空速管（英文名：Pitot tube，又称：皮托管、总压管、总—静压管），是感受气流的总压（也称全压）和静压，并将测得的压力数据传送给大气数据计算机、飞行仪表的装置，被广泛应用于军工业中。

空速管最早由法国工程师亨利·皮托于1732年发明，发明之初是用于测量法国塞纳河河水的流速。1858年，法国科学家帕尔·达西对空速管设计进行了修改，使其成为现在的形式。1954年，中国第一只空速管试制成功。20世纪70年代，江西钢厂生产出了用于歼6乙型喷气式战斗机的空速管，国际上的战斗机也于同年代开始采用机身空速管。2014年亮相的歼-10战斗机、JF-17上以及编号为2013的歼-20原型机均取消了机头空速管设计。随着航空航天技术不断发展、新技术诞生以及新飞行器有特殊飞行要求等多种因素共同作用，传统空速管的新问题及其无法满足新需求的情况开始显现。

空速管被用于流量测量应用，例如赛车和空军战斗机中的空气速度。在工业应用中，空速管用于管道、风管和烟囱中的空气流量测量，以及管道、堰和明渠中的液体流量测量。空速管的工作原理：空速管所受到的总压包含静压和动压，通过总压与静压可得到动压数据，动压与飞机和空气相对运动速度相关，相对速度越大动压越大。有了动压就能算出空速，或者直接将测量值转化为飞行仪表读数。

1732年，法国工程师亨利·皮托发明了空速管。在亨利·皮托所处的时代，关于流体速度方面的知识中包含着很多错误的认识，因此需要对此进行纠正。当时，亨利·皮托受命测量法国塞纳河河水的流速，在此过程中他发明了空速管用于测量该河流中流体的流速。1858年，法国科学家帕尔·达西对空速管设计进行了修改，使其成为现在的形式。

早期的空速管只负责测量总压，因此又被称为总压管，而静压的测量是与总压分开进行的。后续为了方便使用，将静压和总压的测量整合到了一起，形成了完整的速度测量使用的现代空速管。空速管被广泛用于流量测量应用，例如赛车和空军战斗机中的空气速度。在工业应用中，空速管用于管道、风管和烟囱中的空气流量测量，以及管道、堰和明渠中的液体流量测量。

在20世纪60年代，美国航空航天局为了满足航天飞机进入大气层时的大气数据测量需求，提出了融于飞行器表面流线的大气数据传感器技术。这种技术依靠嵌入在飞行器前端或机翼的压力传感器阵列来测量飞行器表面的压力分布，并由压力分布间接获得飞行参数的数据传感系统，这就是嵌入式大气数据传感系统（Flush Air 数据 Sensing FADS）。嵌入式大气数据传感系统可测量包括动压、静压、迎角、侧滑角等飞行参数。由于嵌入式大气数据传感系统无需传统机械装置，只需将压力转化为电信号，系统更易于集成化、小型化；压力感受装置是内嵌于飞行器内与飞行器表面平齐，因此不会影响气动外形，适用于大马赫数、大迎角飞行状态下大气数据的精确测量，也便于气动外形上的隐形。同时，嵌入式大气数据传感系统在硬件和软件上的冗余容错能力，使其在可靠性、稳定性、精度和适应范围上都具有优势。另外，由于嵌入式大气数据传感系统的压力传感器一般置于机体内，这使其更能适应未来高超声速飞行器的恶劣严苛的飞行环境。

