第九章飞机防冰排雨及氧气系统
9.1飞机结冰对飞机性能的影响
飞机在结冰气象条件下飞行时，可以发生飞机的结冰现象。飞机结冰后，不仅增加了飞机的重量，而且破坏了飞机的气动外形，因而阻力增加，飞机操纵性、稳定性下降；仪器、仪表结冰后，还会导致指示失常。如结冰严重时，还可能出现严重的飞行事故。由于飞机各部件在飞机上的作用不同，所以它们结冰对飞机性能的影响也不完全一样。
一、升力表面结冰
飞机升力表面主要是指机翼和尾翼两个部件。机翼、尾翼上所结的冰层，主要积聚在它们的前缘部分。当它们结冰时，将会导致翼型阻力增加，升力下降，临界攻角（失速攻角）减小以及操纵性和稳定性的品质恶化。
二、飞机螺旋桨的结冰
在结冰条件下飞行的飞机，其螺旋桨的桨叶、螺旋桨的壳体和整流罩均可发生结冰。
飞机螺旋桨实际上是一个扭转了的机翼，因此，其结冰情况与机翼类似。但由于螺旋桨叶的弦向尺寸小并且螺旋桨除有向前的运动外，自身还以高速旋转，所以结冰要比机翼严重。
螺旋桨桨叶结冰时，首先是在桨叶前缘开始并沿弦向逐渐扩展，结冰范围可达弦长的20—25%。
桨叶结冰后，破坏了表面的光滑，使结冰一开始，就出现了附面层的紊流化，因而极大地增加了翼型阻力，使拉力特性变坏，效率降低。
当桨叶表面上冰层的厚度达5—7毫米时，螺旋桨的离心力，可破坏冰层与表面的连结力，使冰层脱落。
冰层的脱落通常是不均匀和非对称的，结果又使螺旋桨的平衡遭到破坏，出现动力装置和飞机的振动，如发展下去，可使轴承损坏和发动机停车等严重事故。
另外，具有较大动能和质量的冰层，由螺旋桨表面脱落后，还隐含着损坏发动机部件和击破蒙皮或气密座舱的危险。
由此可知，飞机螺旋桨的结冰，也严重地影响着飞机的安全飞行。
三、风挡玻璃、测温、测压传感头结冰
飞机在结冰条件下飞行时，座舱盖及风挡可能结冰。
座舱盖和风挡结冰，对飞机的气动特性影响较小，但大大降低了其透明度。
在结冰条件下飞行时，装在飞机表面上的测温、测压传感头，也会发生结冰。测压口结冰时，减少了进气面积，使入口的动压下降，由此而引起测量误差，测温传感头结冰时，由于冰的蒸发致使指示值下降，由此而引起的测量误差，因此使指示值失真。测温、测压传感头，不仅可发生滴状结冰，而且还可以收集冰晶，使孔口堵塞，导致测量完全失效。
在机上的天线装置，当它们结冰时，可能发生机械折断，使机上通讯和一些电子设
备工作失效、中断与地面的联系等，这也是十分危险的。
9.2飞机的防冰方法
现有防冰系统可分为两大类：一类称为防冰系统，即不允许在飞机部件上结冰系统。另一类称为除冰系统，这类系统允许在飞机部件结少量的冰，然后周期性地把冰除去。根据防冰所采用能量方式不同，有机械除冰系统、液体防（除）冰系统、气热防冰系统、电热防（除）冰系统等。下面分别讨论各种防冰方法及系统的工作原理及优缺点。
9.2.1 机械除冰系统
所谓机械除冰系统，就是用机械的方法把冰破碎，然后由气流吹除，或者利用离心力、振动把冰除去。用机械的方法使冰破碎的方法很多，最早使用的方法是在需要防冰的表面放置许多可膨胀的胶管，当表面结冰时，胶管充气膨胀，使冰破碎，然后利用气流把冰吹除，这种防冰系统一般叫做膨胀管除冰系统。此外，还可用振动的方法使冰破碎并除去，如用超声波使蒙皮产生高频振动以除去冰，或周期地给蒙皮一个脉冲力，使蒙皮产生小振幅高频振动，从而把冰除掉。机械除冰方法在早期低速飞机上广泛采用，随着飞行速度的提高很少采用，目前由于新的机械除冰方法出现，使这一方法又引起人们的注意。
一、膨胀管除冰系统
最早的机械除冰系统是膨胀管除冰系统，膨胀管可沿展向放置，也可沿弦向放置，膨胀管充气时，管子凸出，使冰破裂，然后由气流吹走。除冰后，膨胀管收缩，以保持一定的气动力外形。除冰时，由于胶管凸出，它破坏了原来的气动力外形，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采用这种方法。
典型的膨胀除冰系统（又称气动罩除冰系统）如图9-1所示。除冰时，气体由空气泵1经油水分离器2、控制阀3进入过滤器4，由此通往左、右机翼的防冰腔。同时，通过压力开关8进入尾翼除冰腔11、12。此时胶管膨胀除冰。除冰后，胶管中的气体经截止阀5、真空系统单向阀通向真空泵。此时空气泵通过卸压阀卸压。通过这套系统周期地使胶管膨胀及收缩，以达到除冰的目的。
二、电脉冲除冰系统
电脉冲除冰系统的工作原理如图9-2所示。电脉冲系统由装置（变压器、整流器及电容式贮能器组成的脉冲发生器）、程序器、感应器等组成。脉冲发生器产生电脉冲，此电脉冲作用在感应器上，使蒙皮产生作用时间为10-3～10-5秒的脉冲力，此力使蒙皮发生变形，并产生小振幅高频振动，很快地将冰除去。程序器控制各感应器的接通次序及接通时间。
感应器实际上是一无铁芯的线圈。在电脉冲作用时，线圈产生高频变化磁场，此变化磁场在外蒙皮上引起涡流，从而产生相斥的脉冲力F，此力使蒙皮产生弹形变形。为减少蒙皮的振动时间及振幅，在感应线圈与蒙皮之间充以液体。此感应器可以在很短的时间内，将电能变成机械能，可以在防冰区产生很大的能量密度，它的能量密度大大地超
过现有的机械除冰系统，
因此不论表面上结多厚的冰，它的除冰效果都很好，而且不必借助气动力把冰吹除，在静止状态下进行试验时，它也能把冰粉碎，并由蒙皮的弹性力将冰弹开。
图9-1 膨胀管除冰系统
1－空气泵 2—油水分离器 3—控制阀 4—过滤器 5—截止阀
6—真空卸压阀 7—真空系统单向阀 8—压力开关 9—左机翼除冰罩
10—右机翼除冰罩 11—水平安定面除冰罩 12—垂尾除冰罩
图9-2 电脉冲除冰系统
1－蒙皮 2—感应器 3—程序器 4—脉冲发生器 5—指示灯
9.2.3 液体防冰系统
这种系统不断的向防冰表面供给防冰液，此防冰液与飞机部件所收集的水混合，使其混合液的冰点低于表面温度，使水不致在表面上结冰。可用作防冰液的有乙烯乙二醇、异丙醇、乙醇等。防冰液除了有良好的防冰性能（即混合液的冰点低）外，还必须考虑对蒙皮的腐蚀性以及着火的安全性等。
典型飞机的液体防冰系统如图9-3所示，它由贮液箱1、泵2、开关3及分配器4组成。防冰液经过泵增压，然后通过管路系统通到要防冰的地方（机翼、尾翼等），通过装在
防冰表面内的防冰液分配装置，将防冰液均匀地分配给防冰表面。
液体防冰系统它有许多优点。主要的优点为需要防冰的区域较小，不会在防冰区后面形成冰瘤，停止供液后还有一段时间能起防冰作用。它可用来除冰，也可用来防冰。液体防冰系统的主要缺点是要带一定量的防冰液，其系统重量比较大，另外利用离心力来分配防冰液的旋翼防冰系统，在较严重的结冰状态下，其除冰效果很差。
图9-3 液体防冰系统
1－贮液箱 2—泵 3—开关 4—分配器
9.2.3 热防冰系统
在现代飞行器上，广泛地采用热防冰系统，其热源主要有两种：电热及气热。此外，有的发动机还利用热滑油来防冰，这样既冷却了发动机的润滑油，又解决了防冰的问题。热防冰用热能加热表面，使表面温度超过0℃，以达到防冰或除冰的目的。对于飞机的机翼、尾翼、直升机旋翼等防冰需热量大的部件，一般都采用周期电除冰，周期电除冰可以大大地节省能量。一般周期加热区分区数越多，所需的电功率也越小。用热空气作为热源时，通常采用连续加温，很少采用热气周期除冰系统，这是由于热气周期除冰系统的热惯性大，容易在加热区后面形成冰瘤，而且它的控制比周期电除冰系统困难，热效率也不如电除冰，这些都限制了热气除冰系统的应用。
一、表面连续加热
表面连续加热时，撞在表面上的水滴被加温到0℃以上，使水不发生冻结，而且在水沿表面流动时，由于防冰表面温度较外界高，因此表面上的水不断蒸发，如果表面温度较高、加热区足够大，热气所供给的热量足以把表面所收集的水全部蒸发。反之如果热气供给的热量不足以把所有的水都蒸发掉，一些未蒸发的水在加热区后面冻结，形成了冰瘤。
二、表面周期加热（除冰系统）
不加热时表面收集了云层中的过冷水滴而产生结冰，在加热时间内，表面温度不断升高，而将冰除去。为了便于把冰除去，在周期加热的机翼前缘，有时装有连续加热的长条，用它将冰分成几块，这种连续加热的装置称为“热刀”。在不同加热区的边界上设置热刀，这样把冰分成块，表面加热时，很容易把冰除掉。机翼后掠角比较大时，没有热刀也能把冰除去。对于旋翼、螺旋桨等部件，由于转动时离心力作用，很容易把冰除掉，因此也不必用热刀。
图9-4 飞机热气防冰系统方块图
1－发动机压气机 2—流量限制器 3—单向活门 4—发动机防冰阀 5—尾翼防冰阀 6—机翼防冰阀 7—机翼防冰腔 8—水平安定面防冰腔 9—垂尾防冰腔
为了保证飞行安全，周期除冰系统要有两种结冰警报器：“结冰强度危险”及“气温危险”警报器。当结冰强度（单位时间的结冰厚度）超过危险值时，发出“结冰强度危险”信号，此时须缩短加温间隔时间；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。
