Aunque hay distintos tipos de presión los pilotos nos preocupamos, principalmente, de la presión atmosférica. Es uno de los factores básicos en los cambios meteorológicos, ayuda a la sustentación del avión, y tiene acción directa sobre algunos de los instrumentos de vuelo: el altímetro, el velocímetro, indicador de velocidad vertical (variómetro), y medidor de presión del múltiple de admisión.

El aire es muy ligero, pero tiene masa y ella se ve afectada por la atracción de la gravedad. Por lo tanto, al igual que cualquier otra sustancia, tiene peso y debido a su peso, tiene fuerza. Ya que es una sustancia fluida, esta fuerza se ejerce por igual en todas direcciones, y su efecto sobre los cuerpos en el aire se llama presión. En condiciones estándar a nivel del mar, la presión media ejercida por el peso de la atmósfera es de aproximadamente 1 kg fuerza por centímetro cuadrado de la superficie, o 1.013,2 milibares (mb). Su espesor es limitado; por lo tanto, cuanto mayor sea la altitud, menos aire hay por encima. Por esta razón, el peso de la atmósfera a 18.000 pies es la mitad de lo que es en el nivel del mar.

La presión de la atmósfera varía con el tiempo y lugar. Debido a las cambiantes presiones atmosféricas, se desarrollo una referencia estándar. 

Con una variación vertical (gradiente) de temperatura estándar, esta disminuye a razón de aproximadamente 2° C por cada mil pies, hasta 36.000 pies, donde llega aproximadamente a -55° C. Por encima de este punto, la temperatura se considera constante hasta 80.000 pies.

Con un gradiente de presión estándar, esta disminuye a un ritmo de aproximadamente 1 Hg o 30 mb por cada 1.000 pies que se gana de altitud hasta 10.000 pies. 

La Organización de Aviación Civil Internacional (OACI) ha establecido esto como un estándar a nivel mundial y se la conoce, a menudo, como Atmósfera Estándar Internacional (ISA) o la atmósfera estándar OACI. Cualquier temperatura o presión que difiere de los gradientes estándar se considera temperatura o presión no estándar.

Debido a que la performance de las aeronaves se comparan y evalúan con respecto a la atmósfera estándar, todos los instrumentos están calibrados para la atmósfera estándar. Con el fin de representar adecuadamente la atmósfera no estándar, ciertos términos relacionados deben ser definidos.

La Atmósfera Estándar Internacional es un modelo teórico que supone una presión atmosférica constante de 1013.2 mb (29.92 in), una temperatura del nivel del mar de 15 ° Celsius y una tasa de disminución de 2 ° por 1000 pies o 6.5 ° por 1000 metros. Este modelo es la base de los gráficos de rendimiento de la aeronave, que luego deben corregirse para compensar la desviación entre la presión atmosférica y la temperatura atmosférica real y la real.

La atmósfera estándar OACI asume los siguientes valores medios del nivel del mar:

Temperatura 15 ° C

Presión 1013.25 hPa

Densidad 1.225 kg / m3

Altitud de presión es la altura sobre un plano de referencia estándar, que es un nivel teórico, donde el peso de la atmósfera es de 29,92 "Hg (1.013,2 mb), medido por el barómetro. Un altímetro es básicamente un barómetro sensible calibrado para indicar la altitud en la atmósfera estándar. Si el altímetro está ajustado para 1.013,2 mb, la altitud indicada es la altitud de presión. A medida que la presión atmosférica cambia, el nivel de referencia puede estar por debajo, en o sobre el nivel del mar. La altitud de presión es importante como base para determinar la performance del avión, así como para la asignación de niveles de vuelo a los aviones que operan por encima de un determinado nivel (nivel de transición). 

La altitud de presión se puede determinar por cualquiera de dos métodos:

1. Ajustando la escala barométrica del altímetro a 1.013,2 y leyendo la altitud indicada.

2. Aplicando un factor de corrección a la altura indicada de acuerdo al ajuste del altímetro.

El nivel de referencia estándar es una altitud de presión teórica, pero las aeronaves operan en una atmósfera no estándar (real) y la altitud de densidad se utiliza para relacionar el rendimiento aerodinámico en la atmósfera real. La altitud de densidad es la distancia vertical sobre el nivel del mar en la atmósfera estándar a la cual se encuentra una determinada densidad. La densidad del aire tiene efectos significativos en el rendimiento de la aeronave, ya que a medida que el aire se vuelve menos denso, se reduce:

Potencia: debido a que el motor toma menos aire.

Empuje: porque una hélice es menos eficiente en el aire menos denso.

Sustentación: debido a que el aire menos denso ejerce menos fuerza en las alas

La altitud de densidad es la altitud de presión corregida por la temperatura real. En términos simples, afecta directamente a los parámetros de rendimiento de cualquier avión, y en efecto es la altitud equivalente de donde, en términos de rendimiento, el avión "piensa" que está. Cuanto mayor sea la altitud de densidad, menor será el rendimiento de la aeronave, y viceversa. A medida que la densidad del aire aumenta (menor altitud de densidad), aumenta la performance de las aeronaves y a la inversa, a medida que disminuye la densidad del aire (mayor altitud de densidad), disminuye el rendimiento de la aeronave.

A medida que aumenta la presión, con la temperatura constante, la densidad aumenta. Por el contrario, cuando la temperatura aumenta, con la presión constante, la densidad disminuye. La densidad del aire disminuirá en aproximadamente 1% para una disminución de 10 hPa en presión o aumento de 3° C en la temperatura.

Una disminución en la densidad resulta en una mayor altitud de densidad, mientras que un aumento en la densidad resulta en una disminución de la altitud de densidad. Teniendo en cuenta la noción de que la aeronave funciona sobre la base de la altitud de densidad, a elevaciones más altas con altas temperaturas, el rendimiento de la aeronave se reduce considerablemente, en comparación con su rendimiento relativo a ese nivel con temperaturas estándar. Por el contrario, en altitudes más bajas con temperaturas más frías, el rendimiento de la aeronave aumenta mucho en comparación con su rendimiento relativo a ese nivel con las temperaturas estándar.

La densidad del aire disminuye más rápidamente con la altura en el aire caliente que en el aire frío. El valor comúnmente aceptado para la disminución de la altitud de densidad con altura es 120 ft ° C -1 , y en algunas publicaciones, los artículos incluso se pueden simplificar a 100 pies ° C -1 .

Para convertir la velocidad aérea indicada (IAS) en velocidad verdadera (TAS), se deben tener en cuenta factores como la compresibilidad, el tipo de error específico de posicionamiento del sensor, la altitud y la temperatura. 

En términos muy simples, sin embargo, a nivel del mar en condiciones de ISA, las dos velocidades son prácticamente equivalentes. Nuevamente, en términos simples, la diferencia entre IAS y TAS es aproximadamente igual al 2% de IAS / 1000 pies AMSL. 

Por lo tanto, usando esta regla general, una aeronave en vuelo o durante el despegue o aterrizaje con una velocidad indicada de 150 nudos a una altitud de densidad de 8000 pies tendría un TAS de aproximadamente 175 nudos (el valor real es de 169.5 nudos). Esto dará como resultado una velocidad de tierra correspondientemente más alta en todas las fases del vuelo.

Definiciones

ISA Atmósfera tipo internacional

TAS Velocidad verdadera

IAS Velocidad indicada

Paz y bien

Roberto Gómez