相对高度

飞机到某一机场场面的垂直距离叫作相对高度。飞机起飞、降落时，必颁知道相对高度。真实高度

飞机到正下方地面（如地面、水面、山顶等）的垂直距离叫作真实高度。在飞越高山、空中摄影、航测，尤其是盲降着陆时，需要准确测量真实高度。

绝对高度

飞机到平均海平面的垂直距离叫作绝对高度。在海上飞行时，需要知道绝对高度。我国在1956年规定以青岛验潮站的多年平均海平面为中国统一的高程起算面，称为青岛平均海平面或黄海基准面。

相对高度、真实高度、绝对高度都是以地表面上某一水平面作为基准面的高度，具有稳定的几何形态，故有的文献称其为几何高度。

标准气压高度（QNE）

飞机到标准气压平面的垂直距离叫作标准气压高度。标准气压平面是国际统一规定的气压基准面，它的气压为760mmHg或1013hPa（1013mbar）或29.92inHg。在航线飞行时采用标准气压高度，可以统一高度基准，避免两机相撞的危险。

飞机平飞时，相对高度、绝对高度都不改变，真实高度随飞机正下方地面高度的改变而改变，标准气压高度则随飞机正下方标准气压平面位置的改变而改变。

几种高度的关系是

绝对高度=相对高度+机场标高=真实高度+地点标高

标准气压高度=相对高度+机场标准气压高度

需要指出的是，标高和标准气压高度是不同的，标高是某地到平均海平面的高度，即海拔，标准气压高度则是该地到标准气压平面的高度，它们的基准面是不同的。

场压高度（QFE）

场压高度是以起飞或着陆机场的场面气压（QFE）为基准面的气压高度，简称场压高。在标准大气条件下，场压高度等于相对高度。

当飞机停在跑道上时，气压式高度表指示的场压高度应为零（准确地讲，应为飞机座舵高度）。

修正海压高度（QNH）

修正海压高度即修正海平面气压高度，简称海压高度。它是以修正海平面气压（QNH）为基准面的气压高度。修正海平面气压是根据当时机场的场面气压和标高，按照标准大气条件推算出来的海平面气压值（由气象台提供）。在标准大气条件下，修正海压高度等于绝对高度。当飞机停在跑道上时，气压式高度表指示的海压高度应为机场标高（准确地讲，应为飞标准气压高度、场压高度和修正海压高度都和大气压力有关，可以通过测量大气压力间机座舵高度加机场标高）

接测量，故文献上常把它们称为气压高度。

几种气压高度的关系是:

海压高度=场压高度+机场标高

标准气压高度=海压高度+气压修正高度

气压修正高度是指按照标准大气高度公式计算出来的修正海平面气压值与标准大气压值

之差对应的高度值。在海平面附近（或鉸低高度上），气压与高度的换算值约为11m/mmHg

8.25mhPa或1000 ft/inhg

标准气压高度、场压高度和海压高度可以用气压式高度表测量。真实高度使用无线电高

度表测量。

1.通过测量大气压力（静压）间接测量高度

在重力场内，大气的压力、大气密度均随高度增加而减小，尽管各自的变化规律不同，但仍有规律可循。所以，通过测量大气压力或大气密度可间接测量飞行高度。通过测量大气压力来测量飞行高度的仗表称为气压式高度表，它是航空中广泛应用的飞

2.通过测量大气密度来测量飞行高度

通过测量大气密度来测量飞行高度的方法，使用最多的是放射性电离压力讯或密度计）

原理是根据不同密度的空气被游离所产生的离子流大小的不同来间接测量高度。

3.利用无线电波的反射特性测量高度

利用无线电波的反射特性测量飞行高度的仗表称为无线电高度表，它能测量飞机的真实

利用无线电波的反射特性测量飞行高度的方法，实际上是将高度测量转换为对时间的测

量。由于时间间隔是非常小的，故通常并不直接测量时间间隔，而是测量其他参数来代表时

4.通过测量飞机的垂直加速度，再二次釈分求解飞行高度这种测量方法要求线加速度零位输出小，精度高，釈分运算器精度也高。垂直加速度传感器要经常保持在地垂线方向上，以正确地感受飞机的垂直加速度。利用此种方法测量飞行高度的表，称为惯性高度表。测量飞行高度的方法还有很多，如激光测高仗等。本章主要分析通过测量大气静压，间接测量飞行高度的气压式高度表。

