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补充章节 飞机系统其他常用传感器介绍
一、除冰系统
1.除冰系统探测器
对飞机结冰现象的探测主要依靠结冰信号器,该类信号器依据产品外形可以分为外伸式和内埋式两种。根据所采用的关键技术可以分为放射线技术、热交换技术、谐振技术、磁滞伸缩技术、导电环技术等。
放射线技术传感器:利用安装在信号器内的放射元素锶90的放射性来工作的。当没有冰层沉积时,放射线发出的电子束全部被吸收管吸收形成电子负压,使晶体管处于非导通状态。当出现冰沉积时,部分电子被冰层吸收,使得到达吸收管的电子束减少,电压升高,晶体管导通而发出结冰告警信号。
热交换技术传感器:利用一个恒定功率热源向热敏元件加温,同时测量并不断比较热敏元器件上不同点位之间的增温速率,温差变化越大说明结冰的可能性和冰层厚度越大。
谐振技术传感器:利用线圈中的电磁激励原理使传感器中的弹性敏感元器件产生机械谐振,当有冰层沉积时,弹性敏感元件就会发生刚度变化而引起振动频率改变,从而给出结冰告警信号。
磁滞伸缩技术传感器:利用电磁振动原理将传感器设计在一个固定频率点进行超声振动,当有结冰沉积时,其振动频率相应改变,变化达到一定程度时就出现告警信号。
导电环传感器:利用电桥电路中的测温电阻在低温下的阻值变化引起电桥电路的不平衡,使导电环接通或断开而给出告警信号
光纤式传感器：该类传感器是利用光的发射与接收原理,通过在光纤中传播的发射光被接收后的信号强弱来判断结冰的严重程度。其具备以下优点:灵敏度高,能够探测出0.1 mm以下冰层厚度;预警时间短,预警响应时间不大于2 s;探测范围宽,最大探测冰层厚度超过5.0 mm;具有冰型判别功能,能够实现结冰告警,进行除冰效果判断,实现对飞机结冰的控制管理。缺点是体积较大,并易受强光干扰。
最新发展方向：欧美等航空技术先进的国家已经在研发基于神经元网络技术的飞机结冰探测系统,还计划将气象信息与飞机姿态信息相综合,构成结冰安全自动控制和管理的飞行员专用信息系统。
2．除冰技术
飞机上的主要除冰区域有机翼、尾翼 、发动机进气道、螺旋桨、风挡玻璃和测温、测压探头。根据这些部位的不同和除冰所需能量的大小，因而对不同区域有不同的除冰方法。
根据除冰所采用能量形式的不同，常用的除冰方式可分成机械除冰，液体除冰，热空气除冰和电热除冰。
1) 机械除冰
除冰系统未工作，膨胀管维持气动外形，允许结冰。
除冰系统工作，中央膨胀管首先充气，使冰破裂。
中央膨胀管排气后，两侧膨胀管充气，抬起冰块，由气流吹除冰块。
机械除冰方法就是利用气动力把冰破碎，然后借助高速气流将冰除掉。
最早出现的机械除冰系统为膨胀管除冰系统。如右图(图8)所示，该方法是利用飞机部件前缘表面上膨胀管的膨胀作用，使其外表面冰层破碎而脱落的一种机械除冰方法。膨胀管除冰系统一般由空气泵、控制阀、卸压阀、输气管和膨胀管等组成。膨胀管常由涂胶织物制成。用于机翼、尾翼前缘的膨胀管通常有展向、弦向两种布置形式。当膨胀管充气时，管子凸出，使冰破裂，然后经气流吹走。除冰后，膨胀管收缩，以保持一定的气动外形。
图8 膨胀管工作示意
气动除冰罩的优点是工作可靠、节省能量，但它却有一个致命的弱点，即它的阻力大，不适于高速飞行的飞机，并且启动除冰罩除冰时不可能进行的很彻底，将会有一些残留冰，这将使阻力增加，进而破坏飞机原有的气动外形。所以现代高速飞机上很少采用这种系统，只有在个别机种的雷达罩除冰时才采用这种方法。
2) 电脉冲除冰
程序器
脉 冲
发生器
供 电
装 置
蒙 皮
感应器
电脉冲除冰基本原理是采用电容器组向线圈放电，由线圈产生强磁场，在置于线圈附近的导电板(即目标物)上产生一个幅值高、持续时间极为短暂的机械力，使冰发生破裂而脱落。如图9所示。