三、热气防冰系统
现代喷气运输机多采用发动机压气机引出的热空气来防冰。典型的热气防冰系统原理图如图9-4所示，由发动机压气机1引出的热空气经过流量限制器2及单向活门3，机翼防冰阀6打开时，热气进入机翼的集气管，由此管壁上的孔喷入机翼前缘防冰腔7，尾翼防冰阀5打开后，向水平安定面8及垂尾9的防冰腔供气。单向活门3的作用是在某台发动机损坏时，避免高压气流向这台发动机倒流。流量限制器2的作用是限制进入防冰系统的空气流量，以免过高的空气量流入防冰腔，而严重地影响发动机的性能。发动机防冰阀是用来接通发动机的防冰。
热空气流进入机（尾）翼的防冰腔后，沿前缘的通道流动，热空气在沿通道的流动过程中，把热量传给蒙皮，使防冰表面的温度达到一定值，从而保证表面不产生结冰。前缘防冰腔的结构型式对防冰的效果影响很大。我们希望防冰的热气在冰腔内流动时，
热空气与蒙皮间的热交换情况良好，即希望热气与防冰通道间的对流换热系数要大，防冰腔向外的传热面积要尽可能大。现有飞机的防冰腔主要有图9-5所示的型式。
图9-5 防冰腔典型结构
1—蒙皮 2—墙 3—波纹板 4—梁
5—挡板6—集气管（分配管） 7—混合室
图9-6 电除冰系统方块图
1—加热元件 2—温度传感头 3—继电器 4—转换器 5—选择开关
四、电热防（除）冰系统
机（尾）翼电热除冰系统由下列各部分组成：（见图9-6）加热元件1、转换器4、过
热保护装置（2、3）及电源等，过热保护是为防止加热元件的绝缘层烧坏。当温度传感头感受到表面温度高时，通过转换器接通继电器3，使主加热电路断开，以防止表面温度太高。选择开关5有“手动”和“自动”两位置。当位于“自动”位置时，由结冰信号器自动地接通或断开防冰系统，转换器4周期地改变加热位置，并控制每一加热区的加热及冷却时间。
电除冰系统加热元件可用金属箔（如不锈钢箔）、金属丝及导电薄膜等。
9.2.4 结冰探测系统
飞机防冰系统工作是受结冰探测系统控制的，当飞机进入结冰区域或产生结冰现象时，结冰信号器工作，把电路接通：一方面向机组发出结冰警告信号，另一方面自动接通防冰系统进行防冰或除冰工作（必要时也可以进行人工控制）。
一、结冰探测系统组成
结冰警告灯
结冰信号器—→延时装置——
防冰系统
图9-7 直观式结冰探棒图9-8 旋转圆柱式结冰信号器
1－结冰探测棒 2—聚光灯 1—旋转圆柱 2—刮板 3—固定砝兰
3—安装座 4—电动机及测力矩装置
二、结冰信号器类型
为了探测飞机是否结冰，可采用各种不同的结冰信号器，这里主要介绍结冰信号器探头的结构型式及工作原理。
一般分为飞行员直观式及自动结冰信号器两类。
1、直观式结冰信号器
飞行员直观式结冰探棒是最简单而且可靠的结冰信号器。图9-7为典型的结冰探棒，它放在飞行员容易看到的位置。探棒本身为一薄的翼型，由于它的尺寸小，在很轻微的结冰状态下就会发生结冰，探棒上装有间断电加热器，以除去探棒上的冰，以保证再次进入结冰状态时使用探棒。在探棒的底座上，装有一聚光灯，以照明探棒，保证夜间飞行时使用。
2、自动式
自动结冰信号器既可向飞行员发出进入结冰状态的信号，也可以自动地接通防冰系统。根据其作用原理有机械式、压差式、导电式、射线式及红外线式等。
（1）机械式结冰探测器是利用由于探头结冰产生质量不平衡而引起振动，也可利用结冰后产生一定的阻力，如图9-8所示的旋转圆柱式结冰信号器。
（2）压差式结冰信号器有单传感头和双传感头两种（图9-9）。单传感头的迎风面及背风面都钻有小孔（图9-9a），不结冰时两孔间有一定的压差，迎风面在结冰云层中结冰时，迎风面上的小孔被冰堵塞，使压差变化，控制盒内的压差感受此信号，用此信号控制压力开关，以接通防冰或结冰信号灯亮。双传感头式在两个传感头的迎风面上都钻一排小孔（图9-9b），在晴空中飞行时，两传感头间无压差，在结冰云层中飞行时，其中一个传感头发生结冰，迎风面上的孔堵死，而另一连续加热的传感头则未结冰，这样两传感受头间形成一定的压差，通过控制盒把此压差转换成电信号输出。
图9-9 压差式结冰信号器
（a）单传感头式（b）双传感头式
（3）电导型结冰信号器如图9-10所示，最简单的电导型结冰信号器如图9-10a所示的绝缘间隙式，其传感头为一圆柱形胶木棒，在其上部固定着两金属电极，两电极间有
一小间隙，当传感头未收集水滴时，两极相互绝缘，当飞机在结冰云层中飞行时，在迎风面上收集了云层中的水滴时，绝缘间隙被水膜导通，通过控制盒将此电信号放大，可接通结冰警告灯。这类传感头本身是用电加热的，以防止传感头结冰，因此它是液态水感受器。所以必须同时测出大气温度，以判别云层温度是否低于0℃。另一类采用双翼型式传感受头（图9-10b），两传感头间有一空气间隙，在结冰云层中飞行时，空气间隙被冰导通，接通结冰警告灯。当云层气温高于0℃时，双翼间空气间隙未导通，因而这类结冰信号器不需大气温度计，而且由于翼型的相对厚度小，其水收集速率比绝缘间隙式大，因而其灵敏度也大。
图9-10 电导型结冰信号器
（a）绝缘间隙式（b）双翼式 1—传感头 2—控制盒
（4）射线式结冰信号器的工作原理如图9-11所示，在圆柱型传感头的上部装有放射性元素（如锶90），射线只能通过迎风面上的窗口辐射，在底座上有一计数管窗口，在晴空中飞行时，有一定量的射线辐射在窗口上，计数器可记录其辐射强度，当迎风面
图9-11 辐射式结冰信号器原理图图9-12 电热式结冰信号器1—锶90 2—射线窗口 3—计数管窗口
上的窗口结冰时，落在计数器上的β射线强度减弱，结冰厚度越大（表面结冰状态愈严重），计数窗口上的β射线量越少，因此可以通过计数管窗口的β射线粒子数目来判断云层的结冰严重程度，还可用它来确定云层中的液态水含量。如Y－7型结冰信号器就是射线式结冰信号器。这种结冰信号器目前在一些飞机上还采用，可是由于放射线物质的β射线对人有损害，目前有禁用这种结冰信号器的呼声。
（5）电热式结冰信号器如图9-12所示，在与气流平行的圆柱筒内放置两电阻丝，其中一电阻丝与气流平行，它作为基准电阻丝，另一电阻丝与气流垂直，两电阻丝都通电加热，并分别与电桥的一臂相连。在晴空中飞行时，两电阻丝组成的电桥处于平衡状态。当飞机在云层中飞行时，垂直电阻丝收集了云层中的水滴，并被加热的电阻丝蒸发，因而其温度比晴空中低，这使电阻值发生变化，而基准电阻丝因与气流平行，它的温度及电阻值都未发生变化，这样电桥平衡被破坏，通过此电桥将电阻的变化转变成电信号，用它来接通结冰信号灯。这种结冰信号器所感受的是空气中的液态水滴，为确定是否进入过冷云层，还需配外界气温计，这样才能确定是否有过冷水滴。
除了上述自动结冰信号外，在直升飞机上还采用红外线式及超声波式结冰信号器，其结构及工作原理与红外线冰率计，超声波式冰率计相同。它们在直升机悬停状态也能感受结冰条件，而且可根据接收器电压变化，区别结冰强度为轻微、中度及严重等。这两种结冰信号器在现代直升机上采用。
9.3飞机透明表面的防冰、防雾和除雨
飞机透明表面，是指飞机风挡玻璃、照像窗口玻璃、天文观测窗口玻璃、旅客舱窗口玻璃和座舱盖玻璃等。透明表面结冰、结雾或着雨，都会使它们的清晰度或能见度下降，严重时，可完全丧失透明性，因而失去了它们在飞机上的透明作用。在全天候军用机和商用机的前风挡玻璃上，一般设有防冰、防雾和除雨装置，在侧风挡和其它有特殊需要的透明表面上安设防雾装置。
9.3.1 风挡防冰
目前飞机风挡上使用的防冰方法有热力防冰和化学防冰液体防冰两种方法。
一、热力防冰
就风挡热力防冰方法的热源进行分类，可有电热防冰、气热防冰和红外线加热防冰等三种方法。利用红外线加热的防冰方法，在目前飞机上，未见正式使用，因此，这里仅对风挡的电热和气热两种防冰方法进行介绍。
1、电热防冰
根据电加温元件的不同，风挡电热防冰可分为阻丝式和导电膜式两种。阻丝式电防冰的工作原理是通过给装在风挡玻璃内的电阻丝供电，使阻丝温度升高，从而使玻璃温度升高并达到防冰温度要求。导电膜式电热防冰的工作原理是，在层式风挡的外层玻璃内表面上，镀上一层透明的导电膜层，当给导电膜层通电时，膜层温度升高，使玻璃温
度上升并使玻璃外表面达到防冰温度要求。
大多数导电膜式的电热风挡结构，除考虑风挡防冰外，同时也要考虑风挡内表面的防雾。
层式风挡的外层材料，如果采用的是玻璃，其厚度不应大于4.6毫米，如果使用的是塑料，则板厚不应大于1.5毫米，以避免层式风挡的内层过热。
层式电热风挡中的温度敏感元件，是用来感受膜层温度的，它通常被装在距离导电膜层为1.1毫米之内的相邻内层中，敏感元件与膜层温度之差为1.1℃。温度控制值应调到既能满足防冰、防雾要求，又不使内层过热，该值范围通常为61.1—66.7℃。
导电膜镀层应具有良好的均匀性，其温度控制方法，应尽可能用无级调节，避免使用接通一断开式的控制方法，以防止结构的循环交变应力，从而提高风挡的使用寿命。