在标准大气条件下，可以推导出高度与气压的关系式，叫作标准气压高度公式。

在11000m以下时:

H=44307.71*（1-（PH/760）^0.1903）

在11000~25000m时，

H=11000+6337Ln(169.63/PH)

中，I为标進气压高度、P为高度H处的静压。
从上两式中可以看出、高度与大气静压存在单值対应关系，静压越小，高度越高。知道某处的静压，利用标准气压高度公式，就可以计算出该处的标谁气压高度。

根据标准大气中静压与高度对应的关系，测量静压的大小、就可以计算出飞行高度。如图所示气压式高度表的感受部分是一个真空膜盒。作用在真空膜盒上的静压为零时，真空膜盒处于自然状态。受大气静压作用后
真空膜盒收縮并产生弹性力。当真空膜盒产生的图1.3气压式高度表基本原理图弹性力与大气静压作用在真空膜盒上的总压力平衡时，真空膜盒变形的程度一定，指针指出相应的高度。高度改変后，气压也随之改变弹性力与总压力由平衡又变成不平衡，使真空膜盒変形的程度改変，直到弹性力与总压力再度平衡时，真空膜盒变形到新的位置，指针指示出改变后的高度。

通过测量气压来表示高度时，选定的基准面不同，测量出的高度也不同。如以标准气压平面为基准面，则仗表指示标准气压高度；如以某一机场的场面气压平面为基准面，则仗表指示的是对该机场的相对高度（即场面气压高度）如以修正的海平面气压为基准面，则仗表指示绝对高度。气压式高度表实质上是一种特殊的测量大气绝对压力的压力表。

如图所示是一种高度表的结构。

 该高度表主要由感受、传送、指示和调整等部分组成。感受部分由两只真空膜盒串联组成，可以増大膜盒変形量，提高仗表灵敏度。传送部分由连杆、因轮等组成，它把真空膜盒的变形传给指示部分指示部分由指针、刻度盘和数字量示器组成。刻度盘每小格表示20f，每隔100f刻有数字。高度数字窗的数字量示单位为1000ft。该数时先该数字量示窗，再谈指针指示值。图中所示高度为调整部分由气压调整旋鈕、茜轮组、数字晶示器等组成。量示器有毫巴（mbar）和英寸假设没有调整机构，高度表就不能选摔不同的测量基准，也就是说它只能测量一种高度定汞柱（inHg）两种不同单位的气压量示窗而不能测量其他种类的高度，这就使它受到了很大的限制。因此，调整机构可以用来选高度基准面，测量不同种类的高度；同时，它还能用来修正气压方法误差。转动调整旋鈕，可使气压量示窗量示选的气压基准值。同时，传动机构还带动真空膜盒组和整个指示机构按标准气压高度关系转动相应数值，从而湿示出相对所选基准面的高度。如果外界大气压力正好为基准值（如在机场），高度晶示零高度；飞机升空后，量示相对高度。

图所示为某型号气压式高度表表面。该高度表的表面主要由刻度盘、高度指针、气压量示窗和气压调整旋鈕组成。指示刻度盘为均匀刻度，长指针、粗指针、细指针每走一个数字分别代表100f、1000ft、10000ft。

气压最示窗可量示的气压范围为28~31inHg，可以通过旋转左下角的气压调整旋鈕来改变气压示窗中的气压值，以达到选揉基准面的目的。图中所示高度约为6500ft。

图所示的鼓式高度表的指示部分由指针、刻度盘和数字湿示器组成。刻度盘每小格表示20f，每隔100ft刻有数字。数字量示从左到右分别为万、千、百位，量示范围为1000-50000f。气压量示窗可量示的气压范围为28-31inHg或948-1050hPa。该数时先该湿示器数字，再该指针指示值。图中所示高度为6500ft。