20世纪70年代开始，国际上的战斗机转而采用机身空速管设计。虽然在数据采集的精度上，机身空速管要差于最佳位置上的机头空速管，但通过对称设置多个L型空速管，利用大气数据计算机更强的数据处理和修正程序的误差补偿，也可保证测量的精度。机身空速管的更为轻便，安装位置更为灵活，但前提是通过风洞测试和试飞所取得的充足大量的气动数据，测量出数据误差与速度、攻角、侧滑角的关系曲线，才能通过大气数据计算机的修正程序，对空速管测量的静压数据进行补偿和修正。所以国际上的诸多机型，在原型机试飞阶段、气动数据积累的早期阶段还是都要在“头顶”安装测量精度高的机头空速管，只是在大量的试飞测试中获得了足够充足准确的气动数据和可靠的修正系数，数据计算机的修正程序可以支撑起数据的修正补偿后，机头进气管才会在量产机型中取消。转而使用机头侧面小巧的机身进气管或者像F-35战斗机、歼-20那样，采用嵌入式大气数据传感技术。

2014年亮相的歼-10战斗机、JF-17上以及编号为2013的歼-20原型机均取消了机头空速管，这一行为降低了雷达结构的设计难度。飞行时空速管受到压力和弯矩影响时，刚性管体的应力会传到复合材料的天线罩上，对作为基座的雷达罩的位置精度和受力不利，特别是在战斗机高速机动时的影响更为明显，结构上的弹性变形会影响到空速管的测量效果。所以，机头空速管对雷达罩尖端连接位置的材料强度要求和结构重量都很高较大，不利于根据雷达技术合理化设计雷达罩的结构。机头空速管的取消，从而使机载雷达罩的结构设计摆脱了空速管的梏，结构设计、加工工艺上将更为自由，可完全按照雷达信号的有利特点来确定雷达罩的层数、罩体厚度、铺叠方式和纤维方向，获得结构强度与重量和雷达波透射性能间平衡的有利结构。

空速管技术在大气数据测量方面最为成熟且应用广泛，至今仍是飞机空速测量的重要方式。然而长远而言，随着航空航天技术不断发展、新技术诞生以及新飞行器有特殊飞行要求等多种因素共同作用，传统空速管的新问题及其无法满足新需求的情况开始显现。在几个主要军事强国竞相发展高超音速飞行器的情况下，空速管的这些问题尤为显著。在高超声速飞行状态下，空速管产生的激波会干扰飞行器整体气动特性，对飞行器攻角、侧滑角的精确控制造成不利影响，并且高超音速飞机产生的气动热极有可能烧蚀传统空速管。

空速管所受到的总压由两部分组成：静压与动压。知道了总压和静压，就能得出动压的数据。而动压又和飞机与空气相对运动的速度有关，气流的相对速度越大，动压就越大。有了动压便可算出空速，或直接将测量值转换为某些飞行仪表的读数。

空速管通常分为亚音速空速管、超声速空速管和补偿式空速管三类。另外还有仅收集全压的应急全压管。

亚声速空速管的头部为半球形。它主要包括全压部分、静压部分和加温元件三个部分。

全压部分用来收集气流的全压，由全压口、全压室、全压导管和和全压接头组成。全压口位于空速管头部,飞行时气流从全压口进入全压室，气流因完全受阻而产生全压,然后经过全压导管前端的开口进入全压导管，最后经全压接头和管路输送到需要全压的部件内。为了防止昆虫等杂物进入，全压导管前端的开口向下。全压室下面设有排水孔，用来排掉全压室中凝结的水珠。

静压部分用来收集气流的静压，由静压孔、静压室、静压导管和静压接头组成。静压孔的位置到空速管前端的距离，约为空速管直径的3倍，并且且沿管子同一截面的圆周均匀地分布，这是为了准确地收集静压。飞行时,气流通过空速管头部时，气流沿着半球形管壁流动，受阻程度逐渐减弱，当气流通过空速管光滑的侧壁时，气流的受阻完全消失，流管变细，流速加快，气流对管身的剩余压力减小；当气流通过静压口处时，气流的流速已恢复到未被扰动时的速度，即为气流的静压；再往后，支架的为影响逐渐增大，气流速度又开始减慢，压力又逐渐增大。

