飞机的操纵系统

第三节　飞机的操纵系统

飞行操纵系统是驾驶员操纵飞机指令的“传导载体”，该系统是指供飞行员操纵飞机的副翼、升降舵、方向舵、全动平尾和配平调整片等，从而实现飞机的横侧、俯仰、方向的保持与改变。飞机操纵系统工作性能的好坏，直接关系到飞行性能的发挥和保证飞行安全。

现代运输机飞行操作系统可以分为两大类：即人工飞行操纵系统和自动飞行控制系统。在人工飞行操纵系统中又细化为主操纵系统和辅助操纵系统。围绕纵轴、横轴、立轴的操纵系统成为主操纵系统，扰流板、调整片、前缘缝翼、后缘襟翼、水平安定面的操纵系统均作为辅助操纵系统。

一、主操纵系统

早期的飞行操纵系统多为简单机械式，分为软式操纵系统和硬式操纵系统。

在主操纵系统中，由飞行员用手、脚直接操纵的部分称为中央操纵机构，它是由手操纵机构和脚操纵机构所组成。手操纵机构即驾驶杆式驾驶盘，是用手操纵副翼和升降舵的，脚操纵机构是用脚操纵方向舵的，将操纵机构的动作传动到舵面的部分，叫做传动机构。传动机构通常由传动杆、摇臂、钢索、滑轮组成。

飞机围绕横轴的纵向操纵是通过操纵驾驶杆或驾驶盘控制升降舵来实现的，在飞行中驾驶员向后拉杆，机头应上仰；向前推杆，机头应下俯。当飞行员向后拉杆时，经传动机构使升降舵后缘向上偏转一个角度，于是在水平尾翼上产生向下的附加升力，对飞机重心形成上仰操纵力矩，迫使机头上仰；推杆时，升降舵后缘向下偏转，使机头下俯。拉杆最大行程约为200～220毫米，推杆最大行程约为95～129毫米（均从驾驶杆的中立位置算起）。

飞机围绕纵轴的横向操纵系统是通过操纵驾驶杆或驾驶盘控制副翼来实现的，在飞行中，向左压杆或逆时针方向旋转驾驶盘，飞机应向左横滚；向右压杆或顺时针方向旋转驾驶盘，飞机应向右横滚。当飞行员左压杆时，左副翼向上偏转一个角度，于是在左机翼产生向下的附加升力ΔY；同时，右副翼向下偏转一个角度，在右机翼上产生向上的附加升力ΔY，形成横向操纵力矩，使飞机向左横滚。若向右压杆，则副翼偏转动作与上述相反，使飞机向右横滚。左右压杆的最大行程约为125～145毫米，驾驶盘左右旋转的最大角度约为110°（均从中立位置算起）。

飞机围绕立轴的航向操纵是通过脚蹬控制方向舵来实现的。在飞行中蹬右脚蹬，机头应向右偏转，蹬左脚蹬，机头应向左偏转。当飞行员蹬右脚蹬时，方向舵向右偏转一个角度z，在垂直尾翼上产生向左的侧力ΔZ，对飞机重心形成一个偏转操纵力矩，使机头向右偏转；蹬左脚蹬时，则方向舵向左偏，机头也向左偏转。蹬舵的最大行程，向前、向后约为65～85mm（从脚蹬的中立位置算起）。脚蹬前后位置应能在地面上或在空中调整，以适应飞行员不同身材的需要。

二、辅助操纵系统

飞机辅助操纵系统与主操纵系统不同，后者必须给驾驶员有操纵力和位移感觉，而前者则没有。但驾驶员必须知道辅助操纵面的位置，故需要位置指示器或指示灯。辅助操纵系统工作中的特点是：当操纵面被操纵到需要的位置后，不会在空气动力作用下返回原来位置。

主要的辅助操纵面有以下几种：

1）后缘襟翼

简称“襟翼”，安装于机翼后缘内侧，是主要增加升力作用的可操纵翼面。在收起位置时，是机翼后缘的组成部分，当其向下偏转或同时向后退时，可增加机翼剖面弯度或同时又增加机翼面积，从而提高机翼的升力系数。飞机采用襟翼主要是为了降低飞机起飞和着陆时的速度，缩短滑跑距离。

按其构造和运动形式不同，后缘襟翼可分为简单式襟翼、开裂式、开缝式以及喷气襟翼和吹气襟翼。

2）前缘襟翼

机翼前缘增升装置。有下垂式前缘襟翼和“克鲁格”前缘襟翼两种形式。

下垂式前缘襟翼，常用于超音速飞机，因超音速飞机翼剖面的前缘半径及相对厚度较小，当飞机着陆或以大迎角飞行时，机翼前缘容易发生气流分离，使最大升力系数降低。若前缘襟翼向下偏转，就减小了机翼相对于气流之间的迎角，使气流能平滑的沿上翼面流过，增大了翼剖面弯度，延缓气流分离，提高临界迎角，增加最大升力系数。

由于单独使用前缘襟翼时，会减小机翼的有效迎角，因此常和后援增升装置配合使用。目前亚音速飞机也有采用下垂式前缘襟翼的。

“克鲁格”襟翼是位于机翼前缘下表面的板状结构。在闭合位置时为机翼前缘的组成部分，打开时向下方反转，开度常大于110°。它既增加了机翼剖面弯度，又增加了机翼面积，增升效果较好，一般常和后缘襟翼配合使用。“克鲁格”襟翼打开之后，与机翼前缘之间可根据需要安排成无缝隙或有缝隙两种。如把后者安排在后掠襟翼翼尖附近，除能增大升力外，还可起到防止翼尖气流分离的作用。“克鲁格”襟翼的结构因受空间限制，一般采用整体结构，常用材料为镁、铝合金，也有用复合材料的。

3）前缘缝翼

安装在机翼前缘的小翼面，打开时与机翼表面形成一道缝隙，为机翼增升装置的一种，分固定式和可动式。固定式的前缘缝翼固定在机翼前缘上，与机翼之间构成一条固定的翼缝。其构造简单，但当飞行速度增大时，阻力也急增。目前仅在个别低速飞机上采用；可动式前缘缝翼在飞机高速和小迎角飞行时，紧贴于机翼前缘，成为机翼的组成部分。在起飞、着陆或大迎角时，向前伸出，与机翼前缘形成一条收敛性缝隙。下翼面的一部分气流经过缝隙流向上翼面，使上翼面附面层动能增加，延缓上翼面前缘附近的气流分离，提高升力系数。

