精确-国际标准大气表ISA
isa标准温度计算
isa标准温度计算ISA（国际标准大气）是一种通用的标准用来描述大气层的物理特性。
ISA标准温度计算是基于ISA模型的热力学计算方法，通过计算大气层各个高度的温度值，以便于工程和科学领域中的计算和设计。
本文将介绍ISA标准温度计算的基本原理和计算公式，并结合示例进行说明。
ISA标准大气模型假设大气层是层状的并且具有一定的物理特性。
根据这个模型，大气层的温度和高度之间存在一个直接的关系。
在海平面上，ISA标准大气的温度被定义为15摄氏度（°C），而随着海拔的增加，温度以一个恒定的速率下降。
这个速率被称为温度梯度。
根据ISA标准，温度梯度被定义为每升高1000米，温度下降6.5°C。
这意味着在最低层的海平面上，温度是15°C，而在1000米高度处，温度下降到8.5°C。
以此类推，每升高1000米，温度下降6.5°C。
这种温度梯度的定义方便了工程师和科学家在设计和计算中的使用。
为了使用ISA标准温度计算，我们需要以下的计算公式：T = T0 + (T1 - T0) * (h - h0) / (h1 - h0)其中，T表示所需计算的温度值，T0表示起始高度处的温度值，T1表示目标高度处的温度值，h表示所需计算温度的高度，h0表示起始高度，h1表示目标高度。
以一个实际的示例来说明ISA标准温度计算的应用。
假设我们要计算2000米高度处的温度。
首先我们需要确定起始高度和目标高度的温度值。
根据ISA标准，起始高度为0米，温度为15°C。
目标高度为2000米，我们需要使用温度计算公式进行计算。
T = 15 + (8.5 - 15) * (2000 - 0) / (1000 - 0)T = 15 + (-6.5) * 2T = 15 - 13T = 2°C因此，根据ISA标准温度计算公式，2000米高度处的温度为2°C。
ISA标准温度计算在航空工程和气象学中具有重要的应用。
请解释国际标准大气的基准
请解释国际标准大气的基准国际标准大气（InternationalStandardAtmosphere，简称ISA）是一种标准大气模型，用于估算地球大气中的温度、压力和密度。
它被广泛用于航空、宇航、航天工程、空间技术及其他航空器的设计和建造，以及空气动力、声学和气象学的相关研究中。
首先，简要介绍一下ISA的基本特征。
ISA是一个简单的模型，它假定地球大气是静态、绝热、无辐射、无一氧化碳和水蒸汽的“标准气体”，并忽略了实际大气组成中的其他杂质物质，通常假定气体分子速度随温度下降而不变，剩余气体相对密度随温度升高而升高。
在理论上，大气状态从地表到海平面的温度和压力可以以平均的线性变化来加以描述，即温度随高度的增加而减少，压力随高度的增加而减少（绝热情况下）。
根据一个模型，从海平面到11公里以上，温度正比于高度的下降变化率是每1000米的6.5度，压力正比于高度的下降变化率是每1000米的33.3帕。
根据这种变化规律，ISA分为三个部分，分别为海平面到11公里以上（海平面层）、11公里到20公里以上（绝热层）、20公里以上（结构层）。
一般来说，ISA是一个表示空气状态的模型，模型参数是空气温度、压力和密度，它们由表格和图形构成，用于描述大气状态的变化。
根据这个模型，海平面的温度是288.15K，压力1013.25帕。
而空气的压力和温度随着高度的变化而变化。
此外，由于大气中的水蒸汽和其他杂质物质的存在，理想的大气模式描述不完整，ISA只能作为一种理论研究模式，而不是实际应用。
ISA模型可以用于航空、宇航、航天工程、空间技术及其他航空器的设计、建造和评估，保证机翼、螺旋桨等的有效工作。
而且它可以作为空气动力、声学和气象学的研究工具，帮助确定大气状态的要求，建立空气动力学方程和其他计算模型，用于模拟不同的大气条件。
另外，美国空军（U.S. Air Force）将ISA模型作为美国标准气压（U.S. Standard Atmosphere）的基准，使用它来表示机载气象测量仪上报的气象数据，更准确地描述不同大气状态下的气象要素。
飞机机电设备维修《国标标准大气(ISA)》
国标标准大气〔ISA 〕国际标准大气的制定飞行器在大气层中飞行时，其飞行性能与大气的物理性质密切相关。
而大气的物理性质〔密度、温度、压力等〕都会随着地理位置、高度、季节、时间等不同而变化。
同一架飞机在不同地点试飞会得出不同的飞行性能；在同一地点不同时间、季节试飞也会得出不同的结果。
在设计、计算飞机飞行性能时也需要有一个标准的大气物理参数可以采用。
为了便于计算、整理和比拟飞机的试飞结果并给出标准的飞机性能数据，必须有一个标准的大气状态作为基准，为此制定了国标标准大气。
国标标准大气〔ISA 是由国际民航组织ICAO 制定的，它是以北半球中纬度地区大气物理性质的平均值为依据，加以适当的修正建立的。
国标标准大气包括以下主要内容：1、大气是静止的、相对湿度为零的、洁净的完全气体。
大气的物理参数——密度、温度和压力的关系服从完全气体的状态方程。
