8第八章飞机空调系统.docx

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8第八章飞机空调系统

第八章飞机空调系统

8.1概述

一、创造空中座舱环境的技术措施

为了确保飞行安全，改善空中人员的生活和工作条件，一般可采用以下两类措施：

1、供氧装置

供氧方式对于民用飞机来说仅适用于低速的螺旋桨类飞机，或者为喷气客机气密座舱的一种补充方式，如给机组人员或病员补充供氧，或者当座舱失去气密时用氧气面罩作为应急供氧。

2、气密座舱〔又称增压舱〕

它是将飞机座舱密封，然后给它供气增压，使舱内压力大于外界大气压力，并对座舱空气参数进行调节，创造舒适的座舱环境，以满足人体生理和工作的需要。

这是一种高空飞行时安全而有效的措施，是当代民用飞机普遍采用的一种方式。

当座舱增压后，机身结构承受拉应力。

二、气密座舱的环境参数及其要求

气密舱的主要环境参数是座舱空气的供气量温度、压力、压力变化率以及座舱余压，另外还有空气的湿度、清洁度等等，对它们的要求主要是基于满足人体生理卫生要求出发的，应能为乘客和空勤人员提供安全而舒适的生活和工作环境。

1、对座舱温度的要求

根据航空医学要求，最舒适的座舱温度为20～22℃，正常保持在15～26℃的舒适区范围内。

另外，座舱内温度场应均匀，无论是垂直方向还是水平方向，与规定座舱温度值的偏差，一般不得超过±3℃。

座舱壁、地板和顶部的内壁温度，基本上应保持与舱内温度一致，否则由于热辐射和对流的影响会使乘员感到不舒适。

同时，各内壁的温度应高于露点，使其不致蒙上水汽。

2、座舱压力的要求

对座舱压力有两个方面的要求，一个是使用升限时座舱空气压力的绝对值，另一个是座舱压力变化速率的要求。

常用到的与座舱压力有关的参数有以下几个：

〔1〕座舱空气压力pC

使用升限时座舱空气的绝对压力，应保证舱内有足够的氧分压，以使在整个飞行过程中，旅客不需要使用氧气设备。

根据生理研究，对于一般乘客只要保证吸入空气的压力不小于570mmHg就不会产生缺氧症状

〔2〕座舱高度HC

座舱压力也可以用座舱高度〔HC〕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，单位为m。

对应于座舱空气压力上限值565mmHg，它大约相当于2,400m高度上的大气压力，即称此时的座舱高度为2,400m。

座舱压力降低，相应的座舱高度升高。

现代一些大中型飞机上，当座舱高度到达10,000ft〔相当于3,050m〕时，通常设有座舱高度警告信号，向机组成员发出警告，它表示座舱压力不能再低，此时必须采取措施。

〔3〕座舱余压Δpc

座舱内部空气的绝对压力pc与外部大气压力pH之差就是座舱空气的剩余压力，简称余压，即Δpc=pc-pH。

正常情况下，余压值为正，但在某些特殊情况下，也可能会出现负余压。

某一飞机所能承受的最大余压值取决于其座舱的结构强度，并与爆炸减压对人体的影响有关。

飞行中飞机所承受的余压值与飞行高度有关。

国际航空运输协会的医学手册规定，亚音速喷气式客机的最大压差范围约在400～440mmHg〔～〕；超音速运输机为490mmHg〔〕。

随着客机使用升限的提高和对舒适性要求的提高，客机的Δpc有增大的趋势，如波音747-400和MD-11飞机的最大余压值达9.1psi。

〔4〕座舱空气的压力变化率dpc/dt

飞机在爬升或下降过程中，由于其座舱高度随飞行高度的变化，以及座舱供气流量的突然变化，都能导致座舱压力产生变化。

座舱压力对时间的变化率dpc/dt称为座舱压力变化率。

座舱压力变化率过大时，轻者使人耳腔疼痛不适，重者产生航空中耳气压症，严重时可能引起耳膜穿孔。

所以，除绝对压力外，压力变化率也是一个极为重要的参数。

生理试验证明，对于一般健康人而言，人体对座舱压力变化率的耐受能力，主要决定于压力变化率的大小及其作用时间。

对于大约为153m/min〔近似〕的垂直上升速度〔相当于～的压力降低速度〕，以及92m/min〔近似〕的垂直下降速度〔相当于～的压力增长速度〕，它们对人体可以长时间作用而不致产生航空中耳气压症。

