In grossen Höhen herrscht ein sehr niedriger statischer Luftdruck $p_\mathrm{s}$. Dieser kann mit der Barometrische Höhenformel berechnet werden. Wenn bei einem Flugzeug die Frontscheibe verloren geht, sinkt jedoch der Luftdruck im Cockpit nicht auf den statischen Luftdruck $p_\mathrm{s}$, denn die Luft infolge der Bewegung des Flugzeugs wird wie in einem Pitot-Rohr gestaut und es baut sich im Cockpit der totale Luftdruck $p_\mathrm{t}$ auf.

Angenommen, das Flugzeug fliegt in einer Höhe $h$ unterhalb von 11 000 m. Dann gelten noch die Druckformeln für linearen Temperaturverlauf der Atmosphäre. Das Flugzeug fliege mit der Mach-Geschwindigkeit $Ma$. Dann lässt sich der Druck $p_\mathrm{t}$ im Cockpit wiefolgt berechnen:

Der statische Luftdruck $p_\mathrm{s}$ in der Höhe $h$ lässt sich bis in eine Höhe von 11'000 m nach folgender Formel berechnen:

Berechnungsbeispiel

Angenommen unser Flugzeug fliege auf FL350 (h = 10 668 m) mit einer Geschwindigkeit von Ma 0,8.

Der statische Luftdruck in dieser Höhe beträgt nach Formel (2):

23 842 Pa

Aufgrund des Luftstaus im Cockpit herrscht dort jedoch der höhere Druck nach Formel (1) von:

36 343 Pa

Dies enstpricht einem statischen Luftdruck wie er in einer Höhe von 7856 m herrschen würde.

Quellen

• Barometrische Höhenformel
• Aviatik Formeln
• Adiabatenexponent