起飞时，高度表应指示以修正海压平面为基准面的海压高度。

转动气压调整鈕，使气压刻度（或量示数）为修正海压，高度指针应指示机场标高。

起飞前

飞机起飞后，高度指针指示飞机的海压高度。

在起飞上升过程中，应当根据航行管制规定，在透当时候把指示调为标准气压高度。在转动气压调整鈕，使气压刻度为10132mbar（或760mnHg），高度指针即指示飞机的海压高度。

飞行中

航线飞行中，高度表应指示标准气压高度。

在着陆过程中，高度表应指示以修正海压平面为基准面的海压高度（调整时间根据航行管制规定确定）

着陆前

着陆前，转动调整鈕，使气压刻度为修正海压，高度指针便指示海压高度。标准气压高度。

着陆后

着陆后，高度指针指示机场标高。

高度表的误差分为机械误差、方法误差和使用误差。

1.机械误差

由于高度表在构造、材料、制造上的缺陷以及使用中的磨損、变形等引起的差，叫作『导致机械误差。例如，有时在起飞前校正场压时，气压刻度指示机场场压，高度指针却不指零，

原因就是存在机械误差。

机械误差由有资质的人员定期测定后，绘制成修正曲线卡片，如图所示，放在飞机上，供需要时查用。

2.方法误差

气压式高度表是按照标准气压高度公式设计制造的。当实际大气条件不符合标准大气条

件时，指示将出现误差，这种误差叫作高度表的方法误差。它又分为气压方法误差和气温方

法误差两种。

（1）气压方法误差。

高度表测量基准面气压不符合标准大气条件而引起的误差，叫作气压方法误差。气压方

法误差可通过转动气压调节鈕，将气压式高度表的气压刻度调整为当前所需压力值（通常为当前机场修正海压）来进行修正。

周围的大气压力符合标准大气条件时，气压式高度表是没有气压方法误差的。如果大气压力不满足标准大气条件，当飞机从高气压地区飞往低气压地区而未重新拨正高度表时，气压式高度表的指示将大于实际高度，仗表出现多指的误差。相反，当飞机从低气压地区飞高气压地区而未重新拨正高度表时，气压式高度表的指示将低于实际高度，仗表出现少指的误差。

高度表測量基准面的气温以及气温垂直递减率不符合标准大气条件而引起的误差，

（2）气温方法误差。

气温方法误差。气温方法误差需要通过領航计算进行修正。

4.使用误差

调错基准面的气压值会让高度表产生指多或者指少的误差。

 在单位时间内，飞机高度的変化量叫作升降速度或垂直速度。根据升降速度可以计算机在一定时问内上升（或下降）的高度，以及爬升（或下降）一定高度所需要的时间。升降速度表主要用来測量飞机的升降速度，同时还可以辅助地平父反映飞机是否平飞。升降速度表的原理

压力式升降速度表的原理如图所示。它由开口膜盒、毛细管、指示部分等组成。膜盒内部通过一根内径較大的导管与外界大气连通；膜盒外部即表壳内部，通过一根内径很小的毛细管与外界大气相運。飞机高度変化時，外界气压（静压）也要変化。飞机升降速度越快，气压变化率也越大。升降速度表就是利用毛细管对气流的阻滞作用，把气压変化率转変成为压力差，利用开口膜盒感受压力差，从而测量飞机的升降速度。

当飞机平飞时，表売内外的气压相等，膜盒内外没有的空气同时向外流动。膜盒内的空气通过祖导管能够迅速与外界保持平術。表売中的空气運过当飞机上升时，外界気压不断滅小，膜盒内与表売中气流受阻滞，流动絞慢，气斥滅小絞幔，高于外界气压，产生压力差。飞机上升越快压力差，似表指示为零。

压力差越大。受此压力差作用，膜盒收縮，返过传动机构，使指针上指，表示飞机上升。飞机上升改为平飞时，外界气不再変化，膜盒内的气也不再変化。表売中的空气在剩余压力差作用下，逐渐向外流动対一定时间后，表売中气压与外界气压相等，

