Индика́торная ско́рость лета́тельного аппара́та, скорость летательного аппарата, которую в определённых условиях полёта будет показывать бортовой прибор-указатель (индикатор) системы, основанной на измерении разности давлений в динамических и статических камерах приёмника воздушных давлений (ПВД), если при этом давления в обеих камерах ПВД (полное давление заторможенного потока $p^*$ и атмосферное давление $p_H$ на высоте полёта) соответствуют их истинным значениям и без искажений передаются бортовому прибору. Такую систему ПВД называют идеальной.

Характерной особенностью заложенного в систему ПВД принципа её работы является то, что она не позволяет непосредственно измерять скорость летательного аппарата $V$, а обычно фиксирует в зависимости от условий полёта индикаторную земную скорость $V_{iз}$ либо собственно индикаторную скорость $V_i$. Если бы $p_H$ и плотность воздуха $\rho _H$ на высоте полёта совпадали со значениями $p_c$ и $\rho_ c$ на уровне моря, то система ПВД показывала бы скорость летательного аппарата. Если же было бы $p_H \!=\! p_c$, а $\rho _H$ отличалась от $\rho_ c$, то указатель показал бы индикаторную скорость. Во всех остальных случаях бортовой прибор идеальной системы ПВД индицирует индикаторную земную скорость летательного аппарата $V_{iз}\! =\!f(V_i, p_H)$, причём $V_i \!=\! f(V, \rho _H)$. И только при очень малых скоростях, когда можно пренебречь сжимаемостью воздуха, он покажет индикаторную скорость.

Индикаторная скорость является важным параметром движения летательного аппарата, зная который можно рассчитать как его скорость, так и действующие на летательный аппарат в полёте аэродинамические силы и моменты. Для самолёта, кроме того, она однозначно определяет угол атаки и коэффициент подъёмной силы в установившемся горизонтальном полёте при заданных его массе и конфигурации и заданном числе Маха полёта $M_ \infty$.

Взаимосвязь между скоростями летательного аппарата можно получить, воспользовавшись уравнениями Бернулли для сжимаемого и несжимаемого газов и формулой Рэлея для сверхзвуковых течений. Она выражается зависимостями $V_i\! =\! \Delta ^{ \frac{1}{2}}V$, $V_{iз}\! = \!V_i\!-\! \delta V_{сж}$, $V\! = \! \frac{ V_i}{ \Delta^{ \frac{1}{2}}}$, где $\Delta\! = \! \frac{ \rho_ H}{ \rho_ c}$ – относительная плотность воздуха на высоте полёта $H$, $\delta V_{сж}$ – поправка на сжимаемость воздуха, учитывающая различие чисел Mаха при $V_{iз} \!=\! const$ на высоте $H$ и на уровне моря в условиях стандартной атмосферы. Обычно эту поправку определяют расчётом, а его результаты представляют в виде трёх номограмм: $δV_{сж}\! =\! f(V_{iз}, H)$ для $M_ \infty \! < \!1$ и $V_{iз}\! <\! a_c$; $M_ \infty\! \geq \!1$ и $V_{iз}\! \geq \!a_c$; $M_ \infty \! \geq\! 1$ и $V_{iз}\! \leq \!a_c$, где $a_c$ – скорость звука в воздухе в стандартных земных условиях.