空速、表速、雷诺数与马赫数—我的飞行学员朋友都没搞明白

速度的“罗生门”：表速的欺骗性

与直观体验不同，飞行器的速度其实是一系列非常复杂的参数。比较容易理解的比如空速（TAS）和地速（GS），但在飞行员的操作手册里，最核心的却是表速（Indicated Air Speed, IAS）。

理解表速需要先理解空速表的工作原理：它不是测量速度，而是测量动压（Dynamic Pressure）。

q≈½*ρ*v²

其中ρ是大气密度，v是空速。
空速表通过测量皮托管的总压与静压孔的差值来感知动压，并直接将其“翻译”为速度读数。

问题在于： 动压不仅取决于速度，还取决于大气密度。

在海平面，表速约等于真空速。

在空气稀薄的高空：为了产生同样的动压（让指针指在同一个读数），飞机必须飞得快得多。

例如，在高原机场起飞，为了达到同样的抬轮表速（比如 140 节），飞机的真实空速（TAS）可能已经超过 180 节。

为什么表速依然是王道？
既然表速测的不是速度，为什么它如此重要？因为飞机的空气动力学特性（升力、阻力）主要取决于动压，而不是真速。

只要表速达到 150 节，不管是在海平面还是在青藏高原，机翼产生的升力基本就是足够的。

对于飞行员来说，关注表速就是关注“飞机能不能飞起来”，而不需要在大脑里实时计算空气密度公式。

隐形的墙：马赫数与反直觉的“越飞越慢”

表速在低速下很好用，但在高速下会遇到可压缩性的问题。这也引出了一个非常反直觉的现象：在高空巡航时，飞得越高，真空速（TAS）反而可能越慢。

这听起来很荒谬，但请看物理过程：

马赫墙：现代客机在高空受限于阻力发散马赫数（Drag Divergence Mach Number）。比如波音 787，无论飞 3 万英尺还是 4 万英尺，都被限制在 M0.85 左右，再快阻力就暴增了。

声速的真相：马赫数是真空速与当地声速的比值。而大气中的声速仅与温度有关，与密度无关。

越高越冷：在对流层顶（约 36,000 英尺）之前，高度越高，气温越低，声速越慢。

结论：如果你保持 M0.85 爬升，因为分母（声速）在变小，你的分子（真空速 TAS）实际上是在减小的！

这彻底打破了“高空等于高速”的刻板印象。在民航巡航高度层，飞机并没有因为空气稀薄而飞得更快，反而是受限于马赫数，飞得比中空更慢（指 TAS）。

涡轮风扇发动机与涡轮喷气发动机—不同速度指标造成误解的实例

最大的误解：涡扇发动机高空性能差？

一件我在很长时间里百思不得其解的事情是：为什么众多飞行员都认为涡轮风扇发动机（大涵道比）的高空性能随涵道比提高而减弱？

这里的“高空性能”一般指推力。我们来看物理本质：
喷气发动机（无论是涡喷还是涡扇）是吸气式的。在几何结构和转速不变的情况下，其推力直接正比于进气质量流量。

当高度增加，空气密度下降，进气量减少，推力下降。
这个物理规律对所有发动机都是公平的！ 无论涵道比是多少，密度下降带来的推力衰减比例是完全一致的。并不存在“涡扇更怕稀薄空气”这回事。

误解的根源：高原起飞时的“无力感”

既然物理上没区别，为什么飞行员会觉得大涵道比引擎在高原或高空“软绵绵”的？

这种感觉主要来自于高原起飞时的体验差异，其背后的物理原因是动量阻力（Momentum Drag）与真速（TAS） 的关系。

起飞只看表速，但动量阻力看真速：
在高原机场起飞，为了产生足够的升力，飞行员必须加速到和海平面一样的表速（IAS）。
由于空气稀薄，达到同样表速所需的真空速（TAS） 要大得多。

比如海平面 140 节就能抬轮，在高原可能地速要冲到 180 节才行。

涡扇的“软肋”是排气速度低：

涡扇发动机：为了省油，排气速度较低。当起飞时的 因为高原效应而不得不变得很大时， 这一项急剧缩水。飞行员会感觉：“怎么滑跑了这么久，地速都这么快了，飞机还是不想飞起来，推力怎么这么肉？”

涡喷发动机：排气速度极高（力大砖飞）。这点 的增加对它来说不痛不痒，推力依然强劲。

巡航时的真相：
一旦进入高空巡航，无论是涡喷还是涡扇，最大速度通常都受限于气动限制（阻力发散马赫数）。此时，两者的推力随高度变化的规律是一样的（都随密度线性衰减）。

著名的 U-2 侦察机 就是铁证：从涡喷换装涡扇后，升限和高空性能反而提升了。因为在它慢速巡航的状态下，涡扇的高效率优势完全发挥，而没有受到高真速动量阻力的惩罚。

结论：
所谓“涡扇高空性能差”，其实很大程度上是**“高原起飞时高真速带来的动量阻力惩罚”**给飞行员留下的心理阴影。实际上，在相同的巡航马赫数下，涡扇发动机的高空性能并不输给涡喷，且效率完胜。

嵌入式大气数据传感器—如何测量迎角和侧滑角等数据

传统方法的困境

对于飞行器来说，除了速度，方向（迎角 Alpha，侧滑角 Beta） 同样重要。

通航小飞机：看挡风玻璃上的布条。

客机/战斗机：使用机身侧面的风向标（Angle of Attack Vane）。

隐身飞机的挑战

对于 F-117 或 B-2 这样的隐身飞机，任何突出的、可动的金属部件（如风向标）都是巨大的雷达反射源。

F-117 的过渡方案：它保留了四根空速管，但把它们做成了带有四个棱面的菱形。通过测量尖端的总压和四个侧面棱面上的压力差，通过三角函数反解出气流的角度。这是一套昂贵但有效的妥协。

B-2 的终极方案（FADS）：完全取消了空速管。直接在机头原本光滑的蒙皮上开几个不起眼的压力孔（Flush Air Data System）。

难点：这些孔测量的不是自由流，而是贴着机身的、被机身形状严重干扰的边界层气流。

核心科技：FADS 的核心不是传感器本身，而是背后的解算算法。它需要建立一个极其复杂的空气动力学模型，实时从这些“失真”的压力数据中，反推算出真实的自由流速度和角度。

所谓“黑科技”，往往就是把复杂的物理模型写进了芯片里。