大氣分成若干層，首先是對流層，從地面開始一直延伸到 18千米左右。隨后是平流層、中間層、電離層、熱層，最后是外逸層。對流層頂是對流層和平流層的分界線，其厚度和高度都會發(fā)生變化，但通常都符合每上升 1000英尺溫度降低 2°C（溫度在 1°C以上時(shí)）的標(biāo)準(zhǔn)溫度變化率。

1.3.2
國際標(biāo)準(zhǔn)大氣（ ISA）

為了提供一個(gè)統(tǒng)一的國際標(biāo)準(zhǔn)，便于性能計(jì)算和參考，國際民航組織（ICAO）設(shè)立了 ICAO標(biāo)準(zhǔn)大氣。這樣，所有的儀表顯示和航空器性能規(guī)范都可以用這個(gè)標(biāo)準(zhǔn)作為參考。由于標(biāo)準(zhǔn)大氣所設(shè)定的一系列條件在現(xiàn)實(shí)當(dāng)中是很少見的，因此飛行員需要清楚非標(biāo)準(zhǔn)大氣是如何影響儀表顯示和航空器性能的。
標(biāo)準(zhǔn)大氣中，海平面氣壓為 29.92"Hg（1013.25百帕），溫度為 15°C（59°F）。標(biāo)準(zhǔn)氣壓減少率大概為高度每增加 1000英尺，氣壓降低 1英寸汞柱（ 33.86百帕），直到平流層頂。由于所有航空器都是在標(biāo)準(zhǔn)大氣的環(huán)境下進(jìn)行比較和評估的，因此所有的航空器所用儀器需要進(jìn)行標(biāo)準(zhǔn)大氣校準(zhǔn)。因?yàn)檎鎸?shí)的運(yùn)行環(huán)境很少能與標(biāo)準(zhǔn)大氣完全吻合，在儀表和航空性能的實(shí)際運(yùn)用中必須進(jìn)行某些修正。例如，在 10000ISA中大氣壓力應(yīng)該為 19.92"Hg
（29.92"-10"Hg=19.92"），同時(shí)外界溫度應(yīng)為 -5°C（15°C-20°C）。如果實(shí)際溫度或氣壓不等于標(biāo)準(zhǔn)大氣的計(jì)算結(jié)果，那么必須要對性能和各種儀表顯示進(jìn)行修正。
1.3.2.1
壓力高度（ Pressure Altitude）

有兩種方式能夠度量出大氣對航空器性能和儀表讀數(shù)的影響：壓力高度和密度高度。此處的壓力高度是狹義地指在標(biāo)準(zhǔn)氣壓基準(zhǔn)面（ 1013.25百帕， ISA的海平面）之上的高度，它用于統(tǒng)一飛行高度層（ FL）的高度。在涉及航空器性能的計(jì)算中，當(dāng)高度表設(shè)定為 1013.25百帕?xí)r，高度的指示就是標(biāo)準(zhǔn)氣壓高度。而具體的高度表撥正程序，請參考 CCAR-91部第 121條。

1.3.2.2
密度高度（ Density Altitude）

密度高度是針對非標(biāo)準(zhǔn)氣溫進(jìn)行修正后的壓力高度，用于確定在非標(biāo)準(zhǔn)大氣中的空氣動(dòng)力性能。密度高度隨著空氣密度的減小而升高。由于密度的變化直接與氣壓和溫度相關(guān)，因此在一個(gè)給定的壓力高度條件下，可能存在一個(gè)較大的溫度變化范圍，從而引起密度發(fā)生變化。任何一個(gè)溫度和壓力高度的組合，僅有一個(gè)密度與之對應(yīng)�？諝獾拿芏葘�航空器以及引擎的性能有著顯著的影響。無論航空器飛行在海平面以上的真實(shí)高度是多少，同樣的密度高度對應(yīng)的航空器性能是相同的。如果沒有計(jì)算圖表，密度高度可以通過估算得到，即每高于 ISA環(huán)境 1攝氏度就增加 120英尺。例如：在 3000英尺壓力高度上， ISA環(huán)境下的溫度應(yīng)為 9°C（15°C-[溫度遞減率 2°C/1000英尺 x3000英尺 =6°C]）。但是，如果實(shí)際溫度為 20°C（比 ISA環(huán)境下的溫度 9°C多了 11°C），那么 11°C的增量乘以 120英尺等于 1320英尺。將這個(gè)數(shù)值加到初始的 3000英尺上，就得出了此時(shí)的密度高度為 4320英尺（3000英尺 +1320英尺）。

1.
4升力

升力的方向總是與相對氣流和航空器橫軸相垂直。事實(shí)上升力是以機(jī)翼而非地球表面作為參照的。在學(xué)習(xí)飛行操縱時(shí)，很多錯(cuò)誤源于對此理解不準(zhǔn)確。升力并非總是 “向上”的。隨著飛行員操縱航空器進(jìn)行機(jī)動(dòng)飛行時(shí)，它的方向相對于地球表面是會不斷變化的。
升力的大小與空氣密度、機(jī)翼表面積和空速成正比。它也與機(jī)翼的類型和迎角密切相關(guān)。在迎角增加到臨界迎角（失速迎角）前，升力隨迎角的增大而增大。此后如果迎角繼續(xù)增大將會造成升力急劇減小。因此，在傳統(tǒng)航空器上飛行員通過改變迎角和速度來控制升力的大小。