民航机载电子设备与系统(第1章)课件

第一章发动机状态测量及仪表房玮第一章发动机状态测量及仪表房玮

测量参数(1)燃油压力(2)滑油压力(3)喷气温度(4)滑油温度(5)涡轮轴和曲轴转速(6)燃油油量(7)燃油流量(8)发动机振动量测量参数压力进气压力表

指示发动机进气管中的气体压力，是一种绝对压力表。由进气压力探头、传压管和真空膜盒式压力表组成。压力比表

测量喷气式发动机中喷气总压和进气总压的比值。根据这一压力比值和其他有关参数可以比较准确地估计喷气发动机的推力（或功率）。它是一种伺服仪表，主要由压力探头、压力比传感器、指示器等组成。（压力探头包括一个进气压力探头和若干个喷气压力探头，喷气压力探头分布在尾喷管某一段的四周，以收集喷气的平均总压）。进气压力探头和喷气压力探头感受的压力由管路传送到压力比传感器，（中间环节）经过计算得到与压力比有关的信号，传送给指示器显示压力比值。

压力温度滑油温度表

润滑油对支撑轴承冷却相当于热交换，了解发动机润滑情况测滑油温度。一般采用电阻式温度表。发动机滑油进口前的滑油温度反映润滑系统的工作状况，而出口处的滑油温度反映发动机的运转状况。一般是测量出口处的滑油温度。汽缸头温度表

测量活塞式发动机汽缸头的温度，是一种热电式温度表。为了改善感温元件与汽缸头表面间的热交换条件，感温热电偶的热接点焊在紫铜环上，组成面接触式热电偶。这种温度表采用直流毫伏计作为指示器，并按温度刻度。

喷气温度表

测量喷气式发动机尾喷管中喷气的平均总温，用以检查高温区的部件(如涡轮叶片等)所承受的热负荷和推算发动机产生的推力或功率，从而了解发动机的工作状态。它是一种热电偶式温度表。总热电势与平均温度成比例，故毫伏表经校准后可直接指示平均温度。温度油量燃油油量表

测量飞机油箱中的总油量、主油箱中的贮油量，还能发出剩余油量极限告警信号。燃油油量是估计飞机可续航时间、可续航距离和检查供油管路、保证飞行安全的重要参数。油量流量燃油流量表

单位时间的耗油量和总耗油量是保证飞行安全、考核发动机经济效果和调整发动机工作状态的重要参数。常用的流量表都由传感器和指示器两部分组成。飞机上使用的流量表主要有两类：一类是涡轮流量表，用于测量单位时间消耗燃油的体积；另一类是质量流量表，它能测量单位时间消耗燃油的质量，精度较高而且不受温度等因素的影响。

流量转速转速表

用以测量发动机主轴（燃气涡轮发动机测涡轮轴）或曲轴的转速（对于直升机还测量旋翼转速）。发动机转速是检查发动机功率(或推力)和发动机各部件所承受载荷的重要参数。飞机上广泛采用磁转速表，它由传感器和指示器组成。传感器是一个小型三相同步发电机，由发动机带动；指示器由同步电动机和测量组件构成。

转速振动航空燃气涡轮发动机是一个高速旋转机械，转子虽然经过较严格的平衡，但工作是还有或大或小的振动现象，发动机振动主要是发动机工作时收到各种激振力所致。比如转子不平衡时的机械激振力。发动机振动时，会使轴承加速磨损，零部件疲劳损伤，发动机寿命缩短，飞机结构强度减弱，增大噪音等。因此，现代飞机上都装有测振仪表，随时监视发动机的振动量，及时判断故障，预报早期损伤，确定发动机的返修周期和使用寿命。振动第一节压力的测量第三节转速的测量第二节温度的测量第四节油量的测量第五节振动的测量第六节流量的测量第一节压力的测量第三节转速的测量第二节温度的测量第四节定义：液体或气体介质垂直作用在物体单位面积上的力称为压强，工程技术上称之为压力。通常情况下工程技术中研究超出大气压力的压力，所以使用的仪表也往往直接指示超出大气压力的数值。。

第一节压力的测量定义：液体或气体介质垂直作用在物体单位面积上的力称为压强，工压强的概念压强的概念几个名词的定义什么时候是负压和真空？几个名词的定义什么时候是负压和真空？航空上常用的几种压力单位制（1）工程大气压在1平方厘米的面积上作用了1公斤的压力。（2）毫米液柱以液柱（汞或水）高度来表示压力的大小。（3）磅力/英寸2在1平方英寸的面积上作用1磅力的压力，以psi表示。航空上常用的几种压力单位制（1）工程大气压（2）毫米液柱（3航空上常用的几种压力单位制（4）巴：1平方厘米面积上作用1达因的压力，以bar表示。（5）帕斯卡1平方米的面积上作用1牛顿力，以Pa表示，国际单位制。航空上常用的几种压力单位制（4）巴：1平方厘米面积上作用1达仪表分类：按用途分为滑油压力表、燃油压力表、氧气压力表、冷气压力表及座舱压力表等；按电源形式分为直流式和交流式；按原理分为机械式压力表、电气式压力表、伺服式压力表及数字式压力表等。

第一节压力的测量仪表分类：第一节压力的测量第一节压力的测量一、进气压力表进气压力是指气体进入发动机气缸前在进气管处的压力。进气压力越高，进入气缸的气体比重越大，充填量越大；进气压力越小，充填量越小。为了使进气压力较为直接反映充填量的变化，反映发动机的功率，所以在测量进气压力时采用真空膜盒测量绝对压力。第一节压力的测量一、进气压力表进气压力是指气体进入发动机气一、进气压力表第一节压力的测量1.膜盒式压力表：