 膜盒内外压力差等于零，指针回零，表示飞机平飞。
当飞机下降时，与上述情况相反，膜盒膨胀，指针下指，表示飞机下降。

升降速度表的误差主要有气温误差和延迟误差。

1.气温误差

飞机外部、表壳内部气温和毛细管中平均气温不相等时，毛细管两端会产生压力差，使仪表指示出现误差，这就是气温误差。其误差相对值，最大可达30％。气温误差的大小，与升降速度有关。升降速度越大，误差越大；升降速度越小，误差越小。仪表在零刻度附近基本上没有气温误差。因此，用升降速度表检查飞机平飞时，即使忽略气温误差，也有较高的准确度。

2.延迟误差

飞机升降速度跃变时，升降速度表需要经过一段时间才能指出相应数值，在这一段时间内，仪表指示值与飞机升降速度实际值之差，叫作延迟误差。自升升降率
降速度开始跃变到指示接近相应的稳定值所经过的时间，叫作延迟时间。

图中虚线表示飞机升降率变化时，仪表指示值的变化情况，它是一条指数曲线。图中的阴影部分就是延迟误差。

升降速度表要指示实际的升降率，膜盒内外必须有一个稳定的压力差。而这个稳定的压力差只有在毛细管两端气压变化率达到动

平衡状态才能形成。当飞机升降率跃变时，毛细管两端开始出现压力差，而要达到动平衡状态，就需要一个变化过程。在这段时间中，仪表指示只能逐渐变化，不能立刻指示实际值，这样就出现了延迟误差。

飞机升降速度越大，膜盒内外的压力差也越大，因此，延迟误差越大，延迟时间越长。飞机在高空飞行时，由于空气密度小，达到动平衡的时间稍长。因此，高空飞行时延迟时间稍长；低空飞行时延迟时间稍短。一般来说，升降速度表的延迟时间一般只有2~7s一种即时升降速度表通过内建一个机械装置来减小延迟误差，如图所示。

一个小型的活塞在升降速度突变时将做出反应，它通过将膜盒内的空气加压或减压来加快膜盒内外压力差的建立，以便更快地获得准确的数值。需要说明的是，虽然升降速度表存在延迟误差，但在零刻度附近误差却很小，仪表很灵敏。飞机刚一出现上升或下降，仪表立刻会偏离零位。所以，升降速度表是了解飞机上升、下降或平飞状态的重要仪表。

飞机相对于空气的运动速度叫作空速，空速表就是测量飞机空速的仪表。飞行员根据空速，可以判断作用在飞机上的空气动力情况，从而正确地操纵飞机；根据空速，还可以计算地速，从而确定已飞距离和待飞时间。

飞机的空速有真空速、指示空速和马赫数。真空速是指飞机相对于空气运动的真实速度。指示空速是按海平面标准大气条件下动压与空速的关系得到的空速，又称表速。关于马赫数，空速表测量空速的基本原理是感受气流的动压因此我们首先分析它们的关系。我们将在下一节讲述。

飞机相对于空气运动时，可根据运动的相对性，看作飞机不动，空气以大小相等、方向相反的流速流过飞机。如果能够测量出气流速度，空速也就知道了。直接测量气流速度比较困难，但是，流动的空气具有动压，通过测量动压可以知道空速。飞机飞行时，空气相对于飞机运动，在正对气流运动方向的飞机表面上，气流完全受阻滞，速度降低到零。这时，气流的动能全部转化成压力能和内能，使空气的温度升高、压力增大。在气流受到全阻滞，速度降低到零处的压力，叫作全压或总压。全压包括两部分:一部分是由动能转变成的压力，称为动压；另一部分是气体未受扰动时本身实际具有的压力，称为静压，也就是大气压力因此，全压等于动压和静压之和。飞机上可用全压管/静压孔或全静压管来收集气流全压和静压。

如果不考虑空气压缩性，当气流运动方向的飞机表面上，气流全受阻时，压力会升高若认为空气的密度和温度不变，即空气未被压缩，则

 Pd=1/（phV^2）

式中，PD为动压，PH为飞机所在高度的空气密度，V为飞机的空速。该式表明，空速可以由动压、飞机所在高度的静压和气温来反映。

事实上，空气是会被压缩的。空气被压缩时，密度和温度都会升高。因此，气流在全受阻处压力会升高的同时，空气密度和温度都要升高。在考虑到空气的压缩性时，空速与动压的关系就不能用上述公式简单描述了。而在高速飞行时，考虑空气的压缩性是尤为重要的。但根据实际研究证明，不论是亚音速还是超音速，空速都可以由动压、静压和静温来反映。