2、气热防冰
风挡的气热式防冰有双层壁式热空气防冰系统和外壁面喷射热气流式防冰系统两种型式。
双层壁式热空气防冰系统是由热空气源、控制活门和管道等组成。热空气源可采用燃烧式加热器的热空气，也可使用由发动机压气机引出的热空气。
外壁喷射热气流式防冰系统的工作原理是，由发动机压气机引出的热空气，通过装在风挡外表面底部的喷嘴喷射并吹拂整个风挡外壁面，以保证风挡表面不结冰。热空气喷射方向，应与风挡表面平行。
三、物理化学法防冰
在某些飞机上，如果没有足够的能力为风挡防冰提供电功率和热空气时，可采用物理化学法防冰。在物理化学法防冰中，目前飞机风挡上较多使用的是液体防冰系统。
液体防冰系统的基本原理是，将一种比水冰点低的防冰液体，均匀地喷洒在风挡防冰表面上，当它与撞击在表面上的水接触后，形成了防冰液加水的混合液体，该液体的冰点低于飞行条件下的风挡表面温度，因而避免了结冰。常用的防冰液有甲醇、乙醇、乙醇和丙三醇（甘油）的混合液以及异丙醇酒精等。
9.3.2 透明表面防雾
为了对飞机的透明表面提供必要的清晰度，可用防雾或除雾两种方法。防雾是指防雾表面温度，连续保持在飞机全部飞行时间内可能遇到的座舱空气的最大露点以上，从而避免了表面结雾。
按防雾系统的工作原理，也可分为机械法、物化法和加热法三类。
典型的机械式防雾系统是刷片式除雾系统。它是利用液压、气压或电力驱动的刷片在防雾表面上做往复运动，从而除去表面上的雾层。由于该方法不能防止雾的再形成而且不能除霜，因此目前飞机上已很少单独使用。
一、物化法防雾
物化法防雾可有以下几种方法：
1、采用不结雾的风挡玻璃材料
2、吸潮防雾系统
3、干燥气体壁防雾系统
二、加热法防雾
加热法防雾按热源的不同，可有以下几种方法。
1、电加热防雾
2、双层壁板式热气防雾
3、自由射流空气防雾
9.3.3 风挡除雨
风挡除雨可用风挡雨刷系统、外壁喷射热气流式除雨系统、化学除雨剂除雨或上述各系统的组合系统。
一、风挡雨刷除雨系统
风挡雨刷除雨系统是利用由动力操纵的雨刷，在风挡外壁表面的往复运动而刮去风挡上的雨水，其外形与汽车雨刷除雨器相似，但飞机上的雨刷除雨器要在较大的刷片压力下高速度地工作。
风挡雨刷除雨系统是由控制开关、电动机、齿轮减速机构、液压动力源和雨刷组件组成。
风挡雨刷除雨系统结构简单、功率消耗较小，但雨刷在运动中，有浮离风挡平面的趋向，这会引起雨刷低效工作和使玻璃上出现条纹状雨水痕迹。另外在大雨中，为保证风挡除雨要求，雨刷必须有较高的工作效率，因此需要加大雨刷压力，这样必将减少雨刷的工作寿命并引起雨刷振动。为避免此现象的发生，就要降低其工作效率，因此在大雨中，该系统不能提供满意的风挡能见度。
二、风挡液体除雨剂除雨系统
液态除雨剂是一种无毒、对玻璃无腐蚀、冰点在-40℃左右，能耐低温和高温的化学制剂。它吸湿性很强，当遇水时，立即形成一层透明膜，从而保证了风挡玻璃的透明度。
除雨剂在干燥和低湿表面上使用，反而损坏玻璃的透明度，所以一般雨水较大时，才使用液体除雨剂除雨。在一般雨强度时，可单独使用雨刷除雨系统，遇大雨或飞机进场、降落时，如单独使用雨刷除雨不能满足要求时，可接通液体除雨剂除雨系统。排雨液遇水会凝结，所以在任何时候不允许用水作系统渗漏试验。
三、外壁喷射气流式除雨系统
外壁喷射气流式除雨系统是利用系统所提供的高速、高温气体，在风挡的外壁上形成一层防护气壁，将风挡表面遮蔽起来。
9.4氧气系统
飞机氧气系统是用来供给人体所需要的氧气量，以保持肺胞里氧气的足够浓度。现代客机作为气密座舱的一种应急设施。。
9.4.1 氧气系统型式
在有些飞机上，装有一个为乘客和机组人员使用的连续流动的氧气系统，稀释耗氧型供氧系统广泛地用在机组人员氧气系统里，并有手提式氧气设备作为补充。
一、连续流动系统
图9-13中所示是一个简单型式的基本的连续流动氧气系统。如图所示，当管路活门转到“打开”位，氧气将从氧气瓶流出来，通过高压导管流到减压活门，将压力减小到面罩出口处要求的值。在面罩出口处有一个定流小孔，它将控制通到面罩里去的氧气量。
乘客的氧气系统，包括有一系列的装在靠近乘客舱的的座舱壁上的可以插上氧气面罩的供氧插座，或装有“自落式”氧气面罩，如果增压失效时，这些面罩会自动地落到每个乘客面前。上述两种情况，氧气常常是自动地从总管供给。在系统里，任何一个自动控制部分（例如气压控制活门），都能由机组人员进行人工超控。
图9-13 连续流动氧气系统
二、稀释耗氧型供氧系统
图9-14所示是一种简单的系统。每一个空勤人员都有一个稀释供氧调节器，它可以根据需要来调节。
三、手提式氧气设备
典型的手提式氧气设备，包括一个重量很轻的合金钢氧气瓶、一个流量控制/减压的两用组合活门和一个压力表、一个带软管的装在可携带的袋子里的呼吸面罩。
氧气瓶灌充的氧气压力，通常是1,800磅/平方英寸，然而氧气瓶的容量有不同。常用手提式氧气设备的氧气瓶容量为120升。
根据所用设备的型式，通常至少选择两种流动速率，即正常流动速率和高流动速率。另外，有一些设备可有三种流动速率选择，即正常、高和应急的流动速率，分别为每分钟2、4和10升，对应于这些流动速率，一个120升的氧气瓶将分别可以持续使用60、30和12分钟。
图9-14 典型压力供氧系统
四、氧气调节器
1、稀释供氧调节器
稀释供氧调节器能在使用者呼吸时将氧气输送到使用者的肺里去。为了延长氧气供给持续时间，调节器能吸入适量的大气自动地进行稀释，这个稀释是在34,000英尺以下高度上进行的（如图9-15所示）。
图9-15 稀释供氧调节器
稀释供氧调节器的主要组成部分是一个膜片操纵活门，称为供氧活门。当吸气时，只要膜片上稍有吸力时活门就打开，呼气时活门关闭。在供氧活门的上游有一个减压活门，以控制工作压力。供氧活门下游是一个稀释控制的关闭机构。这个机构包括一个真空膜盒组件，它控制空气进入活门。当稀释手柄放置在“正常供氧”位置，在地面时则所供给的主要是来自外界的空气，其中加很少量的氧气。当高度增加时，空气进口被膜盒逐渐关闭，供给氧气量逐渐增大，直到大约34,000英尺，空气进口完全关闭并供给100%的氧气。当高度下降时，工作过程则相反。图9.7-7所示为一个稀释供氧调节器，它可以通过转动手柄来放置到任一高度上供给100%氧气的位置。然而，在中等的高度上将会使氧气的供给消耗比正常情况更快些。稀释控制器在常规工作情况下，应放置在“正常供氧”位。在以下几种情况下，它可设置在“100%供氧”位：（1）在飞机上免受废气或其它有毒的或有害的气体的损害；（2）防止高空病和窒息；（3）排除缺氧的感觉。
稀释供氧调节器上有一个应急活门，由在调节器前面的一个红色旋钮控制。不管在任何高度上，打开这活门，纯氧就可稳定的流向面罩。
稀释供氧调节器的另一种型式是窄板式。这种型式的调节器面板上有一个浮子式流动指示器，这个指示器当氧气流向面罩时就发出信号。
调节器面板上还有三个人工控制手柄：一个供氧手柄是操纵供氧活门的打开或关闭；一个应急手柄用来获得减压的氧气；一个氧气选择手柄用来选择空气/氧气混合气或供纯氧。
图9-16所示为一个窄板式的氧气调节器的工作情况。当供氧手柄在“开”位，氧气选择手柄在“正常”位，和应急手柄在“关”位，氧气进入调节器进口。
当在供氧膜片上有足够的压力差时，供氧活门打开，使氧气供到面罩。这个压差是使用者的吸气循环中产生的。呼气时活门关闭，以减少氧气消耗。通过供氧活门之后，氧气与从空气进口来的空气相混合。混合比例由一个受真空膜盒控制的空气流量调节活门调节。在高空提供一个高氧比例，而在低空提供高空气比例。空气进口活门定位在氧气流动的同时空气就开始流动的位置。
当氧气选择手柄扳到“100%”位时，空气被切断。当这个手柄在“正常”位时，空气通过空气进口进入，并且按需要的量加到氧气中，形成恰当的空气/氧气混合气。
当应急手柄扳到“开”位时，作用在膜片上的机械力使供氧活门打开，氧气将连续地供出，形成连续供100％氧气模式。
2、连续流动调节器
飞机上装有人工手调式的和自动式的连续流动调节器，分别供给机组和乘客的氧气。
手调式连续流动调节器，可以人工调节向使用者的面罩连续供氧的流动速率。这个系统通常包括一个压力表、一个流动指示器和一个为调节氧气流动的人工控制旋钮。压力表指示氧气瓶里的压力（以磅/平方英寸计），流动指示器的刻度是用高度表示的，人工控制旋钮可调节氧气流动，使用者调节人工控制旋钮，直到流动指示器高度与座舱高度表的读数相符合。
自动式连续流动调节器用于运输机，当座舱高度约为15,000英尺的高度时，它自动
地向每个乘客提供氧气。系统的工作是用一个自动装置自动地启动。在自动调节器失效时，也可用电动或人工操作。其流量是由固定节流孔限制的。
图9-16 窄板式氧气调节器示意图