3、供气量

满足座舱通风换气要求，通风换气次数不能少于25-30次/小时。

8.2气源系统

对于大气通风式的旅客机的座舱来说，为了对气密座舱进行温度控制、压力调节以及进行通风换气，需要不断向座舱进行增压供气。

气源系统在向座舱提供气源的同时，还对所供入的空气进行压力、流量及温度的控制，然后经空调组件调节其温度、压力等参数后供入座舱，或用作发动机或机翼前缘等的防冰加温。

一、气源系统的基本构形

座舱空气调节系统的气源分系统由增压供气源和供气参数控制两部分组成。

增压供气源向座舱供入清洁度符合要求的空气，以满足座舱内增压、调节温度和通风换气的要求。

在安装有喷气式发动机的飞机上，一般是采用从发动机压气机引气。

为使从发动机压气机的引气对飞机功率消耗和燃油消耗最小，许多现代客机都采用了两个引气口，即中压引气口和高压引气口。

在飞行时由中压级引气，而在中压引气口压力不足时用高压级引气，如图8-1。

图8-1发动机压气机引气示意图

采用发动机压气机引气是现代旅客机气源系统的主要形式，如波音737-300型飞机在５级和９级压气机的位置处有两个引气口，在起飞、爬升和大部分的巡航状态从第５级引气，当第５级引气不能满足要求时，则用第９级引气。

发动机压气机引气的气源系统在发动机工作、引气控制开关打开的情况下，就可以向空调系统和防冰排雨等系统提供空气，因此该系统结构简单、重量轻，而且可以获得较高的供气压力。

但是这种直接从发动机压气机引气的方法会对发动机的性能造成一定的影响，引气参数也会受到发动机工况的影响，另外发动机中滑油的泄漏等会对引气造成污染。

二、现代喷气式客机增压空气的来源及用途

　　现代喷气式客机增压空气的主要来源是发动机压气机引气，它是飞机正常飞行时的主要气源，在地面和空中的一定条件下可以使用辅助动力装置APU引气；在地面还可以使用地面气源。

这就是现代客机增压空气的三个来源。

增压空气的主要用途可以归纳为四个方面，即用于飞机座舱的空调与增压，飞机翼面前缘及发动机进气道前缘的热气防冰，发动机起动用气源，以及饮用水、燃油及液压油箱等系统的增压。

8.3座舱空气调节系统

8.3.1座舱加温系统

飞机在飞行时，由于直接引入冲压空气的温度低，应对座舱内的空气进行加温，因此加温系统最早在低速飞机上得到应用。

常采用的单独的座舱加温方法有以下几种：

〔1〕燃烧加温器

图8-2为这种加温器的原理图。

加温器为具有两个小室的加温炉，在油泵作用下，将具有一定压力的燃油喷射到燃烧室时，使其雾化，这种雾状的燃油与从冲压空气进气口进来的空气混合燃烧，供向座舱的空调空气通过燃烧室的周围被加热后，供入座舱。