它是以真空膜盒、开口膜盒为弹性敏感元件的压力表。膜盒在被测压力的作用下产生位移，经过放大传动机构带动指针指出被测压力大进气小。真空膜盒式压力表可以测量绝对压力，开口膜盒式压力表可以测量相对压力(压差)一、进气压力表第一节压力的测量1.膜盒式压力表：图1-1-1膜盒式压力表真空膜盒，测量绝对压力开口膜盒,测量相对压力图1-1-1膜盒式压力表真空膜盒，测量绝对压力开口膜盒,测量真空测量绝对压力迎面气流真空测量绝对压力迎面气流感受与高度相关的静压感受迎面气流的压力感受与高度相关的静压感受迎面气流的压力进气压力表测量活塞式发动机进气管中的进气压力，它与转速表配合，可以反映活塞式发动机的功率。当发动机未工作时，进气压力表指示当时场压；发动机工作时，指示进气压力值。进气压力表测量活塞式发动机进气管中的进气压力，它与转速表配合（一）直流二线式压力表（二）交流二线式压力表（三）交流感应式压力表二、电动压力表电动压力表用来测量燃油压力、滑油压力、螺旋桨扭矩和储压器压力。（一）直流二线式压力表（二）交流二线式压力表（三）交流感应式二、电气式压力表第一节压力的测量1.直流二线式压力表：

它是由传感器和指示器两部分组成。传感器的作用是将感受到的压力转换为电信号输出；指示器是一个电流比值表，将电信号指示。二、电气式压力表第一节压力的测量1.直流二线式压力表：气流气流小，膜片位移小，D停在上边，Rx小，Ry大气流气流小，膜片位移小，D停在上边，Rx小，Ry大（一）直流二线式压力表固定电阻可变电阻线框温度补偿电阻膜片电刷流体压力入口（一）直流二线式压力表固定电阻可变电阻线框温度补偿电阻膜片电流过线框的电流取决于A、C两点间的电位A、C两点间的电位取决于电刷在电阻上的位置，取决于Rx、Ry的大小。仪表的电路是一个电桥R1，R2是固定桥臂Rx，Ry是电桥的可变桥臂R3+R4是温度补偿电阻流过线框的电流取决于A、C两点间的电位A、C两点间的电位取决直流二线式压力表由于电刷和电阻之间的摩擦磨损和接触不良，可能使指针摆动，影响仪表正常工作。直流二线式压力表由于电刷和电阻之间的摩擦磨损和接触不良，可能二、电气式压力表第一节压力的测量2.交流二线式压力表：

它由传感器和指示器两部分组成。传感器主要有膜片和将位移转换为电感的转换器，指示器与直流二线式压力表相似，只是多了一对锗整流器。二、电气式压力表第一节压力的测量2.交流二线式压力表：（二）交流二线压力表利用膜片感受流体压力后的变形来改变活动衔铁与固定铁心间的相对位置，以期达到改变固定铁心上线圈的感抗，从而改变指示器中两线圈的电流比，使指针指示相应的压力。工作原理（二）交流二线压力表利用膜片感受流体压力后的变形来改变工作原图1-1-4交流二线式压力表活动衔铁铁芯线圈1线圈2电源变压器整流管图1-1-4交流二线式压力表活动衔铁铁芯线圈1线圈2电源变压当流体压力较小时，间隙2<间隙1,L2>L1,UA<UC，指针指在较小的位置L1L2流体压力入口电流大电流小当流体压力较小时，间隙2<间隙1,L1L2流体压力入口电流大压力增加活动衔铁右移间隙变小间隙变大当两间隙相等时，两线圈电感相等，A、C点电位相等，指针在中间压力增加活动衔铁右移间隙变小间隙变大当两间隙相等时，两线圈电当流体压力较大时，间隙2>间隙1,L2<L1,UA>UC，指针指在较大的位置L1L2流体压力入口电流小电流大当流体压力较大时，间隙2>间隙1,L2<L1,UA>UC，指第二节测量推力的仪表推力是发动机所产生的推动飞行器运动的力，是气流作用在发动机内、外表面上各种力的合力。推力表是了解涡轮喷气发动机功率的仪表。飞行员根据推力表的指示调节油门，可以在不同飞行阶段保持发动机应有的推力。目前，推力都是采用间接方法测量。由于推力与发动机进口压力和涡轮出口压力有关，与风扇转速N1有关。因此测量推力的仪表就有压力比表、压力差表和N1转速表。现代民航机大多使用压力比表和N1转速表。第二节测量推力的仪表推力是发动机所产生的推动飞行器运动的力发动机压力比与推力的关系根据喷气发动机原理，推力是气体给发动机的反作用力，它的大小等于发动机给气体的作用力，取决于压气机进口的全压和涡轮出口的全压，以及飞行速度。也就是说，推力是压力和飞行马赫数的函数，即R=f(P1/P2,M）当飞行马赫数不变时，发动机的推力只与压力比有关。因此，这种仪表也别称为压力比表。发动机压力比与推力的关系根据喷气发动机原理，推力是气体给发动压力比表工作原理压力比表又称为EPR表，由传感器和指示器两部分组成。传感器由两个开口膜盒、差动电容变换器、同步发送器等组成。指示器由同步接收器、指示机构、调定旋钮等组成。发动机工作时，涡轮排气全压和压气机进气全压分别进入两个开口膜盒，膜盒的位移使杠杆按压力比值P1/P2转动。杠杆又带动差动电容器的动极板移动，使电桥的一个电容增加，一个电容减小，其变化量和杠杆位移成比例，也就是和压力比成比例。容抗变化产生输出信号，经放大后使电机工作。电机由定子输出和压力比成比例的电压信号，这个信号传送到指示器的同步接收器，带动指针，指示出压力比值。压力比表工作原理压力比表又称为EPR表，由传感器和指示器两部温度是表示物体冷热程度的物理量，在飞机上了解发动机的工作状况，需要测量喷气温度或气缸头温度；为了了解发动机润滑情况，需要测量滑油温度。此外还有大气温度、座舱温度、防冰温度等。这些温度信号回送到仪表指示、自动控制系统和发动机自动调节装置等。