图9 电脉冲除冰系统
用薄铜带绕制而成的脉冲线圈放在蒙皮内侧并与蒙皮保持一小间隙，此间隙能保证在脉冲力作用下蒙皮产生衰减振动时不至于与线圈相撞。线圈用支架固定在梁或墙上，并以小电感、低电阻的电缆与电容器相连。电容器在充电装置作用下充以高达千伏的直流电，充电后的电容器组与线圈组成的电路由晶闸管（可控硅）进行导通。导通后，贮能电容器向线圈瞬间放电，在线圈周围建立起迅速形成并快速衰减的电磁场。此磁场使金属蒙皮内产生涡流，脉冲线圈与飞机蒙皮间产生一最大为数百牛顿、作用时间却不足 0.1ms 的脉冲力。在该力作用下蒙皮发生小振幅（0.1mm 左右）、高加速度（最大可达 10000g）的衰减振动。蒙皮先加速后减速的剧烈运动使其表面的冰层剥离、粉碎并弹走，其除冰性能远优于其它各种除冰方法。为了减少耗能，可用两次或三次连续脉冲来清除蒙皮表面上的冰，它与单次脉冲除冰相比可节能 40%左右。两次脉冲之间的时间间隔由贮能电容器的充电时间来决定（一般为数秒钟）。
电脉冲除冰系统的主要优点具体如下：
a) 系统工作温度范围大，可在 0℃—-50℃的外界环境温度下工作；
b) 所需能量少。它所需要的能量仅为周期性电除冰系统的 1/60—1/100；
c) 质量轻、结构紧凑、无活动构件，易于维护；
d) 在防冰区外不会形成冰瘤。
3) 液体除冰
液体除冰是一种物理除冰方法，它的基本原理是借助某种液体减小冰与飞机表面附着力或降低水在飞机除冰表面的冻结温度。
液体除冰系统可以连续地或周期地向除冰表面喷射工作液体。要求工作液体具有凝结温度低，与水混合性能好，与除冰表面附着力强，对除冰表面没有化学腐蚀作用，无毒，以及防火性能好等。目前使用的除冰液有甲醇、乙醇（酒精）、乙烯乙二醇等。从性能上看，甲醇的冰点最低，乙醇次之，乙烯乙二醇最高，但从着火危险来说，乙烯乙二醇化学稳定性好，最安全，价格也便宜，所以美国制造的飞机上多用乙烯乙二醇作除液，而苏制飞机则多用乙醇或乙醇与其它液体的混合液作为除冰液。
液体除冰系统在风挡玻璃除冰及活塞式发动机的螺旋桨等部件的除冰上得到了应用，其主要问题是要配备足够的除冰液，并选取适当的方法将除冰液喷射到除冰表面上。
4) 热空气除冰系统
热空气除冰系统是利用飞机发动机引出的热空气流通过高温管路引射或流向飞机需要加温的结构部件或腔体，使其温度超过0℃，以达到除冰的目的。主要用于飞机机翼前缘、平尾/垂尾前缘、发动机唇口及进气道等部位。
用热空气作为热源时，通常采用连续加热，很少采用热气周期除冰系统，这是由于热气除冰系统的热惯性大，容易在加热后形成冰瘤，而且它的控制比周期性电除冰系统困难，热效率也不如电除冰，这大大限制了热气除冰系统的应用和推广。现代喷气式运输机多采用发动机压气机引出的热空气来防冰。
5) 电热除冰
对于飞机机翼、尾翼、直升机旋翼等除冰需热量大的部件，一般均采用周期性电除冰。周期性电除冰可以大大地节省能量。一般周期加热区分区数越多，所需电功率就越小；另一方面，随着分区数的增加，控制变得困难，而且由于电缆等重量的增加，系统总重量亦随之增加，因此通常分区数不超过10。周期性除冰系统要有两种结冰信号警报器：结冰强度及气温危险信号警报器。当结冰强度（单位时间内的结冰厚度）超过危险值时，发出“结冰强度危险”信号，此时需缩短冷却时间；当气温低于设计值时，发出“气温危险”信号，此时应增加加热时间。
随着科技的进步，新型的除冰技术也在不断出现。目前，世界上已出现一种新型的除冰方式——采用红外线加热技术除冰，该除冰技术是将天然气或丙烷气点燃并转化为红外热能，利用红外线加热原理产生热能对飞机表面进行除冰。红外加热飞机外壳时不会穿透机身或玻璃窗，也无任何对人体有害的紫外线辐射。红外线加热除冰技术主要用于地面除冰。如图10。

