| 吴晓军 |
2007-05-11 22:55 |
B737—700/800 AV讲义
第一章 概述
一、 概述：
B737-700/800飞机是波音公司于二十世纪九十年代设计生产的中短程双发客机。最大载客189人。与B737-300/400相比具有更大的商业业载，更大容积的行李架和更远的航程，航程可达2900海里。B737-700/800安装的是CFM56-7B26（最后两位表示推力）型发动机。
二、性能参数：
发动机推力：20—26千磅。 航程：2900海里。最大使用高度：41000英尺。
最大起飞重量：155500—167500磅。最大滑行重量：156000—168000磅。
最大着陆重量：144000磅。最大无燃油重量：136000磅。
三、飞机尺寸：
B737-800 B737-800X B737-300/400 相 差
长度 129'6" 129'6" 109'7"/119'7" 19'11/9'11"
高度 41'2" 41'2" 36'6" 4'8"
翼展 112'7" 117’5” 94'9" 17'10"
四、 结构特点：
1．纵梁、横桁、蒙皮三者互为加强的半硬壳式结构。
2．机身分为6个段位：
41段：机头、驾驶舱、前厨房、前登机门、前电子舱、前轮舱。
43段：客舱前段、前货舱。
44段：540—727站位，中央油箱位置。
46段：客舱部分后段、后货舱。
47段：887—1016站位。
48段：尾舱、APU舱。
其中在178和1016站位处为增压隔框。
五飞机站位：采用三坐标定位。
1. 纵向站位 B STA： BODY STATION。
2. 横向站位 B BL： BODY BUTTOCK LINE。
3. 水平站位 B WL： BODY WATER LINE。
六、发动机：是高函道比、双轴增压涡轮发动机。给飞机提供推力和动力源。包括电源、液压源、气源。 在发动机慢车工作时，有一个危险区域。在地面风速超过25节时，该区域要增加20%。地面试车时，要打开防撞灯。
第二节 ：舱门和应急设备
舱门可分为供人员使用和供货物进出两类。也可分成内部和外部舱门。
一、 舱门位置：
1．登机门：飞机左侧2个。
2．勤务门：飞机右侧2个。
3．应急门：客舱中部4个。
4．货舱门：飞机右侧2个。
5．维护舱门：
前设备舱门、主设备舱门、登机梯舱门、后设备舱门（狗洞）、APU舱门、空调舱门。
6、内部舱门：驾驶舱门、3个厕所门。
二、舱门的操作：
1．登机门：（25页）
① 把门把手拉出凹槽，转动并拉住把手至手柄轴与门内的离合卡口齿合，顺时针转动把手使门开锁并从门框上掉下。
② 打开门到全开位直到振风琐上琐。
③ 关门时，先开振风琐，同①操作，只是反时针转动把手直到门与机身平齐。
注意：从机外开门时应首先观察红色警告带。关门前要把登机梯扶手收到位（扶手电门要接通），关门后要把门把手放回凹槽内。
2．应急门：
① 首先把座椅扶手折上去，拉动门的上部开关扶手，同时
拖住下部手槽，轻轻把门托起放到座椅上。
②从机外向里按压开琐按盖，需要机内人员配合取下舱门。
注意：门框上部有应急绳，不要丢失。
3．货舱门：
开关类似登机门。
注意：关门时不要夹注拉绳或其他物品，把手要放回凹槽。
4．设备舱门：
① 前设备舱门：压下弹出按钮，顺时针转动把手向上推动门到琐定位。关门时，拉动门脱开琐钩，门与机身平齐后反时针转动把手，压回把手到凹槽内。
②主设备舱门：同上操作到门开琐后，水平向上推舱门，再向右侧把门推到琐定位。关门时，必须先拉动松琐拉杆，轻轻拉动门沿滑轨滑下，水平托住门到与机身平齐，收回把手。
5. 登机梯的操作：（27页）
登机梯由两个马达，一个直流马达，一个交流马达。
① 使用正常电门操作时，门由直流马达操纵，梯子先由交流马达操纵其伸缩，在最后阶段直流马达反向工作用于减速。
