民航机载电子设备与系统(第1章)
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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。
第二节 温度的测量
一、高速气流温度的测量
1.高速气流的全受阻温度和动力温度：
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，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
一、高速气流温度的测量
图1-2-2附面层
速度差
V=V
气流速 度变化 较大的 薄气层 称为附 面层。
附面层
气体具有粘 滞性，速度 为零。
百度文库
V=0 感温器
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
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。
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。
气流 1
感温器
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。
图1-1-4交流二线式压力表
线圈1 整流管
活 动 衔 铁 铁芯
线圈2
电源变压器
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 L1 流体压 力入口 电流 大
L2
电 流 小
间隙变小
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
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
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
影响动力温度的因素
1、马赫数M 2、静温 M=0.5，动力温度的影响几乎等于零
1 2 T M TH 5
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：
1 2 Tt TH T TH (1 M ) 5
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。
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。
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。
第一节 压力的测量
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。
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。
气流
固定电阻 （一）直流二线式压力表 可变电阻
流体压力入口
膜片
电刷
线框
温度补偿电 阻
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两点间的电位取决于电刷在电阻上 的位置，取决于Rx、Ry的大小。
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。
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。
第一节 压力的测量
二、电气式压力表
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）交流二线压力表
工作原理 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。
压强的概念
P F/S
几个名词的定义
Pa Pg P0
Pa — 绝对压力 Pg — 相对压力 P0 — 当地大气压力
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。
2、拉瓦尔管
品质系数
气流
感温电阻丝
Ta NTt
1 1 rM 2 5 N 1 2 1 M 5
喉部的温度接近全受阻温度
大气温度
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
第一节 压力的测量 第二节 温度的测量 第三节 转速的测量
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
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。。
间隙变大
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 L1 流体压 力入口 电流 小
L2
电 流 大
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。
迎面 气流
真空
测量绝对压力
感受迎面气 流的压力
感受与高度 相关的静压
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。
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。
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)
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
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。
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。
（二）测量高速气流温度的感温元件
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
热电偶 出气孔
音 速 型
拉瓦尔管： 利用气流 的内摩擦 感受全温。
进气孔 耐热钢管 气流
1、热电式感温棒
应用：测量发动机排气温度
热电偶 出气孔
实际温度
r阻滞 系数
进气孔 耐热钢管 气流
r 2 Ta TH (1 M ) 5
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。
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。
（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
第一节 压力的测量
二、电气式压力表
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。
气流小，膜片位移 小，D停在上边， Rx小，Ry大
r的物理意义：动能 转换为热能的程度。
什么是二次阻滞？
第二节 温度的测量
一、高速气流温度的测量
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
第二节 温度的测量
一、高速气流温度的测量
1.高速气流的全受阻温度和动力温度：
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，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
一、高速气流温度的测量
图1-2-2附面层
速度差
V=V
气流速 度变化 较大的 薄气层 称为附 面层。
附面层
气体具有粘 滞性，速度 为零。
百度文库
V=0 感温器
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
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。
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。
气流 1
感温器
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。
图1-1-4交流二线式压力表
线圈1 整流管
活 动 衔 铁 铁芯
线圈2
电源变压器
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 L1 流体压 力入口 电流 大
L2
电 流 小
间隙变小
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
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
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
影响动力温度的因素
1、马赫数M 2、静温 M=0.5，动力温度的影响几乎等于零
1 2 T M TH 5
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：
1 2 Tt TH T TH (1 M ) 5
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。
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。
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。
第一节 压力的测量
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。
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。
气流
固定电阻 （一）直流二线式压力表 可变电阻
流体压力入口
膜片
电刷
线框
温度补偿电 阻
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两点间的电位取决于电刷在电阻上 的位置，取决于Rx、Ry的大小。
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。
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。
第一节 压力的测量
二、电气式压力表
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）交流二线压力表
工作原理 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。
压强的概念
P F/S
几个名词的定义
Pa Pg P0
Pa — 绝对压力 Pg — 相对压力 P0 — 当地大气压力
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。
2、拉瓦尔管
品质系数
气流
感温电阻丝
Ta NTt
1 1 rM 2 5 N 1 2 1 M 5
喉部的温度接近全受阻温度
大气温度
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
第一节 压力的测量 第二节 温度的测量 第三节 转速的测量
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
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。。
间隙变大
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 L1 流体压 力入口 电流 小
L2
电 流 大
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。
迎面 气流
真空
测量绝对压力
感受迎面气 流的压力
感受与高度 相关的静压
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。
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。
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)
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
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。
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。
（二）测量高速气流温度的感温元件
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
热电偶 出气孔
音 速 型
拉瓦尔管： 利用气流 的内摩擦 感受全温。
进气孔 耐热钢管 气流
1、热电式感温棒
应用：测量发动机排气温度
热电偶 出气孔
实际温度
r阻滞 系数
进气孔 耐热钢管 气流
r 2 Ta TH (1 M ) 5
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。
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。
（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
第一节 压力的测量
二、电气式压力表
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。
气流小，膜片位移 小，D停在上边， Rx小，Ry大
r的物理意义：动能 转换为热能的程度。
什么是二次阻滞？
第二节 温度的测量
一、高速气流温度的测量
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