Allora, scusa se rispondo adesso.. cmq ho provato a fare il tuo problema.. è ho avuto questi risultati:
CP=457.65 ft
IA=2750 ft
PA=2.292.35 ft
SAT=RAT=9°
ISA=10°
CT=-11°
Delta T=-1°
TA=2739 ft
H=2259 ft
Adesso descrivo come ho provato a risolvere il problema.. forse il metodo sarà diverso oppure qualche dato lo indichiamo in modo diverso.. ma cmq.. prima di tutto ho visto cos'abbiamo..:
RAT=9° QNH=1030.2hpa Fe(e)=480ft IA=2750ft
Adesso facendo una piccola analisi.. (spolverando il quaderno del 3 anno... ) ho trovato ke la SAT è ugale alla RAT- Rise (dove rise è l'incremento della temperatura dovuta al movimento dell'aeromobile),ma essendo l'elicottero fermo convengo che RAT=SAT. Quindi incomincio a calcolare Cp=(QNH-1013.25)*27, La PA con la formula inversa IA-(+-CP) e quindi posso calcolare ISA=(-2*PA)/1000 +15° e quindi calcolo il Delta T= SAT-ISA (differenza di temperature) e ricavo la Ct=(4/1000)*IA*Delta T e dopo di che la TA(Altitudine Vera)=IA+(+-Ct) e quindi gli sottraggo la Fe(elevazione aeroporto) per ottenere l'altezza del velivolo (H=TA-Fe)
Spero di non fare brutte figure.. Fammi sapere com'è andata e se è giusto il procedimento
Saluti Freccia!
Ps.
Forse ormai è inutile..cmq almeno adesso (se il procedimento è giusto) sai come affrontare i prossimi problemi..