第12章 飞机火警探测系统
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12.7
航空检测技术
4. 火警探测系统的组成
火警传感器： 将表征火警条件的物理量转换为
另一种类型的可测的物理量。 火警控制盒：
监控火警传感器的参数变化，输 出一个表示火警存在的信号。
火警信号装置： 指示火警的发生。
12.8
航空检测技术
5.飞机上常用的火警传感器的类型
➢电阻型火警传感器 ➢电容型火警传感器 ➢气体型火警探测器 ➢双金属片式火警探测器 ➢热电偶式火警探测器 ➢热敏电门式火警探测器 ➢光电式烟雾探测器
➢一台发动机的火警探测系统的组件包括：在顶 板上的一个ENG/APU FIRE面板和 一个ENG FIRE按钮电门，一个TEST按钮电门。
12.40
航空检测技术
经过相关的通道连接，到 两个环路共同的八个红 色警告灯中的四个。这 警告灯与位于 ENG/APU FIRE面板 (舱顶板)的 ENG1(2)FIRE按钮电门 是一体的。火警探测系 统可以使用 ENG/APU FIRE面板上的TEST按 钮电门进行测试。发动 机火警和过热探测系统 从飞机直流系统得到电 源。
2 污染故障 如果响应器或者FDU的插头污染：则等效电阻减少，环
路电压高于门限值2并低于3， CONTAMINATION(污 染)比较器供给逻辑门电路并产生一个FAULT信号。
12.45
航空检测技术
(c) FIRE 电路
通过一个响应器探测到的火警引起相应ALARM(警报) 电门接通。这产生高于INTEGRITY(完整性)和 CONTAMINATION(污染)比较器的门限值的电压。 FIRE比较器供给逻辑门电路并传送一个FIRE信号。
12.46
航空检测技术
故障警告信号按如下发出并传送到驾驶舱：MASTER CAUT灯；上部ECAM显示1(2)号发动机环路A(B)故障 或者1(2)号发动机探测故障。单谐音(SC)鸣响。 此外， 用简单语言描述的故障信息经由ARINC429总线持续 地传送到CFDIU。
12.41
航空检测技术
➢ENG 1(2)FIRE 按钮电门，只有当保险护盖打 开时ENG 1(2)FIRE按钮电门可按压。每个按钮 电门有三个主要功能：表明通过火警探测组件 产生的FIRE警告；在熄灭程序激活涉及的微型 电门；待命瓶1和2的释放功能。
➢ 测试按钮电门，TEST按钮电门(每个发动机一 个)检查状况：火警探测器(环路 A 和 B),火警探 测组件(FDU)，指示，警告和相关的线路(环路 测试)；灭火瓶的爆炸帽电阻丝和相关的线路 (SQUIB 测试)。
着火，但也会发出假信号。
12.21
航空检测技术
4．电阻感温线式火警探测系统
A．结构：
其传感器采用一根或两根导线嵌在 INCONEL（因康镍）合金管中，两者之间充 填半导体材料做成的连续的陶瓷圈，感温线 外层合金管与其保护管套连并接地，内导线 与火警控制盒连接。
B．工作原理：
陶瓷芯的电阻值随温度而改变，当出现 着火/过热，温度达到相应的警告温度时， 警告系统工作。
12.22
航空检测技术
热敏电阻型连续环式探测系统
12.23
航空检测技术
工作原理：
正常情况下，感温线内外导体间呈高 阻状态，阻碍电流流过。当感温线的某 段感受到一定温度而使低熔点共晶盐熔 化时，感温线的对地电阻迅速降低，内 导体对地导通，从而火警控制盒发出相 应的火警或过热信号。当过热现象消失 或火扑灭后，熔化的共晶盐凝固，感温 线恢复到高阻状态。
12.33
航空检测技术
Systron Donner型气体感温线
12.34
航空检测技术
气体型连续环式探测系统
Lindberg型气体感温线
12.35
航空检测技术
6．电容感温线式火警探测系统
A．组成：
火警线有一根不锈钢外管，管内装有中心电极、 用温度敏感的充填材料使中心电极与外管内壁隔绝。
B．工作原理：
双端双金属片火警探测系统：有火警时，传 感器触点闭合，使警铃和火警灯带电，输出报 警信号，同时继电器线圈也得电，带动触点向 下闭合。
12.20
航空检测技术