ATA30 防冰防雨系统 在飞行中，飞机会遇到各种复杂气象条件，可能会引起某些部位结冰，结冰一方面会改变飞机的空气动力性能，另一方面会影响某些系统的正常工作，从而危及飞行安全。为此飞机上设置了防冰系统，同时为保证飞机在雨天飞行时，能使驾驶员的视线不受影响，设置了防雨系统。 一、系统介绍 A318/A319/A320/A321飞机防冰防雨系统在结冰条件下或大雨天气下，都可以使用。防冰使用热气防冰和电防冰。热气防冰部位有：大翼前缘、发动机进气道前缘；电防冰部位有：风挡玻璃、各种探头、排水口。 1、热气防冰 见图30-1，大翼前缘由引气系统供气经大翼防冰活门控制向大翼外侧三个缝翼提供加温热空气。 图30-1 见图30-2，发动机进气道前缘由一个独立的引气管路从发动机高压压气机引气，进行防冰。 图30-2
2、电防冰 见图30-3、图30-4、图30-5、图30-6、图30-7、图30-8，飞机电防冰部位有：风挡玻璃、各种探头、排水口。探头包括：迎角探测器（AOA）、空速管、静压孔、全空温探头。 图30-3 图30-4 3、结冰探测 飞机结冰探测系统有两个分离的探头，位于机头下部，是选装项目。见图30-9，另外在左右风挡之间装有一个目视探头，用于机组目视观测是否结冰。 二、ECAM页面指示 见图30-10，在发动机警告页面的记忆区有防冰操作的相应记录。在ECAM引气页面有三角符号指示大翼防冰在工作。 三、防冰控制面板 见图30-11，防冰控制面板位于头顶板。 1、大翼防冰控制电门
图30-5 图30-6 图30-7
图30-8 图30-9 2、发动机防冰控制电门 3、探头/风挡玻璃防冰控制电门 见图30-12，防雨控制面板也位于头顶板。 1、防雨液喷射按钮 2、雨刷控制旋钮：有三个工作状态：快、慢、不工作。 注：雨刷只能在200节速度以下使用，防雨液可用水冲洗。
八客机氧气系统 1.功用 在需要的时候向机组和旅客提供呼吸用氧气。 2.组成 飞机上有2套独立的氧气系统，即机组氧气系统和旅客氧气系统。机组氧气系统使用储存在机上氧气瓶内的高压氧气，经减压稀释之后，专供驾驶舱内的机组人员使用。旅客氧气系统通过化学反应得到氧气，供应给旅客和客舱乘务员使用，属连续供氧系统。 3.机组氧气系统 3.1功用：需要时，向机组人员（机长、副驾驶和观察员）供应氧气。 3.2组成：机组氧气系统由氧气瓶、减压调节器、气瓶关断活门、机组关断活门、氧气面罩、 安全释放系统、压力指示系统等组成。 3.3工作原理：氧气瓶内储存了一定量的氧气。当气瓶关断活门打开时，氧气经减压调节器 调压后，进入驾驶舱。如果机组关断活门打开，氧气就可以供到机组人员的氧气面罩，机组人员取出面罩，扣在口鼻处就可以呼吸到氧气。在P5板上有一个氧气压力表，在氧气瓶关断活门下游安装了一个压力传感器。当气瓶关断活门打开时，压力表可以指示气瓶内的氧气压力。如果由于温度上升等原因导致气瓶内的压力过高时，关断活门组件内的一个陶瓷圆盘将破裂，通过一条排放管道可以把氧气安全排放到机外。 3.4氧气瓶 功用：储存一定量的氧气，在应急情况下供机组使用。 位置：安放在前货舱右边，货舱门的前面。 维护：氧气瓶用一个护罩罩着，通过护罩上的一块面板可以接近氧气瓶。氧气瓶的压力
范围和温度有关，温度越高，压力越高，例如，温度70℉时，压力应在1750 PSI 到1850 PSI之间。 3.5氧气瓶接头组件 功用：将氧气瓶和传感器、减压调节器、充氧接头连在一起。 结构：是一个四通管接头。4个接头分别连接关断活门组件、压力传感器、减压调节器和充气接头。在接头组件内放置了一个热补偿器，实际上是一个3 IN左右长度的毛刷状的金属编织物。它可以防止氧气在高速流动时出现高温。 3.6安全排放指示圆盘 功用：指示氧气瓶是否由于高压而出现安全排放。 位置：位于安全排放管道的出口，在前货舱门的前面。 工作：指示圆盘是一个圆形薄片。当氧气瓶内的压力超过2600±150 PSI时，关断活门组件内的一个陶瓷圆盘破裂，高压氧气经过排放导管排出机外，同时指示圆盘也被吹掉。 维护：如果指示圆盘丢失，应检查氧气瓶。对氧气瓶充氧或更换氧气瓶后，应重新安装指示圆盘，同时更换O形圆和卡环。 3.7减压调节器 功用：将氧气压力减到60~75 PSI的水平。 位置：安装在氧气瓶接头组件上。 组成：由一个气滤、一个隔膜作动活门和一个释压活门组成。 工作：高压氧气经过气滤后流入隔膜活门的上腔，对隔膜施加向下的作用力，克服弹簧力和大气压力后使隔膜向下运动，同时带动活门运动，使活门开度减小，活门后的压力下降，当隔膜上的作用力平衡时，调节器下游就得到稳定的低压氧气。当活门
1 概述 1.1 飞机的防冰系统与除冰方法 飞机的结冰问题严重危害飞机的安全性。飞机表面出现冰，阻碍了空气的流动，增大了摩擦力并减小升力，尤其是机翼上的冰对飞机起飞影响很大。积聚在飞机尾翼上的冰可扰乱飞机的平衡，迫使飞机向下倾斜，这种现象称为尾翼失速。这时，飞机的防冰系统起到了很重要的作用。 通常，飞机上除冰的方法有两种，一种是“渗透机翼”液体除冰系统，一种是膨胀橡胶气囊，称为气体罩，气体罩沿着机翼安装。但这两种方法都存在缺点，如液体除冰系统效率有限，气体罩增加了飞机重量和功耗。在格林研究中心开展联合研究，采用可膨胀的石墨箔加热单元技术有效替代通常的除冰方法。这种超薄石墨覆盖在飞机表面，并不会太多增加飞机重量，且能够快速融化冰。这种安全的设备目前已向整个航空界推广。 1.2 飞机表面结冰现象、结冰形式以及影响因素 高空飞行飞机的迎风表面通常会伴随三种不同形式的结冰现象，即“水滴积冰”, “干结冰”和“升华结冰”。在大气对流层下半部的云雾中，常常存在大量温度低于冰点而仍未冻结的液态水滴．即“过冷水滴”。“水滴积冰”指的是飞机部件表面的平衡温度低于冰点，过冷水滴撞击并积聚冻结于部件前缘表面而发生的积冰现象。水滴积冰严重时常常会飞机的气动外形、危害飞机的飞行安全，因此，是飞机防冰与除冰技术的主要研究对象。“干结冰”指的是飞机在含有大量冰晶或有雨夹雪的云中飞行时．因气动力加热或飞机防冰设备工作等原因使部件迎风表面温度高于冰点，冰晶沉积融化、然后再冻结成冰的现象。飞机干结冰现象很少遇到，一般无危险，但发动机进气道拐弯处和进气部件表面发生的干结冰现象，积聚的冰晶进人发动机后，会损坏压气机叶片或使发动机熄火，具有一定的危害性。“升华结冰”指的是飞机由冷区飞入暖区，机体表面温度低于周围气温达到结霜温度时．空气中水汽在飞机表面凝华成冰的现象。升华结冰．只要飞机表面温度与周围气温平衡时，冰层便能很快地被融化消失，故不存在危险。因此，“水滴积冰”成为本文讨论的主要内容。 影响水滴积冰的形成及其严重程度的因素很多，包括气象条件、飞机部件外形及飞行状态等诸多因素。一般来说，在液态水含量较大的过冷云中飞行时，容易发生积冰；大气温度约为0 ～-15℃时，发生积冰的概率最大；水滴直径大于20微米时，积冰会威胁飞行安全；飞行速度越大，由干过冷水滴撞击数增加使积冰量加大；但飞行速度超过冰极限飞行速度时，又会因气动力加热使部件表
飞机的防冰防雨系统 摘要 本论文主要对飞机的防冰防雨系统进行分析。从飞机的结冰现象展开来阐述结冰探测器的种类及工作原理、飞机防冰防雨系统的工作原理热气防冰,电热防冰,化学溶液防冰,机械防冰以及防雨装置和应用以及风挡的防冰、排雨及控制中的问题,最后对防冰防雨系统的部分故障进行分析。 关键字:热气防冰电热防冰化学溶液防冰机械防冰以及防雨装置 ABSTRACT This paper mainly explains the ice and rain protection system of the airplane.From the aircraft icing phenomenon to explain the types of ice and working principle of the detector、working principle and application of the aircraft ice and rain protection system hot air anti-icing、electric anti-icing、chemical solution anti-icing,mechanical anti-icing and rain-resistant device and the problem of windshield anti-ice,behind the rain.Then finally analysis the part faults of the ice and rain protection system Key words:hot air anti-icing、electric anti-icing、chemical solution anti-icing、mechanical anti-icing and water-resistant device 目录
