课件：飞机座舱环境控制系统.ppt

第六章 座舱环境控制系统,6.1. 座舱环境控制系统概述,6.1.1. 飞机座舱环境控制系统的的基本任务 飞机座舱环境系统的基本任务，是使飞机的座舱和设备舱在各种飞行条件下具有良好的环境参数，以满足飞行人员、乘客和设备的正常工作条件和生活条件。 座舱环境参数主要是指座舱空气的温度和压力、以及它们的变化速率，还包括空气的流量、流速、湿度、清洁度和噪声等。,6.1.2. 大气物理特性及其对人体生理的影响,大气物理特性主要是指大气的压力和温度随高度的变化规律.,二、大气压力对人体生理的影响,大气压力随高度增加而降低，它给飞行带来的主要困难是缺氧和低压；此外，压力变化速率太大 也会对人生理造成严重危害. 高空减压症主要有如下三种形式: 高空气胀 皮肤组织气肿 高空栓塞,三、压力变化速度和爆炸减压的危害 飞机急剧上升或下降时，由于大气压力在短时间内变化大,飞机座舱压力也相应变化迅速， 引起人体肺腔，腹腔和耳腔等器官的疼痛。 四.大气温度和湿度变化对人体的影响 五.其它环境参数对人体的影响,6.1.3. 克服空中不利环境的技术措施,由于在高空存在缺氧、低压、低温等不利情况，为保证在高空中人员的安全和舒适，须采取一定的技术措施。 一供氧装置: 二气密座舱（又称增压座舱） 气密座舱的主要作用有 使座舱气压增高，以保证机上人员有足够的氧气分压，满足人体对氧气的生理需要。使机上人员不发生由于周围气压过低而导致高空减压症（即对座舱压力进行控制）。 使座舱便于加温或冷却，以保持最适当的温度（即对座舱温度进行控制）,6.1.4. 气密座舱的型式,一大气通风式气密座舱（适于 20-25KM 以下高度） 二再生式（自主式）气密座舱（适于25KM以上高度）,6.1.5. 气密座舱的环境参数,座舱温度 根据航空医学要求，最舒适的座舱温度为20-22C，正常保持在15-26C的舒适区范围内。 座舱地板和内壁温度基本上应保持与舱内温度一致，内壁的温度应高于露点，使其不致蒙上水汽。,座舱高度,座舱压力也可以用座舱高度表示。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。一般要求飞机在最大设计巡航高度上，能保持大约2,400米（8,000英尺）的座舱高度这样，在气密舱内可以不必使用氧气设备飞行。 现代一些大中型飞机上，当座舱高度达到10,000英尺（相当于3,050米）时，通常设有座舱高度警告信号，向机组成员发出警告，表示座舱压力不能再低，此时必须采取措施增大座舱压力。,座舱余压,座舱内部空气的绝对压力与外部大气压力之差就是座舱空气的剩余压力，简称余正常况下，余压值为正，但在某些特殊情况下，也可能会出现负余压。飞机所能承受的最大余压值取决于座舱的结构强度。飞行中飞机所承受的余压值与飞行高度有关。,座舱高度变化率,单位时间内座舱高度的变化速率称为座舱高度变化率，它反映的是座舱内压力的变化速度。 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。现代大中型民航客机通常限制座舱高度爬升率不超过500ftmin（英尺/分），座舱高度下降率不超过350ftmin（英尺/分）。,6.2. 气源系统,气源系统的功用是提供具有一定的流量、压力和温度的增压空气，以保证座舱温度控制和增压控制。 6.2.1. 