第二节温度的测量温度是表示物体冷热程度的物理量，在飞机上了解发动机的工作状况一、高速气流温度的测量第二节温度的测量1.高速气流的全受阻温度和动力温度：

飞机以高速飞行时，就相当于飞机不动而气流以同样的高速流过飞机，从而形成高速气流。用感温元件感受气流温度时，由于气流会与感温元件发生激烈的碰撞和摩擦，产生大量的热，从而使感温元件所感受的温度高于气流温度。一、高速气流温度的测量第二节温度的测量1.高速气流的全受阻一、高速气流温度的测量第二节温度的测量1.高速气流的全受阻温度和动力温度：全受阻温度定义：

当高速气流流过感温元件时，必有一部分气流垂直流向感温元件表面。这部分气流与感温元件相撞，速度降为0。假设气流在流动过程中没有与外界发生热量交换，只是将动能全部转化为热能，使气流温度升高。

把气流速度降到0那点的温度称为全受阻温度，也称总温。一、高速气流温度的测量第二节温度的测量1.高速气流的全受阻全受阻温度比气流的静温高，气流因受阻而升高的温度称为动力温度，它等于全受阻温度与气流的静温之差。全受阻温度比气流的静温高，气流因受阻而升高的温度称为动力温度图1-2-2附面层气体具有粘滞性，速度为零。速度差气流速度变化较大的薄气层称为附面层。图1-2-2附面层气体具有粘滞性，速度为零。速度差气流速度变动力温度

气流因受阻而升高的温度称为动力温度，它是全受阻温度与气体静温之差。以上分析可知，全受阻温度(Tt)等于静温(TH)与动力温度(△T)之和，即动力温度气流因受阻而升高的温度称为动力温度，它是全受影响动力温度的因素1、马赫数M2、静温M=0.5，动力温度的影响几乎等于零M=1.5，动力温度为静温的45%M=2.3，动力温度达到静温的一倍以上。结论：测量高速气流时绝对不能忽略动力温度的影响。

全受阻温度公式：影响动力温度的因素1、马赫数MM=0.5，动力温度的影响几乎（二）测量高速气流温度的感温元件音速型拉瓦尔管：利用气流的内摩擦感受全温。阻滞型热电式感温棒全温探头利用气流正面冲击感受全温（二）测量高速气流温度的感温元件音拉瓦尔管：阻热电式感温棒全1、热电式感温棒应用：测量发动机排气温度实际温度r阻滞系数r的物理意义：动能转换为热能的程度。什么是二次阻滞？1、热电式感温棒应用：测量发动机排气温度实际温度r阻滞系数r一、高速气流温度的测量第二节温度的测量2.测量高速气流温度的感温元件b.拉瓦尔管：

横截面沿轴向先收敛后扩散的管子，感受温度的电阻丝绝缘地绕于管子的最小截面（喉部）处。气流流过管子喉部时，形成附面层，与管壁进行能量交换，其中最靠近管壁的层面速度几乎降为0，使管壁温度升高，喉部的温度接近全受阻温度。