② 使用备用电门操作时，只有直流马达工作，并且扶手保护电路（登机门两侧的连接扶手把柄内）被超控。
注意：正常收放时，一定把梯子扶手收回到位，使扶手上的电门压通，否则，梯子不工作。
三、电子设备的拆装：
1．静电敏感元件：
由于组件内部使用CMOS（场效应管）元件，人体触及
到其输入端将造成CMOS击穿。所以，拆这样的组件时必须：拔出系统跳开关；不要触摸组件后部插钉；及时盖好防静电堵盖。
2．部件的拆装：
1) 领料时检查组件是否完好，是否有挂签。
2) 运输过程中确保组件不会损坏。
3) 断开系统跳开关；平行向外拔出组件，可借助拔具，严
禁上下、左右晃动设备；
4) 安装时要取下设备堵盖，沿导轨轻轻推设备到位，严禁
用力猛推设备。
第二章 手册介绍
一、 维修文件概述：
B737-800的维修文件主要是帮助维修人员履行计划和非计划性的维修工作。
系统图册（SSM） SYSTEM SCHEMATICS MANUAL
线路图手册（WDM） WIRING DIAGRAM MANUAL
结构修理手册（SRM）STRUCTURAL REPAIR MANUAL
图解零部件目录（IPC）ILLUSTRATED PARTS CATALOG
故障报告手册（FRM） FAULT REPORTING MANUAL
故障隔离手册（FIM） FAULT ISOLATION MANUAL
系统自检手册（BITE）BUILT-IN TEST EQUIPMENT MANUAL
派遣偏离指导（DDG）DISPATCH DEVIATIONS GUIDE
飞机维修手册（AMM）AIRPLANE MAINTENANCE MANUAL
维修计划大纲（MPD）：MPD包括下述部分：
概述、飞机尺寸、区域分布、门和面板的接近、润滑和过滤、结构检查大纲、部件时限、飞机防腐和控制、工时推荐和修改提示。
二、DDG：（15页）
这里主要讨论MMEL和MEL。维修间隔分成；
A：24小时。
B：72小时。
C：240小时。
D：120个工作日（2880小时）。
在所需安装数量拦中如果是“-”，表示是可以变化的。
第三章 公共显示系统（CDS）
一、 概述：
CDS使用六块显示器以不同的格式显示性能、导航和发动机参数。
CDS计算机是显示电子组件DEU。许多电子和飞机系统的ARINC429、模拟和离散数据输给DEU，同时，DEU也输出ARINC429、模拟和离散数据给各个系统。
二、系统组成和部件位置：（7页）
2个显示选择板。
1个发动机显示控制板。
2个EFIS控制板。
2个显示源选择电门。P5。
2个DEU。
4个同轴耦合器。1、3号在正驾驶脚蹬右侧，2、4号在副驾驶脚蹬左侧。
6个相同的显示组件。
2个亮度控制板。P1、P3下边。
2个遥控灯控制传感器。P7上面。
FMC CDU可以进行CDS系统的自检。
三、系统连接：
1．电源：
都是由28VDC供电。其中28VDC热电瓶汇流条提供DEU1和DEU2保持电压，当电源转换时和DEU丢失主电源2秒内给DEU供电。如果丢失主电源大于2秒则DEU关断，再启动需要90秒。保持电压还用于关断处理器和存储故障信息，供电时间约10秒。
2．程序销钉：（19页）
DEU和DU都有程序销钉。确定位置、机型。
3．DEU：（21页）
每个DEU有两个字符发生器电路卡（GG CCA），每个电路卡送信号给6个显示组件。
每个GG CCA送出字符信号通过同轴电缆到同轴耦合器。同轴耦合器分离并送出字符信号到每一个DU。
DU中的监控电路通过ARINC429反馈给DEU状态和亮度信号。
4．亮度控制：（23页）
DU从DEU得到亮度控制信号。包括：
1) 人工控制：
a) 总亮度控制，控制DU总亮度。
b) 光栅亮度控制，控制内侧和下DU。
2) 遥控传感器控制：
P7传感器信号输给外侧DU，经外侧DU到DEU。DEU比较两边来的遥控灯信号.