测量真空速的原理

测量真空速的方法一般有两种，一种是通过感受动压、静压、气温测量真空速，另一种是通过感受动压、静压测量真空速。

1.通过感受动压、静压、气温测量真空速的原理

研究证明，无论飞机是低速飞行还是高速飞行考虑空气的压缩修正量还是不考虑空气的压缩修正量，飞机的真空速都可由动压、静压、气温来反映。如果用三个感受部分，分别感受动压、静压和气温，共同控制仪表的指示，就能指示真空速。

图就是这种真空速表的原理示意图。表中有两个开口膜盒和一个真空膜盒。其中，第一开口膜盒内部通全压，外部通静压，其变形大小由动压决定；第二开口膜盒与内装感温液体的感温器相连，其变形大小由气温决定（感温器装在飞机外面，感受大气温度，受热后液体气化，压力增大）；真空膜盒感受静压，变形大小由静压决定。真空膜盒和第二开口膜盒共同控制支点位置，改变传送比。

如果静压，气温不变而动压增大，则说明真空速增大，这时第一开口膜盒膨胀，通过传送机构，使指针转角增大；如果动压气温不变而静压减小，也说明真空速增大，这时真空膜盒膨胀使支点向右移动，减小传送臂，增大传送比，在同样的动压作用下，指针转角增大；

如果动压、静压不变而气温降低，则说明真空速减小，这时第二开口膜盒收缩，使支点向左移动、减小传送比，指针转角减小。

由此可知，指针转角随动压增大而增大，随静压减小而增大，随气温降低而减小，它们的关系符合空速与动压、静压、气温的关系，可以用于测量真空速。

2.通过感受动压、静压测量真空速的原理

上述真空速表结构完善，准确度较高，但有它有三个敏感元件，结构比较复杂，并且空气静温也不容易测得，因此这种空速表较少应用。

在标准大气条件下，高度在11000m以上时，由于气温不随高度变化，故空速只决定于动压和静压。高度在11000m以下时，气温和静压具有一定的对应关系。因此，在标准大气条件下由于温度和静压互相对应，所以可以通过感受动压、静压来测量真空速。这种真空速表的原理如图所示。动压增大时，开口膜盒膨胀，使指针转角增大；静压减小时，真空膜盒膨胀，支点向右移动，传动比增大，也使指针转角增大。从而，仪表的指示可以按照标准大气条件下，真空速与动压、静压的关系，随动压、静压变化，指示出飞机的真空速。

这种真空速表没有感受气温的部分，真空膜盒不仅反映了静压，也反映了温度对真空速的影响。它的结构比较简单，在现代飞机上得到广泛应用。但是，当外界实际气温不等于标准气温时，这种真空速表将出现气温方法误差。

测量指示空速的原理

根据指示空速的定义，我们把空速与动压、静压、气温关系式中的静压和气温设为海平

1.基本原理

面标准大气参数，即PH=Po、TH=TO或PH=Po。这样，

 Pp=5p0

空速就只与动压有关，于是，仅测量动压就可以表示指示空速。

指示空速表的原理如图11.13所示。开口膜盒在动压的作用下产生变形，带动指针指示。指针的转角完全取决于动压的大小，即指示空速的大小。空速大，动压也大，仪表指示也越大；反之，指示小。可见，指示空速表是根据海平面标准大气条件下，空速与动压的关系，利用开口膜盒测动压，从而表示指示空速。

2.指示空速与真空速的关系

指示空速仅是动压的量度，而真空速与动压、静件，也就是说、飞机在标准海平面上飞行，指示空速图指示空速表的基本原理图压和气温有关，因此两者是不同的。

如果飞机周围的大气参数符合海平面标准大气条等于真空速。

如果保持真空速不变，而飞行高度升高，一方面空气密度减小，使动压减小；另一方面，气温降低，空气易于压缩，压缩性修正量增大，要使动压增大。但空气密度比空气压缩性修正量变化得快，因此实际动压变小，指示空速小于真空速。高度越高，它们的差别越大。在同时装有指示空速和真空速指针的组合型空速表上可以看到飞机飞行高度不高时，两针指示基本一致；随着飞行高度增加，真空速指示就越来越大于指示空速的指示