特点：气流速度=临界M数，喉部流速M=1

气流速度>临界M数，喉部流速稳定M=1一、高速气流温度的测量第二节温度的测量2.测量高速气流温度2、拉瓦尔管喉部的温度接近全受阻温度品质系数大气温度2、拉瓦尔管喉部的温度接近全受阻温度品质系数大气温度活塞发动机的汽缸头温度热电偶的两根电极焊在铜片上，装在发动机电嘴下紧贴气缸。指示器装在驾驶舱仪表板，它实质上是一个刻度为温度的毫伏表。活塞发动机的汽缸头温度热电偶的两根电极焊在铜片上，装在发动机（三）排气温度表组成热电式感温棒连接导线指示器测量发动机排气温度平均值。多个安装在发动机尾喷管四周。（三）排气温度表组成热电式感温棒连接导线指示器测量发动机排多工作原理热电偶温度表的传感器是一个热电偶，当热电偶两接点的温度不同时，回路中便产生热电势。如果保持热电偶冷端的温度不变，则热电势只随热端温度的变化而变化。因此，用一个以温度为刻度的电压表，就可以测量热电势的大小。工作原理热电偶温度表的传感器是一个热电偶，当热电偶两接点的温测量发动机喷气温度时，一般把热电偶的热端装在一个耐热不锈钢管中，并沿着与气流垂直的方向插在发动机尾喷管中。当发动机工作时，热电偶的热端温度升高，产生热电势。于是指示器的线框中便有电流流过，这个电流所产生的磁场与永久磁铁所产生的磁场相互作用产生转动力矩，使活动线框转动。在线框转动的同时，转轴上的游丝便产生反作用力矩。测量发动机喷气温度时，一般把热电偶的热端装在一个耐热不锈钢管排气温度表原理反作用力矩与电磁力矩平衡时指针不转永久磁铁产生磁场热电偶电势产生磁场排气温度表原理反作用力矩与永久磁铁产生磁民航机载电子设备与系统(第1章)课件二、低速流体温度的测量低速流体测温常采用导体或半导体电阻为感温元件，温度表的测量电路多用电桥实现。利用电阻随温度而变化的特性制成的温度表称为电阻式温度表。最常用的是双对角线不平衡电桥和惠斯通电桥。二、低速流体温度的测量低速流体测温常采用导体或半导体电阻为感尾喷管内的四周安装了十根热电偶。它的补偿导线用铜和康铜制成。指示器是毫伏表，按温差电动势关系进行指示。尾喷管内的四周安装了十根热电偶。它的补偿导线用铜和康铜制成。座舱温度低速流体温度滑油温度燃油温度用导体或半导体电阻感温感温元件的暴露部分越少越好尽可能加大感温棒插入流体部分座舱温度低速滑油温度燃油温度用导体或半感温元件的暴露部分越少电阻式温度表由传感器和指示器组成。测量低速流体温度时，传感器是一个感温棒。金属导体的热电阻的结构比较简单，一般都是将电阻丝绕在云母或石英、陶瓷、塑料等绝缘骨架上，经过固定，外面加上保护套管，并在电阻丝和套管间填上导热材料。电阻式温度表由传感器和指示器组成。测量低速流体温度时，传感器电阻式温度表测量电路形式很多，常用的有半对角线电桥、双对角线电桥等。对称半对角线电桥电流测量温度的原理与直流二线式压力表测量压力的分析方法相似，不同的是A、C点的电位高低是随感温电阻值而变化的。电阻式温度表测量电路形式很多，常用的有半对角线电桥、双对角线双对角线不平衡温度升高，A点电位升高，B、C两点电位基本不变。B、A之间的电位差减小，A、C之间的电位差增大。双对角线不平衡温度升高，A点电位升高，B、C两点电位基本不变第三节转速的测量磁转速表是目前采用较多的转速表。基本原理式利用导体在做切割磁力线运动时会产生电流的特性。SNNS发动机转轴电动机转轴磁转子线圈第三节转速的测量磁转速表是目前采用较多的转速表。基本原理式磁转速表的工作原理磁转速表的工作过程包括：传送、感受、转换和指示四个环节。传送：由三相交流发电机和同步电动机组成，传送转速；感受：由磁铁和涡轮盘组成，产生涡流电磁力矩；转换：由涡轮盘和游丝组成，将涡流电磁力矩转化为角度；指示：由指针和刻度盘组成。磁转速表的工作原理磁转速表的工作过程包括：传送、感受、转换和图1－3－1原理图图1－3－1原理图图1－3－2涡流产生示意图图1－3－2涡流产生示意图第四节油量的测量飞机工作时需要不断的消耗燃料，油箱中油面不断降低，油量不断减少。通过测量油面高度的方法来达到测量油量的目的。目前主要采用两种方法：一是“浮子”式油量表，将油面的高度转化为浮子的位移；二是电容式油量表，将油面的高度转化为电容量的大小。第四节油量的测量飞机工作时需要不断的消耗燃料，油箱中油面第四节油量的测量一、浮子式油量表(一)基本原理：由传感器和指示器组成。其中传感器包括浮子、传动机构和电位器，指示器是电磁动框式流比计。工作时，通过电刷位置的变化来调整Ⅰ、Ⅱ线框的电流值，从而破坏了既有的平衡关系，于是线框通过转动寻找新的平衡点，指示油量变化。第四节油量的测量一、浮子式油量表浮子电刷剩油警告灯R1R2R3R4R5RxRyRmⅠⅡ浮子式油量表原理l1、l2表示线框有效长度。平衡关系：浮子电刷剩油警告灯R1R2R3R4R5RxRyRmⅠⅡ浮子式(二)、总油量表能同时测量全部油箱总油量和各组油箱分油量的油量表，简称为总油量表。它是由数个传感器、一个指示器和一个转换电路组成的。每个油箱需要一个传感器，相互串联即可。(二)、总油量表能同时测量全部油箱总油量和各组油箱分油量的油测总油量及第二组油箱油量原理图R1R2R3R4R5RmⅠⅡR6R7ⅠⅢⅡ测总油量及第二组油箱油量原理图R1R2R3R4R5RmⅠⅡR二、电容式油量表利用电容传感器把油面高度转换为电容，再利用自动平衡电桥测量电容大小来表示相应的油量。油量是根据电桥的平衡状态来指示的，平衡条件如下：二、电容式油量表利用电容传感器把油面高度转换为电容，再利用自电容式油量表运放电机R1R2C1CgR3电容式油量表运放电机R1R2C1CgR3第五节振动的测量振动会导致轴承磨损加剧、零部件疲劳损伤、发动机寿命缩短、飞机结构强度减弱和噪声增大等不利影响。第五节振动的测量振动会导致轴承磨损加剧、零部件疲劳损伤一、振动指示参数所谓机械振动就是指物体相对于参考位置周期性运动的现象。大多数发动机测振采用振幅S或振动载荷系数G作为指示参数，少数采用速度V作为参数。振动载荷系数是指振动加速度幅值am于重力加速度g的比值。一、振动指示参数所谓机械振动就是指物体相对于参考位置周期性运二、测振原理(一)、速度式测振传感器：对于软弹簧、大质量的测振传感器，当外壳振动时，弹簧来不及传递外壳的运动，在理想情况下质量块相对惯性空间保持静止。传感器壳体相对于惯性空间的振动速度等于质量块相对于壳体的振动速度。只要测出质量块相对于壳体的运动速度幅值，就可以代替发动机相对于惯性空间的振动速度的幅值。二、测振原理(一)、速度式测振传感器：速度式测振传感器永久磁铁线圈线圈弹簧BV速度式测振传感器永久线线弹簧BV(二)、加速度式测振传感器：质量块较小、弹簧刚度较大的传感元件，在传感器自振频率很高时，质量块相对外壳体运动的位移振幅值与壳体和发动机振动加速度幅值成正比。可以认为当外壳振动时，质量块将与外壳一起振动，振动加速度正比于外壳的振动加速度。只要测出质量块相对于壳体的振动加速度，即可测量发动机相对惯性空间振动的加速度。(二)、加速度式测振传感器：质量块较小、弹簧刚度较大的传感元加速度式测振传感器压晶片质量块壳体a加速度式测振传感器压晶片质量块壳体a第六节流量的测量流量是指某时刻单位时间内流过管道某一截面处流体的体积数或质量数。前者为体积流量，后者为质量流量。测量流量的仪表称为流量表，测量总量的仪表称为计量表。第六节流量的测量流量是指某时刻单位时间内流过管道某一截面一、涡轮流量计：是通过测量安装在导管中涡轮的转速间接测量流速体积的一种速度式流量计。流量信号是通过磁电式转换器的装置来转换的。一、涡轮流量计：是通过测量安装在导管中涡轮的转速间接测量流速二、质量流量计：流量的质量可以通过直接或间接的方法进行测量。直接测量质量流量的流量计它的测量元件将直接感受质量流量，如角动量式、热式质量流量计等。而间接测量质量流量计则是通过测定流体体积、密度等参数，经过计算得到流体质量的方法。由于微型计算机的出现，间接测量的方法被广泛采用。二、质量流量计：流量的质量可以通过直接或间接的方法进行测量。第七节发动机指示与告警系统EngineIndicationandCrewAlertSystem(EICAS)第七节发动机指示与告警系统EngineIndicati第一章发动机状态测量及仪表房玮第一章发动机状态测量及仪表房玮