3) DU上光传感器：
DU上光传感器送信号给DEU，DEU成对的控制DU的亮度。
a) P1上外侧和内侧。
b) P3上外侧和内侧。
c) P2、P9上DU和下DU。
5．控制板连接：（25页）
总共有6个控制板。
1) 显示选择板：
正、副驾驶员各一块，给EFIS控制板8个离散信号，显
示选择位置。
2) 发动机显示控制板：
给EFIS控制板18个离散信号，包括选择和开关位置。
3) EFIS控制板：
正、副驾驶员EFIS控制板把显示选择板和发动机显示选择板来的信号变成ARINC429格式加到DEU。
4) 导航/显示源选择板：
有两个选择电门，源选择和控制板选择，每一个电门送出三个离散信号给DEU。
6．WXR通过地形/雷达继电器用ARINC453总线给DEU雷达状态、风切变、距离处理、天线位置信号。
GPWS通过地形/雷达继电器给DEU机场地形数据。
当在EFIS上选择了气象雷达显示方式，DEU给气象雷达控制板一个ON信号，通过控制板控制收发机电源。
FMC直接给DEU参考速度、抬轮速度、决断速度、航路点方位、到达预选高度的距离、风数据和地图背景数据。
FMC通过转换继电器给DEU位置、航迹、航路信息、地速、N1极限和N1指令杆驱动。
DEU送出EFIS控制板选择和自检信息给FMC。自检包括DEU、EEC、APU。
数据装载控制板给DEU数据信息，也可从DEU下载信息。
7．左侧和中间的下DU使用供气系统冷却，右侧和上DU使用排气系统冷却。
8．CDS亮度控制板；（79页）
内侧和下DU的控制是双层控制，外圈控制总亮度，内圈控制光栅亮度（气象和地形）。
四．EFIS控制板；（85页）
控制在DU上的显示信息。
a) 最小选择：
用于选择和设定最小无线电和气压高度，最外圈是选择最小参考数值的设备，中间圈是选择最小数值并设定高度，最内圈是复位电门，当在RADIO位时，可复位无线电高度提醒，当在BARO位时，可复位气压高度提醒（从琥珀色变为白色）。
b) 飞行航迹矢量电门（FPV）：
在姿态显示上显示FPV。
c) 米制显示电门：
用于将高度、MCP选择高度转换成“米”显示。
d) 气压控制：
用于选择和设定气压参考值。外圈用于选定气压参考值（英寸或毫巴），中间圈用于选择气压数值，内圈是标准气压值设定（29.92英寸汞柱或1013毫巴）。
e) VOR/ADF：
是三位电门，用于选择在ND上除计划外方式上的方位显示。
f) 显示方式电门：
CTR控制VOR、APP和MAP三个方式变为中央显示。
g) 距离电门：
选择计划和地图方式的距离，也控制气象雷达和TCAS符号的距离。
h) 雷达开关：
在扩展的APP、VOR、MAP、中央MAP位可显示雷达图象。
i) TERR开关：
控制在ND上的GPWS显示。
j) 地图方式电门：
STA：显示不在航路上的导航台。
WPT：显示不在航路上的航路点。
ARPT：显示不在航路上的机场。
DATA：显示到达航路点的高度和预计时间。
POS：显示位置对照数据。
k) 如果任一控制板故障，则对应的导航显示变为：
① VOR/ADF显示在当时的状态；
② 所有地图方式电门失效；
③ 只显示扩展的地图方式，距离为40海里；
④ 气象雷达显示（在空中时）。
五．主飞行数据显示（PFD）：（87、91页）
a) 空速不一致信息：当左右空速显示大于5节时，在空速
带底部显示“IAS DISAGREE”琥珀色信息。
b) 速度矢量箭头表示以现在的速度趋势10秒后的预测速
度。当速度变化趋势大于4.5节时，趋势箭头就显示。
c) 在起飞时，速度带可显示：
① 特定的80节提醒空速。
② 决断速度V1。
③ 拉杆速度VR。
④ 选择的目标速度V2。
⑤ 选择的目标速度加15节 V2+15。
d) 在着陆时，速度带显示一个参考速度和参考速度加15
节的游标。最小机动速度（MANEUVER SPEED）琥珀色指示为失速前的最小速度。
襟翼机动速度数字指示表示当时襟翼位置的最小允许速度。