3.测量指示空速的作用

指示空速虽然不等于真空速，但是它反映了动压的大小，即反映了飞行时作用在飞机上的空气动力情况，这对操纵飞机有重要作用。

飞机平飞时，升力等于重力。重力一定，升力也应一定，才能保持平飞。根据飞行原理，升力公式为

Y=CyS-PHV2=CySPD

式中，Y为升力，S为机翼面积，Cy为升力系数，它反映迎角的大小。在小于临界迎角范围内，迎角越大，升力系数也越大。由上式可见，增大迎角时，升力系数变大，要想保持升力不变，必须减小动压；反之，减小迎角时，要想保持升力不变，必须增大动压。因此，大的迎角对应于小的动压，即对应于小的指示空速；小的迎角对应大的动压，即对应于大的指示空速。这就是说，飞行员根据指示空速，可以保持所需要的迎角飞行。另外，飞机在不同的高度上平飞时，欲保持一定的迎角，所需的指示空速值一般是不变的。因此，不管飞行高度如何变化，飞行员只要记住一个指示空速值就可以了。但是，各高度上指示空速相同时，真空速却不一样。由此可见，飞行员根据指示空速操纵飞机，比用真空速操纵飞机更为方便。 

 所示为一种指示空速表。它主要由开口膜盒、传送机构和指示部分组成图所示为某轻型飞机空速表表面。该空速表可直接显示指示空速，经修正后

还可显示真空速。这种表还装有一套大气密度误差修正装置，它由仪表上方小窗中的气压高度刻度盘（单位为千英尺）左下方小窗中的真空速刻度盘和上方固定的气温刻度等组成转动右下方的调整旋钮，两部分刻度盘随之转动在气压高度刻度盘上当时飞机的标准气压高度与大气温度对正后，指针在真空速刻度盘上的指示值即为飞机真空速。

许多空速表的刻度盘上都涂有颜色标记，它们代表不同飞行阶段的速度限制范围和各种极限速度，如图所示。

Vso指着陆形态下的最小稳定飞行速度或失速速度。小型飞机上，这个速度也称为着陆形态下最大着陆重量时的无动力失速速度。

马赫数Ma是真空速与飞机所在高度的音速之比。当飞机马赫数超过临界马赫数时，飞机的空气动力特性要发生显著的变化，飞机的安全性、操纵性也会出现一系列变化。例如，飞机可能自动倾斜；高空飞行时，飞机可能有明显的俯仰摆动现象；增大飞机的载荷因素时操纵驾驶杆的力量需要大大增加等。跨音速和超音速飞行时，升力系数不仅与迎角有关，而且与马赫数有关，指示空速不再能反映空气动力，因此必须利用马赫数表。

根据真空速与动压、静压、气温的关系以及音速与气温的关系，可以求得马赫数与动压、静压的关系。

（不考虑空气压缩性时），a=kgRT（a为飞机所在高该式说明马赫数仅随动压、静压而变化。

还可以证明，在考虑空气压缩性时，马赫数仍然只与动压、静压有关，只是表达式的结构形式不同。因此，测量动压和静压，可以反映飞机的马赫数。

图所示为一种马赫数表的结构示意图它主要由开口膜盒、真空膜盒、拨杆式传送机构和指示部分等组成。图中A、B和C、D均是主从式拨杆传送机构，通过游丝的作用使两拨杆始终接触。图中5、6为补偿机构。

如果空速增大，动压增大，膜盒1膨胀，通过拨杆A、B使轴4反时针转动，拨杆C、D使扇形齿轮反时针转动，指针指示值增大；若高度增高，静压减小，膜盒2膨胀，通过支架使轴3顺时针转动，轴4向右移动，拨杆D缩短，传动比增大，指示值增大。反之，若空速减小，或高度降低，则指示值减小。只要系统的传动比和刻度按马赫数与动、静压的关系设计，仪表将指示马赫数。