现代大中型民航客机气源系统,飞机正常飞行时的气源是由发动机压气机引气提供的，一旦一台或两台发动机引气系统失效时，在一定飞行高度下可由 APU 供气，有的飞机在起飞阶段也使用 APU 引气进行空气调节，以减轻发动机在起飞过程中的负荷。 双发发动机飞机一般有两个独立的引气系统，中间由隔离活门隔断，需要时两系统可以连通。APU 引气通过引气关断活门和单向活门引气到气源总管。在隔离的一侧或两侧设有地面气源接头。,现代喷气客机增压气源,来自发动机压气机的引气经过调压关断活门（PRSOV），它主要有三个作用： 限制活门下游压力 限制下游温度 提供引气关断功能。 PRSOV 通过调节活门的开度，控制下游的压力，下游最大压力一般控制在 40-50PSI（磅/平方英寸）。,PRSOV活门及控制器本身并不具有专门的限温装置，它的限温控制是通过减小PRSOV活门的开度来实现的。当预冷器下游（热路）温度过高时，PRSOV活门会逐渐关小。随着PRSOV活门的逐渐关小，通过此活门的流量也随之逐渐减小，使流经预冷器的热空气流量减小，而相对来讲，预冷器的冷却空气流量增大，使热空气在预冷器内得到更充分的冷却，因此可以阻止热空气温度的进一步升高，以达到限温的目的。 当引气过热（或超压时）时，系统中的过热电门（或超压电门）可将过热信号传给PRSOV控制器，以实现在引气过热时自动关断。PRSOV也可以人工关断。,预冷器系统的作用是限制引气温度，防止高温损伤引气管道附近的相邻部件。因此预冷器属于空气/空气式热交换器，它的冷却空气来自发动机风扇空气，热路空气是发动机压气机的中压级或高压级引气。预冷器控制活门传感器将预冷器下游的温度信号传给预冷器控制活门，预冷器控制活门将根据此传感器的信号调节活门的开度，通过调节冷却空气（发动机风扇空气）的流量来限制预冷器下游发动机引气的温度。,6.2.2. 其它形式的压力源,机械驱动增压器 活塞式发动机内的增压器为座舱增压提供了最简单的方法。通过增压器向气缸输送的压缩空气的总管中引出空气。这种装置只能在发动机汽化器是装在增压器下游时使用。如图6-7所示，发动机曲轴，通过齿轮带动增压器叶轮转动，从而提供引气。,图6-8是另一种类型的增压器，它将发动机曲轴转动通过皮带轮传送到增压叶轮，而此叶轮可抽吸外界空气作为增压气源。,废气驱动涡轮增压器,单独的座舱压缩机主要用于燃气涡轮发动机,6.3. 座舱空气调节系统,座舱空调系统的主要作用是：控制通往座舱空气的流量、调节温度、排除空气中过多的水分，最后将空调空气分配到座舱的各个出气口。座舱空调系统主要由冷却系统、冲压空气系统、温度控制系统、再循环系统和分配系统等几个子系统组成。,6.3.1. 流量控制,流量控制活门用于控制通往空调组件的空气流量，它还可以起到组件关断的作用。,6.3.2. 空气循环冷却系统,空气循环冷却系统的作用是使用冷却装置（涡轮冷却器和热交换器），使高温引气冷却，形成冷路空气。 一空气循环冷却系统的类型 涡轮风扇式（或涡轮通风式）冷却系统 涡轮风扇式冷却系统由热交换器、冷却涡轮和风扇组成,涡轮压气机式（或升压式）冷却系统,涡轮压气机式冷却系统由两级热交换器，压气机和涡轮组成的涡轮冷却器组成。热交换器和涡轮冷却器都是冷却装置。 升压式冷却系统早期在英美飞机上，尤其在旅客机上获得较广的采用。因为：早期发动机压气机的密封装置不够完善，直接从发动机压气机引气不能解决污染问题。有时采用专用座舱增压器，其增压比小，故往往采用升压式冷却系统。