即：P RT ρ=2-42300——/ ——/ ——287.06/* ——p N m kg m R J kg K T K P 大气压力（）大气密度（）气体常数（）大气的绝对温度（） 从状态方程可以得出大气密度、温度和压力之间的关系：压力不变，密度和温度成反比；密度不变，压力和温度成正比；温度不变，密度和压力成正比。
以海平面作为计算高度的起点，即海平面处H=0。
在该处的大气物理参数：7601013.25p mmHg hPa =（）；015288.15T K =℃（）；31.225/kg m ρ=；340.29/a m s =2、根据海平面大气物理参数值，计算出各个高度上标准大气的物理参数，如表2-2所示。
从表中可以看出，随着高度的增加，大气的密度和压力都在减小。
温度的变化却比拟复杂，在11m 以下的对流层内，每上升1m ，温度下降06.5 6.5K （℃）。
在平流层的底部1120km h km （＜＜），大气的温度为常值-0216.65056.50K （℃)，在平流层的上部，温度又开始上升。
最新权威发布版ISA (国际标准大气)及解释
高度 = 33,000 英尺 实际温度 = -41º C
在 33,000 英尺的标准温度为：ISA = 15 - 2 x 33 = -51º C， 而实际温度为 -41º C，即：比标准温度高 10º C。 结论：飞行条件为 ISA+10。
1.1.2. 气压模型的建立
为了计算给定高度条件下的标准的压力 P，我们进行以下假设：
- 56.5 - 56.5 - 56.5 - 56.5 - 56.3 - 54.3 - 52.4 - 50.4 - 48.4 - 46.4 - 44.4 - 42.5 - 40.5 - 38.5 - 36.5 - 34.5 - 32.5 - 30.6 - 28.6 - 26.6 - 24.6 - 22.6 - 20.7 - 18.7 - 16.7 - 14.7 - 12.7 - 10.8 + + 8.8 6.8 4.8 2.8 0.8 1.1 3.1
ISA table
P
200 300 500 850 1013.25
(hPa)
图 A2：气压高度与气压的函数关系
压力 (hPa) 200 250 300 500 850 1013
气压高度 (PA) (英尺) 38661 34000 30066 18287 4813 0 (米) 11784 10363 9164 5574 1467 0
ISA 温度 = T0 = +15° C = 288.15 K
在 MSL 以上对流层顶以下 (º C) = T0 - 1.98 x [高度(英尺)/1000]
为了快速确定在给定高度的标准温度，可以使用以下的近似公式： ISA 温度 (º C) = 15 - 2 x[高度(英尺)/1000]
注： 在低空，气压每降低 1 hPa，气压高度大约增加 28 英尺。
isa偏差 高度
isa偏差高度
ISA偏差（国际标准大气偏差）是指实际大气条件与标准大气条件之间的差异。
在航空领域，ISA偏差对于飞行性能和飞行计划具有重要意义。
在性能起始页面上，ISA偏差通常指的就是高度。
具体来说，ISA偏差的高度有以下几种可能：
1. 最大巡航高度：飞机在巡航阶段会受到ISA偏差的影响，因此ISA偏差可以用来调整飞行计划，提高燃油效率。
2. 爬升顶点高度：飞机在起飞后，需要克服重力向上爬升。
ISA偏差会影响飞机的爬升速度和高度。
3. 下降顶点的高度：在飞机降落过程中，ISA偏差也会对下降高度产生影响。
4. 航程高度：整个飞行过程中，ISA偏差会对飞行高度产生影响，从而影响航程。
综上所述，ISA偏差在性能起始页面上指的高度是一个
相对广泛的概念，涵盖了飞机飞行过程中的各个阶段。
在实际应用中，飞行员和航空气象学家需要根据ISA偏差调整飞行计划，以保证飞行安全和燃油效率。
isa标准温度计算
isa标准温度计算温度计是测量温度的常用仪器之一，而ISA标准温度计则是国际计量单位制中用于测量温度的标准仪器。
本文将介绍ISA标准温度计的计算方法和应用。
一、ISA标准温度计简介ISA标准温度计是基于国际标准大气模型（ISA模型）的温度计。
ISA模型是一种理想化的大气模型，用于描述大气温度、气压和海拔之间的关系。
在该模型中，大气被假设为是水平均匀的，且温度和压力随海拔高度变化。
ISA标准温度计是根据这个模型设计的，用于在航空航天、气象学和工程领域等实际应用中的温度测量。
二、ISA标准温度计计算方法ISA标准温度计使用摄氏度（℃）作为温度单位，并采用以下公式计算：ISA温度 = ISA标准温度 + 温度梯度 ×海拔高度其中，ISA标准温度是ISA模型在某一高度上的标准温度值，温度梯度是指每提升1米海拔所对应的温度变化值，海拔高度是待测点相对于标准海平面的高度。
三、ISA标准温度计的应用1. 航空航天领域：在航空器和航天器设计和飞行过程中，准确的温度测量对于飞行安全和性能优化至关重要。
航空工程师使用ISA标准温度计来计算不同飞行高度上的温度，以了解飞机的性能和气动特性。
2. 气象学领域：气象学家利用ISA标准温度计来测量大气温度随海拔高度的变化。
这些数据有助于气象学家预测和分析天气系统的形成和演变，提供准确的气象预报。