图为一种马赫数表的表面，当前的马赫数约为0.83。

图所示为一种马赫数/空速指示器，其中的白色指针为空速指针，而条纹状指针为马赫数表的指针。这两个指针分别由独立的机械系统来驱动并在各自的刻度盘中分别指示空速和马赫数。

全静压系统用来收集气流的全压和静压，并把它们输送给需要全压、静压的仪表及有关设备。全静压系统是否准确和迅速地收集和输送全压静压，直接影响全静压系统仪表指示的准确性。高度表、升降速度表、空速表和马赫数表等都是基于测量的全压、静压而工作的仪表。一个采用分离仪表的全静压系统及其仪表的结构如图所示。

全静压系统主要由静压孔、全压管、转换开关和全、静压导管等组成。

1.静压孔气压式高度表、空速表和升降速度表需要静压数据，才能输出正确数值。这些仪表通过管路连接到静压孔。静压孔穿过机身蒙皮使飞机外部的静压进入到机内静压管路。静压孔位于机身前侧面无气流干扰的平滑处，此处便于测量静压。它安装在机身蒙皮上稍稍向内凹进，因此称为平齐式静压孔。两种常见的静压孔结构如图所示。

在静压孔周围喷有一圈红漆，其下面标有注意事项。要求保持圈内的清洁和平滑，并且静压孔上的小孔不能变形或堵塞，静压孔区域必须保持清洁和光滑的目的是防止出现干扰气流，影响正确的指示必须注意:在清洗飞机或退漆时，应该用专用盖子堵住静压孔。该堵盖应使用鲜艳的颜色，例如红色，这样容易辨认，便于在下一次航班前将堵盖摘下。

在飞机飞行期间，即使静压孔区域保持清洁、平滑，测量的静压也不会完全等于飞机外的实际静压。这种测量静压与真实静压之差被称为静压源误差（SSE）。它取决于机身的外形、飞机的空速和迎角、襟翼和起落架的位置。静压源误差的校正由大气数据计算机来完成。

另外，飞机的侧滑也会影响静压的测量。在侧滑期间，由于冲压气流的影响，会使机身两侧的静压不一致。为了补偿这一影响，静压孔是在机身两侧对称安装并通过一个三通接头连接在一起，这样就补偿了由于飞机侧滑带来的影响。

2.全压管
全压管将测得的全压加到空速表它通常位于机身的前部、机翼下部或垂直安定面上能够和气流充分接触的地方。所有的全压管在前端都有一个收集气流的全压的开孔。全压管的前端应保持良好的条件，不能影响气流的流动。

在全压管内有一个挡板，它的作用是防止水或外来物进入全压管路。在管的最低点有一个排泄孔，可以将水和灰尘颗粒排到外面。全压管必须保持畅通，只有这样才能保证仪表给出正确的指示。两种常见的全压管结构如图所示。

电加温探头可以防止飞机在飞行期间结冰引起全压管堵塞。注意:如果飞机在地面上接通加热开关，会对管子加温，并且温度很高，触摸时可导致严重烫伤。如果飞机长时间停在地面，全压管必须用专用护盖罩上，以防止水和其他外来物进入。护盖上带有明显标志，以此警告机械员或飞行员在下次飞行前必须摘掉护盖。
在某些类型的飞机上，全压管上也有静压孔。这种类型的管子称为全静压管，也叫空速管，它用来收集气流的全压和静压，如图所示。

全静压管一般包括全压、静压和加温等部分有一支架保持探头离机身蒙皮几英寸，来减小气流的干扰。每个探头上有三类孔:一个孔朝前感受全压，两组孔在侧而感受静压，第三种小孔是排水孔。全压部分用来收集气流的全全压孔位于全静压管的头部正对气流方向。全压经全压室、全压接头和全压导管进入大气数据仪表或系统。全压室下部有排水孔，全压室中凝结的水，可由排水孔或排水系统漏掉。