,现代喷气式飞机上用发动机压气机作为增压供气源的情况下，亦可采用升压式冷却系统。 在高空，发动机压气机出口压力较低，为保证座舱增压，升压式冷却系统可部分解决这个问题。 在高速飞行条件下，由于其涡轮膨胀比可比涡轮通风式冷却系统大。故其制冷能力亦大。 在相同制冷能力下，升压式冷却系统的供气压力或引气量可以较小，故对飞机性能代偿损失小，使发动机耗油小，经济性好。 升压式冷却系统的涡轮运转平稳，不像涡轮通风式冷却系统的涡轮转速变化大。涡轮寿命长。,升压式系统的缺点:飞机在地面停机状态下或起飞滑跑时，由于两只热交换器缺乏冲压空气，而使系统制冷能力很小。而涡轮通风式冷却系统的冷却空气被冷却涡轮所驱动的风扇推动，故仍有良好的制冷能力。 解决方法：采用专用的通风风扇，电机传动或空气涡轮驱动，当飞机在地面停机状态或起飞滑跑时，抽吸冷却空气。另外可采用发动机压气机直接引气的引射器，用以引射冷却空气。,涡轮压气机风扇式（三轮式）冷却系统,现代飞机大多采用空气循环冷却系统，升压式冷却系统的缺点是地面冷却能力差；而涡轮通风式冷却系统，地面虽有冷却能力，但其循环效率低。为了提高空气循环效率，出现了把升压式和涡轮通风式组合起来成为一个升压涡轮通风式组合冷却系统。 这种系统冷却装置的特点是：涡轮用以驱动一根轴上的冷却空气风扇和升压式压气机，所以该系统又名三轮式冷却系统。,三轮式冷却系统，既吸收了升压式系统的优点：供气小，节省功率；又吸收了涡轮通风式系统的优点：地面有冷却能力。并且，由于升压式压气机吸收了涡轮功率的主要部分（85%左右）， 故也可防止冷却装置的超速。这是升压式系统和涡轮通风式系统的自然发展，它在现代民航客机上获得了广泛的应用。,引气流量控制活门一级热交换器压气机二级热交换器再加温器（热端）冷凝器（热端） 除水器再加温器（冷端）涡轮冷凝器（冷端）冷路空气出口,二座舱湿度控制,飞机在高空飞行时，外界大气湿度较低。但在地面或低空飞行时，外界大气湿度过高，会使座舱内滴水，产生雾汽，座舱风挡上产生水雾，导致系统结冰，还会使空气循环冷却系统的制冷能力降低。所以现代民航客机一般都装有去湿装置，以保证供给座舱和设备舱的空气不含有游离水分。,一般在空气循环冷却系统中都利用水分离器（或称除水器）进行除水。水分离器的作用是分离、收集和除去空气中过多的水分。水分离器可装在涡轮冷却器冷却涡轮上游的高压段，也可装在涡轮下游的低压段。 将水分离器装在涡轮上游的高压段的叫高压除水； 装在涡轮下游的低压段的叫低压除水。,低压除水 在空调系统中，一般涡轮进口之前的压力称为高压，而涡轮出口之后的压力称为低压。这是因为在涡轮进口之前的气体是经过压缩机增压后的气体，而气体流过涡轮后膨胀作功，其压力和温度都降低。低压除水即在涡轮出口之后管路上安装水分离器进行除水。低压除水主要用于中小型飞机。,高压除水 高压除水的效率较高，因而多用于大型客机空调系统。由于高压除水使空气进入冷却涡轮之前已经进行了除水处理，流经涡轮的就是干燥的空气，因此可防止涡轮冷却器结冰。 引气流量控制活门一级热交换器压气机二级热交换器再加温器（热端）冷凝器（热端）除水器再加温器（冷端）涡轮冷凝器（冷端）冷路空气出口,高压除水效率高，低压除水效率低。低压除水还有其它缺点: （1）流阻大，使涡轮出口反压高 （2）低压水分离器的凝聚网易堵塞，要经常装拆维修保养；而高压除水可以消除这些缺点。 