一单选 1. 现代客机失压时旅客用氧的氧气源通常是 A:高压氧气瓶. B:化学氧气发生器. C:手提式氧气瓶. D:连续性氧气系统. 回答: 错误你的答案: 正确答案: B 提示: 2. 飞机乘员应急医疗用氧采用 A:手提式氧气瓶. B:化学氧气发生器. C:连续性氧气系统. D:低压氧气瓶. 回答: 错误你的答案: 正确答案: A 提示: 3. 连续供氧系统适用于飞行高度在____的飞机。 A:25000英尺以下。 B:25000英尺以上。 C:35000英尺以上。 D:所有飞机都可以 回答: 错误你的答案: 正确答案: A 提示:
4. 机组使用的氧气瓶正常压力大约为 A:3,000PSI. B:1,800PSI. C:400PSI. D:4,000PSI. 回答: 错误你的答案: 正确答案: B 提示: 5. 飞行前检查氧气系统时氧气瓶释压膜片显示为红色，这表明A:氧气瓶压力正常，可以起飞. B:氧气瓶已释压，飞机不能放飞. C:氧气瓶压力偏高，但可以起飞. D:氧气瓶压力偏低，但可以起飞. 回答: 错误你的答案: 正确答案: B 提示: 6. 机组氧气瓶供氧时间一般为 A:60分钟以上. B:大约40分钟. C:大约10分钟. D:不超过30分钟. 回答: 错误你的答案: 正确答案: A 提示: 7. 供飞机乘客使用的氧气发生器的供氧时间大约为 A:30分钟. B:60分钟. C:40分钟. D:10分钟. 回答: 错误你的答案: 正确答案: D 提示: 8. 机组氧气瓶的安全装置是 A:通过压力表以监视压力是否过大. B:设有安全塞，当氧气压力过高时自动打开释压. C:绿色检查膜片，若被吹掉，说明已释压. D:设有减压器，压力过高时会被减压. 回答: 错误你的答案: 正确答案: B 提示:
长沙航空职业技术学院毕业设计（论文） 毕业论文（设计） 民航飞机的防冰排雨系统及维护方案 二Ο一五年四月十七日
诚信声明 本人郑重声明：所呈交的大专毕业论文（设计），是本人在指导老师的指导下，独立进行研究所取得的成果。尽我所知，除了设计（论文）中特别加以标注和致谢的地方外，论文中不包含其他人已经发表或撰写过的研究成果。本人完全意识到本声明的法律结果由本人承担。 毕业论文（设计）作者签名：xx 2015年04 月17日
民航飞机的防冰排雨系统及维护方案 摘要： 目前，随着全球经济的发展，航空业也在迅猛的发展。随着人流量的流动，飞机的安全一直是人们最关注的问题。本文主要叙述了民航飞机的防冰排雨系统。从飞机的结冰现象、条件展开来阐述结冰会对飞机的哪些主要部件造成影响并带来严重后果；结冰探测器的种类及工作原理、以及风挡玻璃的防冰排雨及控制中的问题，飞机防冰排雨系统的工作原理（热气防冰，电热防冰，化学溶液防冰，机械防冰以及地面除水、防雨装置)的应用。最后对防冰排雨系统提出维护方案。 关键词：热气防冰；电热防冰；化学溶液防冰；机械防冰以及防雨装置
目录 诚信声明 (2) 摘要 (3) 目录 (4) 绪论 (7) 第一章飞机的结冰现象 (9) 1.1结冰的条件和类型 (9) 1.1.1 结冰条件 (9) 1.1.2结冰类型 (9) 1.2云的形成和分类 (9) 1.2.1 云的形成 (9) 1.2.2 云的分类 (9) 1.3飞机结冰的主要气象参数 (9) 1.4结冰强度和结冰厚度 (9) 1.5飞机结冰对飞行性能的影响 (10) 1.6机翼及尾翼结冰的影响 (10) 1.7发动机进气部件结冰影响 (10) 1.7.1发动机进气部件结冰 (10) 1.7.2 螺旋桨结冰 (10)
A320防冰防雨系统 1．防冰电子控制面板 A320防冰系统、探针/玻璃加热、座舱压力电子控制面板图如下： 面板从左往右，有关防冰的： （1）机翼防冰 ON（开启） “ON”灯亮 “机翼防冰”的信息传输到飞机电子集中监控系统ECAM并显示 机翼防冰阀门开启，来获得热空气 OFF（关闭） “ON”灯变成“OFF” 机翼防冰阀门关闭 FAULT（故障）—当出现以下情况时，此灯亮： 机翼防冰阀门偏离指定位置 检测到低压
（2）发动机1/2防冰 分别控制对应的发动机防冰系统 ON（开启） “ON”灯亮 “发动机防冰”的信息传输到飞机电子集中监控系统ECAM并显示 发动机防冰阀门开启，来获得发动机引气（Engine bleed air） 发动机阀门一开启，就连续不间断防冰，“ON”灯一直亮OFF（关闭） “ON”灯变成“OFF” 发动机防冰阀门关闭 FAULT（故障）—当出现以下情况时，此灯亮： 发动机防冰阀门偏离联接位置（switch position） （3）探头/风挡玻璃加热 AUTO（自动） 飞行过程中给探头和风挡玻璃提供自动加热
地面上当发动机启动时 ON（开启） 给探头和风挡玻璃提供热量 2．A320采用的防冰方法及部件 采用热空气和电加热两种防冰方法。 A320采用热空气防冰的部件有： 机翼前缘； 发动机进气口。 A320采用电加热防冰的部件有： 驾驶舱的风挡和侧窗； 全空温（TAT）探头； 迎角（ALPHA）探头； 空速管和大气数据系统（ADS）的静压探头； 污水排水柱。 3．防冰防雨具体位置
A320具体的防冰防雨的位置，如： 图1 A320防冰防雨部件的位置 4．机翼防冰系统 A320防冰翼面只有大翼，前缘缝翼3，4和5号采用热气防冰的方法，如。进入缝翼前缘内的热空气来自发动机引气。用于防冰的空气由气源系统所提供，其流量由压力控制/关断活门（机翼防冰控制活门）控制。当电路有供电时，由气动控制/关断活门选择打开。在每个活门的顺流都安装有限流器控制气流，如。 离开控制活门的空气经过固定在大翼前缘内的装有隔热套的供气导管，到达一个伸缩管，如，，中所示，该伸缩管将空气传送到3号缝翼内的笛形管（Piccolo duct）的内侧端。空气经过由柔性导管相连接的笛形管管路，沿3，4和5号缝翼进行分配。热气经笛形管管壁上的喷口，如和，向缝翼表面喷射来加热表面。空气在防冰腔内流动，然后通过加速度槽进入后部，最后空气从缝翼底部表面的孔排出机外，如。 大翼防冰系统是用来防止在3，4和5号缝翼前缘出现结冰。该系统（左右大翼均有）使用来自气源系统的热空气，在所有飞行条件下都可用。 通常两个发动机引气供给气源系统。如果发动机出现故障，只有一个发动机提供热空气时,气源系统的交输引气活门打开，此时可又一台发动机给两个大翼提供热气，如。 大翼防冰系统只允许在空中连续工作，但也可在地面上进行测试。以防止缝翼受到过热损伤，地面测试在30秒后自动停止。
第1卷第2期2010年5月航空工程进展 ADVANCES IN AERONAU TICAL S CIENCE AND ENGINE ERING Vol .1No .2M ay 2010 收稿日期:2010-05-04; 修回日期:2010-05-22通信作者:李航航,li h ang hang @https://www.doczj.com/doc/9719045553.html, 文章编号:1674-8190(2010)02-112-04 飞机结冰探测技术及防除冰系统工程应用 李航航,周敏 (北京航空工程技术研究中心,北京 100076) Engineering Application of Icing Detection Technique and Anti -icing and Deicing System on Aircraft Li Hang hang ,Zhou M in (Beijing Aeronautical Technology Research Cen ter ,Beijing 100076,China ) 摘 要:飞机结冰是飞行过程中所面临的严重安全隐患,不同气象条件下会产生各种不同的结冰类型。文章 介绍了几种常见冰型、成冰机理及其对飞机结构和系统可能产生的危害程度,分析研究了目前国内外飞机结冰探测技术的现状和发展趋势,总结了各种防除冰措施在飞机上的应用和技术特点,并以波音777飞机防除冰系统设计为例,说明典型飞机结构防除冰系统设计的特点和功能。