燃油自动供给到燃烧室，其供油量根据流入座舱的空气温度而调节。

燃烧室燃烧后的气体被排出机外，以防止一氧化碳污染座舱空气。

点火部分一般为压力电门，当燃烧室内有一定压力的空气供给时，电火花塞自动点火。

供气的温度控制则采用热敏开关周期性地控制供向燃烧室的供油活门的通与断，以到达预定的温度。

这种加温器还有自动切断燃油供给的保险措施。

（1）火花栓；

（2）喷嘴；（3）供向燃烧室的空气；（4）加温器壳体；（5）燃烧室；（6）环形加温器

图8-2　汽油燃烧加温器原理图

〔2〕电加温器

电加温器一般作为喷气式飞机辅助的加温设备，它只有在一定的飞行状态下，如下滑、爬升时才使用，有的飞机在地面停机状态亦可使用。

电加温器有空气管道加温器和电辐射板两种形式。

空气管道加温器的形式是在管道内装有一系列的电阻元件，通电时，该元件发热对通过管道的空气加温。

电辐射板由壁板和底板组成，在这些板上嵌有电阻丝，当电阻丝通电时，电阻丝及板外表发热，通过辐射对座舱加热。

波音-707飞机的客舱电加温作为空气分配系统的补充，用于客舱里空气分配系统不易到达的冷区的加温，如应急舱口、部分客舱地板及客货两用机的主货舱门部分。

电加温装置常用作给玻璃加温，而且这种方法是预防玻璃蒙上水汽的最好方法，其原理是将玻璃外表加热高于空气的露点温度；采用电加温的方法还可以同时防止玻璃外外表的结冰。

〔3〕废气加温器

图8-3为利用发动机排气作为热源的加温系统示意图。

由于活塞式发动机排气是通过较长的排气管排出的，因此，这种加温系统是非常有效的。

带有纵向肋片的内管被发动机排出的废气加温后，与冷空气进行热交换，使供入座舱的空气温度升高。

一般活塞式发动机排出废气温度可达600～800℃，冷空气通过内管加热后温度最高可达100℃。

废气加温器结构简单，而且不需消耗额外的能量。

但假设发动机的排气管有裂纹，可能导致一氧化碳进入座舱，出现一氧化碳中毒，因此对采用这种加温系统的飞机应经常对排气管进行探伤检查，而且还应装有一氧化碳探测器，应当定期进行一氧化碳探测试验。

图8-3废气加温器示意图

8.3.2制冷系统

一、空气循环制冷系统

现代大部分旅客机都广泛采用了空气循环制冷系统。

1、简单式空气循环制冷系统

图8-4为实际应用的简单式空气循环制冷系统原理图。

从图中可以看出由发动机或座舱增压器引出的高温高压空气，先经过初级热交换器和第二级热交换器冷却，然后在涡轮中膨胀降温，供向座舱空调系统。

在系统中，涡轮、初级和第二级热交换器串联在一条主供气管道上，而热交换器又与风扇串联在一条冲压空气管道上，涡轮所驱动的风扇抽吸热交换器的冷边空气。

图8-4简单式空气循环制冷系统

2、升压式空气循环制冷系统

升压式空气循环制冷系统也称为涡轮－压气机式空气循环制冷系统。

图8-5为实际应用升压式空气循环制冷系统的原理图。

从发动机压气机或由发动机带动的座舱增压器送来的空气，先经过初级热交换器预冷后再次被压缩，并经过第二级热交换器，然后流入冷却涡轮，在冷却涡轮中空气膨胀到所需的座舱空气压力，同时将热能转换为轴功率并用于带动升压式装置的压气机。

升压式空气循环制冷系统中的热交换器用冲压空气进行冷却。

波音-737及MD-82等中型飞机采用的就是这种冷却系统。

图8-5升压式空气循环制冷系统

3、三轮式空气循环制冷系统

三轮式空气循环制冷系统也称为涡轮－压气机－风扇式空气循环制冷系统。

图8-6为该系统的原理图，该系统综合考虑了以上两种系统的优缺点，改善了升压式系统的地面停机或低速飞行时的制冷量小的缺点，在热交换器的冲压空气边装设风扇，同时也解决了简单式空气循环系统的高空涡轮超转的问题。

现代飞机使用的三轮式空气循环机使用的是空气轴承，这免除了检查滑油油量等的日常维护工作。

图8-6　三轮式空气循环式制冷系统

这种系统与升压式系统相比有以下优点：

〔1〕不要求专门的动力驱动风扇；

〔2〕由于没有单独的风扇，在可靠性、重量与外形等方面均具有起优越性。

这种系统已广泛用于波音747-400、波音-757、波音-767、A-300B、A-310、A-320等先进的旅客机。

4、带有湿度控制的空气循环制冷系统

为保证和防止座舱内出现过大的水汽，机件腐蚀，管道结冰，而影响电子设备的正常工作，应使进入座舱的空气为比较干燥的空气，为排除空气中过多的水分，在空调组件内设有水别离器，当增压空气通过水别离器时，一般可将其中的大部分水分除去。

从水别离器分出来的水分，通过导管引出，然后喷射到热交换器的冲压空气边去，这样可以提高热交换器的冷却效率。

图8-7为带有水别离器的空气循环制冷系统的示意图，水别离器位于冷却涡轮的下游，这样的水别离系统称为低压除水系统。

图8-7　带有水别离器的空气循环制冷系统

从图中可以看出，在涡轮前空气虽然经历了较大的压力和温度的变化，但只要空气温度不低于露点，其含湿量是不变的，变化的只是去相对湿度，空气始终在干工况下工作，经过涡轮后，假设空气的温度降至低于其露点，则空气进入了过饱和的雾化区，这时空气中多余的水蒸汽会立即凝结，而从空气中别离出来，从而使得进入座舱的空气的含湿量降低。