4）水平安定面

水平尾翼前部的固定部分，它和升降舵一起组成水平尾翼，是保证飞机纵向平衡和俯仰稳定性的重要部件。除全动平尾外，水平安定面在机身或垂尾上通常是固定的。但目前大多数运输机为了满足配平的需要，水平安定面的安装角可在地面或空中进行调整。

水平安定面的操纵原理是：电动机或其他动力带动鼓轮旋转，螺杆即在鼓轮内上下移动，使水平安定面绕轴转动，从而改变其安装角。停止操纵时，鼓轮机构使水平安定面保持在需要的位置上。

5）扰流板

安装在机翼上表面（或下表面），能阻挠气流，减小（或增加）升力的板装操纵面，是飞机的横向辅助操纵装置。当向上打开时，使机翼上表面近后缘处的气流发生分离，造成升力减小。当一边副翼上偏时，扰流板也向上打开（通常与副翼联动，即副翼偏到一定角度后，扰流板打开），引起升力进一步减小，而另一边机翼上的扰流板不打开。两边机翼上产生了附加升力差，加大了滚转力矩。本段主要是介绍飞行扰流板。扰流板还有地面扰流板，主要用于地面降落时减速。

三、助力操纵系统

现代高速大、重型运输机和轰炸机由于飞机增大，飞行速度增大，舵面枢轴力矩很大。如果只靠减小操纵系统的传动系数和增大空气动力补偿的方式来减小杆、舵力量是非常困难的。因此现代大、重型运输机上广泛采用了助力器，利用液压或电力来驱动舵面，以减小驾驶飞机的杆、舵力量，改善飞机的操纵性。此外为了配合助力器工作，调节飞机的操纵性，操纵系统中还装有载荷感觉器，调整片效益机构和力臂调节器。有助力器的飞机操纵系统，简称助力操纵系统。

1）液压助力器

液压助力器亦为液压位置伺服控制系统，是一种以液压为动力的装置（液压动作筒式液压）作为执行机构并且有反转控制的控制系统。在采用机械式操纵机构系统中，为机液位置伺服机构，在采用电传操纵系统（或自动驾驶仪中）为电液位置伺服机构。

液压助力操纵系统又分为无回力操纵系统和有回力操纵系统，如图3-14和图3-15所示，装有无回力的液压助力器的一端，直接与通向舵面的传动机构相连，舵面传来的载荷完全由助力器承受，这种系统的驾驶杆力，是由载荷感觉器产生的，载荷感觉器和其他一些附件配合，能使驾驶杆力随舵面偏转角，飞行速度、高度等条件的变化而变化。

图3-14　无回力的液压助力器

图3-15　有回力的液压助力器

有的助力操纵系统，利用专门的有回力的液压助力器，把舵面传来的一部分载荷传给驾驶杆。图3-15是一种有回力的液压助力器的原理图。这种液压助力器的配油柱塞，两端分别与柱塞左右的油室相通，因此通过助力器操纵舵面时，在驾驶杆上可以感受到舵面传来的一部分载荷。由于配油柱塞的有效面积比活塞小得多，所以传到驾驶杆上的力，仅占舵面传来的载荷的一小部分。有回力的助力操纵系统通常用在亚音速飞机上。

2）电传操纵系统

电传操纵系统又称电子飞行控制系统，是把驾驶员发出的操纵指令，变换为电信号，并与飞机运动传感器的信号结合，经过计算机处理后把计算结果输送给操纵作动器，对飞机进行全权限操纵的一种人工飞行操纵系统。所谓操纵权限就是指操纵舵面的行程。有限行程，称为有限权限；全行程，称全权限。

电传操纵系统的工作原理：操纵时，驾驶员操纵杆（或侧杆），经杆力传感器（或杆位移传感器），产生电指令信号与来自测量飞机运动对数的传感器（速率脱落和加速度计）综合后的信号相比较，其误差信号经放大器放大输出一个操纵舵面的指令信号，舵面偏转，使飞机作相应的运动，当飞机运动参数达到驾驶员希望的操纵数值时，则舵面停止偏转（因误差趋于零），使输出信号与杆力传感器（或杆位移传感器）的电信号指令相比较而形成新的误差信号，以此操纵舵面偏转，使飞机自动地回复到原运动状态。

四、飞机的自动驾驶系统

早期的飞机自动驾驶仪，是一种陀螺稳定装置，是利用陀螺的定向性，把陀螺和飞机控制装置连接在一起，如果飞机偏离了指定方位，就通过飞机控制装置操纵飞机的舵面偏转，使飞机恢复到原来的姿态。20世纪30年代发展成可以保持飞机高度、速度与航道的自动驾驶，之后成为能和导航系统、仪表系统连接一起的能计算距离飞行和飞机着陆的自动驾驶仪。至20世纪70年代由于计算机的应用，在自动驾驶仪和飞机的仪表系统组成一个结合管理系统，自动化程度更高。现代的大中型民航运输机都装有自动驾驶仪，飞机的自动驾驶仪由4部分组成，即自动驾驶仪指导系统、推力管理系统、偏航阻导系统、水平安定面配平系统。

自动驾驶仪的工作原理：如同飞行员操纵飞机一样，当气流作用在舵面上，迫使飞机改变状态时，传感元件立即将这一电信号传到放大器，经放大器放大，由指令执行元件操纵舵面作出相应反映，控制住飞机，并操纵飞机舵面迫使恢复原飞行状态。

第四节 飞机的电子仪表系统

飞机的电子仪表装置是飞机感知外部情况和飞行员控制飞行状态的主要操纵依据，它相当于飞机的大脑和神经系统，对于保障飞行安全、改善飞行性能起着关键作用。在飞机发展的初期，机上只有很简单的飞行仪表，飞机的控制主要由驾驶员手动完成，随着科学技术的进步以及计算机在飞机上的应用，飞机上的仪表和控制系统有了重大进展，出现了使用先进电子系统仪表的飞机，飞行控制实现了自动化，使驾驶员人为差错减少，飞机的安全性大为提高。飞机可依靠电子设备和地面导航系统的帮助，在远距离的航线上，能引领飞机航行，在能见度很低的（50～200米）跑道上着陆。飞机的电子仪表设备按系统可分为：飞行控制仪表系统，通信系统，导航系统3部分。