图10 红外线加热技术除冰中的飞机
波音公司的787“梦幻”飞机的飞机机翼前缘除冰系统采用了GKN宇航公司研发的喷涂金属层沉积技术。波音787”梦幻”飞机——碳纤维/环氧树脂复合材料革命的代表，其复合材料使用量达到了50%，减轻了飞机的重量的同时，也发展了空气动力学，同时也对除冰系统有更高的需求。GKN 宇航公司的这种方案跟以前除冰系统的加热方法完全不一样，采用的是喷涂金属层沉积技术，即将液态金属直接喷涂到玻璃纤维织物上以形成导电层，通过产生的持续均匀的热量来加热复合材料机翼前缘。纤维织物上喷涂的金属层具有双重功效，既作为导电体导电，又作为电热元件产生热量，把电能直接转化为热能。通过该金属喷涂技术可以将金属层置入金属或者复合材料内部。目前，GKN 宇航公司为波音 787 飞机制造的除冰系统就是应用这种技术将金属置入了碳纤维复合材料结构来制备加热垫。GKN 宇航公司为波音 787飞机制造了8个加热垫（附着在前缘缝翼上），每个机翼上有4个。每个加热垫和前缘缝翼构成一个整体，是一个加热区域，每个前缘缝翼（即每个加热区域）又分为4～8个加热面。通过加热垫上预先加工好的孔洞可将加热垫固定在前缘缝翼上。考虑到飞机上的电能十分有限，所以加热垫尽可能的低能耗，该加热垫工作时温度范围为7.2～21.1℃，能量损耗只有45～75kW。该技术还有军事用途，用于V-22“鱼鹰”倾转旋翼机发动机进气口和F-35“闪电-Ⅱ”联合攻击机F135普惠发动机的进气道上，只须按不同需要改变加热垫的形状即可。
上述的几种除冰技术都有各自的优缺点，为了提高防除冰效果,飞机上不同部位通常需要采用多种不同的防除冰系统。以波音777飞机为例,其机上防除冰系统设计主要由结冰自动探测、发动机防冰、机翼防冰、驾驶舱舷窗加温、风挡玻璃加温等系统组成。

