Calculadora de atmósfera estándar (ISA)
Introduce una altitud para obtener la temperatura, la presión, la densidad, la velocidad del sonido y la viscosidad de la Atmósfera Estándar de EE. UU. de 1976, que coincide con la Atmósfera Estándar Internacional de la OACI hasta 32 km. Añade una desviación ISA o la temperatura real para días calurosos o fríos.
Última actualización:
De −5 km a 86 km (−16,404 ft a 282,152 ft)
La altitud de presión de las aeronaves y las tablas ISA usan la altitud geopotencial; la diferencia es inferior al 0.5% por debajo de 30 km.
p. ej., 15 para ISA +15 (día caluroso), −10 para un día frío
Cómo usar Calculadora de atmósfera estándar (ISA)
- Introduce la altitud y elige metros, pies o kilómetros.
- Elige el tipo de altitud: geométrica para la altura real sobre el nivel del mar, geopotencial para la altitud de presión que se usa en aviación y en las tablas ISA.
- Elige el tipo de día: estándar, una desviación ISA como +15 °C o la temperatura real del aire exterior.
- Pulsa Calcular para ver temperatura, presión, densidad, velocidad del sonido y viscosidad con las fórmulas utilizadas.
- Desplázate hacia abajo para ver el perfil de temperatura y una tabla completa de la atmósfera que puedes descargar en CSV.
Capas de la atmósfera estándar de 1976
El modelo se compone de capas en las que la temperatura varía linealmente con la altitud geopotencial. La presión en la base de cada capa se obtiene de la ecuación hidrostática y la ley de los gases ideales.
| Capa | Altitud geopotencial de la base | Altitud geométrica de la base | Temperatura de la base | Gradiente térmico | Presión de la base |
|---|---|---|---|---|---|
| Troposfera | 0 m | 0 m | 288.15 K (15 °C) | −6.5 K/km | 101,325 Pa |
| Tropopausa | 11,000 m | 11,019 m | 216.65 K (−56.5 °C) | 0 | 22,632 Pa |
| Estratosfera | 20,000 m | 20,063 m | 216.65 K (−56.5 °C) | +1.0 K/km | 5,474.9 Pa |
| Estratosfera | 32,000 m | 32,162 m | 228.65 K (−44.5 °C) | +2.8 K/km | 868.02 Pa |
| Estratopausa | 47,000 m | 47,350 m | 270.65 K (−2.5 °C) | 0 | 110.91 Pa |
| Mesosfera | 51,000 m | 51,412 m | 270.65 K (−2.5 °C) | −2.8 K/km | 66.939 Pa |
| Mesosfera | 71,000 m | 71,802 m | 214.65 K (−58.5 °C) | −2.0 K/km | 3.9564 Pa |
| Techo del modelo inferior | 84,852 m | 86,000 m | 186.87 K (−86.3 °C) | - | 0.37338 Pa |
Constantes: g₀ = 9.80665 m/s², R = 287.05287 J/(kg·K), γ = 1.4, radio terrestre efectivo r₀ = 6,356,766 m. Entre 80 y 86 km, el estándar de 1976 reduce ligeramente la temperatura cinética porque el peso molecular medio empieza a disminuir; la calculadora incluye esa corrección.
Referencia rápida por altitud (día estándar)
| Altitud geométrica | Temperatura | Presión | Densidad | Velocidad del sonido |
|---|---|---|---|---|
| 0 km (0 ft) | 15.0 °C | 101,325 Pa | 1.225 kg/m³ | 340.3 m/s |
| 1 km (3,281 ft) | 8.5 °C | 89,876 Pa | 1.112 kg/m³ | 336.4 m/s |
| 2 km (6,562 ft) | 2.0 °C | 79,501 Pa | 1.007 kg/m³ | 332.5 m/s |
| 5 km (16,404 ft) | −17.5 °C | 54,048 Pa | 0.7364 kg/m³ | 320.5 m/s |
| 10 km (32,808 ft) | −49.9 °C | 26,500 Pa | 0.4135 kg/m³ | 299.5 m/s |
| 15 km (49,213 ft) | −56.5 °C | 12,112 Pa | 0.1948 kg/m³ | 295.1 m/s |
| 20 km (65,617 ft) | −56.5 °C | 5,529 Pa | 0.08891 kg/m³ | 295.1 m/s |
| 30 km (98,425 ft) | −46.6 °C | 1,197 Pa | 0.01841 kg/m³ | 301.7 m/s |
| 50 km (164,042 ft) | −2.5 °C | 79.78 Pa | 0.001027 kg/m³ | 329.8 m/s |
| 70 km (229,659 ft) | −53.6 °C | 5.221 Pa | 8.283 × 10⁻⁵ kg/m³ | 297.1 m/s |
| 86 km (282,152 ft) | −86.3 °C | 0.3734 Pa | 6.958 × 10⁻⁶ kg/m³ | 274.1 m/s |
Uso de la ISA en la práctica
- Los pilotos comparan la temperatura real con el valor ISA a su altitud de presión. Cada grado por encima del estándar eleva la altitud de densidad unos 120 ft.