静压部分用来收集气流的静压。静压孔位于全静压管周围没有紊流的地方。静压经静压室、静压接头和静压导管进入仪表。全静压管是流线型的管子，表面十分光滑，其目的是减弱它对气流的扰动，以便准确地收集静压。

加温部分用来给全静压管加温。加温电阻通电时，能使全静压管内部保持一定温度，防止气流中的水汽因气温降低而在管子中结冰，影响全静压管和有关仪表的正常工作。

为了准确地收集静压，避免全静压管前端及后部支架对静压孔处压力的影响，低速飞机
的静压孔至全静压管前端的距离大致是全静压管直径的3倍，至后部支架也应有一定的距离。
对于高速飞机，这个距离还应该增加。

3.备用全静压系统

为了提高系统的可靠性，现代飞机的全静压系统一般都设置有备用装置。

对于非增压的轻型飞机，通常只有1套备用静压。该备用静压源一般选择座舱的大气，通过一个正常-备用静压源开关来选择，如图所示。

现代民航的大型运输机，通常安装有3套全静压系统（大气数据系统）其中1号、2号（左、右）全静压系统分别为机长位和副驾驶位的全静压仪表提供信号源，而第3套全静压系统就作为备用存在。图所示为A320飞机的备用全静压系统。

4.排水接头

由于空气中有水汽，当外界温度比较低的情况下全压和静压管内就会积聚水分或结冰而导致管路的堵塞；即使没有堵塞，管路中的水分也会影响仪表的测量值。因此，在全静压管路中设有许多放水口，它们会排除积聚在全压和静压管内的水分排水接头有不同的形式:浮子式、螺纹管接头式、哨型，如图。它们安装在全压或静压管的最低处。

全静压系统随着飞机的发展，其管路结构逐渐从简单变得复杂。然而，随着电子技术的发展，复杂的全静压管路系统又被电缆取代，系统又从逐渐复杂变得简单。
轻型飞机通常只安装有一套全静压系统来驱动气压式高度表、升降速度表和空速表，如图所示。

对于早期的大型运输机，通常由两套独立的全静压系统分别为机长和副驾驶的仪表系统现代民航的大型运输机利用大气数据计算机（ADC）计算全静压的数据，同时电子显示提供所需的全静压。

仪表也替代了机械式仪表。各种全静压、大气温度、迎角探头测到的数据转换后直接输入到ADC，经过ADC的处理和计算，将输出数据以电信号的形式经电缆输出到相应的电子显示仪表和系统。同时，利用独立的全静压探头独立的全静压管路，保留气压式备用仪表，或者是自备电池或热电瓶供电的电子式备用仪表。这样，既提高了系统的可靠性，同时大量的全静压管路被电缆代替，从而使飞机的重量减轻、维护方便、造价降低。图分别为B737NG飞机和A320飞机的全静压系统（大气数据系统）结构图。

现代典型飞机上安装有3套独立的全静压系统，机长侧为1号全静压系统，副驾驶侧为2号全静压系统，备用全静压系统为3号全静压系统。它们分别为机长侧、副驾驶侧以及备用仪表提供全静压数据。
正常情况下，机长侧和副驾驶侧的大气数据仪表由对应的全静压源提供数据，备用全静压仪表由3号全静压系统提供。如果机长侧或副驾驶侧大气数据系统出现问题，对于只有2套ADC的飞机，可由另外一侧可以同时给机长和副驾驶的大气数据仪表提供数据；对于设计有3套ADC的飞机，3号全静压源也为3号ADC提供数据源，当1号或2号ADC失效时，由3号ADC提供对1号ADC或2号ADC的备份。

对全静压系统的常见故障分析，可以帮助读者进一步理解全静压系统，也能帮助飞行员在空中处理全静压仪表的特情时提供一个思路。全静压系统的常见故障主要包括全静压管路的堵塞和泄漏。

当“正常”全、静压失效时，一般应首先检查电加温是否正常。若电加温不正常，应设法恢复正常；如果“正常”全、静压仍不能有效工作，则应将全压或静压转换开关放到“备用”位。

如果全静压系统被堵塞而又没有“备用”系统时，应根据全静压系统仪表的工作原理正确判断受影响的仪表，然后综合应用其他仪表，保证飞行安全。