高压除水机理与低压除水不一样，高压除水是在冷凝器中凝结出水分，它已变为较大的水滴，所以不需要凝聚网袋，并且易于从空气中分离出来，高压除水效率一般可达9598。在同样的温度条件下，压力高的湿空气中所能含有的水蒸汽量就少，其余凝结出水分来，所以压力愈高，凝结出的水分愈多，分出的水分也愈多，从而使空气中所含的水蒸汽量大大减少，这样可使涡轮出口允许温度大大降低，在同样制冷能力下，引气量可以大大减少。,三冷却系统主要附件,空气式热交换器 按热交换器载热介质的性质不同，可分为空气/空气热交换器和空气/液体热交换器。空气/空气热交换器的冷却和被冷却的流体都是空气，空气/液体热交换器则采用水、燃油、氟立昂等液体做为热交换器的冷却介质。,空气/空气式热交换器借助外界冷空气与发动机引来的增压空气之间的能量交换，将热空气的热量传给冷气流而实现降温。空气式热换器有三种形式：顺流式、逆流式和叉流式 顺流式热交换器 顺流式热交换器的冷流与热流流动方向相同，这样冷、热流之间的温差越来越小，热交换能力也越来越小，所以效率不高。, 逆流式热交换器 逆流式热交换器的冷流与热流方向相反，则冷、热气流之间的温差可以一直保持比较大，因此流体间的热交换比较充分，其热交换效率比顺流式高,但结构上较复杂。 叉流式热交换器 叉流式热交换器冷、热气流为正交，其热交换效率在顺流式与逆流式之间。如采用多程叉流式热交换器，其效率可以与逆流式接近。,涡轮冷却器（空气循环机）,涡轮冷却器的冷却原理是：空气绝热膨胀作功时，其温度显著降低。空气流过涡轮时，其温度和压力都降低。高速气流流入涡轮叶轮，冲击叶轮，使叶轮产生高速旋转，涡轮的转动又带动同轴的压气机或风扇转动。,6.3.3. 温度控制系统 温度控制系统的主要作用是控制驾驶舱和客舱的温度。控制座舱温度是通过不断改变供往座舱空气的温度来实现的。改变座舱供气温度的方法是控制冷热路空气的混合比例。改变冷热路空气混合比例的方法主要有两种型式。一种是总供气量不变，通常由流量控制活门控制，只改变冷热路空气的流量比例，称为纯混合比控制。另一种是只对热空气流量进行控制，称为旁路控制。 现代民航客机多采用第一种型式。而纯混合比控制的型式又有两种方式。一种是采用冷热路共同控制的方法控制供气温度，此方式有常用于涡轮/压气机式空调系统。另一种是只控制热路流量来控制冷热路空气的混合比例，此方式多用于涡轮压气机风扇式（即三轮式）空调系统。,座舱温度控制系统的基本组成如下,温度传感器 温度控制系统的温度传感器主要有： 座舱温度传感器 座舱供气管道预感温度传感器 供气管路极限温度传感器,电子式座舱温度控制器,是座舱温度控制的指挥中心。它接受来自座舱温度传感器、座舱供气管道温度传感器、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，控制温度控制活门的开度。电子式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。, 温度电桥, 预感电桥,极限温度控制电桥,感受座舱供气管道空气温度并将其与预定最高极限温度比较，当达到预定极限温度时，输出信号使温控活门向全冷方向转动，以确保安全。,温度控制活门,温度控制活门（或称混气活门），用于控制冷热路空气的混合比例。经常采用一个电机通过联动机构控制冷、热路活门。当热路开大时，冷路同时关小；当热路关小时，冷路同时开大。