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校准空速(CAS)是通过总压 (Pt) 和静压 (Ps)的差值获得的。这个差值被称为动压
(q)。由于无法直接测量动压，因而通过两个探头来获得（图A8）。
q = Pt - Ps
皮托管
(备用 + 机长)
副驾驶的在另一侧
静压探头
(备用 + 副驾驶 + 机长)
另一侧对称安装,以避免侧滑误差
图 A8： 皮托管和静压探头
为了获得总压 Pt，通过面向前方的管子来阻止气流，这个管子被称为皮托管，用
于测量冲击压力（图A9）。这个压力的测量考虑了给定飞行高度的环境压力（静态方
面）和飞机的运动（动态方面）。
静压Ps 是通过一系列的垂直于气流的对称的静压探头来测量的。这个测量结果表
示的是给定飞行高度的环境压力（静态方面）。
CAS = f (Pt-Ps) = f (q)
在爬升阶段保持恒定的CAS 可以保持空气动力效应与在海平面时一样，结果，可
以消除速度的变化。
概述 掌握飞机的性能
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Ps
Pi Ps0
动压: q = Pt - PS 静压: P S
气流
总压传感器: Pt 静压口
CAS
图 A9： CAS 的确定过程
3.2. 指示空速 (IAS)
指示空速(IAS)是由空速指示器指示的速度。不管是什么飞行条件，若压力的测量
是准确的，则IAS 应该理想地等于CAS。尽管如此，取决于飞机的迎角、襟翼形态、近
地情况（是否有地效）、风向和其他影响参数，会有一些测量误差，主要是静压。这就
导致CAS 和IAS 值之间有小的差异。这个差异被称为仪表修正或天线误差 (Ki)。
IAS = CAS + Ki
3.3. 真空速 (TAS)
飞行中的飞机在气团中运动，而气团本身也在相对地球运动.真空速(TAS)表示的
是飞机在一个与这个气团相关的运动的基准系统中的速度，或者简单地说成飞机在气流
中的速度。它可以利用空气密度(ρ)和压缩性修正值(K)从CAS 中获得。
TAS = (ρo/ρ ) K CAS
3.4. 地速 (GS)
地速（GS）代表的是飞机在固定地面基准系统中的速度。它等于修正了风分量后
的TAS（图A10）。
地速 = 真空速 + 风修正
掌握飞机的性能 概述
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风TAS
GS DA
GS = 地速
DA = 偏流角
TAS = 真空速
图A10：地速和偏流角
3.5. 马赫数
马赫数是TAS 和音速之间的比值。
a
M= TAS
其中 TAS = 真空速
a = 在当时飞行高度的音速
用海里/小时为单位表示的音速为：
a(kt) = 39 SAT(K)
其中 SAT = 以开氏温度计量的空气静温 (环境温度)
音速只取决于温度。结果，马赫数可以被表达如下：
M =
TAS (kt)
39 273 + SAT(°C)
在对流层中以给定的马赫数飞行： 当气压高度增加时，SAT 减小，真空速
（TAS）也减小。或：
越高 ⇒ 越慢
概述 掌握飞机的性能
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分别由飞机皮托管和静压探头测量的Pt 和 Ps 也用于计算马赫数。因此，
=
−
=
s P
f q
P
M f P P
s
t s
现代飞机导航显示器上显示的TAS 通常从马赫数获得。
TAS(Kt) = 39M 273 + SAT( C)
3.6. 真空速 (TAS)的变化
图 A11：真空速的变化--爬升剖面 300 Kt / M0.78
以上图形(图 A11) 解释了在以恒定的CAS（300 海里/小时）和恒定的马赫数
（M0.78）爬升时TAS 相对气压高度的变化情况。
给定的CAS 等于给定的马赫数的高度被称为交叉高度。
200 250 300 350 400 450 500
50
100
150
200
250
300
350
400
450
对流层顶
iso CAS 300
FL
TAS (kt)
iso Mach 0.78
交叉高度
掌握飞机的性能 概述
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4. 飞行力学
当飞机以恒定的速度平飞时，阻力必须和发动机的推力平衡。
一般而言，当发动机的推力大于阻力时，飞机可以使用其剩余推力进行加速和/或
上升。另一方面，当推力不足以补偿阻力时，飞机则被迫减速和/或下降。
在空中，飞机承受4 个力：推力、阻力、升力和重力。若飞机处于稳定平飞，可
以获得以下等式（图A12）：
• 稳定平飞的推力(T) 等于阻力(D = ½ ρ S V2 CD)。
• 重力 (mg) 等于升力 (L = ½ ρ S V2 CL)。
升力
推力
重力 = mg
阻力
图 A12：稳定平飞时的力平衡
4.1.1.1. 标准升力方程
重力 = mg = ½ ρ S (TAS)2 CL (1)
其中 m = 飞机质量
g = 重力加速度
ρ = 空气密度
S = 机翼面积
CL = 升力系数
升力系数 CL 是迎角 (α)、马赫数 (M)和飞机形态的函数。
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4.1.1.2. 标准阻力方程
推力 = ½ ρ S (TAS)2 CD (2)
其中 CD = 阻力系数
阻力系数 CD 是迎角 (α)、马赫数 (M)和飞机形态的函数。
4.1.1.3. 其他公式
• 作为马赫数的函数：
升力和阻力方程可以用马赫数M 表达。结果，方程变为：
重量 = 0.7 PS S M2 CL (3)
推力 = 0.7 PS S M2 CD (4)
其中 Ps
= 静压
• 作为 P0 的函数：
压力比 δ 被引入升力和阻力公式：
0 P
δ = Ps
其中 P0 = 海平面的压力
Ps = 飞行高度层的压力
因此，以下方程与气压高度无关
D
2
0
L
2
0
0.7P SM C
0.7P SM C
=
=
δ
δ
推力
重力
(6)
(7)
(5)
掌握飞机的性能 飞机的限制
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掌握飞机性能－空客(6)
