Convertidor de nudos a Mach

Mach 1 son 661,48 nudos a nivel del mar y 576,42 nudos a 35.000 pies

El Mach no es una unidad de velocidad, sino el cociente entre la velocidad verdadera (TAS) de una aeronave y la velocidad del sonido en el lugar donde vuela. La velocidad del sonido depende de la temperatura del aire, de modo que un mismo número de Mach equivale a un número distinto de nudos según la altitud y la temperatura. En la atmósfera estándar al nivel del mar (15 °C), el sonido se propaga a 340,29 m/s, es decir, 661,48 kn, y por eso Mach 1 = 661,48 kn. A 35.000 ft, una altitud habitual de crucero de los aviones de línea, la temperatura baja hasta −54,3 °C y la velocidad del sonido es de 576,42 kn, de modo que el mismo Mach 1 resulta unos 85 kn más lento.

El conversor de arriba calcula el otro campo cuando se escribe un número en el campo de nudos o en el de Mach. Si se indican la altitud de presión y la temperatura exterior, convierte con la velocidad del sonido de esas condiciones. Si se cambia el campo de nudos a la velocidad calibrada (CAS) que marca el anemómetro, también tiene en cuenta la presión del aire a esa altitud. El gráfico altitud–velocidad señala la posición actual y las líneas de Mach, y la banda de velocidad muestra los regímenes desde el subsónico hasta el hipersónico junto con aviones de referencia como el Boeing 787 y el Concorde.

Cómo usar el conversor

1. Escriba un número en el campo de nudos o en el de Mach. El último campo en el que haya escrito pasa a ser el de entrada y se resalta con un borde más grueso. El otro campo se rellena redondeado a dos decimales en nudos y a tres en Mach, y la etiqueta de un campo redondeado termina con «≈».
2. En «Velocidad del campo de nudos», elija la velocidad verdadera (TAS) o la calibrada (CAS). Use TAS para los valores que los datos aeronáuticos dan como TAS, y CAS para la lectura del anemómetro de cabina (velocidad indicada, IAS) o la velocidad de una instrucción de control de tránsito aéreo. La IAS y la CAS solo difieren por el error de instrumento y de posición.
3. Introduzca una altitud de presión en ft o en m, o pulse uno de los botones «Nivel del mar · 10.000 ft · FL350 · 11 km · 60.000 ft». Si deja la altitud vacía, se calcula al nivel del mar.
4. La temperatura exterior se rellena al principio con la de la atmósfera estándar (ISA) para esa altitud. Si conoce la temperatura real, escríbala en el campo. Con «Volver a ISA» se recupera el valor automático.
5. Al tocar o arrastrar el gráfico altitud–velocidad se calcula con esa altitud y esa velocidad verdadera. La línea gruesa del gráfico es la velocidad del sonido (Mach 1) y la línea naranja discontinua indica la velocidad verdadera con el Mach actual al cambiar de altitud. Si elige CAS, se añade una línea negra de puntos con la velocidad verdadera para la misma velocidad calibrada a cada altitud.
6. Cada vez que pulse «Ejemplo», se introduce el siguiente caso: crucero de un avión de línea, velocidad calibrada de 280 kn y crucero del Concorde. «Copiar resultado» copia las condiciones y los valores como texto, y «Copiar enlace» copia una dirección que guarda el estado actual.

Método de cálculo: temperatura → velocidad del sonido → Mach

El conversor obtiene la temperatura y la presión de cada altitud de la Atmósfera Estándar de EE. UU. de 1976. Igual que la Atmósfera Estándar Internacional (ISA) que se usa en aviación, parte de 15 °C y 1.013,25 hPa al nivel del mar. El manual de piloto de la FAA resume este estándar de la OACI como un aire que se enfría unos 2 °C por cada 1.000 ft y alcanza aproximadamente −55 °C cerca de los 36.000 ft.

1. Temperatura a la altitud: parte de 15 °C (288,15 K) al nivel del mar y desciende 6,5 °C por km hasta una altitud geopotencial de 11 km (36.089 ft). Entre 11 y 20 km se mantiene constante en −56,5 °C, y entre 20 y 32 km sube 1 °C por km.
2. Velocidad del sonido: a = √(γRT). El coeficiente adiabático γ del aire es 1,4, la constante del gas R es 8314,32 ÷ 28,9644 = 287,05 J/(kg·K) y T es la temperatura absoluta. Como un nudo equivale a 1852 m/h, expresada en nudos la velocidad del sonido es a = 38,968 × √T kn.
3. Mach: M = velocidad verdadera ÷ velocidad del sonido. Para pasar de Mach a nudos se multiplica, al revés, por la velocidad del sonido.
4. Ejemplo: 35.000 ft son 10,668 km, así que la temperatura es 288,15 − 6,5 × 10,668 = 218,808 K (−54,3 °C) y la velocidad del sonido es 38,968 × √218,808 = 576,42 kn. Una velocidad verdadera de 450 kn equivale entonces a 450 ÷ 576,42 = Mach 0,781.