一、飞行控制仪表系统

飞机的控制仪表系统是提供飞机飞行中的各种信息和数据，使驾驶员及时了解飞行情况，对飞机进行控制以顺利完成飞行任务。

飞行控制仪表第一类是大气数据仪表。这一类仪表通过感受飞机外界大气的压力来测量和计量飞机的高度和速度。包括气压高度表、飞行速度表、大气温度表、大气数据计算机等；第二类是飞行姿态指示仪表，主要是陀螺仪表和地平仪。地平仪是驾驶员判断飞机飞行状态，控制飞机上升、下滑、转弯的核心参照仪表，如图3-16所示，地平仪指示飞机与天地线的相对关系。20世纪70年代以前是机械式陀螺，其后则是激光陀螺。

图3-16　地平仪指示飞机与天地线的相对关系

飞行控制仪表第三类是惯性基准系统，本系统可提供一套精确的飞机姿态数据如位置、倾斜、航向、速度和加速度等，实现了飞机导航、控制及显示一体化，其分为以下几种。

1．电子综合仪表系统

20世纪60年代后，新一代电子综合仪表广泛使用。本系统分为两大部分，一种是电子飞行仪表系统（Electronic Flight Instrumentation System，EFIS），包括电子水平状态指示器、电子姿态指引仪、符号发生器及方式控制面板、信号仪表选择板等。

另一种是发动机指示与机组警告系统，显示发动机的参数并对其进行自动监控，若出现工作情况异常会发出警告并记录下故障时的系统参数。它一方面大大改善了飞机驾驶员的工作条件，同时也为飞机维修提供了可靠数据。本系统由2台计算机、2台显示器、2套显示转换组件、1块显示面板、1块维护面板组成。

2．飞机综合电子控制系统

1）飞行管理计算机系统（Flight Management Computer System，FMCS）。

飞机驾驶自动化的进一步发展，要求把飞机的信号基准系统、自动驾驶系统和显示系统统一综合管理，使飞机在整个航线实现最佳性能的自动驾驶飞行，这个任务即由飞行管理计算机系统完成。

2）飞行数据记录系统。

飞行数据记录系统由飞行记录器、加速度计和磁带记录器组成，数据采集装置的作用是接收数据并处理成记录程式，再输送到记录器中，数字飞行数据记录器，记录飞行时各种参数，磁带全长140米，可记录25个小时中的60多种数据，这些数据包括飞行速度、高度、姿态、加速度、时间、发动机推力、特种设备工作、操纵面位置等，这些记录被放在一个耐热抗震的金属容器中，即俗称的“黑匣子”。其主要用途是进行事故分析和维修飞机，也用于飞行试验。

3）飞机数据传输总线

飞机上的大量的专用计算机使用的数据及各计算机之间的数据交换要处理的参数在1 000种以上，需要设置大量的传输线路才能运转，为了减少传输线路的总数，人们又发明了飞机网络系统，目前民航飞机上大都采用美国航空无线电公司制定的阿林克（ARINC）电子设备429总线，使飞机上的数字数据总线变为110条，它保证着飞机上的电子设备的正常运转。

通过阿林克总线，每个系统计算机输出数据都先经过阿林克发送机送入总线，各系统从总线上取得的数据也由阿林克接收机解码后才能使用。

4）阿林克寻址通信与报告系统

通过阿林克总线，飞机上的各种数据可以实现空地双向的数据链交换，即阿林克寻址通信与报告系统。此系统使飞机与地面有关部门联系成为一个实时数据处理的整体，可以向地面部门自动报告飞机的各种参数，同时接受地面发来的各种指示和信息，方便了情报的及时沟通和故障的及时处理。此系统还提供了双向语言通信及乘客的空中电话及安排预定乘客、租用车辆等地面服务项目。

5）近地警告系统

此系统是20世纪70年代后开始装备飞机的，功能是通过灯光和声音提醒驾驶员飞机正在以不安全的方式或速度接近地面，警告驾驶员应尽快改变飞行状态，防止发生触地事故。警告险情分为6种：下降速度过大；相对于地面的接近速率过大；起飞或复飞爬升时襟翼放得过小；飞机离地高度不够；飞机进近时，下滑道向下偏离；风切变。在此系统上现在广泛使用近地增强型警告系统（Enhanced Ground Proximity Warning System，EGPWS）。

6）空中警告及避撞系统

根据二次雷达用应答机确定飞机编号、航向和高度的原理，把询问装置装在飞机上，使飞机之间可以显示相互之间的距离间隔，帮助驾驶员采取相应的措施，防止空中碰撞。

此系统的监视范围为前方30海里，上、下方3 000米及一定范围的飞机侧面、后方，能自动计算出监视范围内30架以内飞机的动向和可能的危险接近，提供驾驶员25～40秒的时间采取措施。

二、通信系统

这个系统的主要用途是使飞机在飞行过程中和地面的航行管制人员、维修人员以及空中飞机与飞机之间保持双向的语音和信号联系，以及飞机内部人员之间和与旅客联络服务，它分为：甚高频通信系统、高频通信系统、选择呼叫系统和音频系统。

1．甚高频通信系统（Very High Frequency System，VHF）

甚高频无线电波的作用距离随高度变化而变化，在高度为300米时作用距离为74公里，是目前机场塔台实施空管的主要通信指挥设备，主要用于飞机在起飞、降落时或通过控制空域时机组人员和地面人员的双向语音通信。驾驶员操纵飞机起飞和降落时技术复杂，难度大，也是飞行中最容易发生事故的时段，因此必须保证甚高频通信的高度可靠，民航飞机上一般都装有主、备用两套以上。

甚高频通信系统由收发机组、控制盒和天线三部分组成。收发机组用频率合成器提供稳定的基准频率，然后和信号一起，通过天线发射出去。接收部分则从天线上收到信号，经过放大、检波、静噪后变成音频信号，输入驾驶员的耳机。按照国际民航组织的统一规定甚高频所使用的频率范围在118．000～135．975MHz，每25kHz为一个频道，共设置了720个频道由飞机和地面控制台选用，其中121．500MHz定为飞机遇险呼救的全世界统一的频道。

2．高频通信系统（High Frequency System，HF）

高频通信系统是远距离通信系统。它使用了和短波广播的频率范围相同的电磁波，它利用电离层的反射，通信距离可达数千公里，用于飞行中保持与基地和远方航站目的地机场的远距离联络。使用的频率范围为2～30MHz，每1kHz为一个频道。大型飞机一般装有两套高频通信系统，使用单边带通信。

