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校準空速(CAS)是通過總壓 (Pt) 和靜壓 (Ps)的差值獲得的。這個差值被稱為動壓
(q)。由于無法直接測量動壓，因而通過兩個探頭來獲得（圖A8）。
q = Pt - Ps
皮托管
(備用 + 機長)
副駕駛的在另一側
靜壓探頭
(備用 + 副駕駛 + 機長)
另一側對稱安裝,以避免側滑誤差
圖 A8： 皮托管和靜壓探頭
為了獲得總壓 Pt，通過面向前方的管子來阻止氣流，這個管子被稱為皮托管，用
于測量沖擊壓力（圖A9）。這個壓力的測量考慮了給定飛行高度的環境壓力（靜態方
面）和飛機的運動（動態方面）。
靜壓Ps 是通過一系列的垂直于氣流的對稱的靜壓探頭來測量的。這個測量結果表
示的是給定飛行高度的環境壓力（靜態方面）。
CAS = f (Pt-Ps) = f (q)
在爬升階段保持恒定的CAS 可以保持空氣動力效應與在海平面時一樣，結果，可
以消除速度的變化。
概述 掌握飛機的性能
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Ps
Pi Ps0
動壓: 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，若壓力的測量
是準確的，則IAS 應該理想地等于CAS。盡管如此，取決于飛機的迎角、襟翼形態、近
地情況（是否有地效）、風向和其他影響參數，會有一些測量誤差，主要是靜壓。這就
導致CAS 和IAS 值之間有小的差異。這個差異被稱為儀表修正或天線誤差 (Ki)。
IAS = CAS + Ki
3.3. 真空速 (TAS)
飛行中的飛機在氣團中運動，而氣團本身也在相對地球運動.真空速(TAS)表示的
是飛機在一個與這個氣團相關的運動的基準系統中的速度，或者簡單地說成飛機在氣流
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）代表的是飛機在固定地面基準系統中的速度。它等于修正了風分量后
的TAS（圖A10）。
地速 = 真空速 + 風修正
掌握飛機的性能 概述
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風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
馬赫數是TAS 和音速之間的比值。
a
M= TAS
其中 TAS = 真空速
a = 在當時飛行高度的音速
用海里/小時為單位表示的音速為：
a(kt) = 39 SAT(K)
其中 SAT = 以開氏溫度計量的空氣靜溫 (環境溫度)
音速只取決于溫度。結果，馬赫數可以被表達如下：
M =
TAS (kt)
39 273 + SAT(°C)
在對流層中以給定的馬赫數飛行： 當氣壓高度增加時，SAT 減小，真空速
（TAS）也減小。或：
越高 ⇒ 越慢
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分別由飛機皮托管和靜壓探頭測量的Pt 和 Ps 也用于計算馬赫數。因此，
 

 

=  


 
 −
=
s P
f q
P
M f P P
s
t s
現代飛機導航顯示器上顯示的TAS 通常從馬赫數獲得。
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）和恒定的馬赫數
（M0.78）爬升時TAS 相對氣壓高度的變化情況。
給定的CAS 等于給定的馬赫數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
對流層頂
iso CAS 300
FL
TAS (kt)
iso Mach 0.78
交叉高度
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4. 飛行力學
當飛機以恒定的速度平飛時，阻力必須和發動機的推力平衡。
一般而言，當發動機的推力大于阻力時，飛機可以使用其剩余推力進行加速和/或
上升。另一方面，當推力不足以補償阻力時，飛機則被迫減速和/或下降。
在空中，飛機承受4 個力：推力、阻力、升力和重力。若飛機處于穩定平飛，可
以獲得以下等式（圖A12）：
• 穩定平飛的推力(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：穩定平飛時的力平衡
4.1.1.1. 標準升力方程
重力 = mg = ½ ρ S (TAS)2 CL (1)
其中 m = 飛機質量
g = 重力加速度
ρ = 空氣密度
S = 機翼面積
CL = 升力系數
升力系數 CL 是迎角 (α)、馬赫數 (M)和飛機形態的函數。
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4.1.1.2. 標準阻力方程
推力 = ½ ρ S (TAS)2 CD (2)
其中 CD = 阻力系數
阻力系數 CD 是迎角 (α)、馬赫數 (M)和飛機形態的函數。
4.1.1.3. 其他公式
• 作為馬赫數的函數：
升力和阻力方程可以用馬赫數M 表達。結果，方程變為：
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：
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關
D
2
0
L
2
0
0.7P SM C
0.7P SM C
=
=
δ
δ
推力
重力
(6)
(7)
(5)
掌握飛機的性能 飛機的限制
　
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