Si introduce usted la temperatura, solo cambia la T del paso 2. A la misma altitud, una temperatura 10 °C superior a la estándar aumenta la velocidad del sonido en torno a un 2 %, por lo que la misma velocidad verdadera da un número de Mach proporcionalmente menor.

Atmósfera estándar y velocidad del sonido por altitud

Entre 11 km (36.089 ft) y 20 km (65.617 ft) la temperatura es constante, por lo que la velocidad del sonido se mantiene en 573,57 kn. En esta capa, cambiar de altitud no modifica la relación entre el número de Mach y la velocidad verdadera. El manual de piloto de la FAA también indica una velocidad del sonido de 661 kn al nivel del mar y de 574 kn a 40.000 ft.

Valores de Mach habituales

Cómo hallar el Mach a partir de la velocidad calibrada

El reglamento federal de aviación de EE. UU. (14 CFR 1.1) define la velocidad verdadera como la velocidad de una aeronave respecto del aire no perturbado, la velocidad calibrada (CAS) como la velocidad indicada (IAS) corregida por error de posición y de instrumento, y el número de Mach como el cociente entre la velocidad verdadera y la velocidad del sonido. El anemómetro está graduado para el flujo compresible de la atmósfera estándar al nivel del mar, por lo que, en el aire enrarecido de las grandes altitudes, una misma velocidad calibrada corresponde a una velocidad verdadera mucho mayor.

1. Se calcula la presión de impacto qc a partir de la velocidad calibrada. Si la CAS es igual o inferior a la velocidad del sonido al nivel del mar a0 (661,48 kn), qc = p0 × [(1 + 0,2 × (CAS ÷ a0)²)^3,5 − 1], con p0 = 1.013,25 hPa.
2. Con la presión estándar p de esa altitud se obtiene el Mach. En régimen subsónico, M = √(5 × [(qc ÷ p + 1)^(2/7) − 1]).
3. En régimen supersónico se forma una onda de choque delante del tubo de Pitot, de modo que en lugar de esas dos ecuaciones se usa la fórmula de Rayleigh para el tubo de Pitot: qc ÷ p + 1 = 166,92 × M⁷ ÷ (7M² − 1)^2,5, y el lado de la velocidad calibrada tiene la misma forma. El conversor resuelve esta relación a la inversa para hallar el Mach.
4. La velocidad verdadera es el Mach así obtenido multiplicado por la velocidad del sonido del lugar donde vuela la aeronave. La relación entre la velocidad calibrada y el Mach depende solo de la presión, mientras que la velocidad verdadera depende también de la temperatura.

La misma velocidad calibrada de 300 kn es Mach 0,541 a 10.000 ft, pero Mach 0,874 a 35.000 ft. Por eso los reactores de línea respetan su velocidad máxima en velocidad calibrada a baja altitud y en Mach a gran altitud. El manual de la FAA explica que un Mach máximo de operación de 0,82 equivale a unos 306 KCAS a 31.000 ft y a 261 KCAS a 38.000 ft; el conversor da 305,56 kn y 260,83 kn.

Del subsónico al hipersónico, y aviones de referencia

El manual de piloto de la FAA divide a grandes rasgos las velocidades de vuelo en subsónico por debajo de Mach 0,75, transónico de 0,75 a 1,20, supersónico de 1,20 a 5,00 e hipersónico por encima de 5,00. El régimen transónico empieza cuando el flujo de aire sobre alguna parte de la aeronave alcanza por primera vez la velocidad del sonido, y los reactores civiles suelen volar en crucero entre Mach 0,7 y 0,90. El material educativo de la NASA también llama supersónico a Mach 1 a 3 y supersónico alto a Mach 3 a 5, por lo que los límites son aproximados.

La banda de velocidad compara el Mach actual con estos cinco aviones y muestra cuántas veces equivale al de la referencia inmediatamente inferior y al de la inmediatamente superior. El Mach de cada avión de referencia se alcanzó a una altitud distinta, de modo que, al compararlos tras convertirlos a nudos, las proporciones son otras.