3. 工程领域：在工程设计中，ISA标准温度计能够提供不同海拔高度下的标准温度值，为工程师提供准确的温度参考，以确保设备和结构的正常运行。
四、ISA标准温度计的局限性尽管ISA标准温度计在许多领域有广泛的应用，但也存在一些局限性。
首先，ISA模型是一种理想化的模型，现实中的大气往往存在复杂的变化和不确定性，因此在实际应用中可能需要考虑修正因素。
其次，ISA标准温度计不能直接适用于非标准大气条件下的温度测量，需要进行适当的修正。
结论ISA标准温度计是一种基于ISA模型的温度计，使用摄氏度作为温度单位。
标准大气压的三种表述方法
标准大气压的三种表述方法的相关标准和规范前言标准大气压是描述地球上大气压强的参考值，是衡量大气压强的基准。
在科学、工程和气象学等领域中，常常需要使用标准大气压来进行计算、评估和设计。
本文将详细介绍标准大气压的三种表述方法，包括国际标准大气（ISA）、美国标准大气（US Standard Atmosphere）以及国际民航组织标准大气（ICAO Standard Atmosphere）。
我们将从标准的制定、执行和效果等方面进行阐述，并对三种表述方法进行比较和分析。
1. 国际标准大气（ISA）1.1 标准的制定国际标准大气（International Standard Atmosphere，简称ISA）是由国际民航组织（International Civil Aviation Organization，简称ICAO）于1953年制定的，后来由联合国教科文组织（United Nations Educational, Scientific and Cultural Organization，简称UNESCO）于1976年再次修订和发布。
1.2 标准的执行国际标准大气被广泛应用于航空、航天、气象学和大气科学等领域。
在航空领域中，飞行员和飞行控制员使用国际标准大气来计算和验证飞行参数，以确保飞行安全。
在气象学和大气科学中，国际标准大气被用来分析和模拟大气层的结构和性质。
1.3 标准的效果国际标准大气提供了一种统一和标准化的方式来描述大气压强和温度随高度的变化。
它为航空和航天工程提供了一个理想的参考模型，使得飞行员和工程师能够进行准确的计算和预测。
2. 美国标准大气（US Standard Atmosphere）2.1 标准的制定美国标准大气（US Standard Atmosphere）是由美国标准大气局（U.S. Standard Atmosphere）于1958年制定的，后来在1976年进行了修订和更新。
国际标准大气ISA完整版
国际标准大气I S AHUA system office room 【HUA16H-TTMS2A-HUAS8Q8-HUAH1688】A.概述1.国际标准大气(ISA)1.1.标准大气模型的建立大气是指地球周围的大气层。
在世界的不同地区，其特点是不同的。
为此，需要采用一组平均的条件，即：国际标准大气 (ISA)。
1.1.1.温度模型的建立下图(图 A1) 解释了标准大气中温度的变化：图 A1： ISA温度国际标准的基础是海平面温度15°C，气压 1013.25 hPa1。
海平面空气标准密度为1.225 kg/m3。
在对流层顶以下，温度以恒定的速率-6.5°C/1000米或 -1.98°C/1000英尺随着高度变化。
标准的对流层顶的高度为11,000 米或 36,089 英尺。
从对流层顶向上，温度保持恒定的-56.5°C。
因此，在ISA模型中被认为是理想气体的空气具有以下特性：1 1013.25 hPa 等于29.92 ‘in Hg。
‘hPa’ 表示百帕，‘in Hg’ 表示英寸汞柱。
在平均海平面 (MSL)：= +15°C = 288.15 KISA 温度 = T在 MSL以上对流层顶以下 (36,089 英尺)：ISA 温度 (oC) = T- 1.98 x [高度(英尺)/1000]为了快速确定在给定高度的标准温度，可以使用以下的近似公式：ISA 温度 (oC) = 15 - 2 x[高度(英尺)/1000]在对流层顶之上 (36，089 英尺)：ISA 温度 = -56.5oC = 216.5 K这个ISA模型作为一个基准，用于比较真实大气条件和相应的发动机/飞机性能。
因此，在给定的高度，大气条件被表达为ISA +/- ISA。
例如：让我们考虑以下条件的飞行：高度 = 33,000 英尺实际温度 = -41oC在 33,000 英尺的标准温度为：ISA = 15 - 2 x 33 = -51oC，而实际温度为 -41oC，即：比标准温度高10oC。
国际标准大气温度
国际标准大气温度1. 介绍国际标准大气温度（International Standard Atmosphere Temperature，简称ISA温度），是指在国际标准大气模型下的大气温度。
它是以海平面为基准，按照一定的规律随高度变化的气温。
ISA温度的定义和计算方法对于航空航天、气象、气候研究等领域具有重要意义。
2. ISA模型国际标准大气模型是一种理想化的气候模型，用于描述大气温度、压力和密度随高度变化的规律。
根据这一模型，大气按照一定的规律分布在不同的层次中，每个层次都有相应的温度和压力值。