,二典型飞机温度控制系统,飞机座舱温度控制系统一般都有自动和人工工作方式,冷路空气：引气流量活门主热交换器温控活门（混气活门冷路）压气机次级热交换器涡轮水分离器混合室 热路空气：引气流量活门温控活门（混气活门热路）混合室,6.3.4. 再循环系统,再循环系统的主要作用是通过将座舱空气的再循环利用，减少用于座舱空调的发动机引气。 一般大约有50%的空气来自再循环系统，其余来自外界的新鲜空气。,座舱分配系统的作用是将调节好的空调空气输送到各个舱区。它包括从分配总管到各个舱区的出气口之间的所有管路的附件。 对于双发飞机的空调系统，驾驶舱空调空气来自左空调组件。如果左组件不工作，驾驶舱也可以从右组件获得空调空气。驾驶舱空气分配系统使机组成员选择与其它舱区不同的空气温度。,6.3.5 座舱空气分配系统,6.3.6. 货舱加温系统,货舱加温系统用于保持货舱温度高于冰点温度。货舱加温主要包括如下加温方式 气源系统热路空气加温 设备冷却系统排出的热空气加温 货舱内部空气循环加温 客舱空气加温,1.气源系统热空气加温 A320飞机前货舱加温系统是由气源系统热路空气（未与冷路空气混合）通到前货舱进行加温的； B777飞机的后货舱和散装货舱也是由气源系统的热空气加温的。,2.设备冷却系统排出的热空气加温 B777前货舱加温系统是利用设备冷却系统的排气进行加温的。,货舱内部空气循环加温,客舱空气加温,6.3.7. 设备冷却系统,设备冷却系统用于对电子设备进行冷却，保证电子设备正常工作。 供气风扇可向电子设备提供空调空气，排气风扇将电子设备工作时产生的热量排走。排出的热气可用于货舱加温或直接排出机外。,6.3.8 通风系统,通风系统主要作用是 除去厨房、卫生间异味， 强迫空气流过驾驶舱、客舱和货舱温度传感器。,6.3.9. 空调系统的非正常工作,一空调系统的自动关断 为保持空调系统的安全正常工作，在某些情况下，空调系统会自动关断。空调系统关断是指通往空调组件的空气被切断，即流量控制活门关断。 超温关断主要有以下几种情况： 压气机出口超温 涡轮进口超温 座舱供气管路超温,热交换器冷却空气流量过小关断,由于空调系统的热交换器是以冲压空气作为冷却空气的。如果冲压空气流量过小，会导致热交换器的冷却效率降低，从而使空调系统超温。因此在有些飞机上的冲压空气管路装有流量传感器，当传感器感受到冲压空气流量不足时，将发出控制信号到流量控制活门，使其关闭，防止空调系统进一步超温。,起飞爬升过程中单发停车,对于双发飞机，如果在起飞爬升过程中出现一台发动机停车，则飞机只能通过单发爬升。如果此时工作的一台发动机仍继续向空调系统供气，则可能影响发动机工作。有些飞机在起飞爬升过程中如果出现单发停车，可自动将空调系统关断，以保证单发起飞推力。,二、空调系统压气机出口空气超温故障,压气机出口超温的原因主要有：一级散热器散热空气量不足；一级散热器散热空气通道堵塞；引气控制失效；温控活门或控制器失效。 排除办法是：清洗一级散热器，检查冲压散热空气通道，在地面检查地面散热风扇，检查引气及温控活门等附件。,6.4. 典型飞机空调系统,6.4.1. B757-200飞机空调系统 一冷却系统,二757-200型飞机座舱温度控制,6.5. 蒸发循环冷却系统,蒸发循环冷却系统用于某些大型运输机上。这个系统通常比空气循环系统有较大的冷却能力，另外在地面当发动机不工作时，也能用于进行冷却。但由于其重量较重、体积较大，在现代民航客机上较少采用。 