3．选择呼叫系统（Select Call System，SELCAL）

它的作用是用于当地面呼叫飞机时，飞机上的选择呼叫系统以灯光和音响提示机组有人呼叫。每架飞机上的选择呼叫都有一个特定的四位字母代码，机上的通信系统都调谐在指定的频率上，当地面的高频或甚高频系统发出呼叫脉冲，其中包含着四字代码，飞机收到这个呼叫信号后输入译码器，如果呼叫的代码与飞机代码相符，则译码器把驾驶舱信号灯和音响器接通，通知驾驶员进行通话。

4．音频综合系统（Audio Integrated System，AIS）

包括飞机内部的通话系统，如机组人员之间的通话系统，对旅客的广播和电视等娱乐设施以及飞机在地面时机组和地面维护人员之间的通话系统。它分为飞行内话系统、勤务内话系统、客舱广播及娱乐系统、呼叫系统。

（1）飞行内话系统。由音频选择器和相应的开关及线路组成，它的主要功能是驾驶员使用音频选择控制盒，把话筒连接到所要选择的通信系统，向外发射信号，同时使这个系统的音频信号输入驾驶员的耳机或扬声器中，也可以用这个系统选择收听从各种导航设备来的音频信号或利用相连的线路进行机组成员之间的通话。

（2）勤务内话系统。是飞机上各个服务站位，包括驾驶舱、客舱或货舱乘务员站位，地面服务维修人员站位上安装的话筒或插孔组成的电话系统，机组人员之间和机组与地面服务人员之间利用它进行电话联络。地面维护服务站位一般是安装在前起落架上方的插孔，地面人员将话筒接头插入插孔就可进行通话。

（3）客舱广播及娱乐系统。是机内向旅客广播通知和放送音乐的系统。各种客机的旅客娱乐系统区别较大，最通用的是旅客用的放送多通道的音乐广播设备和录像播放设备。

（4）呼唤系统。与内话系统相配合，呼唤系统由各站位上的呼唤灯和谐音器及呼唤按钮组成，各内话站位上的人员按下要通话的站位按钮，则站位的扬声器发出声音或接通指示灯，以呼唤对方接通电话。呼唤系统还包括旅客座椅上呼唤乘务员的按钮和乘务员舱位的指示灯。

三、导航系统

导航是指利用空地导航设备引导飞机按照预定的航线飞行，准确到达预定位置和目的地机场的方法。早期飞机的导航是依靠目视地面目标，对照地图参考时间来实现的。这种方法受天气、人为因素影响和制约。随着科学技术的进步，导航设备及技术手段越来越现代化。在民航飞机上用于导航的设备包括：罗盘系统、甚高频全向信标系统、仪表着陆系统、无线电高度表、测距机、气象雷达及惯性基准系统。

1．罗盘系统

罗盘是用来为飞机定向的仪表。飞机上的罗盘有两种：一种是磁罗盘，它是用磁针指示出地球上的磁南极和磁北极的仪表，其原理和指南针相同。另一种就是无线电罗盘（DXF），无线电罗盘又称为自动定向机（Automatic Direction Finder，ADF）。它是一种低频近程的测向设备，用它来测定飞机纵轴与地面导航台的相对方位角，从而引导飞机按一定方向飞行。自动定向机使用100～2 000kHz频率波段工作，在这个波段中，地面的航线站点上设有专用的导航信标台（Non-Directional Beacon，NBD）。同时还在航路站点上设置大功率的广播电台，自动定向机接受到这些设施发出的电波，根据电波的强弱确定飞机相对这些地面设施的方位。自动定向机由接收机、环形天线、垂直天线、控制器和指示器组成，定向任务是由环形天线完成的。当无线电波与环形天线的平面垂直时接收到的信号最弱，平行时接收到的信号最强。由垂直天线确定了地面电台后，便指令环形天线接收这个信号，当环形天线收到强信号时，接收机输出电流，这个电流驱动环形天线向垂直电波的方向转动，当天线转到与天线电波垂直时，这时信号最弱，输出的电流几乎为0，天线也就不动了。天线和指示器上的指针同步转动，天线不动时，指针在刻度盘上指出的就是这个地面设施的相对方位。当开关转换为ADF时，指示器指针就指向被选导航台的方向，驾驶员自动定向机的角度误差为2～5度，精度较低，但它的构造简单，操作方便，因而目前仍在广泛应用。

2．测距机（Distance Measuning Equipment，DME）

测距机是利用飞机和地面测距台之间的无线电波往返所用去的时间来测定飞机和测距台之间的距离。飞机上的测距机向外发出频率属于1 025～1 150MHz之间的询问脉冲，当地面测距台接收到这些脉冲信号后就发出应答脉冲，机载的测距器接到应答脉冲后，比较询问脉冲和应答脉冲之间的时间间隔，从而计算出飞机和地面测距台之间的直线距离。飞行中的飞机距地面有一定高度，测得的这个距离称为斜距，它可以在水平状态指示器（Horizontal Situation Indicator，HIS）上用十进位计算器显示，单位为海里，它的测量范围可达390海里（730公里）。但应注意的是，斜距和地面距离在距离较远时差别不大，当距离较近时，这个差别就不能忽视。

3．无线电高度表（Radio Altimeter，RA）

无线电高度表是使用无线电波的反射回波测量飞机与大地表面之间的实际高度，民航飞机使用的是测高范围在0～2 500英尺或0～5 000英尺的低高度无线电高度表。在起飞和进近着陆时使用。

无线电高度表由收发机组、发射天线、接收天线指示器组成，它的工作原理和雷达相同，使用的频率为4 200～4 400Hz，因为使用的频率较低，并且多数使用的是调频的连续波，因而称为无线电高度表。

4．甚高频全向信标系统（Very High Frequency Omnidirectional Radio Range，VOR）

该系统由机载的全向信标接收机和地面的全向信标台组成。全向信标台沿航道布置，它产生9 960Hz的副载波，然后由30Hz的基准信号对副载波调频，再加到108～118MHz的甚高频载波上，甚高频载波又被30Hz可变相位的信号调幅后发射，这样发射出去的电波在空间形成了相位变化，飞机上的接收机收的信号随它与发射台的方位不同而变化，接收机比较基准信号和可变相位的30Hz的信号就可以得出相对发射台的方位角，测出的方位角用无线电磁指示器（Radio Magnetic Indicator，RMI）显示。飞机上用两套VOR接收机同时接收两个VOR台的信号，在RMI表上两个指针表示出来，RMI表上有转换开关，当开关在VOR位上，显示的就是VOR台的方位角。