ISA模型假设大气是稳定的、由一维气柱组成的，并且假设大气是非湿饱和的。
3. ISA温度的计算方法根据ISA模型，可以计算出不同高度层次的温度。
ISA温度的计算方法如下：3.1 温度梯度ISA模型中，大气温度随高度的变化率称为温度梯度。
温度梯度在不同层次有不同的取值，常用的是以下两个梯度： - 绝热温度梯度（Adiabatic Temperature Gradient）：在对流层中，大气温度随高度上升约6.5°C/km。
- 同温温度梯度（Isothermal Temperature Gradient）：在平流层中，大气温度保持不变。
3.2 基准温度ISA模型中，海平面的温度被定义为基准温度，记为T0，常取为15°C。
3.3 温度计算公式根据温度梯度和基准温度，可以得到不同高度层次的温度计算公式。
具体计算公式如下：•对流层（0-11km）：T=T0−0.0065⋅ℎ，其中T为温度，ℎ为高度（单位：米）。
•平流层（11-20km）：T=T11km，其中T11km为对流层顶部的温度。
•中间层（20-32km）：T=T20km+0.001⋅(ℎ−20000)，其中T20km为平流层顶部的温度。
•局部热层（32-47km）：T=T32km+0.0028⋅(ℎ−32000)，其中T32km为中间层顶部的温度。
国际标准大气(ISA)
579
262
3.80
7.74
0.2586
0.3345
581
274
3.98
8.11
0.2709
0.3473
584
31000
-46.4
287
4.17
8.49
0.2837
0.3605
586
30000
-44.4
301
41
589
29000
-42.5
315
4.57
9.30
0.3107
国际标准的基础是海平面温度 15°C，气压 1013.25hPa1。海平面空气标准密度为 1.225kg/m 3。 在对流层顶以下， 温度以恒定的速率 -6.5 C°/1000 米或 -1.98 C°/1000 英尺随着高度变化。 标准的对流层顶的高 度为 11,000 米或 36,089 英尺。
从对流层顶向上，温度保持恒定的 -56.5 C°。 因此，在 ISA 模型中被认为是理想气体的空气具有以下特性：
hPa
PSI
In.Hg
=P/Po
=ρ/ ρｏ (kt)
40000 39000
-56.5 -56.5
188
2.72
5.54
0.1851
0.2462
573
197
2.58
5.81
0.1942
0.2583
573
38000 37000
-56.5 -56.5
206
2.99
6.10
0.2038
0.2710
573
217
0.3881
591
高度 (米 )
12192 11887 11582 11278 10973 10668 10363 10058
国际标准大气
温度模型
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气压模型
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国际标准大气ISA
国际标准大气I S A 集团标准化工作小组 [Q8QX9QT-X8QQB8Q8-NQ8QJ8-M8QMN]A.概述1.国际标准大气(ISA)1.1.标准大气模型的建立大气是指地球周围的大气层。
在世界的不同地区，其特点是不同的。
为此，需要采用一组平均的条件，即：国际标准大气 (ISA)。
1.1.1.温度模型的建立下图(图 A1) 解释了标准大气中温度的变化：图 A1： ISA温度国际标准的基础是海平面温度15°C，气压 hPa1。
海平面空气标准密度为 kg/m3。
1 hPa 等于‘in Hg。
‘hPa’ 表示百帕，‘in Hg’ 表示英寸汞柱。
在对流层顶以下，温度以恒定的速率°C/1000米或°C/1000英尺随着高度变化。
标准的对流层顶的高度为11,000 米或 36,089 英尺。
从对流层顶向上，温度保持恒定的°C。
因此，在ISA模型中被认为是理想气体的空气具有以下特性：在平均海平面 (MSL)：在 MSL以上对流层顶以下 (36,089 英尺)：为了快速确定在给定高度的标准温度，可以使用以下的近似公式：在对流层顶之上 (36，089 英尺)：这个ISA模型作为一个基准，用于比较真实大气条件和相应的发动机/飞机性能。
因此，在给定的高度，大气条件被表达为ISA +/- ISA。
例如：让我们考虑以下条件的飞行：高度 = 33,000 英尺实际温度 = -41oC在 33,000 英尺的标准温度为：ISA = 15 - 2 x 33 = -51oC，而实际温度为 -41oC ，即：比标准温度高10oC 。
结论：飞行条件为ISA+10。
1.1.2. 气压模型的建立为了计算给定高度条件下的标准的压力P ，我们进行以下假设：对应高度，温度是标准的。
空气是理想气体。
通过测量气压得到的高度被称为气压高度（PA ），可以建立一个标准(ISA)表格 (表 A1)。
