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校準(zhǔn)空速(CAS)是通過(guò)總壓 (Pt) 和靜壓 (Ps)的差值獲得的。這個(gè)差值被稱為動(dòng)壓
(q)。由于無(wú)法直接測(cè)量動(dòng)壓，因而通過(guò)兩個(gè)探頭來(lái)獲得（圖A8）。
q = Pt - Ps
皮托管
(備用 + 機(jī)長(zhǎng))
副駕駛的在另一側(cè)
靜壓探頭
(備用 + 副駕駛 + 機(jī)長(zhǎng))
另一側(cè)對(duì)稱安裝,以避免側(cè)滑誤差
圖 A8： 皮托管和靜壓探頭
為了獲得總壓 Pt，通過(guò)面向前方的管子來(lái)阻止氣流，這個(gè)管子被稱為皮托管，用
于測(cè)量沖擊壓力（圖A9）。這個(gè)壓力的測(cè)量考慮了給定飛行高度的環(huán)境壓力（靜態(tài)方
面）和飛機(jī)的運(yùn)動(dòng)（動(dòng)態(tài)方面）。
靜壓Ps 是通過(guò)一系列的垂直于氣流的對(duì)稱的靜壓探頭來(lái)測(cè)量的。這個(gè)測(cè)量結(jié)果表
示的是給定飛行高度的環(huán)境壓力（靜態(tài)方面）。
CAS = f (Pt-Ps) = f (q)
在爬升階段保持恒定的CAS 可以保持空氣動(dòng)力效應(yīng)與在海平面時(shí)一樣，結(jié)果，可
以消除速度的變化。
概述 掌握飛機(jī)的性能
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Ps
Pi Ps0
動(dòng)壓: q = Pt - PS 靜壓: P S
氣流
總壓傳感器: Pt 靜壓口
CAS
圖 A9： CAS 的確定過(guò)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。不管是什么飛行條件，若壓力的測(cè)量
是準(zhǔn)確的，則IAS 應(yīng)該理想地等于CAS。盡管如此，取決于飛機(jī)的迎角、襟翼形態(tài)、近
地情況（是否有地效）、風(fēng)向和其他影響參數(shù)，會(huì)有一些測(cè)量誤差，主要是靜壓。這就
導(dǎo)致CAS 和IAS 值之間有小的差異。這個(gè)差異被稱為儀表修正或天線誤差 (Ki)。
IAS = CAS + Ki
3.3. 真空速 (TAS)
飛行中的飛機(jī)在氣團(tuán)中運(yùn)動(dòng)，而氣團(tuán)本身也在相對(duì)地球運(yùn)動(dòng).真空速(TAS)表示的
是飛機(jī)在一個(gè)與這個(gè)氣團(tuán)相關(guān)的運(yùn)動(dòng)的基準(zhǔn)系統(tǒng)中的速度，或者簡(jiǎn)單地說(shuō)成飛機(jī)在氣流
中的速度。它可以利用空氣密度(ρ)和壓縮性修正值(K)從CAS 中獲得。
TAS = (ρo/ρ ) K CAS
3.4. 地速 (GS)
地速（GS）代表的是飛機(jī)在固定地面基準(zhǔn)系統(tǒng)中的速度。它等于修正了風(fēng)分量后
的TAS（圖A10）。
地速 = 真空速 + 風(fēng)修正
掌握飛機(jī)的性能 概述
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風(fēng)TAS
GS DA
GS = 地速
DA = 偏流角
TAS = 真空速
圖A10：地速和偏流角
3.5. 馬赫數(shù)
馬赫數(shù)是TAS 和音速之間的比值。
a
M= TAS
其中 TAS = 真空速
a = 在當(dāng)時(shí)飛行高度的音速
用海里/小時(shí)為單位表示的音速為：
a(kt) = 39 SAT(K)
其中 SAT = 以開(kāi)氏溫度計(jì)量的空氣靜溫 (環(huán)境溫度)
音速只取決于溫度。結(jié)果，馬赫數(shù)可以被表達(dá)如下：
M =
TAS (kt)
39 273 + SAT(°C)
在對(duì)流層中以給定的馬赫數(shù)飛行： 當(dāng)氣壓高度增加時(shí)，SAT 減小，真空速
（TAS）也減小。或：
越高 ⇒ 越慢
概述 掌握飛機(jī)的性能
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分別由飛機(jī)皮托管和靜壓探頭測(cè)量的Pt 和 Ps 也用于計(jì)算馬赫數(shù)。因此，
 