测量参数(1)燃油压力(2)滑油压力(3)喷气温度(4)滑油温度(5)涡轮轴和曲轴转速(6)燃油油量(7)燃油流量(8)发动机振动量测量参数压力进气压力表

指示发动机进气管中的气体压力，是一种绝对压力表。由进气压力探头、传压管和真空膜盒式压力表组成。压力比表

测量喷气式发动机中喷气总压和进气总压的比值。根据这一压力比值和其他有关参数可以比较准确地估计喷气发动机的推力（或功率）。它是一种伺服仪表，主要由压力探头、压力比传感器、指示器等组成。（压力探头包括一个进气压力探头和若干个喷气压力探头，喷气压力探头分布在尾喷管某一段的四周，以收集喷气的平均总压）。进气压力探头和喷气压力探头感受的压力由管路传送到压力比传感器，（中间环节）经过计算得到与压力比有关的信号，传送给指示器显示压力比值。

压力温度滑油温度表

润滑油对支撑轴承冷却相当于热交换，了解发动机润滑情况测滑油温度。一般采用电阻式温度表。发动机滑油进口前的滑油温度反映润滑系统的工作状况，而出口处的滑油温度反映发动机的运转状况。一般是测量出口处的滑油温度。汽缸头温度表

测量活塞式发动机汽缸头的温度，是一种热电式温度表。为了改善感温元件与汽缸头表面间的热交换条件，感温热电偶的热接点焊在紫铜环上，组成面接触式热电偶。这种温度表采用直流毫伏计作为指示器，并按温度刻度。

喷气温度表

测量喷气式发动机尾喷管中喷气的平均总温，用以检查高温区的部件(如涡轮叶片等)所承受的热负荷和推算发动机产生的推力或功率，从而了解发动机的工作状态。它是一种热电偶式温度表。总热电势与平均温度成比例，故毫伏表经校准后可直接指示平均温度。温度油量燃油油量表

测量飞机油箱中的总油量、主油箱中的贮油量，还能发出剩余油量极限告警信号。燃油油量是估计飞机可续航时间、可续航距离和检查供油管路、保证飞行安全的重要参数。油量流量燃油流量表

单位时间的耗油量和总耗油量是保证飞行安全、考核发动机经济效果和调整发动机工作状态的重要参数。常用的流量表都由传感器和指示器两部分组成。飞机上使用的流量表主要有两类：一类是涡轮流量表，用于测量单位时间消耗燃油的体积；另一类是质量流量表，它能测量单位时间消耗燃油的质量，精度较高而且不受温度等因素的影响。

流量转速转速表

用以测量发动机主轴（燃气涡轮发动机测涡轮轴）或曲轴的转速（对于直升机还测量旋翼转速）。发动机转速是检查发动机功率(或推力)和发动机各部件所承受载荷的重要参数。飞机上广泛采用磁转速表，它由传感器和指示器组成。传感器是一个小型三相同步发电机，由发动机带动；指示器由同步电动机和测量组件构成。

