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静压与喉部静压相等（即P2/P．=1）时，流过文氏管的空气流量为零；当进口静压大于喉部静压
（即P2/P,<1）时，流过文氏管的流量大于零，并且流量随着P2/PI的减小而增大；当p：却．=
0. 528时，空气喉部气体流速达到当地音速，气体流量达到最大，此后气体流量不随Pz/P,的减小
而增大。流过文氏管的气体流量与P2/P1之间的关系如图4.2—4中的曲线所示。
进口静压p，喉部静压p， 总压p8
气流——一—- 一…一
——√／———~＼
图4.2 -3文氏管原理
圈4.2 -4文氏管流量特性曲线
从曲线可得出如下结论：当p：/p，≥0. 528，通过测量文氏管的流量主要取决于文氏管入
口气流参数及进口、喉部压差；而当人口气流参数不变时，经过文氏管的空气流量主要取决
62涡轮发动机~毪机结构与系统
予进口、喉部压差，并且流量随压差的增大而增大，这就是利用文氏管作为测量（敏感）
元件的基本工作原理。
采用文氏管作为引气流量控制元件的原理如图4.2 -5所示。文氏管安装在节流活门的
下游，流量调节器以其进口和喉部静压为输入信号，经变换放大后，驱动活门作动机构，调
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节节流活门的开度，从而控制流经节流活门的流量。
活门作动机构 流量调节器
图4.2 -5引气流量调节原理——节流法
调下游系统
(2)喉部静压与总压比较法
另外，也可以利用文氏管喉部静压和文氏管总压作为控制信号源。根据伯努利方程
P'=p：+扣z。
式中p*-总压（见图4.2 -3）；
P2—一喉部静压（见图4.2-3）；
p-空气密度；
v-喉部气流速度。
因而得出
+ 1 ，
p -'P2 2 2pz
因为流量与流速成正比，所以测出总压与喉部静压差(p* -P2)，就可以作为控制信号
控制通过文氏管的气体的流量。现在民航飞机空调系统的组件活门多采用此种控制原理。
4。3 滠度控测系统
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，为机上人员在各种弋行条件下提供适宜的座舱环境
温度。
4。3。蔓座舱温控原理
要。温控原理
座舱温度控制系统原理如图4.3-1所示。从流量控制活门来的一定流量的空气，通过
上篇飞机机械与电气系统63
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4.3一l座舱温度控制原理墨
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对比进行温度控制。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漏
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（座舱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
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刷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
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涡轮发动机飞机结构与系统(AV)上册(35)