波音-737和MD-82等飞机采用的就是这种安装在涡轮出口的低压水别离器。

图8-8为基于升压式空气循环制冷系统的高压除水系统，其高压除水部分除涡轮冷却器外，还包含有回热器、冷凝器和高压水别离器等。

图8-8　基于升压式的高压除水系统

二、蒸发循环制冷系统

蒸发循环制冷系统是利用液态制冷剂的相变来吸收空气中的热量，它可使系统中的空气在进入座舱或设备舱之前显著地降低温度。

应注意氟利昂在使用、维护时的有关事项。

三、复合式制冷系统

为了扩大空气循环制冷系统的使用范围，满足飞机在地面及巡航时的各种制冷要求，同时也为了发挥空气循环和蒸发循环系统的各自优点，可以将这两种系统组合在一起，如美国洛克西德公司“伊列克特拉”旅客机就是采用这种系统，该系统包括简单式空气循环制冷系统和蒸发循环制冷系统两部分。

8.3.3水别离器

空气循环制冷系统中的低压水别离器安装在涡轮冷却器的出口，当湿空气通过涡轮冷却器之后，由于其温度降至低于露点温度，所以空气中析出水分来，通过低压水别离器后，大部分析出的水分被别离出来。

波音737-300飞机就是安装的这种低压水别离器，图8-9为其示意图，其用来别离和集聚即将进入分配系统的空气中的水蒸汽。

这种水别离器是一个圆柱室，包括进口和出口壳体组件，进口壳体组件又包括一个在圆锥体金属凝聚器支柱上的凝结聚集器、旁通活门组件和一个指示器。

出口壳体组件由一个收聚室、一块导流板和机外排水装置组成。

指示器由一个弹力活塞、一个置于密闭壳体内的指示器盘和一个色码盖组成。

当堵塞时，通过的气流受阻并引起上流压力上升。

从而迫使活塞轴上的圆盘向指示器盖的红色窗口运动，当圆盘处于红色区域内时，说明需要更换滤布。

当压力超过旁通活门的弹力时，活门打开，旁通了涡轮冷却器。

在维护中，当混合活门处于全冷位置工作时，观察指示器，如果指示器圆盘进入红色范围，凝聚器滤布则需更换。

该水别离器具有35℉控制系统，调节进入水别离器的空气温度，以防止水分在

图8-9波音737-300的水别离器

水别离器凝聚壳体上结冰。

空气循环系统中的高压水别离器安装在涡轮冷却器进口之前，并在冷凝器之后，也就是说湿空气通过冷凝器之后，由于冷凝器传热外表的温度低于空气的露点温度，所以空气中的水蒸汽被凝结出水分来，通过高压水别离器后，绝大部分析出的水分被别离出来。

高压水别离器有各种形式，图8-10为A-320飞机的高压水别离器，这种高压水别离器最常使用而分水效率又高。

图8-10A-320飞机的高压水别离器

这种型式的高压水别离器主要由静止的旋流器、带有许多小孔的内壳体和外壳体所组成的。

所谓旋流器是一个径向有一定安装角的许多倾斜叶片组成的固定导套，分水作用主要在这里产生。

含有水珠的气流通过高压水别离器的旋流器后，气流将在内壳体内旋转，由于水珠的动能大，把水珠甩向带有小孔的内壳体壁面，并在其结构内部〔内壳体与外壳体之间的槽内〕把水分收集起来，而后通过引射泵排向空气热交换器冷边的空气流中去。

8.4座舱温度控制系统

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电脑控制，除控制空调组件出口空气温度外，还对座舱分区域进行温度控制，因而构成组件温度控制器和区域温度控制器。

8.4.1座舱温度控制系统

座舱温度控制气系统原理如图8-11所示。

为防止输入座舱空气温度过高使乘员受到伤害及产生不舒适感，因此入口管道温度要加以限制，一般常装有最高温度限制电路作为温度控制器的一个组成部分。

同样，为了对座舱温度的滞后作用进行校正，也装有入口管道温度预感器。

另外还装有管道温度传感器，提供人工监视和人工操纵指示。

图8-11座舱温度控制系统

在座舱温度控制系统中，还应考虑到温度传感器的位置，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，空气流速一般较低，为了减小温度时间常数，通常用小风扇或引射装置来增大通过传感器的空气速度。