Ｃ．缺点： 易失去弹性，输出假信号； 着火时，需周围温度达到一定值时才
能报警； 火灾已扑灭后，需等待冷却时间，才
能断开警告信号； 感温器周围的机件温度升高时，虽未
12.29
航空检测技术
（a）
12.30
航空检测技术
12.31
（b）
航空检测技术
（c）
12.32
航空检测技术
探测器有两个感应功能。它响应于一个全部 的“平均”温度门限值，或者响应于通过冲击 火焰或者炽热的燃气引起的局部的“不连续” 高温。这导致ALARM电门闭合。平均和离散的 温度不能调整。此外，平均和离散的功能是可 逆的。当传感器管已冷却，平均空气压力减少 并且核心材料吸收扩散的氢气。如果探测器泄 漏，气体压力的减少引起MONITOR电门断开 并产生一个探测器故障信号，系统然后在测试 中不工作。
热电偶只能感受由于火焰引起的温升速率， 而输出相应的热电势。当温度正常地、缓慢 地升高时，热电偶不会产生热电势，无警告。
12.15
航空检测技术
2．热敏电门式火警探测系统
A．组成：
热敏电门又称热控开关，热敏开关式火警 探测器一般由一个双金属热敏开关构成。 B．工作原理：
系统由一个或多个指示灯和用来控制这 些灯的热敏开关构成。热敏开关靠热敏元件 在一定温度下接通电路，当温度升高到超过 规定值，该段热敏开关闭合，接通警告灯的 电路，指示火警／过热状态。
继电器K
Bell 感
警铃 器
L
火警测试按钮
火警灯
单端双金属片火警探测系统
环路1
火
警
传
感
12.19
火警测试按钮
环路2
器
航空检测技术
单端双金属片火警探测系统原理：图中各按 钮及触点处于正常预警状态。有火警时，传感 器触点闭合，即触点接地，使警铃和火警灯带 电，发出报警信号。测试时，火警测试按钮按 下，继电器J的线圈带电，带动其触点闭合，即 触点向下闭合，使警铃和火警灯带电。
感温原理：
冷却时吸收气体，受热时释放气体
12.27
传感元件及 响应器组件
(Systron Donner型气 体感温线)
航空检测技术
3
1 2
12.28 3
2 1
航空检测技术
在传感部分外部管墙和核心之间的缝隙是 注有氦气。氦气的起始压力关联到为每个 传感元件选择的预设置温度门限值。传感 元件根据理想气体定律反应。传感元件的 一端密封焊接，另一端连接到响应器。响 应器含有连到两个压力电门上的一个容腔： 一个ALARM电门和一个MONITOR电门。 响应器的自由端连接到飞机电路。
12.3
航空检测技术
2．组成
防火系统由两大部分组成： 火警探测：发动机和APU火警探测系统
货舱火警和烟雾探测系统 盥洗室烟雾探测系统 轮舱过热探测系统 供气管道过热探测系统 灭火实施：发动机灭火
APU灭火 货舱灭火 手提灭火器灭火
12.4
航空检测技术
机长和副驾驶遮光板
12.5
图 典型飞机防火系统
航空检测技术
第12章
飞机火警探测系统
12.1
航空检测技术
第12章 飞机火警探测系统 12.1 防火系统概述 12.2 常用火警传感器工作原理 12.3 典型机型火警探测系统 12.4 烟雾探测系统
12.2
航空检测技术
12.1 防火系统概述
1. 防火系统的功用
无论飞机是在空中，还是在地面， 着火都是对飞机最危险的威胁之一。 安装防火系统对飞机可能的火区进行 防护。
敏感元件在受热时有接受和储存充电电荷的能力。 因此，火警线具有与温度成比例的电容，即火警感温 线环是电容性的，其电容值随周围温度的升高而增大。 当火警感温线环受热到某一温度时，电容达到某一数 值，使警告电路接通。 Ｃ．优点：
当元件接地或导线短路时，不会产生错误的火警 12.3信6 号。
航空检测技术
12.42
航空检测技术
通道 A和 B是相同，特别对于每个火警探测 环路。每个通道的输入部分包含一个电桥 电路，以比较基准电压和由三个并联的火 警探测器产生的变环路电压。其阈值比较 如图所示。
12.43
航空检测技术
(a) 正常状况 在正常状况(没有故障，没有火，没有测试)，
环路的可变电压是：高于完整性比较器门 限1，低于门限值2和污染门限值。 (b) 故障电路
12.44
航空检测技术
1 完整性故障 火警探测器的任何故障(响应器/传感元件)引起三个其他