转速振动航空燃气涡轮发动机是一个高速旋转机械，转子虽然经过较严格的平衡，但工作是还有或大或小的振动现象，发动机振动主要是发动机工作时收到各种激振力所致。比如转子不平衡时的机械激振力。发动机振动时，会使轴承加速磨损，零部件疲劳损伤，发动机寿命缩短，飞机结构强度减弱，增大噪音等。因此，现代飞机上都装有测振仪表，随时监视发动机的振动量，及时判断故障，预报早期损伤，确定发动机的返修周期和使用寿命。振动第一节压力的测量第三节转速的测量第二节温度的测量第四节油量的测量第五节振动的测量第六节流量的测量第一节压力的测量第三节转速的测量第二节温度的测量第四节定义：液体或气体介质垂直作用在物体单位面积上的力称为压强，工程技术上称之为压力。通常情况下工程技术中研究超出大气压力的压力，所以使用的仪表也往往直接指示超出大气压力的数值。。

第一节压力的测量定义：液体或气体介质垂直作用在物体单位面积上的力称为压强，工压强的概念压强的概念几个名词的定义什么时候是负压和真空？几个名词的定义什么时候是负压和真空？航空上常用的几种压力单位制（1）工程大气压在1平方厘米的面积上作用了1公斤的压力。（2）毫米液柱以液柱（汞或水）高度来表示压力的大小。（3）磅力/英寸2在1平方英寸的面积上作用1磅力的压力，以psi表示。航空上常用的几种压力单位制（1）工程大气压（2）毫米液柱（3航空上常用的几种压力单位制（4）巴：1平方厘米面积上作用1达因的压力，以bar表示。（5）帕斯卡1平方米的面积上作用1牛顿力，以Pa表示，国际单位制。航空上常用的几种压力单位制（4）巴：1平方厘米面积上作用1达仪表分类：按用途分为滑油压力表、燃油压力表、氧气压力表、冷气压力表及座舱压力表等；按电源形式分为直流式和交流式；按原理分为机械式压力表、电气式压力表、伺服式压力表及数字式压力表等。

第一节压力的测量仪表分类：第一节压力的测量第一节压力的测量一、进气压力表进气压力是指气体进入发动机气缸前在进气管处的压力。进气压力越高，进入气缸的气体比重越大，充填量越大；进气压力越小，充填量越小。为了使进气压力较为直接反映充填量的变化，反映发动机的功率，所以在测量进气压力时采用真空膜盒测量绝对压力。第一节压力的测量一、进气压力表进气压力是指气体进入发动机气一、进气压力表第一节压力的测量1.膜盒式压力表：

它是以真空膜盒、开口膜盒为弹性敏感元件的压力表。膜盒在被测压力的作用下产生位移，经过放大传动机构带动指针指出被测压力大进气小。真空膜盒式压力表可以测量绝对压力，开口膜盒式压力表可以测量相对压力(压差)一、进气压力表第一节压力的测量1.膜盒式压力表：图1-1-1膜盒式压力表真空膜盒，测量绝对压力开口膜盒,测量相对压力图1-1-1膜盒式压力表真空膜盒，测量绝对压力开口膜盒,测量真空测量绝对压力迎面气流真空测量绝对压力迎面气流感受与高度相关的静压感受迎面气流的压力感受与高度相关的静压感受迎面气流的压力进气压力表测量活塞式发动机进气管中的进气压力，它与转速表配合，可以反映活塞式发动机的功率。当发动机未工作时，进气压力表指示当时场压；发动机工作时，指示进气压力值。进气压力表测量活塞式发动机进气管中的进气压力，它与转速表配合（一）直流二线式压力表（二）交流二线式压力表（三）交流感应式压力表二、电动压力表电动压力表用来测量燃油压力、滑油压力、螺旋桨扭矩和储压器压力。（一）直流二线式压力表（二）交流二线式压力表（三）交流感应式二、电气式压力表第一节压力的测量1.直流二线式压力表：

它是由传感器和指示器两部分组成。传感器的作用是将感受到的压力转换为电信号输出；指示器是一个电流比值表，将电信号指示。二、电气式压力表第一节压力的测量1.直流二线式压力表：气流气流小，膜片位移小，D停在上边，Rx小，Ry大气流气流小，膜片位移小，D停在上边，Rx小，Ry大（一）直流二线式压力表固定电阻可变电阻线框温度补偿电阻膜片电刷流体压力入口（一）直流二线式压力表固定电阻可变电阻线框温度补偿电阻膜片电流过线框的电流取决于A、C两点间的电位A、C两点间的电位取决于电刷在电阻上的位置，取决于Rx、Ry的大小。仪表的电路是一个电桥R1，R2是固定桥臂Rx，Ry是电桥的可变桥臂R3+R4是温度补偿电阻流过线框的电流取决于A、C两点间的电位A、C两点间的电位取决直流二线式压力表由于电刷和电阻之间的摩擦磨损和接触不良，可能使指针摆动，影响仪表正常工作。直流二线式压力表由于电刷和电阻之间的摩擦磨损和接触不良，可能二、电气式压力表第一节压力的测量2.交流二线式压力表：

