimální rychlosti řiditelnosti VMC (s jedním nepracujícím motorem).

Správná odpověď je:

C) CAS se sníží a TAS se zvýší.

Kvíz

Nově si můžete ověřit získané znalosti v našem kvízu a porovnat si je s ostatními čtenáři.

Hodně štěstí!

Loading...

Co měří rychloměr