关键词:飞机;冰型;结冰机理;结冰探测;防除冰系统 中图分类号:V 321.229 文献标识码:A Abstract :Icing is one of main facto rs that threaten the flight safety of an aircraft .There are different kinds of icing shapes under different weather conditions .The different kinds of icing shapes and icing mechanism and the harm for aircraft struc -ture and systems are presented in this paper .The development of icing detection technique is analyzed ,and the application and technical trait of d ifferent kinds of anti -icing and deicing system are summarized .Take the anti -icing and deicing sys -tem of Boeing 777fo r example ,the design trait and function of typical anti -icing and deicing sy stem are introduced .Key words :airc raft ;icing shape ;icing mechanism ;icing detectio n ;anti -icing and deicing sy stem 0 引言 飞机结冰是指在特定气象条件下在飞机表面产生水分凝结成冰的现象,多发生在飞机的升力表面(如机翼、尾翼)、螺旋桨和旋翼、发动机进气道、风挡玻璃、外露传感器等部件的迎风表面。飞机结冰严重威胁飞机的飞行安全。飞机发生轻度结冰就会降低飞机的飞行性能,主要表现为升力下降、阻力增加、升阻比大幅下降等,进而造成飞行姿态控制困难。严重结冰时可能造成飞机在小迎角下出现失速或操纵翼面发生失效等现象而造成机毁人亡。 据资料统计,飞机在飞行中因结冰问题而导致空难事故的概率超过15%。近年来,已经发生了多起因飞行结冰而造成的重大空难事故。如2009年6月法国A330客机在大西洋上空飞行时遇到恶劣天气发生结冰引起飞机坠毁,造成228人遇 难;2006年6月,我国一架特种飞机在执行任务中也因严重结冰而发生一等空难,造成数十人死亡。据美国FAA /NASA 统计,飞机出现结冰后导致空难事故中有10%以上是因为飞机结冰造成舵面操 纵失效[1] 。因此,研究飞机飞行中可能出现的结冰现象、结冰机理以及飞机是否结冰、结冰后的除冰效果等问题成为各国航空飞行器设计必须解决的迫切难题。 1 飞机结冰机理及危害分析 1.1 飞机结冰机理分析 容易发生积冰的云层主要有层云(Stratiform Cloud )和积云(Cumuliform C loud )两大类。层云类包括层云、层积云、高层云和雨层云,发生结冰的高度多在0～7km 范围,其垂直方向厚度多小于2.0km ,水平方向长度最大可达几百公里,液态水 含量通常在0.1～0.9g /m 3 范围,能使飞机发生连续积冰。积云类包括积云、高积云、雨积云等,发生结冰的高度多在1.2～7.3km 范围,其水平方向长度一般不超过10km ,厚度与长度相当,液态水
一单选 1. 翼面气动除冰通常用于 A:高亚音速飞机. B:大、中型飞机. C:小型低速飞机. D:涡扇式飞机. 回答: 错误你的答案: 正确答案: C 提示: 2. 采用翼面气动除冰的飞机，在不除冰时 A:除冰带保持膨胀状态. B:除冰带充以一定压力而防冰. C:除冰带被抽成相当真空度而紧贴翼面. D:视飞行速度高低而定. 回答: 错误你的答案: 正确答案: C 提示: 3. 现代运输机机翼防冰常采用 A:气动除冰. B:气热防冰. C:电热防冰. D:超声波除冰. 回答: 错误你的答案: 正确答案: B 提示: 4. 飞机气热防冰可能的热空气来源是 A:发动机压气机引气、燃烧加温器、废气加温器. B:发动机引出的空气、真空泵、压缩空气箱. C:燃烧加温器、废气加温器、废气. D:涡轮压气机、空气储气瓶、APU引气. 回答: 错误你的答案: 正确答案: A 提示: 5. 现代运输机采用气热防冰法，其热空气通常来自A:发动机压气机. B:电热加温器. C:发动机废气加温器. D:已调空气总管.
提示: 6. 飞机气热法防冰的部位通常有 A:机翼、尾翼前缘；发动机前缘整流罩；进气导向叶片；飞机操纵面. B:螺旋桨桨帽；机翼、尾翼前缘；风档玻璃. C:发动机前缘整流罩及螺旋桨叶；机翼前缘. D:机翼上下表面；发动机整流罩包皮；滑油及空气散热器整流包皮. 回答: 错误你的答案: 正确答案: A 提示: 7. 在风档电加温防冰系统中，用来保持风档正常温度控制的部件是A:过热电门. B:自耦变压器. C:温度传感仪. D:温度控制器. 回答: 错误你的答案: 正确答案: D 提示: 8. 空速管的防冰方式为 A:气热防冰. B:电热防冰. C:超声波除冰. D:气动除冰. 回答: 错误你的答案: 正确答案: B 提示: 9. 现代飞机风档防冰通常采用的方法是 A:空调空气防冰. B:气热防冰. C:电加温防冰. D:气动除冰. 回答: 错误你的答案: 正确答案: C 提示: 10. 飞机风档电热防冰加温元件的安装位置是 A:风档玻璃外表面. B:风档玻璃内表面. C:风档玻璃夹层中. D:风档玻璃边框里.
（下册）第4章防冰和排雨系统 1、结冰对飞机性能及效率的影响是多方面的。如结冰会增大阻力并减少升力，导致有害振动；会使大气压力仪表不能正常工作；使操作舵面活动卡滞；危机无线电信号的接收与发射。此外冰或雨水积聚在风挡玻璃上会影响驾驶员的视线。 2、在实际使用中，采取了防冰和除冰两种方式：第一种是在探测到结冰条件后接通防冰系统。第二种是在探测到存在结冰后接通除冰系统。 3、有的水滴虽然温度降至低于冰点，但仍然以液体的形式存在，称为过冷却水或过冷水。在负温的云层或冰雹云中，含有大量的过冷水滴。过冷水滴一旦遇到凝结核，便立即凝结为冰。水汽在碰到足够冷的凝结核时，也可以直接凝华为冰晶。 4、角状冰危害最大，因为它不但严重破坏了飞机的气动外形，而且与翼型表面结合牢固，难以脱落。 5、结冰信号器有多种形式，一般可分为直观式和自动式结冰信号器两大类。 自动结冰信号器如振荡式、压差式结冰信号器、放射性同位素结冰信号器等，当达到结冰灵敏度时，既可以向驾驶员发出结冰信号，又能自动接通防冰系统进行除冰。灵敏度指的是当结冰信号器发出结冰信号时所需的最小冰层厚度。 6、振荡式结冰探测器是利用传感元件结冰之后振荡频率发生变化的原理工作的。 由微处理器计算加热器加温和关断的循环次数，当出现2次或以上加热时，微处理器发出1级结冰信号，给发动机进气道防冰。如果在短时间之内结冰信号频繁产生（≥10次），则微处理器发出2级结冰信号，给机翼防冰系统。 7、压差式结冰探测器又称为冲压空气结冰探测器，它利用测量迎面气流的动压（全压与静压的差值）的原理制成。根
据全压室和静压室之间的气压差报警。 在发动机不工作、没有冲压气流时，接触点处于闭合状态；当发动机工作时，冲压气流进入全压室，由于全、静压之差使膜片弯曲，触点断开。 活动接触点与固定接触点闭合，接通驾驶舱内的结冰信号灯，发出结冰信号，同时接通探测器本省的加温电路。 泄压孔的作用：结冰时，使全压与静压室之间的压力相等。 8、放射性同位素结冰探测器注意事项： （1）对探测器进行安装、运输等工作时，必须给探测器套上铅保护套； （2）在探测器与工作人员之间放置一块1cm厚的有机玻璃作为屏障； （3）严禁随意拆下放射源和分解辐射片； （4）当探测器到期、损坏或报废时，应送回制造厂或交给专门的危险品保管部门。 9、防冰原理：降低水的冰点或让物体表面超过零度。 10、现代大型飞机的前缘缝翼和发动机进气道都利用发动机引气防冰和除冰。从发动机高压级或中压级压气机的引气。 11、机翼防冰：驾驶舱顶板上的机翼防冰主电门决定系统的工作。当电门在“开(ON)”和“关(OFF)”位时，人工控制机翼防冰活门的开关；当电门在“自动(AUTO)”位时，“机翼和进气道防冰计算机”控制机翼防冰活门的开关。当活门打开时，发动机或APU的引气进入前缘缝翼内部的防冰管道。防冰管道上布有很多小孔，防冰热空气通过小孔进入前缘缝翼除冰，最后提供后部的出气孔排入机外气流。由于前缘缝翼可以放出和收进，因此，最内侧的缝翼防冰管道在与两侧机翼上固定的管道连接处，各有一段可伸缩管道将两者连接起来。机翼防冰压力传感器的信号送到计算机，用于机翼防冰系统的控制。 12、进气道防冰式自动报警、人工控制。