5．仪表着陆系统（Instrument Landing System，ILS）

它的作用是引导飞机沿着正确的航道下滑、着陆。仪表着陆系统的出现，使飞机降落的安全性大为提高。因为仪表着陆系统引导，可以使飞机在夜间和能见度很低的气象条件下降落，大大提高了民航飞机的使用性能，为航空公司节约了大量资金。

仪表着陆系统是由地面设备和机载设备相互配合工作的，仪表着陆系统的地面部分，分为航向信标系统、下滑信标系统和指点信标系统。航向系统的任务是引导飞机对准跑道的中心线，因而在跑道中心线的延长线上设立了航向信标台，它发射出一个垂直跑道平面、沿跑道中心线向外延伸的甚高频电波引导平面，飞机收到这个信号就沿着这个信号平面，准确地降落在跑道中心线上。下滑系统是由设在跑道一侧的下滑信号台发射一个用90～150Hz调幅的甚高频信号，这个信号产生一个与跑道平面成2°～4°的下滑引导平面，飞机沿着这个平面下降，就可以避免降落时因下滑角太大或太小出现的事故。指点信标系统由2个或3个指点信标组成。指点信标台装在跑道中心线的延长线上。它发出信号，检查飞机通过信标台时的高度和速度，并指示飞机离跑道入口端的距离。

6．气象雷达

它的作用是探测飞机前方危险气象情况和障碍物、地形状况。气象雷达由收发机组、天线、控制盒和显示器组成。发射机组把能量会聚成X波段（频率为9 345MHz或9 375MHz）的脉冲锥形波束通过天线定向发射到空中，雷达的天线可以在横向120°、上下15°范围内转动扫描，前方或地面的障碍物以及空中的降水、云层对雷达波反射，接收机收到反射回波，在显示屏幕上用不同的颜色和不同的亮度显示。从而区分前方天气或地形的状况使驾驶员选择安全的飞行航线。在装有电子显示仪表的飞机上，气象雷达的图像显示在电子水平状态显示器上，图像上还配有圆形的距离标尺，使驾驶员可很方便地判定与目标之间的距离。新一代的气象雷达不仅能探测到雷雨、冰雹等，而且可以探测到大气中的湍流，气象雷达如若把天线对准地面扫描，可以在屏幕上显示前面地形和障碍物的情况。

7．惯性基准系统

惯性基准系统由加速度计和陀螺配以快速的计算机处理系统组成。工作原理是利用3个加速度计测出飞机在3个轴向上的线加速度，利用对应于3个轴的陀螺测出飞机在3个轴上的角加速度。根据牛顿定律，如果一个物体知道它的运动中各点的加速度，就可以把它对时间积分得到它的速度，对速度积分就可以知道它运行的距离，因而知道了飞机运行的起始点的坐标位置后，对它的加速度进行两次积分就可以得出飞机在每时刻的位置，得到它的经度、纬度和高度。

8．卫星导航系统

卫星导航系统是自20世纪80年代末以来迅速发展起来的。它的基本原理是利用已建立的导航卫星系统，由飞机上的接收机接收卫星的信号，通过飞机和卫星、卫星与地面接收站之间相对位置的计算，得出飞机的位置。我国目前使用的是美国的全球卫星定位系统（GPS），美国在20世纪80年代初建成卫星定位系统，在地球轨道上一共有24颗卫星，其中3颗卫星作为备用。GPS的接收机装在飞机上，在地球的大部分位置上都可以接收到4个以上的卫星信号，根据各卫星的位置和飞机相对距离的差别就可以得出飞机的实际位置，目前，军用粗码精度已经达到10米以内，民用粗码精度为100米。卫星导航系统精度高，机载设备简单，不受气候影响，和惯性导航相比没有积累误差，因而是理想的导航方式。我国至2012年2月已发射11颗导航卫星，预计2020年完成覆盖全球的北斗导航系统建设。

9．应答机

应答机是机载设备与地面航空管制雷达配合使用的设备。地面的管制雷达要求有能力辨别飞机的识别代码和高度，这种管制雷达称为二次雷达。二次雷达向飞机发出询问信号，机上的应答机就被触发，应答机根据地面询问的模式（A模式或C模式）自动产生应答脉冲信号，向地面雷达报告飞机的编码或飞行高度，这样在雷达屏幕上的飞机光点就会显示出飞机的编码和高度，这使航行管制工作的准确性大为提高。应答机工作频率为1 090MHz，它由应答机、天线、控制盒组成。

四、飞机的电气系统

飞机的电气系统是指飞机的供电和用电设备系统。电气系统包括电源、配电和用电3个部分。

1．电源系统

由主电源、二次电源和应急电源组成。主电源是发动机带动发电机发电；二次电源是改变主电源的电压、电流或频率的设备，如变压器、变流机等；应急电源一般是由蓄电池构成的独立电源。在有辅助动力装置的大型飞机上，辅助动力装置带动一台发电机（APU），当发动机不运转时在地面或空中开车紧急状况下提供电力，另外有的飞机上还有用液压马达带动的备用电源。

电源系统分为直流电源系统和交流电源系统，在用电量不大的情况下低压直流供电系统简单方便，因而早期的飞机及现在的一些小型飞机上仍在使用。但随着飞机用电量的增大，现代飞机大多采用交流电源系统。

1）直流电源系统

主电源供直流电的称为直流电源系统，由直流发电机、调节器、反流断路器、稳定变压器和蓄电池组成。系统的工作电压为28V。

航空发电机的构造原理和其他发电机没有太大的不同，但是质量和体积都要比地面上使用的小得多。它采用了高电磁负荷的电工材料，并且利用迎面气流来强制冷却。

2）交流电源系统

直流发电机的换向器会产生火花，影响电子仪表工作，且不易变压，只能用28V的低压系统，使导线变粗，重量增大，因而在用电量大的飞机上都采用了交流电源系统。交流发电机没有换向问题，变换（变压、变直流）方便，电压可以提高，从而使供电系统的性能提高。飞机上交流系统的电压为120/208V，400Hz的三相电源系统，由发电机、稳频系统及调压器组成。

2．配电线路系统

该系统包括导线组成的电网，各种配电器具和接头以及检查仪表。现代飞机上的输电线路由单线制取代了过去的双线制，即用电设备只有一根导线，而回路则用金属机体作为地线，这样节省了大量的导线。但在一些小型非金属机身的飞机上仍使用双线制，即一台设备使用两条绝缘导线。在电力的控制上大部分都实行了用触点电磁开关控制或无触点的固体电路控制，电磁开关是用电磁铁控制触点使电路开关。大于5安培的称为继电器，小于5安培的称为接触器。固体电路开关不用触点，由电子线路控制电流的通断。整个线路由导线接头、开关、继电器、保险装置组成。