二、飞机环境控制主要参数检测
1.概述
飞机环境控制系统是保证飞机座舱和设备舱内具有乘员和设备正常工作所需的适当环境条件的整套装置。飞机环境控制系统包括座舱供气和空气分配、座舱压力控制 、温度控制、湿度控制等。
飞机座舱和设备舱内具有乘员和设备正常工作所需的适当环境条件的整套装置。又称飞机增压和空气调节系统。飞机发明前，人们通过气球试验认识到高空稀薄空气对人体的危害。20世纪30年代中期，飞机座舱增压和空气调节技术得到迅速发展。现代飞机的环境控制系统以控制座舱和设备舱的压力和温度为主，它包括增压座舱、座舱供气和空气分配、座舱压力控制、温度控制和湿度控制等。增压座舱是使舱内压力高于环境气压并按高度自动调节，保持舱内空气清洁。增压气源有两种方式：一是以发动机压气机出口引出的增压空气作为供气源，其优点是简单、可靠，已得到广泛应用；另一种是采用从周围大气中吸入空气，经增压后供气。飞机的空气分配系统是使调温空气流入舱内造成均匀的、令人舒适的空气环境，并要求气流噪声小。旅客机备有个人通风嘴、旅客可随意调节通风量和气流方向。由于飞机有大量的电子设备，其发热量是飞机座舱温度控制中的一个重要问题。特别对于战斗机，除座舱空调外，飞行员可穿着具有热调节功能的通风服或液冷服。舱温在15～26℃时，空气湿度变化对人体影响不大，所以大多数飞机对空气湿度不进行控制。但环境控制系统一般都有除湿装置，以除去制冷系统产生的水分。
2.研究目的
飞机在高空飞行时，其座舱内部环境是与外界大气条件相对存在而且紧密相关的。当飞机从地面升入高空时，它所遇到的外界环境条件的变化是很急剧的：外界大气压力可以从 一个大气压变化到接近真空：可在几分钟内由受地面夏季炎热的炙烤突然遭到严寒的侵袭；还会经常遇到从高温高湿的热带或南方地区地面环境即刻进入温度为负、湿度几乎为零的高空。这种外界环境的急剧变化必然会对飞机座舱内的空气参数产生一定的影响。
大气物理特性主要是指大气的压力和温度、以及湿度等参数随高度的变化规律。这些大气参数对空中人员的生理和机上设备的正常工作都有很大影响，也是进行座舱空气调节系统工作的重要参数。
为了克服飞行环境的变化对飞行人员的不利影响，给飞行员创造良好的工作条件，从而确保飞行安全，现代飞机逐渐地采用了较为完善的空中保障设备。这些设备包括：座舱的密封装置、增压和通风装置、供气的加温和冷却装置、座舱压力和温度的调节装置、氧气设备、安全及指示设备、抗荷装置和高空服装等，通常称为飞机环境控制系统。飞机环境控制系统的另一功能是保证无线电设备的工作，冷却设备舱和为设备舱增压和散热等。其中座舱的增压、通风、加温和冷却装置，以及压力、温度调节装置，通节称为座舱环境控制系统。
对于军用飞机来说，由座舱环境控制系统提供的良好的座舱环境条件，是直接保证飞行人员生命安全和顺利完成飞行任务的基本条件之一，而保持飞机环境控制系统的性能正常，则是机务维护工作的重要内容。
3.主要的控制结构
增压座舱
舱内压力高于环境气压并按高度自动调节的乘员舱，保证乘员在高空飞行时具有舒适、安全的生活和工作条件（见飞机增压座舱）。
座舱供气和空气分配
座舱供气系统是座舱增压和空气调节的气源，主要功用是使舱内气压高于大气环境气压并保持舱内空气清洁。增压气源的主要型式有两种。一种是以发动机压气机出口引出的增压空气作为供气源，其优点是简单、可靠，已得到广泛应用。另一种是采用专门的座舱增压器，从周围大气中直接吸入空气，经增压后供气，可用飞机动力装置机械传动、空气涡轮传动和液压传动等型式。座舱增压器在现代飞机上已很少使用。为确保座舱供气可靠，在多发动机飞机上一般从两台或两台以上发动机引气，以构成两个以上的独立增压气源。
空气分配系统
使调温空气流入并分布于舱内，在舱内造成合适的温度和速度分布，以保证舱内的舒适环境条件。通风空气由空气分配系统的供气喷嘴流入座舱，在舱内流动和通风换气，最后从排气口流出座舱。旅客机座舱空气分配系统要求气流噪声小、舱内温度和速度场均匀。客舱内气流速度一般不超过0.2米/秒。为每个乘客备有个人通风喷嘴，旅客可随意开、闭，调节通风量和气流方向。
座舱压力控制
实现座舱压力控制的主要装置是座舱压力调节器，它由控制器和排气活门（执行机构）等组成。它的功用是使座舱的绝对压力按预定的规律随飞行高度而变化。这种变化规律也称座舱压力制度。这种制度通常因飞机类型而异。压力调节器的另一功用是使座舱压力变化速度保持在适当的范围内。此外，飞机还有一些应急装置，用于在压力调节器失效或其他必要情况下控制座舱压力，保证飞行安全。现代飞机的气密座舱并非绝对气密。座舱由供气装置供气，由排气活门和座舱结构缝隙排气，当供气量与排气量相等时座舱压力维持不变。座舱压力调节器分为气动式、电子气动式和电子电动式等几种型式。战斗机上多采用气动式，运输机则广泛使用电子气动式或电子电动式。更先进的是微处理机控制的数字电动式座舱压力自动控制系统。
温度控制
温度控制系统合理地控制热空气和冷空气，对座舱的热载荷进行平衡，以达到控制座舱温度的目的。热空气通常可直接从发动机压气机引出，冷空气由飞机制冷系统提供。低温冷空气与高温热空气经过温控装置适当混合后,送入座舱或设备舱,以保持需要的温度。座舱温度调定后通常由温控装置自动控制，必要时也可以人工调节。现代飞机机载电子设备日益增加，也会产生大量的热,这不仅使电子设备的温度环境恶化,对座舱温度也有很大的影响，因此必须对电子设备进行冷却。电子设备的冷却，因消耗功率大，要求条件高，是飞机座舱温度控制中的一个重要问题。随着战斗机座舱热载荷的增加，除座舱空调外，飞行员还可穿着具有热调节功能的通风服或液冷服，直接保持适宜的温度。
湿度控制