它由传感器和指示器两部分组成。传感器主要有膜片和将位移转换为电感的转换器，指示器与直流二线式压力表相似，只是多了一对锗整流器。二、电气式压力表第一节压力的测量2.交流二线式压力表：（二）交流二线压力表利用膜片感受流体压力后的变形来改变活动衔铁与固定铁心间的相对位置，以期达到改变固定铁心上线圈的感抗，从而改变指示器中两线圈的电流比，使指针指示相应的压力。工作原理（二）交流二线压力表利用膜片感受流体压力后的变形来改变工作原图1-1-4交流二线式压力表活动衔铁铁芯线圈1线圈2电源变压器整流管图1-1-4交流二线式压力表活动衔铁铁芯线圈1线圈2电源变压当流体压力较小时，间隙2<间隙1,L2>L1,UA<UC，指针指在较小的位置L1L2流体压力入口电流大电流小当流体压力较小时，间隙2<间隙1,L1L2流体压力入口电流大压力增加活动衔铁右移间隙变小间隙变大当两间隙相等时，两线圈电感相等，A、C点电位相等，指针在中间压力增加活动衔铁右移间隙变小间隙变大当两间隙相等时，两线圈电当流体压力较大时，间隙2>间隙1,L2<L1,UA>UC，指针指在较大的位置L1L2流体压力入口电流小电流大当流体压力较大时，间隙2>间隙1,L2<L1,UA>UC，指第二节测量推力的仪表推力是发动机所产生的推动飞行器运动的力，是气流作用在发动机内、外表面上各种力的合力。推力表是了解涡轮喷气发动机功率的仪表。飞行员根据推力表的指示调节油门，可以在不同飞行阶段保持发动机应有的推力。目前，推力都是采用间接方法测量。由于推力与发动机进口压力和涡轮出口压力有关，与风扇转速N1有关。因此测量推力的仪表就有压力比表、压力差表和N1转速表。现代民航机大多使用压力比表和N1转速表。第二节测量推力的仪表推力是发动机所产生的推动飞行器运动的力发动机压力比与推力的关系根据喷气发动机原理，推力是气体给发动机的反作用力，它的大小等于发动机给气体的作用力，取决于压气机进口的全压和涡轮出口的全压，以及飞行速度。也就是说，推力是压力和飞行马赫数的函数，即R=f(P1/P2,M）当飞行马赫数不变时，发动机的推力只与压力比有关。因此，这种仪表也别称为压力比表。发动机压力比与推力的关系根据喷气发动机原理，推力是气体给发动压力比表工作原理压力比表又称为EPR表，由传感器和指示器两部分组成。传感器由两个开口膜盒、差动电容变换器、同步发送器等组成。指示器由同步接收器、指示机构、调定旋钮等组成。发动机工作时，涡轮排气全压和压气机进气全压分别进入两个开口膜盒，膜盒的位移使杠杆按压力比值P1/P2转动。杠杆又带动差动电容器的动极板移动，使电桥的一个电容增加，一个电容减小，其变化量和杠杆位移成比例，也就是和压力比成比例。容抗变化产生输出信号，经放大后使电机工作。电机由定子输出和压力比成比例的电压信号，这个信号传送到指示器的同步接收器，带动指针，指示出压力比值。压力比表工作原理压力比表又称为EPR表，由传感器和指示器两部温度是表示物体冷热程度的物理量，在飞机上了解发动机的工作状况，需要测量喷气温度或气缸头温度；为了了解发动机润滑情况，需要测量滑油温度。此外还有大气温度、座舱温度、防冰温度等。这些温度信号回送到仪表指示、自动控制系统和发动机自动调节装置等。

第二节温度的测量温度是表示物体冷热程度的物理量，在飞机上了解发动机的工作状况一、高速气流温度的测量第二节温度的测量1.高速气流的全受阻温度和动力温度：

飞机以高速飞行时，就相当于飞机不动而气流以同样的高速流过飞机，从而形成高速气流。用感温元件感受气流温度时，由于气流会与感温元件发生激烈的碰撞和摩擦，产生大量的热，从而使感温元件所感受的温度高于气流温度。一、高速气流温度的测量第二节温度的测量1.高速气流的全受阻一、高速气流温度的测量第二节温度的测量1.高速气流的全受阻温度和动力温度：全受阻温度定义：

当高速气流流过感温元件时，必有一部分气流垂直流向感温元件表面。这部分气流与感温元件相撞，速度降为0。假设气流在流动过程中没有与外界发生热量交换，只是将动能全部转化为热能，使气流温度升高。

把气流速度降到0那点的温度称为全受阻温度，也称总温。一、高速气流温度的测量第二节温度的测量1.高速气流的全受阻全受阻温度比气流的静温高，气流因受阻而升高的温度称为动力温度，它等于全受阻温度与气流的静温之差。全受阻温度比气流的静温高，气流因受阻而升高的温度称为动力温度图1-2-2附面层气体具有粘滞性，速度为零。速度差气流速度变化较大的薄气层称为附面层。图1-2-2附面层气体具有粘滞性，速度为零。速度差气流速度变动力温度

气流因受阻而升高的温度称为动力温度，它是全受阻温度与气体静温之差。以上分析可知，全受阻温度(Tt)等于静温(TH)与动力温度(△T)之和，即动力温度气流因受阻而升高的温度称为动力温度，它是全受影响动力温度的因素1、马赫数M2、静温M=0.5，动力温度的影响几乎等于零M=1.5，动力温度为静温的45%M=2.3，动力温度达到静温的一倍以上。结论：测量高速气流时绝对不能忽略动力温度的影响。

