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空气腔内，较大的压力使流量活门迅速打开，空气流过流量活门。此时文氏管喉部压力迅速
下降，总压上升，而且两者压差随着空气流量的增大而增加，增大的压差作用于锥形阀作动
薄膜的上下两腔。
‘——一一一一——一
图6.2 -9组件活门一流量控制和关断活门原理
总压传感口
当空气流量达到预调值时，作动薄膜上下腔压差克服弹簧力，打开锥形阀，使作动器控
制腔的压力降低，流量活门开度不再增大，保持流量不变；如果空气流量超过预调值，锥形
阀开度加大，作动器控制腔压力降低，流量活门开度减小，使流量减小，直到流量重新达到
预定值。通过流量活门开度的调节，使活门出口流量保持在预定值。
当电磁活门关闭时，流量活门作动器控制腔经电磁活门腔通外界大气，活门在作动
器弹簧力作用下关闭。流量活门关闭后，切断了通往空调组件的空气，起到组件关断
的作用。
上篇飞机结构与机械系统275
6.3 温度控制系统
座舱温度控制就是使座舱内的空气温度保持在要求的预定温度范围内。现代飞机的座舱
温度控制系统采用微型计算机控制，为机上人员在各种飞行条件下提供适宜的座舱环境
温度。
6. 3.1座舱温控原理
1．温控原理
座舱温度控制系统原理如图6.3 -1所示。从流量控制活门出来的一定流量的空气，通
过温度控制活门分成两路：一路到制冷系统使其降温，称为“冷路”，另一路称为“热路”。
在进入气密座舱前进行混合。
图6.3 -1座舱温度控制原理图
温度控制器接受预定的温度和座舱反馈的实际温度，进行比较后输出与温度偏差成正比
的电流，控制温度控制活门，调节冷热路流量，从而进行温度控制。为减小温度调节过程的
超调量，在控制系统中加入温度变化速率反馈，由管路上的温度预感器提供输入信号。温度
控制系统是个闭环的电子式温度伺服系统。当供气管道温度过高时，供气极限温度传感器向
温控器发出信号，驱动温控活门向冷路全开方向转动。
当温度控制器出现故障时，可进行人工温度控制，即驾驶员直接通过人工温控电门向温
度控制活门发送控制信号，控制座舱温度的变化。在进行人工控制时，驾驶员应不断监控座
舱温度、供气管道温度（座脸温度和供气管道温度可采用一个温度表，由选择开关切换）
以及温度控制活门的位置，以减小座舱温度的波动。
2．温控主要组件
(1)温度传感器
温度传感器的作用是感受所控制对象（座舱或管道内的空气）的温度，并将温度信号
276涡轮发动机飞机结构与系统
转换为电气（电阻、电势）、位移、变形等信号，输入控制器，它是信号感受和转换元件。
现代飞机座舱温度控制系统中常用的温度传感器为电传感器，一般使用热敏电阻温度传感
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。在室温情况下，
其灵敏度为3.6～14.4%／℃，工作温度范围在-73~+482℃之间。
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
气管道温度预感器。
座舱温度传感器主要用于感受座舱（包括驾驶舱和客舱）的温度，并将温度信号传送
给座舱温度控制器。座舱温度传感器应安装在控制精度要求较高的地方，理想情况下客机的
座舱温度传感器应装于客舱有人空间的中央。在客舱中，由于空气流速一般较低，通常用小
风扇或引射装置来增大通过传感器的空气速度。
座舱供气管道温度预感器用于感受座舱供气管道温度变化速率，它可以预感到即将发生
的供气温度和环境温度的变化所引起的温度波动。
供气管道极限温度传感器用于感受座舱供气管道的极限温度，防止由于温差过大而引起
的供气管道温度过高或过低的现象。
图6.3 -2温度电桥
(2)温度控制器
座舱温度控制器是座舱温度拴制的指挥中心。它接受来
自座舱温度预感器、座舱供气管道温度预感器、座舱供气管
道极限温度传感器及温度选择信号，经过合成放大后向温度
控制活门发出指令，控制温控活门的开度。电子式座舱温度
控制器的基本工作原理是电桥原理，一般在控制器内有三个
电桥，即温度电桥、预感电桥和极限温度控制电桥。
， 1)温度电桥
温度电桥原理如图6.3 -2所示。电桥利用座舱温度传感
器电阻作为电桥的一个桥臂，温度选择器电阻作为另一个桥
臂。座舱温度选择器用于选择座舱的温度。电桥的另外两个
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涡轮发动机飞机结构与系统(ME-TA)上册(145)