对空气进行增湿或减湿以保持座舱空气具有适宜的湿度。舱内空气太干燥会使乘员感到不适；舱内空气湿度过大会使空调系统结冰，舱内出现滴水和雾气，座舱玻璃结雾并影响电子设备。舱温在15～26°C范围时空气湿度变化对人体影响不大。所以大多数飞机对空气湿度不进行控制。但环境控制系统一般都有除湿装置，以除去制冷系统产生的水分。
4.飞机环控系统的参数要求及检测
现代飞机广泛采用气密座舱，它可同时解决低压、缺氧、温度调节和通风换气等实际问题，具有良好环境控制系统的气密座舱，是飞机进行高空飞行的主要技术措施。
气密座舱内的空气环境称为座舱的微气候，这种微气候条件的好坏直接影响飞行人员的舒适程度、工作能力和生命安全。
1）对气密座舱的空气参数要求
①座舱空气的绝对压力Pc
所谓座舱绝对压力，是按国际标准大气衡量的座舱充气压力，通常以毫米汞柱表示，也可用座舱高度表示。根据航空生理的要求，座舱最小绝对压力按两种情况提出要求。
一种是高性能军用飞机，Pc应不小于35．44kPa，这相当于8km高度上的大气压力，即座舱高度应不大于8km。在这个绝对压力下，座舱高度大于3．5km后，飞行员必须使用氧气设备，以求增大吸人氧气的分压力。
另一种是载人运输机，由于在一般情况下乘员不使用氧气设备，座舱高度应保持在4km以下。目前，多选用Pc在75．40kPa左右，即座舱高度为2．4km。
②座舱余压△Pc
座舱内部空气的绝对压力Pc与外部大气压力Ph之差就是座舱空气的剩余压力，简称余压，即△Pc=Pc-Ph。
正常情况下，余压值为正，但在某些特殊情况下，也可能会出现负余压。某一飞机所能承受的最大余压值取决于其座舱的结构强度，并与爆炸减压对人体的影响有关。飞行中飞机所承受的余压值与飞行高度有关。国际航空运输协会的医学手册规定,亚音速喷气式客机的最大压差范围约在53.33~58.67kPa(400~440mmHg或7.7～8．5psi)；超音速运输机为65．33kPa(490mmHg或9.5psi)。随着客机使用升限的提高和对舒适性要求的提高，客机的△Pc有增大的趋势，如B-747-400和MD-11飞机的最大余压值达67.39kPa(9.1psi)。
③座舱空气的压力变化速度dPc/dt
飞机在爬升或下降过程中，由于其飞行高度的变化，以及座舱供气流量的突然变化，都可能导致座舱压力产生突变。座舱压力对时间的变化率dPc／dt称为座舱压力变化率。飞机升降速度较大，即外界压力变化速率较大时，舱内压力变化的幅度应当较小，并具有比较缓和的变化率．座舱压力变化宰过大时，轻者使人耳腔疼痛不适，重者产生航空中耳气压症，严重时可能引起耳膜穿孔。所以，除绝对压力外，压力变化率也是一个极为重要的参数。
座舱压力变化速率及其作用时间的长短对人体产生明显的影响，并可引起特殊的疼痛。当飞机爬升、下降和供气量变化时，座舱内空气的绝对压力会发生变化。压力的急剧变化对中耳有根大影响．为了避免航空性中耳炎的发生，必须使中耳和咽部保持相等的压力，由于压力迅速变化，使中耳与喉部的压力不能立即平衡，而使耳膜承受压力，人感到疼痛。但由于耳腔的构造特点，它对空气淹入的限制较大，面对空气流出的限制较小，因此，当座舱压力以比较大的速率下降时(如爬升)引起的不舒履小些；但在相反的情况下，即当座舱压力以较快的速率增加时(如下降)，由于耳膜受着外来的压力，人耳就会搏到疼痛。其次，座舱压力的迅速变化，也可能由于与胃肠道内的空气压力不平衡而引起腹痛。其三，压力变化速率作用时间愈长，负压累积愈大(引起耳痛感的压力主要在于增压过程中中耳负压的累积程度)，耳痛感程度愈大，严重时导致鼓膜破裂。因此，对座舱压力变化速率是有规定要求的，而且增压速率和减压速率是不相等的。
生理试验证明，对于一般健康人而言，人体对座舱压力变化率的耐受能力主要决定于压力变化率的大小及其作用时间。对于大约为153m/min(近似2.5m/s)的垂直上升速度(相当于29.33~30.67Pa/s(0.22～0．23mmHg/s)的压力降低速度)，以及92m/min(近似1.5m/s)的垂直下降速度(相当于17．33～18．67Pa/s(0．13～0．14mmHg/s)的压力增长速度)，它们对人体可以长时间作用而不致产生航空中耳气压症。上述数字还说明，人体对压力降低速度的耐受能力要比压力增长速度的耐受能力高。乘客对于压力变化速度的耐受能力，各种资料推荐的数字略有不同，实际上各种机型采用的数值也略有差别，如前苏制安-24飞机的压力变化速率取0.40Pa/s(0．18mmHg/min)，英、美等国制造的飞机通常取座舱高度爬升率为2.54m/s(500ft/min)，座舱高度下降率取1.78m/s(350ft/min)。
当座舱压力发生变化时，座舱压力调节器应自动地进行调节，即在调节压力的过程中保证座舱压力变化速率不大于上述推荐的允许值。另外，在飞行中应鼓励旅客用打哈欠 。
2）座舱气密性的要求
飞机座舱的密封是进行座舱环境控制的首要条件，但是，座舱要达到绝对密封是十分困难的。因而，对座舱的气密性都有一定要求，在保证安全的条件下，允许有一定的漏气量。
对座舱气密性的要求，国家军用标准GJB ll93—1991明确规定，包括环境控制系统在内的座舱允许的最大泄漏量，应选用下列较小者。
（1）在发动机处于无推力或慢车状态下，飞机从最大使用升限以最大速率下滑时，对于运输机、预警机座舱允许的最大泄漏量应小于气密座舱初始压力降到座舱高度为9km时所要求的泄漏量的1／2；对于战斗机，座舱允许的最大泄漏量应小于气密座舱初始压力降到座舱高度为12km时所要求的泄漏量的1／2。
（2）当发动机处于慢车状态时，座舱允许的最大泄漏量应小于为维持座舱压力制度所要求的泄漏量的1／2。
（3）对于有多个空调装置向座舱供气的飞机，当一个空调装置不工作时，座舱允许的最大泄漏量应小于为维持座舱压力制度所要求的泄漏量的1／2。
（4）对于具有大容积增压舱的飞机，座舱允许的最大泄漏量为