的火警探测器的等效电阻值增加。由于断开的 MONITOR开关或者无信号，或电路电压减少并下降 到INTEGRITY比较器的门限值1以下。这将产生一 LOOP A(B)INOP 信号。万一响应器意外的接地也类 同。
控制器电路操作软件：监控两个探测环路，隔离失效的 探测器和环路电路并将故障记忆在非易失存贮器内， 当它触发时，做火警测试回路检查，在FDU第一次供 电时做自测试，做内装测试并在ARINC429总线上传 送测试结果，经由ARINC429总线传送故障信号到 CFDIU，持续地在ARINC429数据总线上传送当前的 和/或先前的系统状态，提供串联的总线接口并提供 命令和数据传输。
12.16
航空检测技术
图 热敏电门式火警探测系统
12.17
航空检测技术
3．双金属片式火警探测系统
A．组成： 其传感器为一种热继电器，用以探测环
路超温或火焰引起的高温条件。 B．工作原理：
双金属片在温度变化时产生变形，使触点 动作，输出信号。
12.18
警铃
Bell 航空检测技术
L
火
火警灯继双电端器J双金环属路 片火警探警传测系统
12.37
航空检测技术
12.38
航空检测技术
表 发动机火警探测区域温度范围
隔舱 离散温度
平均温度
风扇 500℃ (932°F) 221℃ (430°F)
核心 621℃ (1150°F) 375℃ (707°F)
吊架 675℃ (1247°F) 400℃ (752°F)
12.39
航空检测技术
➢两个火警探测环路并联地安装在火警区域并连 到一个火警探测组件(FDU)上。连接经过一个 AND逻辑完成以避免假的FIRE警告。假如环 路故障，AND逻辑变成一个OR逻辑。飞机可 以在此状态放行。
12.3ຫໍສະໝຸດ Baidu典型机型火警探测系统
一、 空客320系列飞机发动机火警探测
每台发动机有一个火警探测组件FDU，处 理来自探测器的信号。在探测到火警后，ENG 1(2)FIRE按钮电门亮起红色的FIRE警告。火警 探测系统是电控气动类型，在每个发动机上， 火警探测有两个连续的环路。每个火警探测环 路包含并联地连接的三个探测器。
12.24
航空检测技术
12.25
航空检测技术
Ｃ．火警试验： 进行火警试验时，模拟感温线电阻值减
小的情况，人为地将感温线的电阻值减小到 相当于“火警”状态。
D. 工作区域 发动机短舱、APU以及起落架轮舱等
12.26
航空检测技术
5.气体感温线式火警探测系统
组成: 感应管和反应器 感应管是一个不锈钢的壳体，内部包含有 感温装置，不锈钢直径为1.6MM，长度用 户自定，最长为12M。
12.9
航空检测技术
这些常用的火警传感器通常分为两种类型：
单元型火警传感器：
用于最有可能受到火警影响的部位。 常见的有：热电偶式火警传感器
连续型火警传感器：
用于分布尽可能覆盖整个防火区域。 常见的有：电阻型火警传感器
电容型火警传感器 气体型火警探测器
12.10
航空检测技术
12.2 常用火警传感器的工作原理
1．热电偶式火警探测系统：
A．电路组成： 火警探测器电路 警告电路 试验电路
12.11
航空检测技术
热电偶传感器
铜 铜镍合金
12.12
航空检测技术
热电偶：铬镍合金－考铜
12.13
航空检测技术
图 热电偶式火警探测系统
12.14
航空检测技术
Ｂ．原理： 利用传感器（热电偶）将周围介质温度
的变化转变为相应大小的热电动势，输出 控制信号使系统工作。 C.注意：
航空检测技术
3．火警探测系统的功用和要求
功用： 探测所在区域的火警并指示相应的位
置，并由火警信号装置发出警告信号。 要求：
必须能快速探测其所在区域的火警和 过热情况，并指示相应的位置以便采取 正确的防范措施。
12.6
航空检测技术
要求
➢ 系统不应发出错误的警报。 ➢ 迅速显示着火信号和准确的着火位置。 ➢ 准确指示火的熄灭和火的重燃。 ➢ 飞机驾驶舱中有探测系统的电气试验设备。 ➢ 探测器在运行或运输中不易损坏。 ➢ 探测器重量轻并易于安装。 ➢ 探测器的电路直接由飞机电源系统控制。 ➢ 无火警指示时，所需的电流最小。 ➢ 探测系统能指出着火部位，并有警告系统。 ➢ 每台发动机都有单独的探测系统。