e) 姿态显示：（93页）
侧滑指示（SLIP/SKID）显示飞机的横向加速度，当飞机横向加速度达到一定值飞机倾斜大于35时，侧滑指示变成充满的琥珀色。
f) 俯仰限制指示：
显示当襟翼在放下位的时候，在失速前可达到的最大俯仰姿态。当襟翼收上后，只有接近失速姿态时才出现该符号。
g) 不一致信息：
当CDS计算的俯仰或倾斜值，左右相差大于5时，显示“PITCH”或“ROLL”。
h) 高度显示：（97页）
在PFD右侧显示高度带。
① 选择高度和高度提醒：
在高度带上有选择高度标识（BUG）和速度带上方的数字显示，当飞机接近选择高度时将产生高度提醒信息，选择高度数字显示被白色的框罩住。
② 当选择了米制显示钮后，在实际高度显示窗和选择高
度的数字显示上边将显示米制数字。
③ 着陆时，在高度带下部有一交叉阴影的着陆高度指
示。一个着陆基准杆显示在着地高度的上部，当飞机高度在0—500英尺时杆为琥珀色，当高度在500—1000英尺时杆为白色。
④ 如果左右侧显示的高度误差达到200英尺，高度带下
部将显示琥珀色的“ALT DISAGREE”。
⑤ 选择的气压最小高度指示杆显示在高度带上，数字读
出显示在姿态显示部分的右下部。当飞机下降接近选择的气压最小高度时将产生高度提醒，气压最小高度指示杆变成琥珀色，BARO字符和数字显示变成琥珀色。
复位高度提醒可以采用：
Ⅰ.爬升到选择的气压最小高度以上；
Ⅱ.压下EFIS控制板上RST钮。
如果不想显示气压最小高度，可采用：
Ⅰ.当在EFIS控制板上选择气压最小位置时压下RST钮；
Ⅱ.在EFIS控制板上选择无线电最小高度；
Ⅲ.选择大于-1000英尺的气压最小高度。
i) 垂直速度显示：（99页）
垂直速度显示为白色指针，如果垂直速度大于400英尺/分，在显示盘下面出现数字显示。垂直速度游标显示的是MCP选择的升降速率。TCAS决断信息也显示在垂直速度盘上。
j) 方式显示：（105页）
上面显示三排A/T、ROLL、PITCH方式信息，当方式变化时，一个高亮度方框将显示10秒。A/P和FD状态信息显示在姿态盘上部。
k) 着陆指示；（107页）
着陆指示有LOC、G/S指示、近进参考数据、上升的跑道旗和信标指示。
当调整了一个有效的ILS频率时，LOC频率和识别或跑道航向显示在姿态盘左上部。正常时显示台识别码，当识别码无效时显示频率，跑道航向也显示在识别码后面。
如果左、右边的LOC频率不一致，则频率显示变成琥珀色并且数字上有一个横杆。如果两边的跑道航向不一致，则航向显示变成琥珀色并且数字上有一个横杆。
跑道旗从2500英尺开始显示，从200英尺开始随高度的下降而上升。
信标指示显示在姿态盘的右上角，在过远、中、近台时按不同的频率闪烁。
l) 无线电高度显示；（109页）
LRRA显示在姿态盘下部，无线电高度最小显示在姿态盘右下部。当下降接近最小高度时，最小高度显示变成琥珀色并闪3秒钟，3秒钟后保持琥珀色直到复位。复位有三种方法。
Ⅰ.压下RST电门。
Ⅱ.爬升到大于最小高度值以上。
Ⅲ.落地。
使无线电最小高度不显示可以采用下列方法。
Ⅰ.选择无线电最小高度值小于0；
Ⅱ.当还未出现高度提醒时压下RST电门；
Ⅲ.选择气压最小高度方式。
如果选择了无线电最小高度方式而不显示其数值，可按压RST电门使其显示。
如果无线电最小高度不显示其数值，则无线电最小高度提醒也不发生。
m) 即时紧急信息：（111页）
Ⅰ.GPWS可显示“WINDSHEAR”、“PULL UP”信息。
Ⅱ.如果IRS转换开关不在正常位，PFD右下脚显示仪表源
转换琥珀色信息。
Ⅲ.当CDS转换电门不在正常位时，左下脚显示琥珀色的
显示源信息。当在地面CDS故障时，左下脚显示“CDS FAULT”。当在地面CDS部分故障时，显示“CDS MAINT”。当两个DEU同时存在部分故障时，显示“CDS FAULT”。
六．导航显示（ND）：（127页）