式中 V--------增压舱容积；
0．22--------考虑排气活门和空调装置的泄漏量(kg／min)。
3）测定座舱漏气量的方法一般有以下三种。
（1）在座舱剩余压力一定时，直接读出供入座舱的空气流量，即称为漏气补偿测定法。
（2）定时测出座舱压力的降低数值，即称为压差检查法。
（3）测出瞬时的座舱爬升率，即称为爬升率法。
目前，我军飞机广泛采用压差检查法。例如，某型飞机规定地面检查座舱气密性的方法是：座舱余压由30kPa下降到10kPa所需的时间不少于90s。而某型飞机规定：座舱余压由40kPa下降到10kPa的时间，前舱不少于17min，后舱不少于8min。
气体感压元件--非金属膜片

膜片是具有一定弹性的橡胶或涂胶布一类非金属材料制成的圆形膜片，有 一定的气密性，使 A，B 腔气密的隔开。
膜片的外径通常称为外缘，固定在不动的零件或壳体上。内径则称为内缘，与一个刚性的圆片相连，该圆片即为刚心。当膜片感受压差 ΔP 作用时，膜片上有一个向下的压差合力，通过膜片的刚心把这个合力与刚心相连接的其他元件（如活门导杆，弹簧等）。若膜片上的压差作用力与其他零件对刚心的作用力 P 相等时，膜片就停止运动，因此，非金属薄膜是膜片要完成一定工作行程所必需的柔性元件，而刚心是传递作用在膜片上的压差合力所必需的零件。
3）气密座舱的环境参数及其要求
气密舱的主要环境参数是座舱空气的温度、压力、压力变化率以及座舱余压，另外还有空气的湿度、清洁度等等，对它们的要求主要是基于满足人体生理卫生要求出发的，应能为乘客和空勤人员提供安全而舒适的生活和工作环境。
㈠ 座舱温度的要求
根据航空医学要求，最舒适的座舱温度为20～22℃，正常保持在15～26℃的舒适区范围内。
人的热感觉与人体的散热有关。环境空气的温度，相对湿度、空气流动速度(风速)及周围物体温度等因素紧密联系相互制约，共同影响着人体通过对流、辐射和传导的散热量，因此评价人体对热环境的感受不能仅根据气温或其它某一单一因素的影响，空调系统中，常用“有效温度(effective temperature)”来指示人在不同温度、湿度和风速的综合作用下所产生的温热感觉的指标。它是以相对湿度为100％、风速为零的条件下，产生同样温热感觉的气温采表示的，即有效温度是根据散热量相等（同等的温热感觉)的条件，将不同温度、相对湿度和风速折算为静止饱和空气的温度，它是根据人体的主观感觉为基础制订的经验性温度指标。所以，有效温度值和人的热感觉是一致的。根据有效温度要求的座舱温度条件，当穿着冬季服装时，舒适的有效温度范围约为16～23℃，平均值约为18.5℃，美国汽车工程师协会(SAE)推荐常用值为20℃；当穿着夏季服装时，舒适有效温度范围约为18~26℃，平均值约为22℃，推荐值为21.7℃
另外，座舱内温度场应均匀，无论是垂直方向还是水平方向，与规定座舱温度值的偏，，一般不得超过±3℃。座舱壁、地板和顶部的内壁温度，基本上应保持与舱内温度一致，否则由于热辐射和对淹的影响会使乘员感到不舒适。同时，各内壁的温度应高于露点，使其不致蒙上水气。
㈡ 座舱高度Hc
座舱压力也可以用座舱高度(Hc)表示。座舱高度是指座舱内空气的绝对压力值所对应的标准气压高度，单位为m。对应于座舱空气压力上限值75．33kPe(565mmHg)，它大约相当于2．4km高度上的大气压力，即称此时的座舱高度为2．4km。
座舱压力降低，相应的座舱高度升高。增压座舱的座舱高度随机型而异。现代一些大中型飞机上，当座舱高度达到(3．05km相当于10,000ft)时，通常设有座舱高度警告信号，向机组成员发出警告，它表示座舱压力不能再低，此时必须采取措施增大座舱压力。
国际航空运输协会规定，在亚音速客机的典型巡航高度12km(约39，000ft)，外界气压约18..67kPa(140mmHg)，座舱内空气压力维持在75.33kPa(565mmHg)，或相当于座舱高度为2.4km(8000ft)，这样，在气密增压客机内可以不必按常规使用氧气设备飞行。
(三)座舱湿度的要求
座舱内空气的湿度不仅取决于外界环境大气的湿度，而且还与座舱内机组人员和乘客的数目、系统中是否有加湿或去湿装置等情况有关。座舱内的空气的干燥或潮湿程度的参数常用相对湿度，其物理意义是表示空气接近饱和程度的远近。
在没有设置加湿装置和去湿装置的情况下，座舱内空气中所含水的正气量是供给座舱的外界大气中所含的水蒸汽的量和飞行人员呼出的水蒸气量之和，即在空调系统中没有加湿和去湿装置的情况下，影响座舱相对湿度的因素为外界大气的湿度和飞行及乘客呼出的水蒸汽量。一般来说，这两者相比，后者影响小，因此，影响座舱内空气相对湿度的主要因素为外界大气中的湿度。
在空调系统有加湿装置的情况下，当加湿装置工作时，座舱内空气所含的水蒸汽量以及加湿装置输入座舱的水蒸汽量三者之和。若在空调系统中有水分分离器的情况下，座舱内空气中所含的水蒸汽量为供给座舱的外界大气中所含的水蒸汽量加上飞行人员及乘客所呼出的水蒸汽量，再减去由水分离器去掉的水量。
4）座舱气密性的检查
目前，常用的在地面检查座舱漏气量的方法有以下两种：
(1) 漏气补偿法
检查时，关闭舱门、各种口盖以及排气活门，向座舱供气增压，直至座舱的压力为一定值，然后调节供气量，保持座舱余压或绝对压力值不变，直接读出供入座舱的空气流量，此值即为漏气量。
将座舱内的空气视为理想气体．则在任一时刻，座舱容积Vc、座舱内的空气压力Pc及空气温度Tc符合状态方程：