Errores frecuentes

• Usar 661,48 kn a cualquier altitud: solo es válido al nivel del mar y a 15 °C. A 35.000 ft, una velocidad verdadera de 450 kn dividida por el valor del nivel del mar da Mach 0,680, pero dividida por la velocidad del sonido de esa altitud da Mach 0,781.
• Introducir la velocidad calibrada como velocidad verdadera: a 33.000 ft, si se introduce una lectura del anemómetro de 280 kn como velocidad verdadera, resulta Mach 0,481, mientras que como velocidad calibrada resulta Mach 0,789. Si el número procede de un anemómetro, elija «Calibrada (CAS)».
• Usar la velocidad sobre el suelo como velocidad verdadera: la velocidad que muestran las páginas de seguimiento de vuelos suele ser la velocidad respecto al suelo (GS), que difiere de la velocidad verdadera en lo que aporta el viento. Con 100 kn de viento en contra, la velocidad sobre el suelo es 100 kn menor que la verdadera.
• Leer los nudos como mph o km/h: 1 kn son 1,852 km/h, es decir, unas 1,151 mph. 500 kn son 926 km/h, unas 575 mph.
• Recordar el Mach como una velocidad fija por hora: «Mach 1 = 1.225 km/h» es el valor al nivel del mar y a 15 °C. A 35.000 ft, Mach 1 son 1.067,5 km/h.
• Confundir altitud geométrica y altitud de presión: la altitud del conversor es la altitud de presión de la atmósfera estándar, que es la que marca un altímetro ajustado a 1.013,25 hPa (29,92 inHg). Puede diferir de la elevación de un mapa o de la altitud GPS según la presión y la temperatura de ese día.

Límites y precauciones

• La atmósfera se trata como aire estándar seco. Si introduce una temperatura, la velocidad del sonido se calcula con ella, pero la presión de cada altitud sigue siendo la de la atmósfera estándar.
• La altitud es la altitud de presión geopotencial, de −2.000 a 100.000 ft (−609,6 a 30.480 m). No se tratan las capas de la atmósfera estándar situadas por encima de 32 km.
• El coeficiente adiabático del aire se fija en 1,4. En vuelo hipersónico por encima de Mach 5 o a temperaturas muy altas cambian las propiedades del aire, por lo que los resultados son aproximados.
• La velocidad calibrada es la CAS, corregida por error de instrumento y de posición. La velocidad indicada (IAS) real puede diferir algo, porque cada aeronave tiene sus propios errores.
• El cálculo es para estudio, comparación y simulación. En la operación real, siga el manual de vuelo y los valores de los instrumentos y del ordenador de gestión de vuelo de la aeronave.

Base: la atmósfera estándar y las fórmulas de la velocidad calibrada son definiciones y no cambian. Los materiales del manual de la FAA, el reglamento federal de aviación, la NASA, Boeing y el Smithsonian se comprobaron el 20 de octubre de 2026.

Fuentes

• 01NOAA·NASA·USAF — U.S. Standard Atmosphere, 1976 (NASA-TM-X-74335)Página 3, tabla 4: −6,5 K/km de 0 a 11 km, 0 de 11 a 20 km, +1,0 K/km de 20 a 32 km; nivel del mar 288,15 K y 101.325 Pa; γ 1,400
• 02William Gracey — Measurement of Aircraft Speed and Altitude (NASA RP-1046, 1980)Páginas 14–15, ecuaciones 3.14 a 3.17: presión de impacto y velocidad calibrada subsónica y supersónica, a0 = 1.116,45 ft/s
• 03eCFR — 14 CFR 1.1 General definitionsDefiniciones de velocidad indicada, calibrada y verdadera, y de número de Mach
• 04FAA — Pilot's Handbook of Aeronautical Knowledge (FAA-H-8083-25C)Páginas 4-3 y 4-4: atmósfera estándar (ISA) y altitud de presión / páginas 5-44 y 5-45: velocidad del sonido de 661 kn al nivel del mar y 574 kn a 40.000 ft, regímenes de velocidad, Mach de crucero de reactores civiles de 0,7 a 0,90, MMO 0,82 = unos 306 KCAS en FL310 y 261 KCAS en FL380 / página 8-9: CAS y TAS
• 05NIST Guide to the SI — Appendix B.8nudo = 0,514 444 m/s, milla náutica = 1.852 m
• 06NASA Glenn Research Center — Mach Number1 < M < 3 supersónico, 3 < M < 5 supersónico alto, M > 5 hipersónico
• 07NASA — First Generation X-1Mach 1,06 a 43.000 ft el 14 de octubre de 1947, primer vuelo supersónico tripulado
• 08Boeing — Boeing Products (787)velocidades similares a las de los fuselajes anchos más rápidos de hoy (Mach 0,85)
• 09Smithsonian National Air and Space Museum — Concorde, Fox Alpha, Air FranceCrucero al doble de la velocidad del sonido a entre 55.000 y 60.000 ft
• 10NASA — SR-71 Blackbird fact sheetDiseñado para crucero a Mach 3,2 a altitudes de hasta 85.000 ft
• 11NASA — X-154.520 mph (Mach 6,7) el 3 de octubre de 1967

Preguntas frecuentes

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