飞机 液体

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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。

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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

1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。

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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

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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2

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。

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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

3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。

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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）4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

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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，

5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—xx

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6

热保护装置（

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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—→xx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

7二、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

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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8

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

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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902—射线窗口3—计数管窗口

9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

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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10

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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

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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

11二、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

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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。

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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。

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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

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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。

13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

14

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

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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。

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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

15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。

169-16窄板式氧气调节器示意图图