全受阻温度公式：影响动力温度的因素1、马赫数MM=0.5，动力温度的影响几乎（二）测量高速气流温度的感温元件音速型拉瓦尔管：利用气流的内摩擦感受全温。阻滞型热电式感温棒全温探头利用气流正面冲击感受全温（二）测量高速气流温度的感温元件音拉瓦尔管：阻热电式感温棒全1、热电式感温棒应用：测量发动机排气温度实际温度r阻滞系数r的物理意义：动能转换为热能的程度。什么是二次阻滞？1、热电式感温棒应用：测量发动机排气温度实际温度r阻滞系数r一、高速气流温度的测量第二节温度的测量2.测量高速气流温度的感温元件b.拉瓦尔管：

横截面沿轴向先收敛后扩散的管子，感受温度的电阻丝绝缘地绕于管子的最小截面（喉部）处。气流流过管子喉部时，形成附面层，与管壁进行能量交换，其中最靠近管壁的层面速度几乎降为0，使管壁温度升高，喉部的温度接近全受阻温度。

特点：气流速度=临界M数，喉部流速M=1

气流速度>临界M数，喉部流速稳定M=1一、高速气流温度的测量第二节温度的测量2.测量高速气流温度2、拉瓦尔管喉部的温度接近全受阻温度品质系数大气温度2、拉瓦尔管喉部的温度接近全受阻温度品质系数大气温度活塞发动机的汽缸头温度热电偶的两根电极焊在铜片上，装在发动机电嘴下紧贴气缸。指示器装在驾驶舱仪表板，它实质上是一个刻度为温度的毫伏表。活塞发动机的汽缸头温度热电偶的两根电极焊在铜片上，装在发动机（三）排气温度表组成热电式感温棒连接导线指示器测量发动机排气温度平均值。多个安装在发动机尾喷管四周。（三）排气温度表组成热电式感温棒连接导线指示器测量发动机排多工作原理热电偶温度表的传感器是一个热电偶，当热电偶两接点的温度不同时，回路中便产生热电势。如果保持热电偶冷端的温度不变，则热电势只随热端温度的变化而变化。因此，用一个以温度为刻度的电压表，就可以测量热电势的大小。工作原理热电偶温度表的传感器是一个热电偶，当热电偶两接点的温测量发动机喷气温度时，一般把热电偶的热端装在一个耐热不锈钢管中，并沿着与气流垂直的方向插在发动机尾喷管中。当发动机工作时，热电偶的热端温度升高，产生热电势。于是指示器的线框中便有电流流过，这个电流所产生的磁场与永久磁铁所产生的磁场相互作用产生转动力矩，使活动线框转动。在线框转动的同时，转轴上的游丝便产生反作用力矩。测量发动机喷气温度时，一般把热电偶的热端装在一个耐热不锈钢管排气温度表原理反作用力矩与电磁力矩平衡时指针不转永久磁铁产生磁场热电偶电势产生磁场排气温度表原理反作用力矩与永久磁铁产生磁民航机载电子设备与系统(第1章)课件二、低速流体温度的测量低速流体测温常采用导体或半导体电阻为感温元件，温度表的测量电路多用电桥实现。利用电阻随温度而变化的特性制成的温度表称为电阻式温度表。最常用的是双对角线不平衡电桥和惠斯通电桥。二、低速流体温度的测量低速流体测温常采用导体或半导体电阻为感尾喷管内的四周安装了十根热电偶。它的补偿导线用铜和康铜制成。指示器是毫伏表，按温差电动势关系进行指示。尾喷管内的四周安装了十根热电偶。它的补偿导线用铜和康铜制成。座舱温度低速流体温度滑油温度燃油温度用导体或半导体电阻感温感温元件的暴露部分越少越好尽可能加大感温棒插入流体部分座舱温度低速滑油温度燃油温度用导体或半感温元件的暴露部分越少电阻式温度表由传感器和指示器组成。测量低速流体温度时，传感器是一个感温棒。金属导体的热电阻的结构比较简单，一般都是将电阻丝绕在云母或石英、陶瓷、塑料等绝缘骨架上，经过固定，外面加上保护套管，并在电阻丝和套管间填上导热材料。电阻式温度表由传感器和指示器组成。测量低速流体温度时，传感器电阻式温度表测量电路形式很多，常用的有半对角线电桥、双对角线电桥等。对称半对角线电桥电流测量温度的原理与直流二线式压力表测量压力的分析方法相似，不同的是A、C点的电位高低是随感温电阻值而变化的。电阻式温度表测量电路形式很多，常用的有半对角线电桥、双对角线双对角线不平衡温度升高，A点电位升高，B、C两点电位基本不变。B、A之间的电位差减小，A、C之间的电位差增大。双对角线不平衡温度升高，A点电位升高，B、C两点电位基本不变第三节转速的测量磁转速表是目前采用较多的转速表。基本原理式利用导体在做切割磁力线运动时会产生电流的特性。SNNS发动机转轴电动机转轴磁转子线圈第三节转速的测量磁转速表是目前采用较多的转速表。基本原理式磁转速表的工作原理磁转速表的工作过程包括：传送、感受、转换和指示四个环节。传送：由三相交流发电机和同步电动机组成，传送转速；感受：由磁铁和涡轮盘组成，产生涡流电磁力矩；转换：由涡轮盘和游丝组成，将涡流电磁力矩转化为角度；指示：由指针和刻度盘组成。磁转速表的工作原理磁转速表的工作过程包括：传送、感受、转换和图1－3－1原理图图1－3－1原理图图1－3－2涡流产生示意图图1－3－2涡流产生示意图第四节油量的测量飞机工作时需要不断的消