ZpPRESSURE ALTITUDEP40000300002000010000Zp = f(p) ISA table(hPa)(km)246810122003005008501013.25图 A2：气压高度与气压的函数关系压力 (hPa)气压高度 (PA) FL= PA/100PA 气压高度 PA = f(P)(英尺)(米)2003866111784390250340001036334030030066916430050018287557418085048131467501013000表 A1：用表格表示的气压高度值示例假定一个体积的气体处于静平衡，其气体状态方程为：dP = gdh其中 = 高度 h的空气密度g= 重力加速度 m/s2)dh = 体积单位的高dP = 对应dh的压力变量理想气体方程为：其中 R = 通用气体常数 J/kg/K)结果：在平均海平面 (MSL)：P= hPa高于 MSL但低于对流层顶 (36,089 英尺)：其中 P= hPa (海平面的标准气压)T= 288 .15 K (海平面的标准温度)= oC/mg 0 = m/s2RTP=ρRg)hT(PPαα01-=R = J/kg/K h = 高度 (m)注： 在低空，气压每降低1 hPa ，气压高度大约增加 28 英尺。
isa标准温度计算
ISA（国际标准大气）标准温度计算是根据国际标准大气模型来确定的。
国际标准大气模型是将大气划分为多个层次，假设每一层中的绝对温度T与位势高度h呈线性变化。
另外，压力P和密度ρ通过同时求解流体静力平衡方程和理想气体定律得到。
流体静力平衡方程为：
γ= g * ρ / P
理想气体定律为：
P * V = n * R * T
其中，γ为比热容比，g为重力加速度，ρ为密度，P为压力，V为体积，n为摩尔数，R为气体常数，T为温度。
ISA标准温度计算通常包括以下步骤：
1. 根据给定的位势高度h，查找对应的压力P和密度ρ。
2. 利用流体静力平衡方程，计算γ值。
3. 根据给定的温度T1和位势高度h1，以及计算得到的γ值，使用线性插值方法计算ISA标准温度T。
4. 若已知ISA标准温度T与实际温度T1的差值（ISA+10℃），则可以通过调整T1来
计算出实际的大气温度。
标准大气参数推算
The International Standard Atmosphere (ISA)Mustafa Cavcar*Anadolu University, 26470 Eskisehir, TurkeyNomenclaturea= speed of sound, m/secg= acceleration of gravity, m/sec2h= altitude, m or ftp= pressure, N/m2 or hPaR= real gas constant for air, 287.04 m2/°Ksec2T= temperature, °K or °Cρ= density, kg/m3Subscripts0= standard sea level conditions11= tropopause caonditionsAbbreviationsICAO = International Civil Aviation OrganizationISA = International Standard AtmosphereMSL = Mean Sea LevelPA = Pressure Altitude1. Standard Atmosphere ModelingFor purposes of pressure altimeter calibrations, aircraft and rocket performance and their design, and so forth, knowledge of the vertical distribution of such quantities as pressure, temperature, density, and speed of sound is required. Since the real atmosphere never remains constant at any particular time or place, a hypothetical model must be employed as an approximation to what may be expected. This model is known as the standard atmosphere. The air in the model is assumed to be devoid of dust, moisture, and water vapor and to be at rest with respect to the Earth (that is, no winds or turbulence). [1]The first standard atmospheric models were developed in the 1920's in both Europe and the