导航显示有7种方式。
计划、中央和扩展的MAP、VOR、APP。可以显示的数据有：
航向、航迹、地速、真空速、风数据、航路、雷达信息、TCAS、增强型GPWS、VOR/ADF指针、VOR偏离、LOC和G/S偏离。
七.发动机显示：（169页）
发动机指示显示在主和辅助显示器上（DU）。显示参数包括自动油门极限信息、推力方式、ATA、N1、EGT、N2、燃油流量、燃油量、燃油使用状况、提醒信息、滑油压力、滑油温度、滑油量、发动机振动指示。
⑴综合信息指示在上DU的上部。A/T推力方式可显示7种，即TO、R-TO、CLB、R-CLB、CON、CRZ、GA。当出现“A/T LIMIT”信息时，油门极限显示将取代推力方式显示。推力方式右侧显示的温度是在FMC CDU起飞页上设定的温度值。
在上部最右侧显示两台发动机的提醒信息。它们是启动活门打开、滑油滤旁通、低滑油压力。
⑵发动机N1显示有数字窗和表针，正常为白色，当实际的N1到达警告区时，数字和指针都变成红色。
N1指令的弧形线（SECTOR）表示推力指令和实际推力之间的差值。
发动机控制组件上选择的参考N1也有两种显示，一种为N1数字窗上部的数字显示，另一种是表盘上的参考N1游标。当发动机反推工作时，一个“REV”字母将取代参考N1的数字显示。
如果打开防冰系统，在表盘上部显示“TAI”（THERMAL ANTI ICE）。
（177页）
⑶发动机引气温度（EGT）显示有数字窗和指针，正常为白色，当EGT到达黄线红线警告区时，数字和指针也相应变成琥珀色和红色。
当飞机在地面、发动机未运转和点火开关未在接通位时，在EGT表盘上显示一个EGT热启动限制符号。当发动机故障时，表盘中间将显示“ENG FAIL”。
（181页）
⑷N2显示在下DU。正常时N1数字显示和指针为白色，当N2到达警告区时，数字和指针变为红色。当使用交叉引起时，N2数字窗上部显示“X-BLD”。
（183页）
⑸燃油流量和燃油使用（燃油消耗）显示可以转换，受燃油流量控制电门选择控制。当在“USED”位时，可瞬时放“RESET”使指示回零。
（185页）
⑹滑油压力和温度指示有数字、指针、直线盘，正常为白色，警告区有红色和琥珀色，当指示进入警告区时，数字、指针和表盘也相应改变颜色。滑油量指示为白色。
⑺发动机振动指示有数字、指针，颜色为白色。
八．压缩显示：（189）
当上DU故障时，主发动机参数显示到下DU，当出现超限时，下DU变成压缩显示格式。下DU故障时，上DU仍显示主发动机参数，当出现超限时，上DU成压缩显示。
当任意一个DU故障时，正常的DU显示主发动机参数还是压缩格式，是由发动机显示控制板上“ENG”电门选择。
（193页）
系统显示，当任一液压系统油量到达76%时，在油量数字旁边出现RF白色字符。
九．显示控制开关：（197—207页）
三个控制板可以选择6个DU的显示。发动机显示控制板上的MFD下的两个电门控制下DU的显示。内侧DU和下DU可以改变显示内容。
当INBD电门放MFD（多功能显示）位时，可以利用发动机显示控制板上的两个电门控制内侧DU上的显示。当选择“ENG”时，内侧DU显示辅助发动机参数，当放“SYS”位时，内侧DU显示系统参数。
⑽显示的自动转换：（209页）
当外侧DU故障时，内侧DU自动显示主飞行参数。当内侧DU故障时，导航数据不显示。
如果上DU故障，下DU自动显示主发动机参数。如果下DU已经显示辅助发动机参数，下DU将变成压缩格式显示。
⑾显示源选择：（211页）
在自动位时，DEU1控制左座和下上DU，DEU2控制右座和下DU。当任一DEU的字符发生器线路（GG CCA）有故障时，自动的转到内部另一套字符发生器。
人工可以转换显示源，转换后使用一部DEU控制6个DU。
⑿EFIS控制板选择：（213页）
选择对PFD和ND的控制来源。
五、维护信息：（217页）