3．用电设备

机上的用电设备主要有电动机，电子仪表设备、照明、加热等。

1）电动机

飞机上大量使用各类不同的电动机，用于启动发动机，操纵舵面、襟翼、起落架和通风。直流电动机和交流电动机都在使用。

直流电动机的优点是启动力矩大，变速容易，改变旋转方向方便。因而在启动发动机和操纵起落架时都使用直流电动机。特别是小型飞机上只有直流电源系统，因而全部使用直流电机。

交流电动机的重量轻，维护容易，但调速困难，而且启动力矩小，只用在通风系统的陀螺仪表转子、风扇上。飞机上的交流电动机都使用400Hz的交流，由于频率高，它们的重量比地面用的同类电动机轻。

2）仪表电源

早期飞机的仪表是电动机式的用电要求不高，一般由直流电源直接供电，现代的飞机仪表装备了大量使用固态元件的电子器件，对电压波动十分敏感，如果电压变化过大，这些电子仪器都会受到损害。因此向电子仪表供电使用单独的电源总线，并对电压波动有严格的要求。电子仪表电源总线通过1个分路继电器、1个二极管和主电源相连，用以保护仪表设备。

3）照明系统

为了飞机能在全天候条件下飞行，保证飞行安全和机组、旅客的照明需要，飞机上装有多种照明灯。机上有交流电源时使用交流，在小型飞机只有直流电源的情况下才使用直流。

（1）外部照明。飞机的外部灯光有航行灯、着陆灯、滑行灯、起落架灯、防撞灯和机翼检查灯。

航行灯在飞机的左右翼尖和尾翼顶端，颜色是左红、右绿、尾白。这样在夜间运行时其他飞机和车辆能辨别出这架飞机运动的方向，以保证安全。

着陆灯和滑行灯用于在着陆和滑行时为前方照明，它们装在机翼根部前缘或主起落架上，飞机着陆时机头抬起，因而着陆灯要向前下方照射，而滑行灯则直照前方，着陆灯或滑行灯都要求照亮机头前方50米的距离，它们的功率都很大，因而一般由驾驶舱中间的跳开关操纵。

防撞灯使用的是频闪灯。这是一个氙灯，由电容充电当电压达到400V时放电产生强光，不断充、放电，灯光按一定频率闪动90次/分。大型飞机要求至少装3个防撞灯，两个白色频闪灯在翼尖，一个红色的机身上方或尾翼顶端。机翼检查灯的目的是让驾驶员能看到机翼结冰情况，以便采取防冰措施，一般装在机身或发动机吊舱上，主要照亮机翼前缘。

（2）飞机内部照明。飞机内部照明用两类灯光：一类是白炽灯，一类是荧光灯。白炽灯可用直流或交流电，而荧光灯只能用交流，大型飞机上有交流电源，因而不论是座舱照明、仪表照明，还是驾驶舱照明，大多使用荧光灯，只有阅读灯为了保证光线集中使用白炽灯，小型飞机只有直流电源一般使用白炽灯。目前在仪表板上大量使用荧光照明电源，新型的小型飞机上都配有变流机，为这类仪表照明提供交流电。

（3）电加热设备。机上的电加热设备主要用于防冰和加温，电热防冰用电阻丝加热。在小型飞机的机翼前缘、发动机进气口、空速管、风挡玻璃上全部使用电热防冰，座舱饮食也用电来加热，因而电热电器是飞机上电能的最大用户，有的飞机电热用电占整个飞机的50%以上，大型飞机上防冰可以利用发动机的引气来加热，但空速管、风挡玻璃上只能用电热防冰，食品加热和冲水盥洗室防冻也使用电加热。

五、飞机的液压、气压系统

液、气压机械属于流体动力机械，他们的优点是重量轻，动作平稳可靠，易于维修检查。液压系统液体的传力效率除少量的摩擦损耗外，几乎达到100%，因而液压系统成为现代飞机上操纵执行机构的主要动力。起落架收放、刹车、操纵舵面和增升装置的操纵都使用液压机构。气压系统使用压缩空气或其他气体，由于气体的可压缩性，气压作动筒的动作不如液压机构来得迅速和准确，但是它的重量轻，使用空气为工作介质时不用回收且没有污染，因而在大多数飞机上气压系统是作为液压系统的备份系统或辅助系统，也有一些飞机把气压系统作为主要的操纵动力系统。现代飞机上的工作介质液压油（简称红油）是从石油中提炼的矿物油，化学稳定性好，有的飞机上使用的是磷酸酯基，它合成液体作为工作介质，染成淡紫色，称为紫油。它的耐热性好，使用温度可高达100℃以上，即使燃烧也不扩散，但易被水污染，使用时要注意几种介质不能混用。

液压系统的工作元件由油、泵、阀、蓄压器、作动器、过滤器、储液箱及管道组成。

飞机的气压系统分为高压系统、中压系统和低压系统。

（1）高压系统。使用钢瓶储存高压气体，应用于紧急情况，气压范围在70～210大气压，各种飞机都备有高压气瓶，用于应急放下起落架、打开襟翼、打开应急舱门或刹车等。气瓶中的气体使用空气或氮气，一般在地面上充好，空中不能充气，但现代的大型飞机中也有装备了高压压气机可以在空中充气。

（2）中压系统。气体的压力为2～7大气压，一般在喷气飞机上使用，气体从喷气发动机的压气机中引出，先经过空调增压系统，然后用于各种工作机械。

（3）低压系统。装在活塞发动机的飞机上，由发动机带动叶片气泵，向系统连续输送低于一个大气压的压缩空气。

气压系统中使用的工作元件系统和液压系统相似，由于气体不用回收，所以气压系统中没有蓄压器和储气箱。

六、飞机的座舱环境和控制系统

飞机氧气系统必须灌充“航空人员呼吸用氧”，符合国际标准规定，其规格为99．5%纯氧。目前的运输机主要由高压氧气瓶向机组供氧，用氧气发生器为旅客供氧，小型高速飞机座舱释压紧急下降高度时，也采用固态氧气发生器供氧。