 

=  


 
 −
=
s P
f q
P
M f P P
s
t s
現(xiàn)代飛機(jī)導(dǎo)航顯示器上顯示的TAS 通常從馬赫數(shù)獲得。
TAS(Kt) = 39M 273 + SAT(C)
3.6. 真空速 (TAS)的變化
圖 A11：真空速的變化--爬升剖面 300 Kt / M0.78
以上圖形(圖 A11) 解釋了在以恒定的CAS（300 海里/小時(shí)）和恒定的馬赫數(shù)
（M0.78）爬升時(shí)TAS 相對(duì)氣壓高度的變化情況。
給定的CAS 等于給定的馬赫數(shù)的高度被稱為交叉高度。
200 250 300 350 400 450 500
50
100
150
200
250
300
350
400
450
對(duì)流層頂
iso CAS 300
FL
TAS (kt)
iso Mach 0.78
交叉高度
掌握飛機(jī)的性能 概述
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4. 飛行力學(xué)
當(dāng)飛機(jī)以恒定的速度平飛時(shí)，阻力必須和發(fā)動(dòng)機(jī)的推力平衡。
一般而言，當(dāng)發(fā)動(dòng)機(jī)的推力大于阻力時(shí)，飛機(jī)可以使用其剩余推力進(jìn)行加速和/或
上升。另一方面，當(dāng)推力不足以補(bǔ)償阻力時(shí)，飛機(jī)則被迫減速和/或下降。
在空中，飛機(jī)承受4 個(gè)力：推力、阻力、升力和重力。若飛機(jī)處于穩(wěn)定平飛，可
以獲得以下等式（圖A12）：
• 穩(wěn)定平飛的推力(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
圖 A12：穩(wěn)定平飛時(shí)的力平衡
4.1.1.1. 標(biāo)準(zhǔn)升力方程
重力 = mg = ½ ρ S (TAS)2 CL (1)
其中 m = 飛機(jī)質(zhì)量
g = 重力加速度
ρ = 空氣密度
S = 機(jī)翼面積
CL = 升力系數(shù)
升力系數(shù) CL 是迎角 (α)、馬赫數(shù) (M)和飛機(jī)形態(tài)的函數(shù)。
概述 掌握飛機(jī)的性能
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4.1.1.2. 標(biāo)準(zhǔn)阻力方程
推力 = ½ ρ S (TAS)2 CD (2)
其中 CD = 阻力系數(shù)
阻力系數(shù) CD 是迎角 (α)、馬赫數(shù) (M)和飛機(jī)形態(tài)的函數(shù)。
4.1.1.3. 其他公式
• 作為馬赫數(shù)的函數(shù)：
升力和阻力方程可以用馬赫數(shù)M 表達(dá)。結(jié)果，方程變?yōu)椋?br /> 重量 = 0.7 PS S M2 CL (3)
推力 = 0.7 PS S M2 CD (4)
其中 Ps
= 靜壓
• 作為 P0 的函數(shù)：
壓力比 δ 被引入升力和阻力公式：
0 P
δ = Ps
其中 P0 = 海平面的壓力
Ps = 飛行高度層的壓力
因此，以下方程與氣壓高度無(wú)關(guān)
D
2
0
L
2
0
0.7P SM C
0.7P SM C
=
=
δ
δ
推力
重力
(6)
(7)
(5)
掌握飛機(jī)的性能 飛機(jī)的限制
　
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