式中：——座舱内空气的质量；
R———空气的气体常数。
由于空气在向外泄漏的过程中，压力降低得比较缓慢，同时由于座舱壁及舱内设备与舱内空气进行着热交换，故可认为舱内空气温度Tc保持不变，将上述状态方程对时间求导则为

由该式可知，此时保持座舱的空气压力不变就是保持座舱内的空气质量不变．采用漏气补偿法检查座舱气密性原理就是由座舱各泄漏处漏出的空气量等于向座舱供入的空气量。
在漏气补偿法中，座舱压力用控制供气量与漏气量相等的方法使其保持恒定。实际上，单位时间座舱内的空气质量的变化可以用下式表示：

式中：mg——单位时间供入座舱的空气量：
ml——单位时间由座舱泄漏出去的空气量。
若mg=ml，则

因此可得：

即，座舱Pc=常数。
(2) 座舱压力降法
压力降法又称压差检测法。检测前的准备工作与漏气补偿法一样，关闭舱门、各种口盖及排气活门，向座舱供气增压，当座舱压力达到一定值后，停止供气。由于座舱存在有泄漏，座舱内的空气压力不断下降，在规定的时间测定压力降低值；或者是座舱压力降至规定的压力值时，测定相应的时间。将规定的压力降或时间值与规定标准进行比较，从而确定座舱空气的泄漏量是否符合要求。
这种检查方法的原理同样可以根据状态方程得到说明。假设在停止供气后，座舱初始压力等于Pc0、温度为Tc、座舱内的 空气质量为，那么这时的状态方程为

经过时间△t以后，由于漏气使座舱压力降低到Pc、空气质量减少为，如果座舱内的空气压力降低的很慢，则所在研究的时间内座舱空气的温度可视为不变。因此，经过时间△t后的状态方程变为

根据这两个时刻的状态方程式就可以很容易地确定出△t时间内自由舱流出的空气质量：

△t时间内座舱漏气量的平均值为：

上述两种方法中，漏气补偿法比较适合于座舱容积小而漏气量大的座舱，因为在这种情况下，压力降低快，用压力降法不容易得出准确数据；而压力降法则适合于座舱容积大而漏气量较小的情况，此时由于供入流量不大，所以用漏气补偿法测得流量误差比较大。
目前，对于大、中型旅客机，普遍采用的是压力降法。例如，BAe-146飞机规定在地面检查座舱气密性的方法，是当座舱余压有29.62kpa（41bf/in2）下降到22.22kpa(31bf/in2)所需的时间不少于60s；又如运-7飞机规定在地面作为气密性检查时，座舱余压由29.4kpa(0.3kgf/cm2)下降到9.8kpa(0.1kgf/cm2)所需时间应不少于10min。
此外，应该指出，在座舱余压相等的情况下，飞机停放于地面与空中飞行时的泄漏量是不相同的。因为飞机在地面处于静止状态时，座舱表面各处所作用的大气压力是相等的，而在空中飞行时，外部压力分布不均匀，各处缝隙的漏气量也就会发生变化。另外，飞行载荷和震动对泄漏面积也有一些影响，可能使得地面实验测得的泄漏量与空中飞行时泄漏量有所不同。
5）温度控制检测
温度控制系统的温度传感器主要有座舱温度传感器、座舱供气管道极限温度传感器和供气管道预感温度传感器。
（1）座舱温度传感器
座舱温度传感器主要用用于感受座舱(包括驾驶舱和客舱)的温度，将将温度信号传送给座舱温度控制器。
（2）座舱供气管道预感温度传感器
座舱供气管道预感温度传感器用于感受供气管道温度变化速率，它可以预感到不久即将发生的供气温度和环境温度的变化所引起的干扰。该信号传送到座舱温度控制器，用于座舱温度控制。
（3）供气管路极限温度传感器
供气管路极限温度传感器用于感受座舱供气管路的极限温度，防止由于温差过大而引起的供气管路温度过高或过低的现象。该传感信号传送到座舱温度控制器。
以上各温度传感器分别是以电传感器、双金属传感器、充气感压箱等常用为基础的，通过不同的工艺制造和参数要求设计了以上三种专用的传感器。
A）电传感器
这一类传感器中包括热敏电阻、热电偶和电阻丝。
（1）热敏电阻温度传感器
热敏电阻是一种负温度系数的电阻，即随着温度的升高，电阻值减小。在温室情况下，其灵敏度为3.6~14.4%/℃，工作温度范围在-73~+482℃之间；时间常数主要取决于热敏电阻的质量、安装方法和空气流量。电阻和温度成指数规律变化，可用下式计算：