随着飞行高度的增加，大气压力下降，大气中的含氧量下降，在4 000米高度上人体中的氧气已经不能维持正常的活动，出现缺氧症状。在6 000米的高度上人能保持正常知觉工作的时间（有效意识时间）不足15分钟，到8 000米高空时这个时间只有3分钟，此外在8 000米以上的高度，人体内部的氮气和水分都要以气体形式逸出体外，使身体浮肿，称为减压症。在10 000米的高空气温会降到零下50℃以下，因而在飞行高度超过6 000米以上的飞机必须采用环境保护措施来保障乘客和机组人员的生命安全。这种保障系统我们称之为座舱环境控制系统。它包括三个大部分：氧气系统、增压座舱和空调系统。

1．氧气系统

除没有增压舱的货机和一些军用飞机使用氧气面罩来维持机组的生命外，现代飞机的氧气系统只在紧急情况下救生使用。它由氧源、管路和面罩几部分组成。

目前大多数客机的氧气是用高压气瓶储存的，有的飞机上有化学的氧气发生器作备用气源，还有个别客机和军用飞机使用液态氧作为氧气源。储氧用高压气瓶，使用压力为150大气压，通常充到120大气压，通过减压阀把氧气送到系统中去，氧气发生器使用氯酸钾作放氧剂，当氯酸钾被加热时就会放出氧气，它和一些可燃物压成圆柱状，放在耐热容器中。当把它一端点燃就会不断地放氧，因为形状像蜡烛，一般称为氧烛。

为乘客供氧一般采用连续供氧系统，它的管路上由过滤器、截流阀、气压表组成，经过减压阀后，成为低压氧气连续输送到面罩里去。

客机上为乘客使用的氧气面罩，通常装在天花板上，一旦舱内气压降到低于4 500米高空气压时，氧气面罩会自动从上面脱落，它的流量可分级调节。

机组人员的供氧系统要比乘客系统的要求高，机组人员的供氧系统，一般采用需用压力调节系统。这个系统与连续供氧系统的不同在于气体减压之后，每一个成员的面罩前有一个需要用压力调节器，这个调节器按照使用者的呼吸过程断续供氧，使用者可以按自己的需要来调整氧气的压力和氧气的浓度，确定使用纯氧或混合氧。

2．增压座舱

高空由于气压低会使人产生减压症状，现代运输机的巡航飞行高度都在7 000米以上，因此就需要把整个座舱的压力保持在适当范围，使座舱增压。增压座舱要由增压空气密封，因而又叫气密座舱。

增压座舱的气源主要来自发动机，喷气飞机由发动机的压气机引气来加压，活塞式发动机则备有专用增压器为座舱增压，座舱的压力高度保持在2 400～4 000米。飞行的高度越高，座舱外的压力越低，为保证座舱内外的压力差基本不变，因而座舱内的压力高度也随着变化，飞得越高，气体向外泄露的越多，加压装置也要供应更多的空气，当加压装置供应的气体不足以保障4 000米高度的压力时，飞机也就到了它飞行高度的极限，现代飞机座舱内的压力高度一般保持在3 000米以下，以保证乘客的用氧需要。

增压座舱内外的压差使飞机结构承受巨大的压差力，在2 400米高度气压为0．76个大气压，而在12 000米时气压为0．19大气压，飞机外壳上要承受0．57个气压，结构上就会承受37吨的力，这使结构重量增加，为了控制这个重量，一般飞机都要确定一个最高的压力差值，随着飞行高度的增高，座舱内的高度也相应增高以保持压力差在允许范围内。增压气体的空气由增压器和直接空气进口送入空调系统，再由空调系统供应座舱，舱内设有减压阀，安全活门，当座舱内余压达到59．6Kpa时，自动打开释压，把气体排出。

3．空调系统

空调系统的功能是用来保证座舱内有适宜的温度、湿度和CO₂浓度。空调系统由加热、通风、去湿等部分组成，在小型飞机上加热由电加热器或燃油的加热器完成。空调系统的控制系统由设在各区的温度传感器、座舱高度表、温度计组成，控制板在驾驶舱中，驾驶员可根据表上的指示对舱内的温度状况进行调节，夏季一般为19～24℃，冬季约为17～22℃。

七、飞机的燃油系统

向发动机供应燃油的系统称为燃油系统，它包括飞机上的储油设备、向发动机供油的整个系统，没有它发动机就无法工作。

小型飞机使用重力供油，油箱安装得比发动机高，燃油依靠重力流入发动机，使用的油箱一般是铝合金焊成的硬油箱或用橡皮制造的软油箱，用管路、阀门和发动机连接起来。

现代化大型客机耗油量大，如波音747每小时的耗油量9～10吨，就必须采用压力供油方式，油路中安装油泵使燃油增压，加压后，把高压油气注入发动机。大型飞机的燃油系统由油箱、油泵、供油管路和加油、放油系统组成。

大型飞机使用整体油箱，它直接利用机翼和机身的部分机构空间装油箱，为了保证密封，用密封胶把结构的缝隙填死，每个油箱的最低点都装有汲油泵向管路供油。大型飞机上有多个油箱，它们之间用管路相连，最后送进发动机。

大型飞机载油量大，如波音747最多载油163吨，为了节约加油时间，机上装有压力加油口，用粗管和各油箱连通，地面加油车可迅速把油加满。飞机在载有大量燃油的情况下，空中若出现异常情况需紧急着陆时，要进行空中放油，减轻着陆重量，因而还设有紧急排油系统。

八、飞机防冰与风挡排雨系统

现代运输机的巡航飞行高度一般在5 000～10 000米以上，此高度的大气温度都在0℃以下，通用机也常在0℃以下的高度层中飞行。飞机的迎风部位挡风玻璃、机、尾翼前缘，螺旋桨、发动机进气道，空速管与温度传感器等遇上过冷云时则产生结冰。飞机结冰对飞行性能的影响较大，特别是起飞、着陆过程中遇上结冰，处置不当则引发飞行事故。飞机结冰一般发生在0～-20℃，严重结冰主要发生在-2～-8℃范围。

飞机结冰不仅使气动性恶化，阻力增大、升力减小甚至导致失速，而且使发动机功率下降、风挡视界不清、有关仪表读数不准，因此结冰直接影响到飞行安全。现代飞机都装有防冰系统，以除去积冰与防止结冰。防冰系统分为机械除冰、液体防冰、气热防冰与电热防冰等。

空速管探头、皮托管、温度探头、失速警告传感器及结冰探测器等一般采用电热防冰。风挡排雨系统主要是清除玻璃上的雪、雨、雾，已保持良好透明度有利于驾驶员在操纵飞机起飞、着陆时看清地面。