八客机氧气系统 1. 功用 在需要的时候向机组和旅客提供呼吸用氧气。 2. 组成 飞机上有2 套独立的氧气系统，即机组氧气系统和旅客氧气系统。机组氧气系统使用储存在机上氧气瓶内的高压氧气，经减压稀释之后，专供驾驶舱内的机组人员使用。旅客氧气系统通过化学反应得到氧气，供应给旅客和客舱乘务员使用，属连续供氧系统。 3. 机组氧气系统 3.1 功用：需要时，向机组人员（机长、副驾驶和观察员）供应氧气。 3.2 组成：机组氧气系统由氧气瓶、减压调节器、气瓶关断活门、机组关断活门、氧气面罩、安全释 放系统、压力指示系统等组成。 3.3 工作原理：氧气瓶内储存了一定量的氧气。当气瓶关断活门打开时，氧气经减压调节器调压后，进 入驾驶舱。如果机组关断活门打开，氧气就可以供到机组人员的氧气面罩，机组人员取出面罩，扣在口鼻处就可以呼吸到氧气。在P5 板上有一个氧气压力表，在氧气瓶关断活门下游安装了一个压力传感器。当气瓶关断活门打开时，压力表可以指示气瓶内的氧气压力。如果由于温度上升等原因导致气瓶内的压力过高时，关断活门组件内的一个陶瓷圆盘将破裂，通过一条排放管道可以把氧气安全排放到机外。 3.4 氧气瓶 功用：储存一定量的氧气，在应急情况下供机组使用。位置：安放在前货舱右边，货舱门的前面。 维护：氧气瓶用一个护罩罩着，通过护罩上的一块面板可以接近氧气瓶。氧气瓶的压力
范围和温度有关，温度越高，压力越高，例如，温度70 T时，压力应在1750 PSI 到1850 PSI 之间。 3.5 氧气瓶接头组件 功用：将氧气瓶和传感器、减压调节器、充氧接头连在一起。 结构：是一个四通管接头。4 个接头分别连接关断活门组件、压力传感器、减压调节器和充气接头。 在接头组件内放置了一个热补偿器，实际上是一个3 IN 左右长度的毛刷状的金属编织物。它可以防止氧气在高速流动时出现高温。 3.6 安全排放指示圆盘 功用：指示氧气瓶是否由于高压而出现安全排放。 位置：位于安全排放管道的出口，在前货舱门的前面。 工作：指示圆盘是一个圆形薄片。当氧气瓶内的压力超过2600 ±150 PSI 时，关断活门组件内的一个陶瓷圆盘破裂，高压氧气经过排放导管排出机外，同时指示圆盘也被吹掉。 维护：如果指示圆盘丢失，应检查氧气瓶。对氧气瓶充氧或更换氧气瓶后，应重新安装指示圆盘，同时更换O 形圆和卡环。 3.7 减压调节器 功用：将氧气压力减到60~75 PSI 的水平。 位置：安装在氧气瓶接头组件上。 组成：由一个气滤、一个隔膜作动活门和一个释压活门组成。工作：高压氧气经过气滤后流入隔膜活门的上腔，对隔膜施加向下的作用力，克服弹簧力和大气压力后使隔膜向下运动，同时带动活门运动，使活门开度减小，活门后的
BI YE SHE JI （20 届） B737飞机防冰系统的研究 所在学院 专业班级飞机结构修理 学生姓名学号 指导教师职称 完成日期年月
摘要 目前，随着全球经济的发展，航空业也在迅猛的发展，随着人流量的流动，飞行器的安全问题一直是最让人们关注的问题。B737飞机防冰系统的研究,研究了飞机积冰对飞机的影响，各飞行阶段结冰对飞行的危害以及B737飞机的防冰除冰方法。论文首先简单阐述了飞机各部位积冰对飞机的危害。其次详细阐述了当代飞机的防冰除冰方法，包括防冰除冰的行为描述及原理。再对震荡式结冰探测器、压差式结冰探测器、B737窗户加热控制组件等进行分析，最后对B737驾驶舱针对防冰排雨案列进行初步分析。 关键词：飞机积冰，飞机除冰，防冰，结冰探测机，窗户加热控制组件
ABSTRACT Now, with the global economy, also the rapid development of the aviation industry, along with the flow of human traffic, aircraft safety issue has been the concern of most people. B737 aircraft’s ice protection system studies the influence of ice on a plane. Firstly, this paper briefly expoun ds the problem of icing in aircraft’s different parts. At the same time, possible reasons and the results are provided. Then oscillatory ice detectors, respectively, pressure-ice detectors, B737 windows, heating control components were analyzed, the last ice floe on the B737 cockpit rain for the case against a preliminary analysis of the column. Key Words: Aircraft icing；Aircraft Deicing；anti-icy；ice detectors；windows, heating control components
1概述 1.1飞机的防冰系统与除冰方法 飞机的结冰问题严重危害飞机的安全性。飞机表面出现冰，阻碍了空气的流动，增大了摩擦力并减小升力，尤其是机翼上的冰对飞机起飞影响很大。积聚在飞机尾翼上的冰可扰乱飞机的平衡，迫使飞机向下倾斜，这种现象称为尾翼失速。这时，飞机的防冰系统起到了很重要的作用。? 通常，飞机上除冰的方法有两种，一种是“渗透机翼”液体除冰系统，一种是膨胀橡胶气囊，称为气体罩，气体罩沿着机翼安装。但这两种方法都存在缺点，如液体除冰系统效率有限，气体罩增加了飞机重量和功耗。在格林研究中心开展联合研究，采用可膨胀的石墨箔加热单元技术有效替代通常的除冰方法。这种超薄石墨覆盖在飞机表面，并不会太多增加飞机重量，且能够快速融化冰。这种安全的设备目前已向整个航空界推广。 1.2飞机表面结冰现象、结冰形式以及影响因素 高空飞行飞机的迎风表面通常会伴随三种不同形式的结冰现象，即“水滴积冰”,?“干结冰”和“升华结冰”。在大气对流层下半部的云雾中，常常存在大量温度低于冰点而仍未冻结的液态水滴．即“过冷水滴”。“水滴积冰”指的是飞机部件表面的平衡温度低于冰点，过冷水滴撞击并积聚冻结于部件前缘表面而发生的积冰现象。水滴积冰严重时常常会飞机的气动外形、危害飞机的飞行安全，因此，是飞机防冰与除冰技术的主要研究对象。“干结冰”指的是飞机在含有大量冰晶或有雨夹雪的云中飞行时．因气动力加热或飞机防冰设备工作等原因使部件迎风表面温度高于冰点，冰晶沉积融化、然后再冻结成冰的现象。飞机干结冰现象很少遇到，一般无危险，但发动机进气道拐弯处和进气部件表面发生的干结冰现象，积聚的冰晶进人发动机后，会损坏压气机叶片或使发动机熄火，具有一定的危害性。“升华结冰”指的是飞机由冷区飞入暖区，机体表面温度低于周围气温达到结霜温度时．空气中水汽在飞机表面凝华成冰的现象。升华结冰．只要飞机表面温度与周围气温平衡时，冰层便能很快地被融化消失，故不存在危险。因此，“水滴积冰”成为本文讨论的主要内容。 影响水滴积冰的形成及其严重程度的因素很多，包括气象条件、飞机部件外形及飞行状态等诸多因素。一般来说，在液态水含量较大的过冷云中飞行时，容易发生积冰；大气温度约为0?～-15℃时，发生积冰的概率最大；水滴直径大于20微米时，积冰会威胁飞行安全；飞行速度越大，由干过冷水滴撞击数增加使
第九章飞机防冰排雨及氧气系统 9.1飞机结冰对飞机性能的影响 飞机在结冰气象条件下飞行时，可以发生飞机的结冰现象。飞机结冰后，不仅增加了飞机的重量，而且破坏了飞机的气动外形，因而阻力增加，飞机操纵性、稳定性下降；仪器、仪表结冰后，还会导致指示失常。如结冰严重时，还可能出现严重的飞行事故。由于飞机各部件在飞机上的作用不同，所以它们结冰对飞机性能的影响也不完全一样。 一、升力表面结冰 飞机升力表面主要是指机翼和尾翼两个部件。机翼、尾翼上所结的冰层，主要积聚在它们的前缘部分。当它们结冰时，将会导致翼型阻力增加，升力下降，临界攻角（失速攻角）减小以及操纵性和稳定性的品质恶化。 二、飞机螺旋桨的结冰 在结冰条件下飞行的飞机，其螺旋桨的桨叶、螺旋桨的壳体和整流罩均可发生结冰。 飞机螺旋桨实际上是一个扭转了的机翼，因此，其结冰情况与机翼类似。但由于螺旋桨叶的弦向尺寸小并且螺旋桨除有向前的运动外，自身还以高速旋转，所以结冰要比机翼严重。 螺旋桨桨叶结冰时，首先是在桨叶前缘开始并沿弦向逐渐扩展，结冰范围可达弦长的20—25%。 桨叶结冰后，破坏了表面的光滑，使结冰一开始，就出现了附面层的紊流化，因而极大地增加了翼型阻力，使拉力特性变坏，效率降低。 当桨叶表面上冰层的厚度达5—7毫米时，螺旋桨的离心力，可破坏冰层与表面的连结力，使冰层脱落。 冰层的脱落通常是不均匀和非对称的，结果又使螺旋桨的平衡遭到破坏，出现动力装置和飞机的振动，如发展下去，可使轴承损坏和发动机停车等严重事故。 另外，具有较大动能和质量的冰层，由螺旋桨表面脱落后，还隐含着损坏发动机部件和击破蒙皮或气密座舱的危险。 由此可知，飞机螺旋桨的结冰，也严重地影响着飞机的安全飞行。 三、风挡玻璃、测温、测压传感头结冰 飞机在结冰条件下飞行时，座舱盖及风挡可能结冰。 座舱盖和风挡结冰，对飞机的气动特性影响较小，但大大降低了其透明度。 在结冰条件下飞行时，装在飞机表面上的测温、测压传感头，也会发生结冰。测压口结冰时，减少了进气面积，使入口的动压下降，由此而引起测量误差，测温传感头结冰时，由于冰的蒸发致使指示值下降，由此而引起的测量误差，因此使指示值失真。测温、测压传感头，不仅可发生滴状结冰，而且还可以收集冰晶，使孔口堵塞，导致测量完全失效。 在机上的天线装置，当它们结冰时，可能发生机械折断，使机上通讯和一些电子设