航空检测技术
4. 火警探测系统的组成
火警传感器： 将表征火警条件的物理量转换为
另一种类型的可测的物理量。 火警控制盒：
监控火警传感器的参数变化，输 出一个表示火警存在的信号。
火警信号装置： 指示火警的发生。
12.8
航空检测技术
5.飞机上常用的火警传感器的类型
➢电阻型火警传感器 ➢电容型火警传感器 ➢气体型火警探测器 ➢双金属片式火警探测器 ➢热电偶式火警探测器 ➢热敏电门式火警探测器 ➢光电式烟雾探测器
➢一台发动机的火警探测系统的组件包括：在顶 板上的一个ENG/APU FIRE面板和 一个ENG FIRE按钮电门，一个TEST按钮电门。
12.40
航空检测技术
经过相关的通道连接，到 两个环路共同的八个红 色警告灯中的四个。这 警告灯与位于 ENG/APU FIRE面板 (舱顶板)的 ENG1(2)FIRE按钮电门 是一体的。火警探测系 统可以使用 ENG/APU FIRE面板上的TEST按 钮电门进行测试。发动 机火警和过热探测系统 从飞机直流系统得到电 源。
2 污染故障 如果响应器或者FDU的插头污染：则等效电阻减少，环
路电压高于门限值2并低于3， CONTAMINATION(污 染)比较器供给逻辑门电路并产生一个FAULT信号。
12.45
航空检测技术
(c) FIRE 电路
通过一个响应器探测到的火警引起相应ALARM(警报) 电门接通。这产生高于INTEGRITY(完整性)和 CONTAMINATION(污染)比较器的门限值的电压。 FIRE比较器供给逻辑门电路并传送一个FIRE信号。
12.46
航空检测技术
故障警告信号按如下发出并传送到驾驶舱：MASTER CAUT灯；上部ECAM显示1(2)号发动机环路A(B)故障 或者1(2)号发动机探测故障。单谐音(SC)鸣响。 此外， 用简单语言描述的故障信息经由ARINC429总线持续 地传送到CFDIU。
12.41
航空检测技术
➢ENG 1(2)FIRE 按钮电门，只有当保险护盖打 开时ENG 1(2)FIRE按钮电门可按压。每个按钮 电门有三个主要功能：表明通过火警探测组件 产生的FIRE警告；在熄灭程序激活涉及的微型 电门；待命瓶1和2的释放功能。
➢ 测试按钮电门，TEST按钮电门(每个发动机一 个)检查状况：火警探测器(环路 A 和 B),火警探 测组件(FDU)，指示，警告和相关的线路(环路 测试)；灭火瓶的爆炸帽电阻丝和相关的线路 (SQUIB 测试)。
着火，但也会发出假信号。
12.21
航空检测技术
4．电阻感温线式火警探测系统
A．结构：
其传感器采用一根或两根导线嵌在 INCONEL（因康镍）合金管中，两者之间充 填半导体材料做成的连续的陶瓷圈，感温线 外层合金管与其保护管套连并接地，内导线 与火警控制盒连接。
B．工作原理：
陶瓷芯的电阻值随温度而改变，当出现 着火/过热，温度达到相应的警告温度时， 警告系统工作。
12.22
航空检测技术
热敏电阻型连续环式探测系统
12.23
航空检测技术
工作原理：
正常情况下，感温线内外导体间呈高 阻状态，阻碍电流流过。当感温线的某 段感受到一定温度而使低熔点共晶盐熔 化时，感温线的对地电阻迅速降低，内 导体对地导通，从而火警控制盒发出相 应的火警或过热信号。当过热现象消失 或火扑灭后，熔化的共晶盐凝固，感温 线恢复到高阻状态。
12.33
航空检测技术
Systron Donner型气体感温线
12.34
航空检测技术
气体型连续环式探测系统
Lindberg型气体感温线
12.35
航空检测技术
6．电容感温线式火警探测系统
A．组成：
火警线有一根不锈钢外管，管内装有中心电极、 用温度敏感的充填材料使中心电极与外管内壁隔绝。
B．工作原理：
双端双金属片火警探测系统：有火警时，传 感器触点闭合，使警铃和火警灯带电，输出报 警信号，同时继电器线圈也得电，带动触点向 下闭合。
12.20
航空检测技术
Ｃ．缺点： 易失去弹性，输出假信号； 着火时，需周围温度达到一定值时才
能报警； 火灾已扑灭后，需等待冷却时间，才