原理:蒸发循环系统是利用改变作用在液体上的压力，能使液体在不同的温度下蒸发。,6.6. 座舱增压控制系统,6.6.1 座舱增压控制原理 座舱增压控制系统的基本任务是保证在给定的飞机高度范围内，座舱的压力及其变化速率满足乘员较舒适地生存的需求，而且还要保证飞机结构的安全 。,6.6.2 座舱增压系统概述 一正常增压控制 座舱正常增压控制系统是通过控制排气活门的开度控制座舱压力。 现代飞机上一般有三种增压控制方式：例如波音 737 飞机上有自动方式、备用方式和人工方式；在波音 757 飞机上有自动1、自动 2、和人工方式。,二应急增压控制,当正常增压控制失效的情况下，有可能导致座舱内外的压差过大。 在飞机急速下降时，有可能会使座舱内的压力跟不上外界空气压力的变化，导致座舱外的压力高于座舱内的压力，产生负压。 座舱内外的压力差过大会影响飞机结构的安全: 座舱高度过高有可能使飞机上的乘员出现高空反应，甚至危及生命； 如果飞机产生负压，有可能导致飞机结构的损伤。,应急增压控制包括：正压释压活门，负压活门，座舱高度警告系统。 有的飞机上正压释压活门和负压活门合为一体，即一个安全释压活门可用于正压释压和负压释压。 释压活门是独立于正常增压控制系统的。释压活门一般是气控气动式的。,三座舱增压系统的主要控制参数,座舱增压控制系统的主要控制参数有: 座舱高度 座舱高度的变化率 座舱余压 座舱高度是座舱内的绝对压力所对应的距离海平面的高度。座舱高度反映的不是飞机的飞行高度，而是座舱内的压力。,座舱高度变化率,反映的是单位时间内座舱高度的变化情况。实际上就是反映了座舱内压力的变化速率。现代民航飞机座舱高度的变化速率在爬升过程中一般不超过500英尺/分钟，下降时不超过350英尺/分。一般情况下，人体对座舱内压力增加（即座舱高度降低）速率感觉灵敏。这也是座舱高度增大和减小时所允许的座舱高度变化速率不同的原因之一。,座舱余压,座舱余压指的是座舱内外的压力差，即座舱内的压力减去座舱外的大气压力。影响座舱余压的因素是飞机座舱结构强度、座舱绝对压力的最小值和爆炸减压对人体的影响。 座舱余压必须限定在一定范围内。不同设计巡航高度的飞机其最大余压有所不同。现代民航客机最大座舱余压一般不超过8.6-9.1PSI(磅/平方英寸),四压力测量元件,压力测量元件 压力差测量元件 压力变化率测量元件,五电子式增压控制器,座舱高度控制电路 速率控制电路 压差控制电路,六排气活门,排气活门用于正常增压控制，调节座舱空气的排气量。现代飞机的排气活门一般是由电机驱动的，通常由交流和直流电机驱动。排气活门接受增压控制器的指令信号工作。,6.6.3. 座舱增压控制系统的工作, 地面不增压阶段 地面预增压阶段 爬升阶段 巡航阶段 下降阶段 着陆预增压阶段 停机不增压阶段,6.6.4. 应急增压控制,应急增压控制主要包括 正压释压活门 正压释压活门是在飞机座舱内外压力差超过一定值时打开，以释放多余的座舱压力，防止座舱内外压力差过大而影响飞机结构安全。 B777飞机当座舱内外压力差达到8.95PSI（磅/平方英寸）时，释压活门打开释压。如果环境压力传感口故障，当压差达到9.42PSI时，通过另一环境压力传感口，释压活门仍可打开。, 负压活门,负压活门的主要作用是防止座舱外的压力高于座舱内的压力，即防止座舱高度高于飞机高度。当座舱出现负压时，负压活门打开 。 B777飞机当负压差达到0.2时开始打开，当负压差达到0.5时完全打开。 