United States. The slight differences between the models were reconciled and an internationally accepted model was introduced in 1952 by the International Civil Aviation Organization (ICAO). [1] The International Standard Atmosphere is defined in ICAO Document 7488/2. The ISA assumes the mean sea level (MSL) conditions as given in Table 1.* Professor, School of Civil Aviation; mcavcar@.tr.Table 1 International Standard Atmosphere, Mean Sea Level ConditionsPressure =0p 101 325 N/m 2 = 1013.25 hPa Density =0ρ 1.225 kg/m 3 Temperature =0T 288.15°K (15°C) Speed of sound=0a 340.294 m/secAcceleration of gravity =0g 9.80665 m/sec 21.1. Temperature ModelingThe following diagram (Figure 1) illustrates the temperature variations in the standard atmosphere:Figure 1 International Standard Atmosphere temperature variation [2].Temperature decreases with altitude at a constant rate of -6.5°C/1000m (-1.98°C/1000ft) up to the tropopause. The standard tropopause altitude is 11,000 m (36,089 ft). Therefore, the air which is considered as a perfect gas in the ISA model presents the following characteristics within the troposphere:1000(m)5.60h T T −= (1) or1000(ft)98.10h T T −= (2)For simple estimations, Equation (2) can be assumed1000(ft)20h T T −= (3)The temperature remains at a constant value of -56.5°C (216.65°K) from the tropopause up to 20,000 m (65,600 ft).This ISA model is used as a reference to compare real atmospheric conditions and the corresponding engine/aircraft performance. The atmospheric conditions will therefore be expressed as ISA +/- ∆ISA at a given flight level [2].Example:Let’s consider a flight in the following conditions:Altitude = 31,000 feetActual Temperature = -37ºCThe standard temperature at 31,000 feet is: 4731215−=×−=T ºC, whereas the actual temperature is -37ºC, i.e. 10ºC above the standard.Conclusion: The flight is operated in ISA+10 conditions1.2. Pressure ModelingTo calculate the standard pressure p at a given altitude, the temperature is assumed standard, and the air is assumed as a perfect gas. The altitude obtained from the measurement of the pressure is called pressure altitude (PA). Both Table 2 and Figure 2 show variation of the