8.4.2座舱温度控制系统的主要附件

一、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，它是信号转换元件。

座舱温度控制系统中常用的温度传感器有电传感器、双金属传感器。

1、电传感器

这一类传感器一般使用热敏电阻。

2、双金属温度传感器

双金属温度传感器是由两种线膨胀系数相差很大的金属片贴合〔焊接或铆接〕而成。

有平片、螺旋形等多种形状。

当温度变化时，由于两种金属的线变形量相差很大，双金属片发生扭挠，其扭挠变形量与温度成函数关系。

当与温度开关相连时，可以随着温度升高或降低，使其接通或断开，或使系统由一种工作状态转换成另一种工作状态。

二、温度控制器

温度控制器分为电子式、电气式和气动式三类。

气动式控制器〔放大器〕基本上和气动作动器相同，它与充气感压箱配合使用，即其控制和作动动力均为气源。

电气式和电子式温度控制器的信号采样和比较常用惠斯通电桥或其变异电路，以得到和温度偏差或变化速率成比例的电压信号。

常用的有三种比较典型的电桥，即温度电桥、预感电桥和最高温度限制电桥。

温度控制系统的附件还包括执行机构。

执行机构由控制活门及其作动器组成，座舱温度控制系统中常用的控制活门有如图8-12所示的蝶形活门、闸板活门和菌形活门〔平板活门〕。

图8-12常用的控制活门

此外，对飞机电子设备舱和货舱也应该进行空气的温度调节。

随着现代飞机的不断发展，其电子设备逐渐增多，电子设备的散热量也愈来愈大，因此为保证电子设备的正常工作，对电子设备的冷却问题也显得更加重要。

一般来说，电子设备能在高于人体所能承受的环境温度下可靠地工作〔电子设备舱的排气温度为38～71ºC时，电子设备的工作不会出现异常情况〕。

因此，为减少发动机的引气量、减小制冷系统的工作负荷，现代大型客机普遍采用座舱排气对电子设备进行冷却。

货舱加温的目的是保持机身下的货舱温度高于结冰温度，防止冻坏货物。

一般来说，现代客机的货舱都是采用座舱排气进行加温的。

8.5座舱压力控制系统

座舱压力控制系统的基本任务就是保证在给定的飞行高度范围内，座舱的压力及其压力变化速度满足人体生理要求。

一、座舱压力制度

座舱压力随高度的静态变化关系，通常称为座舱压力制度。

下面简要介绍波音-737飞机的压力制度。

图8-13为波音-737飞机座舱压力调节的基本规律，图中左侧曲线的纵坐标为高度〔包括飞行高度和座舱高度〕，横坐标为时间，称为飞行剖面曲线；右侧曲线的纵坐标为高度，横坐标为环境压力，即标准大气压力曲线。

从图中可以看出，飞机起飞后座舱压力连续变化，只有到达预定巡航高度时才到达余压控制值。

图8-13波音-737飞机座舱压力调节的基本规律

从左图的飞行剖面曲线可以看出，在从起飞、爬高、巡航到着陆的整个飞行过程，飞行高度和座舱高度〔座舱压力〕相对于时间的关系规律，飞行高度用虚线表示，座舱高度用实线表示。

应当注意座舱高度与座舱压力的关系，座舱高度较高意味着座舱压力相对较低。

在正常工作情况下，巡航时座舱压力与飞机所在高度处的外界大气压力之差约为。

在飞机上升和下降期间，座舱压力的变化与飞行高度上升和下降成比例变化。

右图是飞机所在飞行高度外界空气的绝对压力与高度的关系曲线。

由曲线可以看出，随飞行高度的增大，大气压力减小，即飞机上升时其环境压力下降。

飞机在30,000ft飞行高度巡航时，外界大气压力是，余压为7.8psi，因此，这时座舱内的空气压力为4.36+7.8=12.16（psi），这相当于座舱高度5,150ft。