高空飞行时，由于气温降低，空速管将会结冰，因此在空速管中设有加温元件。加温元件为镍铬合金电阻丝制成的加温电阻，加温电阻一般采用直流电源供电，由电门控制其工作。加温电阻通电时，能使空速管内部保持一定的温度，防止因气温降低而使水汽在空速管内结冰，堵塞全压口和静压孔，影响相关设备正常工作。

超音速空速管结构与亚声速空速管结构基本相同，差异之处有两点：一个是管身的形状，另一个是静压孔的位置置和分布。

超声速空速管管身细长、头部稍尖，一方面可以减小超声速飞行时空速管头部激波的强度，另一方面可以减小气流流过空速管时由于流管变细而引起的速度变化。全压口的管壁很薄，并且为平头型,这样可以减小迎角增大时的全压误差。静压孔到前端的距离较远，一般不小于空速管直径的8倍,在超声速飞行时，可以减小甚至避免空速管头部激波对静压收集的影响。静压孔不是沿管子截面的圆周均匀分布的，如有的超声速空速管上部有4个孔，下部有6个孔，两侧没有，可以减小迎角增大时的静压误差。超声速空速管后部的延伸管加长了，而且在超声速飞机上多把超声速空速管装在机头的前方，是为了避免超声速飞行时机体激波对静压收集的影响。

为了削弱空速管头部的激波强度，减小气流对静压的影响，新一代战机的空速管进行了一系列补偿设计，例如，空速管的头部采用小锥形，管身采用流线型细长外形，并设计成特殊形状以改变气流流过空速管时的压力分布等，此类空速管又称为补偿式空速管。补偿式空速管由一个全压室和三个互不相通的静压室C1、C2、C3构成。全压室将迎面气流阻滞使气流速度为零，得到气流的全压。静压系统有一个气动转换器，气动转换器可以根据飞行马赫的变化，自动动转换静压源。

当Ma\u003c1时，第三排静压孔C3，在特定的外形面上，在整个亚音速了行速度范围能够获得精度很高的静压C3，室通过气动转换器与飞机静压管路取联通。当Ma\u003e1时，C3室感受的静压准确，利用C1和C3室之间的压差作用，使机上静压管路与C3室断开，并接通到C1室。因此补偿式全静压管可以在飞机亚声速、跨声速、超声速飞行时输出精度更高的静压。静压室C2输出的静压可送给其他仪表。

当空速管发生故障时，为了保证全压系统的工作，应急全压管向全压系统提供全压。全压管由全压部分和加温装置组成。

全压从全压口经全压室、导管和全压接头进入全压系统仪表设备。全压室下部有两个排水孔，以漏去气流中凝结的水汽。加温装置可防止水蒸气冷凝结冰而堵塞全压孔。全压管一般安装在飞机机头前部或其他气流较平稳的位置，以便准确地收集全压值。某些大型飞机为了提高收集全、静压的可靠性和准确性，通常单独设置全压收集部分和静压收集部分，静压部分通常设置在机身两侧湍流较小处，也有选在非密封的设备舱内。

结构简单、使用方便、制造容易、价格便宜、坚固可靠，只要精心制造并经严格标定、修正，可以达到较高测量流速精度。

亚音速空速管用于亚声速飞机上；超声速空速管用于超声速飞机上；补偿式空速管主要用于战机上；应急全压管则常作为应急设备来使用。

1982年1月13日，美国佛罗里达州航空公司的一架波音737-2222飞机在华盛顿哥伦比亚特区机场起飞后不久，由于空速管结冰给出错误的指示信息，导致飞机失速坠毁。

2009年6月1日，法国航空的447号航班在巴西附近岛屿坠毁，机上216名乘客及12名机组人员全部罹难。该空难的最终调查报告显示，飞机遇难的罪魁祸首是测量飞机速度的皮托管在飞行过程中被飞机所结的冰堵塞，使该飞机无法准确地测量其当时的飞行速度，并由此导致了自动驾驶系统关闭和机组人员应对操作失误等一系列事故，造成飞机失速并迅速坠落从而酿成空难。