式中：R、R0————热敏电阻在T与T0时的电阻值；
T————热敏电阻温度；
T0————热敏电阻某一选择温度；
Tr————参考温度；
（2）电阻丝温度传感器
电阻丝温度传感器的一种正温度系数电阻，其电阻与温度成正比。通用材料为铂，在93℃范围内基本上成线性关系。在0℃时灵敏度为0.36%/℃；工作温度范围在-73~+649℃之间；时间常数从几十秒到几分钟。主要取决于电阻丝的材料、尺寸、安装方法和空气流量。电阻值用以下计算：

式中ɑ0为电阻温度系数，对于铂为3.94*10-3
（3）热电偶温度传感器
在热电偶温度传感器中，电位差与热端温度成比例。对于铜-康铜来说，灵敏度在0℃时为0.036mV/℃，在343℃时为0.054mV/℃，略成非线性变化；时间常数从几十秒到十几分钟，主要取决于热电偶丝的材料、尺寸、安装方法和空气流量。
B）双金属温度计传感器
双金属温度传感器是由两种线性膨胀系数相差很大的金属片贴合（焊接或铆接）而成。有平片、螺旋形等多种形状。当温度变化时，由于两种金属的线变形量相差很大，双金属片发生扭挠，其扭挠变形量与温度成函数关系。当与温度开关相连时，可以随着温度升高而降低，使其接通或者断开，或使系统由一种状态换成另一种工作状态。
C）充气感压箱
感压箱内充以惰性气体，气体的膨胀和收缩以及由此而产生的压力变化是温度的函数。气体压力推动膜片或波纹管，膜片或波纹管再去调节孔口的面积，从而控制了活门作动器中的随动压力。充气感压箱需要有较长时间去吸收热量，与双金属传感器相比，它的反应时间较长。
应该指出，所有温度传感器，从自动控制的观点来讲，都是惯性环节。当座舱温度阶跃变化时，它的输出量并不立即变化，而是按照指数曲线的规律变化。因此，它所反应的温度变化要比实际温度变化迟后一段时间。这段迟后的时间长短决定于传感器的时间常数，时间常数越大，迟后的时间越长。因此应该尽可能地选用时间常数小的传感器。
温度传感器的信号处理电路
① 温度电桥
温度电桥利用感温元件Rk作为电桥的一个桥臂，它安放在需要控制温度的地方，由它反应座舱的实际温度，利用温度选择器电阻Rs作为电桥的另一个桥臂，即装在驾驶舱的座舱温度选择器，它代表座舱要求的温度，另外两个桥臂为固定电阻，组织R1=R2.电源电压为Vo，输出电压为Ve。
当座舱实际温度与选定温度相等时，电桥平衡，电桥输出信号Ve=0；当座舱温度变化时，感温电阻变化，使电桥失去平衡，有差值信号输出，所输出的电压与温度偏差成正比，将此温度信号经过放大和交换处理，用于操作活门驱动机构的工作，随时调节活门的开度而将座舱温度保持在选定值。

温度电桥线路
② 预感电桥
当飞行状态和发动机工作状态转变时，会引起供气温度和座舱外壁附面层温度的变化。它们的变化都会引起座舱温度的变化，而且，由于座舱的热惯性，座舱温度会滞后于供气温度和附面层温度的变化。这在控制系统中是一种干扰量。为了削弱干扰的影响和改善系统的动态品质，防止过度过程中舱温的被动过大或超过舱温允许值，可以使用预感电桥。预感电桥的作用是进行超前校正，改善过渡过程的快速性能和减少波动。

预感电桥线路
对于座舱进气管温度的预感电桥是在进气管道中安装温度传感器的快、慢件。快件传感器只是电阻丝本身，而慢件则是把与快件完全相同的电阻丝绕在铜制金属芯上。由于金属芯的热惯性，使其电阻值的变化落后于快件。电桥的另外两个桥臂为固定电阻。当座舱温度稳定，供气管道的温度也稳定时，管道温度传感快、慢件电阻相等，电桥平衡，没有信号输出；当座舱温度变化和管道温度变化时，快、慢件电阻不等，电桥便有信号输出。将这种信号送入温度控制器，就可以提前反应将要进入座舱空气的温度，从而改善过渡过程的性能并缩短过渡时间。在有些预感电桥电路中，也可以用固定电阻代替传感器的慢件。
③ 带延迟反馈元件的电桥
在温度调节惠斯通电桥电路中，感温电阻和温度选择电阻仍如前图，而以两个带延迟负反馈的元件代替两个固定电阻，如下图所示。延迟负反馈元件由延迟反馈电阻和脉冲加热圈组成，延迟反馈电阻放在加热圈中间，它们彼此绝缘。加热线圈通过继电器与加热电源连接。整个延迟负反馈元件用绝缘层包覆，这样就减少了热损失。
延迟负反馈元件的作用是当整个系统的加热或制冷继电器接通时，同时接通延迟负反馈元件上的脉冲加热器，对延迟反馈电阻加温，当电阻值改变时，加给电桥一个附加的电位差输出，其符号是与接通相应加温或制冷继电器的电桥初始输出电位差符号相反，因而使初始输出