在CDS上可显示的信息有仪表源转换（INSTR SWITCH）、显示源转换（DSPLY SUORCE）、维护（CDS MAINT）、故障（CDS FAULT）。
1．当左、右座的显示来自同一部惯性基准组件时，在PFD上显示INSTR SWITCH。
2．当由同一部DEU供给6个DU时，PFD上显示DSPLY SUORCE。如果在两台发动机启动完成后，一部DEU出现故障，此时，将由另一部DEU提供给6个DU信号，上述显示也出现。
如果在地面且发动机未运转，一部DEU故障时，将显示CDS FAULT而不显示DSPLY SUORCE。
3．当飞机在地面并且至少有一台发动机关闭时，如果DEU内部出现下列三种情况之一时，PFD上显示维护信息。
1) 字符发生器故障或
2) 离散输入/输出电路故障或
3) 模拟输入/输出故障。
4．CDS故障信息：
⑴当飞机在地面，最少一台发动机关闭时，如果出现DEU内部全部故障时则PFD上显示CDS FAULT。
全部故障是当下列条件任意一个出现时：
①输入/输出控制；
②电源；
③处理器。
⑵当下列条件出现在一部DEU中两条以上，或同一条故障出现在两部DEU上时也显示CDS FAULT。
①字符发生器；
②离散输入/输出；
③模拟输入/输出。
⑶当DEU内部探测不正常时也显示CDS FAULT。内部探测包括：
①DEU1、DEU2程序销钉；
②操作软件和飞机类型；
③操作软件和操作程序配置（奇偶校验）。
④DEU1、DEU2内部的程序和配置。
⑷当出现下列条件时，CDS FAULT出现。但两台发动机运转后就消失。
①DEU起始时，热电瓶无效；
②数据装载开关在DEU1或DEU2位。
⑸当两部DEU之间N1、N2、EGT数据不一致时也显示CDS FAULT。
第四章 飞行内话系统
一、 功用：
提供驾驶舱之间、驾驶舱与地面之间的通讯联络并送这些
联络信号到话音记录器和飞行数据记录器,也可收听导航信号。
二、概述：
1．REU和音频控制板控制到驾驶舱音频信号的输入和输出，也控制通讯和勤务内话以及其它的电子设备。当系统故障时，一个应急专用线路旁通所有其它线路，由它管理飞机与地面的联络。
2．机组使用麦克风开关送出音频信号给REU。开关包括：
驾驶盘开关；
音频控制板开关；
手握话筒开关。
3．机组发话的麦克风包括：
氧面话筒；
吊架话筒；
手握话筒。
4．音频控制板有下列功能：
收听通讯和导航信息；
调整接收的音量；
选择发射设备和麦克风；
键控发射。
REU送音频信号到耳机和飞行内话喇叭。
三、电源：
飞行内话系统电源来自P6-2，REU内有4块线路板，每个飞行员一个，还有一个音频综合板。每个板都有自己的电源，三个机组位置的线路板给各自的音频控制板提供15VDC电源。
四、音频选择板（ACP）：
1. 用于向飞行员提供对所有的通讯系统及导航系统的接收/发射进行选择的管理。ACP上的开关信号经多路调制器调制后，以数字形式送到REU。
2. 控制：（略）
⑴R/T—I/C开关平时保持在中立位，当扳动到I/C位时，
把话筒信号直接连接到飞行内话系统而不管MIC原来处于何处。其作用同驾驶杆上的MIC/INT开关。
⑵音频滤波开关有三个位置，
V （VOICE）仅可收听话音信号。
R （RANGE）仅可收听电报信号。
B （BOTH） 报---话都可收听。
⑶ 正常/备用电门：
当放在备用位时，只有吊架/氧面电门和PTT发射电门的R/T位置有效，手握话筒将不起作用。
⑷ 麦克风选择开关还有呼叫灯的功能。相应的呼叫包括：
①VHF、HF选择呼叫；
②ACARS呼叫；
③地面呼叫（INT FLIGHT灯）；
④卫星通讯呼叫；
⑤乘务员呼叫。
复位呼叫灯可以采用选择该系统并按压PTT。
五、REU：
用于管理三个驾驶舱位置之间的飞行/勤务内话和所有相关的通讯、导航信息。
REU内部有4块线路板，三个机组成员位置各一块，一块音频综合控制板用于内话系统连接和高度警告单音发生器。