能断开警告信号； 感温器周围的机件温度升高时，虽未
12.29
航空检测技术
（a）
12.30
航空检测技术
12.31
（b）
航空检测技术
（c）
12.32
航空检测技术
探测器有两个感应功能。它响应于一个全部 的“平均”温度门限值，或者响应于通过冲击 火焰或者炽热的燃气引起的局部的“不连续” 高温。这导致ALARM电门闭合。平均和离散的 温度不能调整。此外，平均和离散的功能是可 逆的。当传感器管已冷却，平均空气压力减少 并且核心材料吸收扩散的氢气。如果探测器泄 漏，气体压力的减少引起MONITOR电门断开 并产生一个探测器故障信号，系统然后在测试 中不工作。
热电偶只能感受由于火焰引起的温升速率， 而输出相应的热电势。当温度正常地、缓慢 地升高时，热电偶不会产生热电势，无警告。
12.15
航空检测技术
2．热敏电门式火警探测系统
A．组成：
热敏电门又称热控开关，热敏开关式火警 探测器一般由一个双金属热敏开关构成。 B．工作原理：
系统由一个或多个指示灯和用来控制这 些灯的热敏开关构成。热敏开关靠热敏元件 在一定温度下接通电路，当温度升高到超过 规定值，该段热敏开关闭合，接通警告灯的 电路，指示火警／过热状态。
继电器K
Bell 感
警铃 器
L
火警测试按钮
火警灯
单端双金属片火警探测系统
环路1
火
警
传
感
12.19
火警测试按钮
环路2
器
航空检测技术
单端双金属片火警探测系统原理：图中各按 钮及触点处于正常预警状态。有火警时，传感 器触点闭合，即触点接地，使警铃和火警灯带 电，发出报警信号。测试时，火警测试按钮按 下，继电器J的线圈带电，带动其触点闭合，即 触点向下闭合，使警铃和火警灯带电。
感温原理：
冷却时吸收气体，受热时释放气体
12.27
传感元件及 响应器组件
(Systron Donner型气 体感温线)
航空检测技术
3
1 2
12.28 3
2 1
航空检测技术
在传感部分外部管墙和核心之间的缝隙是 注有氦气。氦气的起始压力关联到为每个 传感元件选择的预设置温度门限值。传感 元件根据理想气体定律反应。传感元件的 一端密封焊接，另一端连接到响应器。响 应器含有连到两个压力电门上的一个容腔： 一个ALARM电门和一个MONITOR电门。 响应器的自由端连接到飞机电路。
12.3
航空检测技术
2．组成
防火系统由两大部分组成： 火警探测：发动机和APU火警探测系统
货舱火警和烟雾探测系统 盥洗室烟雾探测系统 轮舱过热探测系统 供气管道过热探测系统 灭火实施：发动机灭火
APU灭火 货舱灭火 手提灭火器灭火
12.4
航空检测技术
机长和副驾驶遮光板
12.5
图 典型飞机防火系统
航空检测技术
第12章
飞机火警探测系统
12.1
航空检测技术
第12章 飞机火警探测系统 12.1 防火系统概述 12.2 常用火警传感器工作原理 12.3 典型机型火警探测系统 12.4 烟雾探测系统
12.2
航空检测技术
12.1 防火系统概述
1. 防火系统的功用
无论飞机是在空中，还是在地面， 着火都是对飞机最危险的威胁之一。 安装防火系统对飞机可能的火区进行 防护。
敏感元件在受热时有接受和储存充电电荷的能力。 因此，火警线具有与温度成比例的电容，即火警感温 线环是电容性的，其电容值随周围温度的升高而增大。 当火警感温线环受热到某一温度时，电容达到某一数 值，使警告电路接通。 Ｃ．优点：
当元件接地或导线短路时，不会产生错误的火警 12.3信6 号。
航空检测技术
12.42
航空检测技术
通道 A和 B是相同，特别对于每个火警探测 环路。每个通道的输入部分包含一个电桥 电路，以比较基准电压和由三个并联的火 警探测器产生的变环路电压。其阈值比较 如图所示。
12.43
航空检测技术
(a) 正常状况 在正常状况(没有故障，没有火，没有测试)，
环路的可变电压是：高于完整性比较器门 限1，低于门限值2和污染门限值。 (b) 故障电路
12.44
航空检测技术
1 完整性故障 火警探测器的任何故障(响应器/传感元件)引起三个其他