1．飞机翼面防冰系统

飞机翼面包括机翼、尾翼前缘与前缘缝翼、襟翼。小型低速飞机一般采用气动法除冰与气热防冰；现代客机则主要采用气热防冰。

1）翼面气动除冰系统

翼面气动除冰属于机械式除冰的一种，主要是将冰层破碎由迎面气流吹除，采用超声波与电脉冲也能破碎冰层，民用飞机则主要采用气动法。

气动法是给冰翼面前缘的除冰带充以一定压力的空气，使胶带膨胀管鼓起而破碎冰层。不除冰时，由真空系统产生真空度，使胶带紧贴翼面保持较好气动外形；除冰时，胶带充气鼓起将冰层破碎，迎面气流将冰吹除，如图3-17所示。

图3-17　机翼防冰带

气动除冰要在翼面积冰厚达9．5毫米时才能除冰；不允许在温度低于-40℃时使用，以免除冰带损坏；飞行前检查除冰带应清洁、无损且紧贴翼面。

2）气热防冰系统

小型飞机采用废气加热时，利用发动机排出的高温废气加热冷空气。防冰时由电门接通电机打开增温节气门与热源活门，加热的空气进入防冰管道，废气加热器多用于尾翼气热防冰和直升机气热防冰。

热空气经压力调节器控制压力，并经温度传感器感受温度后，进入机翼、尾翼前缘防冰腔的防冰管道，热空气从管道小孔高速喷出形成局部低压区，将腔内冷空气吸入混合而增温，加热周围蒙皮后由尾翼排出。

飞行中需要防冰时，防冰电门置“ON”位，因空/地电门“空中”位而接通电路，交流马达传动防冰控制活门打开，来自气源总管的热空气进入机翼前缘及缝翼防冰腔内的防冰管道，加热防冰部位的蒙皮。

3）飞机结冰探测装置

飞机结冰探测装置用以探测、显示飞机、发动机结冰情况，按其工作原理分为直观式和信号器两大类。

结冰探测棒是最简单、可靠的直观式探测装置，安装于飞行员容易看到的迎风部位，如驾驶舱左右外侧。探棒为很小的薄翼型，在轻微结冰状态下就会出现积冰，可以直接观察判断。探棒底座有聚光灯，夜间由电门接通直照探棒以便观察；探棒内装有电加热器除冰，以保证再次结冰时的判断。

自动结冰信号器可感受结冰并向飞行员发出结冰信号，按其工作原理有压差式、热敏电阻式、射线式、导电式与旋转筒式等，现代民用飞机主要采用导电式结冰信号器。

2．飞机座舱风挡防冰与排雨系统

飞机座舱风挡若结冰、起雾或霜、雪覆盖，不仅直接影响飞行员目视飞行视线，而且降低玻璃的冲击韧性；风挡外表面被雨水打击或覆盖时也影响观察视线。因此，现代飞机座舱风挡都采用了防冰、除雾与排雨装置。驾驶舱风挡防冰一般采用液体防冰与电热防冰两种，有的小飞机两种方法都采用，大飞机主要采用电热防冰，有的飞机也采用气热防冰与除雾。

1）风挡电热防冰系统

电热防冰是利用电阻热升温防止表面结冰或化去薄膜，是现代飞机风挡常用的防冰、除雾方式。现代运输机的风挡玻璃一般由三层玻璃加热压合而成，两层间夹有透明的金属导电材料和乙烯树脂胶，外层玻璃内表面的传导覆盖层还可消除来自风挡的静电。风挡电热防冰系统的组成包括风挡自耦变压器提供交流电源，变压器再给加热电路提供218V交流电而使加温元件发热，防冰电门在“高”位或“低”位时则提供不同电压温度在规定范围，发出超温信号并实施过热保护。

2）风挡排雨系统

驾驶舱风挡排雨的目的是除去风挡玻璃外表的雨水或淞雪，保持良好透明度，以免影响飞行员飞行视线。排雨的方式有刷掉、吹除与隔离。对应的排雨装置有风挡刮水器、气动除雨器与化学排雨剂。

风挡刮水系统驱动雨刷在玻璃表面来回运动而刷掉雨水。一些喷气发动机的小型高速飞机上采用气动排雨系统，利用压气机引出的高压、高温空气吹过风挡，形成空气屏障，吹除并阻止雨滴打击风挡表面。

现在运输机上广泛采用风挡排雨剂，此种液体化学品喷洒在玻璃表面能形成透明的薄膜，使雨水落上后像水银落在玻璃上一样成为水珠。在速度较大且雨也大时用排雨剂，低速小雨仍可用电动刮水器。电动雨刷旋钮有停放、关断、低速与高速四个位置，干风挡上不能使用排雨剂。

九、飞机灭火系统

国际防火协会将着火分为A、B、C三种基本类型：A类火为纸、木材、纤维、橡胶及某些塑料等易燃物品着火；B类火为汽油、煤油、滑油、液压油、油脂、油漆、溶剂等易燃液体着火；C类火为供电与用电设备短路、漏电、超温、跳火等引发的着火。此外，A、B、C三类火引起的镁合金件（易燃金属）高温下氧化起火又称为D类火，以上四类火都可能在飞机上发生。飞机防火区包括驾驶舱、客舱、行李舱、货仓、轮舱、电子舱、燃油箱、发动机舱与管路区等。

灭火的原理是，尽快散失热量，降低温度到燃点以下；阻止热量传递，防止火势蔓延；隔绝空气断氧。

灭火系统主要由火警探测装置、灭火瓶、管路、控制与显示装置等组成。探测装置感受、传递、显示火警信号，操纵电门或按钮控制灭火瓶释放灭火剂，灭火管路将灭火剂导向灭火区喷出灭火。

飞机上的灭火瓶有固定式和手提式两种。固定式灭火瓶一般装于座舱、货舱、轮舱等部位。灭火瓶按所装灭火剂分为氟利昂灭火瓶与二氧化碳灭火瓶。

习题：

1．飞机的机体由哪几部分构成？各部分的主要功能有哪些？

2．简述活塞式和喷气式发动机的工作原理。

3．活塞式发动机和喷气式发动机其推力产生有何共同点和不同点？

4．简述涡轮风扇发动机的优点有哪些。

5．飞机电子仪表设备分为哪几类？

6．简述仪表着陆系统的工作原理。

7．随着飞行高度的增加，大气环境会发生哪些变化？

8．现代运输机为什么要使用增压座舱？