ATA30 防冰/防雨 一、本章维护要点 1．在开始工作之前或靠近飞行操纵装置、飞行操纵面、起落架和相关的门和可移动的部件时要将安全设施和警告牌放置到位。 2．确认起落架地面安全保护套安装到位。 3．在开始工作之前将安全护栏放在适当位置。 4．拆下并报废保险丝，松动的保险丝会割伤或使眼睛失明。 5．清只能在通风良好的环境下使用溶液/清洁剂、密封剂和其它特殊材料，并遵守制造商的说明。穿防护衣，不要让溶液/清洁剂、密封剂和其它特殊材料进入嘴里。不要在工作区域吸烟。不要吸入这种气体。这些材料是有毒、易燃且会刺激皮肤。如果皮肤或眼睛受到刺激,寻求医疗救助。 6．当发动机刚关车后在发动机上工作时要小心，发动机部件能够维持一小时高温状态。 30-11-00 翼面防冰 一、概述 1．右防冰控制活门可以锁在开位，但必须执行ECAM程序；当活门锁在关位时，不允许飞机在结冰气候条件下飞行， 2．当活门在关位时，防冰活门内的一个微动电门给出一个关/不关的信号到环境控制系统区控制器和引气状态计算机（ECS计算机）及ECAM。 3．一个目视机械位置指示提供指示。 4．在对防冰系统进行维护工作之前，将警告牌放在适当位置，告诉大家不要操作气源系统、起动发动机、操作缝翼、操作APU 电门。 5．在襟/缝翼控制手柄上，安装一个襟/缝翼控制手柄锁定装置。 5．在面板191DB上，将警告牌放在适当位置以告诉人们不要给引气系统增压。 二、机翼防冰系统操作测试 1．可以用一台发动机、地面气源车或APU做气源对机翼防冰系统操作测试。 2．在CFDS上通过空调TEMP CTL的3级故障进入机翼防冰系统的。 3．操作一台发动机进行测试，如果两台发动机都在运转，则无法连续进行操纵测试。 4．为了保护缝翼结构，地面测试大翼防冰时间不能超过30秒。 三、大翼防冰管路泄漏测试 1．由于APU无法提供足够的引气压力用于地面测试程序，因此不要使用APU引气给大翼防冰系统供气。 2．当进行大翼防冰管道的泄漏测试时,不得使用发动机引气，来自发动机的热空气会造成人员伤害。 四、大翼防冰滤子的检查 1．在气源系统工作前，确认气源系统已经释压。 2．在防冰管路冷却之前，不要接触管路，在发动机停车后，管路还可以保持高温一段时间。 30-11-41 伸缩型管道的拆装 一、拆卸防冰套管 1．在对防冰系统进行维护工作之前，将警告牌放在适当位置以告诉人们不要：（1）操作气源系统； （2）起动发动机或APU； （3）操作缝翼； （4）给引气系统增压。 二、安装防冰套管
B737-800防冰排雨系统试题 1.排雨系统包括： A.风挡上的一个永久的排雨膜和雨刷 B.机长座椅后面的瓶装液体 C.前顶板上的排雨电门 D. 前顶板上的排雨电门 2.大翼防冰系统向所有的前缘缝翼提供引气。 A.对 B.错 3.左前风挡加温电门打开后，哪些风挡被加温? A.L2，L3，L4，L5 B.Ll，L2，L3 C.Ll，L2，L3，L4，L5 D.仅L1 4.空中，大翼防冰系统可用于防冰和除冰。 A.对 B.错 5.R ELEV PITOT[右升降舵皮托管]灯亮，它表明什么? A.右升降舵皮托管探头被堵 B.控制探头系统有故障 C.右升降舵皮托管探头没有被加温了
6.风挡雨刷可使驾驶舱的前风挡上保持一块干净的区域。下列哪句话是正确的? A.每个雨刷有独立的控制 B.风挡雨刷是靠液压工作，电动控制的 C.可以在干燥的风挡上使用雨刷 D.以上都不正确 7.参考上显示组件的热防冰的指示，在每个显示的左上角都有TAI 的指示，表明： A.如果是琥珀色的；表明在发动机整流罩防冰活门的下游管道中存 在过热情况 B.如果是绿色的；表明整流罩防冰活门是关闭的 C.如果是绿色的；表明整流罩防冰活门是打开的 D.以上都对 8.参考上显示组件的热防冰的指示，在每个显示的左上角都有TAI 的指示，表明： A.如果是琥珀色的；表明在发动机整流罩防冰活门的下游管道中存 在过热情况 B.如果是绿色的；表明整流罩防冰活门是关闭的，相应的发动机防 冰电门在OFF位 C.如果是绿色的；表明整流罩防冰活门是打开的，相应的发动机防 冰电门在ON位
9.琥珀色的COWL ANTI-ICE[整流罩防冰]灯亮表明： A.有过压的情况 B.有过热或过压的情况 C.相应的整流罩的防冰活门是打开的 D.整流罩防冰活门的位置与相应的发动机防冰电门的位置不一致 10.什么时候使用大翼防冰? A.在地面，当存在结冰情况或预计有结冰时。 B.空中，作为除冰或防冰使用 C.以上都对 11.迎角探头是如何被加温的? A.通过使用左或右前风挡加温电门 B.当使用大翼防冰的任何时候 C.当备用静压口被加温的任何时候 D.通过使用A或B探头加温电门 12.哪个皮托管探头和传感器不被加温? A.升降舵的皮托管探头 B.静压口 C.机长的皮托管 D.副驾驶的皮托管 13.当按下WING―BODY OVHT TEST[翼身过热测试]电门后，会发生什么?
飞机各个系统的组成、原理及功用 08082332 洪懿 液压系统 飞机大型化以后，依靠驾驶员操纵控制各操纵面仅凭体力去搬动驾驶杆、踏踩脚蹬、拉动钢索使副翼或方向舵转动，那是绝对办不到的了。此时飞机上就出现了助力机构。飞机上的绝大部分助力机构采用的多为液压传动助力系统。要在飞机的不同部件上使用液压，就要组成一个液压系统。液压系统由泵、油箱、油滤系统、冷却系统、压力调节系统及蓄压器等组成。液压传动是一种以液体位工作介质，利用液体静压来完成传动功能的一种传动方式。 飞机液压系统通常用来收放起落架、襟翼、减速板和操作机轮刹车以及操纵舵面的偏转。液压系统作为操纵飞机部件的一个系统，具有许多优点，如重量轻、安装方便、检查容易等。 起落架缓冲支柱是主要的受力构件,起落架缓冲装置由轮胎和缓冲器组成。她的功能是减小飞机在着陆接地和地面滑跑时所受的撞击力，并减弱飞机因撞击而引起的颠簸跳动。 起落架系统 起落架主要功用是飞机滑跑、停放和滑行的过程中支撑飞机，同时吸收飞机在滑行和着陆的震动和冲击载荷。利用液压进行起落架正常收放。也可以人工应急放下起落架。减震支柱的压缩可用空地感应控制。在地面滑行时，可利用前轮进行转弯。刹车组件装在主起落架机轮内，防滞系统用于提高刹车效率。 起落架的结构形式主要有构架式、支柱套筒式和摇臂式3种。 起落架缓冲支柱是主要的受力构件,起落架缓冲装置由轮胎和缓冲器组成。她的功能是减小飞机在着陆接地和地面滑跑时所受的撞击力，并减弱飞机因撞击而引起的颠簸跳动。 起落架收放系统:为了减小飞行阻力，以提高飞行速度，增大航程和改善飞行性能。它的主要组成部件有起落架选择活门，收放动作筒，收上锁及放下锁作动筒，起落架舱门作动筒，主起落架小车定位作动筒及小车定位往复活门，液压管路等。起落架选择活门作用是将收放的机械信号转换成液压信号，引起液压油通到起落架收放管路，从而实现起落架的液压收放。 起落架位置信号：它主要有电气信号，机械指示信号和音响警告信号。带你其信号是利用指示灯来指示起落架的位置的。 转弯系统：不仅限于操纵飞机前轮转弯，还可以起到前轮减摆，拖机释压和超压释压等作用。 飞机飞行操纵系统 作用：传递操纵指令、控制飞机的飞行姿态 组成：主操控系统、辅助操纵系统和警告系统 对飞行操纵系统的要求，除要求具有足够的强度和风度、重量尽可能小之外： （1）必须使驾驶员的手和脚的操纵动作与人体运动习惯相适应。 （2）飞行操纵要灵敏 （3）飞行中，当飞机机体结构应力变形时，操纵系统不应发生卡阻现象。 （4）各舵面的操纵要求互不干扰。 （5）进行操纵时，既要轻便。也要有适当的感觉力，而且这种感觉力应随舵面偏转角、飞行速度、飞行高度的改变而改变。 飞机操纵品质的好坏是一个与飞行员有关的带一定主观色彩的问题，但是仍然有一些基本的标准来衡量飞机的操纵品质。操纵品质常以输入量和输出量的比值(操纵性指标)来表示，这些比值不宜过小，也不易过大。如果比值太小，则操纵输入量小，输出量大，这种飞机对操纵过于敏感，不仅难于精确控制，而且也容易因反应量过大而产生失速或结构损坏等问题。