二、座舱压力控制系统的类型

目前，旅客机座舱压力控制系统有多种类型，按照系统的控制部件〔压力控制器〕与执行部件〔排气活门〕的工作原理，主要可分成以下几类：

气动式，如运七飞机的座舱增压系统；电控气动式，如波音-707和BAe-146飞机；微机电动式，如波音-737、757、767和A-310等飞机的座舱增压系统。

这里就如何实现前述的压力制度简要介绍气动式压力控制装置和微机控制的电动式座舱增压装置。

〔一〕气动式座舱压力控制系统

1、气动式座舱压力调节装置的基本结构

图8-14为气动式座舱压力调节装置的结构原理，它包括压力调节盒〔控制机构〕和排气活门〔执行机构〕两个基本部分。

压力调节盒是一个密封盒，盒内有绝对压力调节机构和余压调节机构。

绝对压力调节机构由活门1、弹簧1和真空膜盒组成；余压调节机构由活门2、弹簧2和压差膜盒组成。

压力调节盒上有与座舱空气pc连通的小孔，称为定径孔，还有通大气的管路。

排气活门是由压力调节盒控制工作的，它由膜片1、膜片2、弹簧3和活门3组成。

膜片1上腔与调节盒A腔相通，下腔则与座舱空气连通，经过放气活门可将座舱空气排放到座舱外面去。

图8-14气动式座舱压力调节装置原理图

2、气动式座舱压力调节装置的工作原理

系统工作时，通过定径孔压力调节盒A腔内为座舱空气压力，同时A腔内的空气可经活门1或2排入大气，这两个活门的开度控制排气量的大小，即控制A腔压力的大小。

当飞机起飞及飞行高度变化时，绝对压力调节机构和余压调节机构相继工作，使调节盒A腔内的压力按一定规律变化，从而实现前述压力制度中acde曲线的变化，各区段工作原理如下：

〔1〕自由通风区

在到达调定的起始增压高度之前，余压机构的活门2处在关闭位置，余压控制机构不起作用，而绝对压力调节机构的活门1在真空膜盒收缩的带动下处于全开位，这样座舱空气通过定径孔进入调节盒后可以无阻碍地通过活门1进入大气，所以调节盒内不增压，即处于自由通风状态。

在这种情况下，由于存在有空气流动的阻力，实际的座舱压力〔等于A腔压力〕比外界大气压力高4～5mmHg。

〔2〕等绝对压力调节区

随着飞行高度的增加，当到达起始增压高度后，绝对压力调节机构的真空膜盒由于压力调节盒内压力的逐渐降低而慢慢膨胀，使活门1临近关闭，这时A腔压力与起始增压高度上的压力一样。

实际上，因为空调组件仍在不断地向座舱供气，所以活门1在一定时间内会保留一个小的开度以起节流作用，不过此开度也随飞行增加而逐渐减小，节流作用逐渐加大，因此调节盒内余压增大，此时，活门2仍不参加工作。

这便是等绝对压力调节区cd段的工作情况。

〔3〕等余压调节

当飞行高度继续升高，在座舱余压到达预定值的高度之后，活门1关死，余压调节机构开始工作。

因为压差膜盒内腔通大气，外腔为压力调节盒的压力pa，在两者形成的压差作用下〔高度增加，压差增大〕，压差膜盒使活门2左移而打开，保持调节盒内的压力pa与外界大气压力ph之差值不变，这即是等余压调节。

与此同时，由于调节盒A腔的绝对压力随飞机爬高而下降，绝对压力调节机构便使活门1关闭而退出工作。

在上述几种情况下，排气活门的工作都是受调节盒控制的，膜片1的上腔〔B腔〕通调节盒A腔，下腔通座舱。

由于活门3的重量和弹簧3的张力都很小，而薄膜1面积大，所以只要座舱压力稍微超过调节盒的压力，就可将排气活门3打开，使座舱空气排出。

由此可见，排气活门机构可以使座舱压力近似地等于调节盒A腔的压力。

这样，当飞行高度变化时，座舱压力就能跟随调节盒内的压力按相同的规律变化。

所以，对气动式座舱增压系统而言，飞机座舱压力的调节规律，实际上就是压力调节盒内压力的调节规律。

〔4〕座舱压力变化率的控制

座舱供气量的变化将引起座舱压力变化率的变化。

同时，飞机飞行状态的变化也将引起座舱压力变化速率的改变，如dpc/dt随垂直升降速度vy的变化而变化；此外，飞机在地面滑跑起飞时，由于飞机姿态的改变，排气活门出口反压的变化，也会引起座舱压力的波动。

如何控制dpc/dt值呢？

我们知道，座舱压力是按调节器A腔的压力控制的，排气活门只是它的一个随动执行机构，所以与上述压力大小的调节原理类似，只要限制A腔的压力变化率dpA/dt就可以限