pressure altitude as a function of the pressure. The last column of Table 2 shows corresponding flight levels for the given pressure altitudes. The flight level is the altitude expressed in hundreds of feet.Table 2 Pressure altitude versus pressure [2].Figure 2 Pressure altitude versus pressure [2].The pressure variations for the International Standard Atmosphere can be calculated by using the hydrostatic equation, perfect gas law and the temperature lapse rate equation. The hydrostatic equation for a column of air (Figure 3):=(4)dpρ−gdhThe equation of state for the perfect gas:RT p ρ=(5)where R is the real gas constant for the air. Dividing the hydrostatic equation by the equation of state gives:dh RT g RT gdh p dp−=−=ρρ (6)The relationship between the pressure at a troposphere altitude and sea level pressure can be obtained by integrating equation (1) between 00=h and h :∫∫=−−=p p h h h T dh R g p dp 00000065.0Performing the above integration, we obtain:2561.5000065.01−=T h p p (7)In equation (7), the unit of 0T is °K, and h is in meters.Pressure above the tropopauseFor the altitudes above the tropopause, the temperature is constant, so that integrating equation (6) from the tropopause to an altitude above the tropopause:∫∫=−=p p h h dh RT g p dp 11111100011results in)(111111h h RT gep p −−=(8)where the parameters with subscript “11” correspond to the values at the tropopause, and =11p 226.32 hPa, =11T 216.65 °K, and =11h 11,000 m1.3. Density ModelingSince the pressure and standard temperature are known for a given altitude, the standard density can easily be calculated from the perfect gas equation (5):RTp =ρ (9)2. International Standard Atmosphere (ISA) Table [2]The International Standard Atmosphere parameters (temperature, pressure, density) can be provided as a function of the altitude under a tabulated form, as given in Table 3:Table 3 International Standard Atmosphere [2]References[1] Talay, T.A., Introduction to the Aerodynamics of Flight, NASA SP-367, NationalAeronautics and Space Administration, Washington, D.C., 1975, p. 6-9.[2] Airbus, Getting to Grips with Aircraft Performance, Airbus Industrie, CustomerServices, Blagnac, 2000, p. 11-16.。