- Los ingenieros usan la densidad y la viscosidad para calcular números de Reynolds, resistencia y sustentación de drones, cohetes y ensayos en túnel de viento a una altitud determinada.
- La velocidad verdadera es la velocidad equivalente dividida entre √σ, así que a 35,000 ft (σ ≈ 0.31) un avión vuela por el aire casi el doble de rápido de lo que sugiere su velocidad indicada.
- El tiempo real es distinto. La atmósfera estándar es un promedio; cualquier día, la altura real de la tropopausa y las temperaturas pueden diferir varios kilómetros y decenas de grados, sobre todo cerca de los polos y los trópicos.
Preguntas frecuentes
¿Qué es la Atmósfera Estándar Internacional (ISA)?
La ISA es un modelo de referencia de cómo cambian la temperatura, la presión y la densidad con la altitud en condiciones medias de latitudes medias. Al nivel del mar define 15 °C, 1013.25 hPa y 1.225 kg/m³. La temperatura baja 6.5 °C por kilómetro hasta 11 km, luego se mantiene en −56.5 °C hasta 20 km antes de volver a subir en la estratosfera.
¿La Atmósfera Estándar de EE. UU. de 1976 es lo mismo que la ISA?
Sí, a efectos prácticos por debajo de 32 km (unos 105,000 ft): la atmósfera estándar de la OACI y la Atmósfera Estándar de EE. UU. de 1976 usan las mismas constantes y dan los mismos valores. El modelo de 1976 también define capas hasta 86 km y una atmósfera superior aparte hasta 1,000 km.
¿Qué diferencia hay entre altitud geométrica y geopotencial?
La altitud geométrica es la altura real sobre el nivel del mar. La altitud geopotencial tiene en cuenta que la gravedad se debilita con la altura, de modo que un metro geopotencial representa el mismo cambio de energía potencial en cualquier lugar. La atmósfera estándar se define en altitud geopotencial: H = r₀ · Z / (r₀ + Z) con r₀ = 6,356,766 m. A 11 km geométricos la diferencia es de unos 19 m.
¿Cómo se calcula la presión del aire en altitud?
En las capas donde la temperatura cambia linealmente, P = P_b · (T_b / T)^(g₀ / (R · L)). En las capas isotérmicas, P = P_b · exp(−g₀ · (H − H_b) / (R · T_b)). Aquí P_b y T_b son la presión y la temperatura en la base de la capa, L es el gradiente térmico, g₀ = 9.80665 m/s² y R = 287.05287 J/(kg·K).
¿Qué significa ISA +15?
ISA +15 significa que el aire está 15 °C más caliente que el estándar a esa altitud de presión, por ejemplo 30 °C al nivel del mar en lugar de 15 °C. La presión no cambia, así que el aire es menos denso, los aviones rinden peor y la altitud de densidad es mayor que la altitud de presión.
¿Cómo se obtiene la velocidad del sonido a partir de la temperatura?
Para un gas ideal, a = √(γ · R · T), con γ = 1.4 para el aire. Solo depende de la temperatura, así que es de 340.29 m/s al nivel del mar y de 295.07 m/s en la capa isotérmica entre 11 y 20 km.
¿Cómo se calcula la viscosidad del aire?
La viscosidad dinámica usa la ley de Sutherland, μ = 1.458×10⁻⁶ · T^1.5 / (T + 110.4) Pa·s, que da 1.7894×10⁻⁵ Pa·s a 15 °C. La viscosidad cinemática es μ dividida entre la densidad, así que aumenta rápidamente con la altitud a medida que el aire se enrarece.
¿Se prueban todas las herramientas de FreeToolCabin para comprobar su calidad y precisión?
Sí. Cada herramienta del sitio pasa pruebas automáticas en navegadores reales para comprobar que el resultado es correcto y que no hay errores. Si encuentras un fallo o tienes una sugerencia, escríbenos a [email protected] y lo revisaremos.