的火警探测器的等效电阻值增加。由于断开的 MONITOR开关或者无信号，或电路电压减少并下降 到INTEGRITY比较器的门限值1以下。这将产生一 LOOP A(B)INOP 信号。万一响应器意外的接地也类 同。
控制器电路操作软件：监控两个探测环路，隔离失效的 探测器和环路电路并将故障记忆在非易失存贮器内， 当它触发时，做火警测试回路检查，在FDU第一次供 电时做自测试，做内装测试并在ARINC429总线上传 送测试结果，经由ARINC429总线传送故障信号到 CFDIU，持续地在ARINC429数据总线上传送当前的 和/或先前的系统状态，提供串联的总线接口并提供 命令和数据传输。
12.16
航空检测技术
图 热敏电门式火警探测系统
12.17
航空检测技术
3．双金属片式火警探测系统
A．组成： 其传感器为一种热继电器，用以探测环
路超温或火焰引起的高温条件。 B．工作原理：
双金属片在温度变化时产生变形，使触点 动作，输出信号。
12.18
警铃
Bell 航空检测技术
L
火
火警灯继双电端器J双金环属路 片火警探警传测系统
12.37
航空检测技术
12.38
航空检测技术
表 发动机火警探测区域温度范围
隔舱 离散温度
平均温度
风扇 500℃ (932°F) 221℃ (430°F)
核心 621℃ (1150°F) 375℃ (707°F)
吊架 675℃ (1247°F) 400℃ (752°F)
12.39
航空检测技术
➢两个火警探测环路并联地安装在火警区域并连 到一个火警探测组件(FDU)上。连接经过一个 AND逻辑完成以避免假的FIRE警告。假如环 路故障，AND逻辑变成一个OR逻辑。飞机可 以在此状态放行。
12.3ຫໍສະໝຸດ Baidu典型机型火警探测系统
一、 空客320系列飞机发动机火警探测
每台发动机有一个火警探测组件FDU，处 理来自探测器的信号。在探测到火警后，ENG 1(2)FIRE按钮电门亮起红色的FIRE警告。火警 探测系统是电控气动类型，在每个发动机上， 火警探测有两个连续的环路。每个火警探测环 路包含并联地连接的三个探测器。
12.24
航空检测技术
12.25
航空检测技术
Ｃ．火警试验： 进行火警试验时，模拟感温线电阻值减
小的情况，人为地将感温线的电阻值减小到 相当于“火警”状态。
D. 工作区域 发动机短舱、APU以及起落架轮舱等
12.26
航空检测技术
5.气体感温线式火警探测系统
组成: 感应管和反应器 感应管是一个不锈钢的壳体，内部包含有 感温装置，不锈钢直径为1.6MM，长度用 户自定，最长为12M。
12.9
航空检测技术
这些常用的火警传感器通常分为两种类型：
单元型火警传感器：
用于最有可能受到火警影响的部位。 常见的有：热电偶式火警传感器
连续型火警传感器：
用于分布尽可能覆盖整个防火区域。 常见的有：电阻型火警传感器
电容型火警传感器 气体型火警探测器
12.10
航空检测技术
12.2 常用火警传感器的工作原理
1．热电偶式火警探测系统：
A．电路组成： 火警探测器电路 警告电路 试验电路
12.11
航空检测技术
热电偶传感器
铜 铜镍合金
12.12
航空检测技术
热电偶：铬镍合金－考铜
12.13
航空检测技术
图 热电偶式火警探测系统
12.14
航空检测技术
Ｂ．原理： 利用传感器（热电偶）将周围介质温度
的变化转变为相应大小的热电动势，输出 控制信号使系统工作。 C.注意：
航空检测技术
3．火警探测系统的功用和要求
功用： 探测所在区域的火警并指示相应的位
置，并由火警信号装置发出警告信号。 要求：
必须能快速探测其所在区域的火警和 过热情况，并指示相应的位置以便采取 正确的防范措施。
12.6
航空检测技术
要求
➢ 系统不应发出错误的警报。 ➢ 迅速显示着火信号和准确的着火位置。 ➢ 准确指示火的熄灭和火的重燃。 ➢ 飞机驾驶舱中有探测系统的电气试验设备。 ➢ 探测器在运行或运输中不易损坏。 ➢ 探测器重量轻并易于安装。 ➢ 探测器的电路直接由飞机电源系统控制。 ➢ 无火警指示时，所需的电流最小。 ➢ 探测系统能指出着火部位，并有警告系统。 ➢ 每台发动机都有单独的探测系统。