B737飞机当负压差达到1PSI时，负压活门打开。, 座舱高度警告系统,座舱高度警告系统是在座舱高度高于某值时（一般为10000英尺座舱高度左右）发出音响警告。, 压力均衡活门,位置：货舱隔板 作用：允许空气快速流进或者流出货舱，保持客舱压力和货舱压力一致。 一般装有两个活门，一个活门在飞机增压过程中使空气流进货舱，另一个活门在飞机减压过程中使空气流出货舱。,6.7. 飞机氧气系统,飞机氧气系统主要是保证在飞机座舱失密后的供氧，而手提氧气设备可用于飞行中的紧急医疗救助、着火和其它紧急情况。 飞机氧气系统由三个部分组成：机组氧气系统、乘客氧气系统和手提氧气设备。机组氧气系统独立于乘客氧气系统。机组氧气系统大多采用高压氧气瓶系统供氧；而大多数飞机（B737、757、767 和 777）的乘客氧气系统采用化学氧气发生器供氧，个别飞机（如：B747-400）的乘客氧气系统采用高压氧气瓶供气。,6.7.1. 机组氧气系统,机组氧气系统大多采用高压氧气瓶供氧，向机组提供低压氧气。其主要组成部件是：氧气瓶、压力传感器、减压调节器（减压活门）、关断活门、氧气面罩和调节器、（驾驶舱）氧气瓶压力表等。氧气瓶压力表用于指示氧气瓶内压力，也可指示氧气瓶内氧气的量，不管氧气瓶关断活门的位置如何。氧气瓶关断活门用于打开或关闭氧气瓶供氧，它在正常情况下是打开的。当要拆开氧气系统进行维护时，首先要将关断活门关闭.,压力传感器将感受的压力信号输送到驾驶舱氧气压力表。 氧气瓶上有释压保险片，当氧气瓶超压时，此保险片破裂，将氧气瓶内压力释放到机外。在机外排放口有绿色排放指示片（或称吹除片），此绿色指示片被吹除，则说明氧气瓶已超压释压。 减压调节器（减压活门）用于将高压氧气减压到约70PSI，输送到氧气面罩。 氧气面罩和调节器为一体。,氧气瓶,氧气瓶分为高压氧气瓶和低压氧气瓶，现代民航客机大多采用高压氧气瓶 高压氧气瓶充氧压力最大为 2000 PSI，但通常在 70F 时充压到 1800-1850 PSI。 低压氧气瓶有两种基本形式：一种是不锈钢的；另一种是热处理低合金钢的。气瓶外表都漆上淡黄色。低压氧气瓶最大充氧压力为450PSI，但通常充到400425 PSI。,航空人员呼吸用氧都经过特殊的除水处理，几乎不含水分，这是为了防止飞机高空飞行时，温度很低，氧气内的水分结冰，从而堵塞氧气管道。 使用氧气瓶的注意事项：不允许将瓶内氧气用完，一般当压力降到50PSI即认为瓶内没有氧气了,氧气面罩和调节器,现代飞机的氧气面罩和调节器通常是一体的。在不使用时，它们被储存在储存盒内。主要组成部件为：供氧控制手柄、应急控制旋扭、试验手柄、固定软管充气控制手柄、氧气流动指示器、口鼻面罩、调节器、护目镜、通气活门等组成。氧气面罩本身带有麦克风，以便于在吸氧时通话。,其主要功能有： 稀释供氧（需求供氧） 100%供氧（需求供氧） 应急供氧（连续供氧） 面罩固定软管通气 供氧试验,机组氧气面罩的三种供氧方式： 稀释供氧： 将供氧手柄扳到“N”（正常）位时，座舱空气与氧气混合后供到氧气面罩。氧气和空气的混合比例与飞机座舱高度成正比。 100%供氧： 将供氧手柄扳到“100%”供氧位，则氧气不与座舱空气混合，直接供纯氧到氧气面罩。 连续供氧（应急供氧）： 如果转动应急按钮到“应急”位，氧气将连续供到氧气面罩，不管使用者是否在吸气。,稀释耗氧型氧气调节器,稀释耗氧型氧气调节器,