ACP的调制数据字、通讯系统、导航系统的信号都输入到REU，REU把这些信号解码即可知ACP上选择了什么以及这些信号该输向哪个系统。
第五章 勤务内话
一、 功用：
提供驾驶员、乘务员和机外各勤务点之间的内部通讯连络。只要在ACP上选择了“勤务内话”，信号就直接输入该系统。
机外勤务点要实现正常通讯必须打开P5上电门。
二、系统组成和部件位置：
跳开关---P6。
ACP、REU、内话开关、乘务员手机、7个勤务点。
三、REU上的增益控制：
1．AAU（AUDIO ACCESSORY UNIT）：
SVR INT EXT：调整机外各勤务点的增益。
SVR INT ATT：调整乘务员和P8上电话的音量。
FLT INT：调整飞行内话增益。
2．OBS F/O CAPT：调整三个位置各自的耳机音量。
3．DME、 PA SENS：调整PA增益和自听和勤务点音量。
第六章 地面呼叫系统
一、 功用：
机组和地面人员之间的通讯提醒。
1．呼叫机组：P5上蓝灯亮，一声高谐音。
2．呼叫地面：喇叭响。
二、部件位置：
三、系统原理图：
地面喇叭控制还包括ADIRU冷却故障和ADIRU在地面使用电瓶。
第七章 飞行机组呼叫系统
一、 功用：
提供飞行员和乘务员之间的通讯提醒。
二、概述：
机组成员之间呼叫包括飞行员与乘务员、乘务员与飞行员、乘务员与乘务员。
1．当机组呼叫乘务员时，客舱粉灯亮。同时从PA产生一个高/低谐音。
2．当乘务员呼叫机组时，P5上呼叫灯亮，音频选择板上勤务麦克风开关灯亮，同时从音响警告产生一高谐音。
3．当乘务员之间呼叫时，客舱粉灯亮，有高/低音响。
4．乘务员手机：
手机安装在挂架上，挂架有一个磁片用来感应手机是在挂架上还是离开了挂架，当离开挂架后自动接通麦克风和话筒到勤务内话系统。
呼叫代码：
2：呼叫机组。
5：呼叫乘务员。
8：客舱广播。
复位按钮用于切断客舱广播和复位呼叫灯。如果连续按压“2”三次，则是通知飞行员发生了紧急情况。
第八章 客舱广播系统
一、 功用：
优先程序：飞行员----乘务员----放音机预录通知---音乐。
1．向旅客广播通知：紧急预录通知，预录通知，广播。
2．播放音乐：放音机。
3．谐音信号：夹在旅客广播信号中播放，高谐音，高-低谐音。
乘务员喇叭有哑音电路，乘务员广播时，该位置的喇叭不出声。
二、系统组成和部件位置：
相关部件还有：发动机运转继电器。
氧气指示继电器。
1．PA谐音发生器：
厕所烟雾探测器警报---高谐音。
挤好安全带/勿吸烟----低谐音。
乘务员呼叫乘务员----高/低谐音。
旅客呼叫乘务员-----高谐音。
三、部件介绍：
1．PA：
输出平均功率30 W，峰值功率120 W。面板上有一个三位开关和三个指示灯（0 db、1db、-1db）。
三位开关：
⑴ TEST位：产生587HZ高谐音，用于检测客舱喇叭的好坏。
⑵ NORM位：正常工作位。
⑶ CAL位：弹性位置，松开则回到正常位。放CAL位时，如果-1db、0db 灯亮则正常（输出为120W），如果三个灯都亮则表明输出功率太大，如果只有-1db灯亮则表明输出功率太小（低于120W）。
⑷ 在PA面板上有一电位计，用于调节增益。
2．放音机：
⑴ 在放音乐时，当探测到20秒空白时，机器自动倒带 从头开始播放
⑵ 开盖数码：数字键9、0，音轨键1，即901。
四、PA测试：
⑴ 正常位：主放大器输出到客舱和厕所喇叭。
⑵ TEST位：高谐音信号加到放大器，主放大器输出为4W，指示在0db，
⑶ CAL位：高谐音加到放大器。主放大器输出固定负载，此位为调整输出以获得最大不失真功率，当功率超出4W时，+1db灯亮，表示功率过大。
第九章 甚高频通讯（VHF）
一、 功用：
用于飞机与飞机、飞机与地面之间近距离的语音和数字通
讯。通过直接波传播。
工作频率范围：118.00----136.975 MHZ。
飞机装有三套VHF，其中VHF3与ACARS系统配合使用。
二、部件功能和位置：
VHF3与VHF1、2相比，连接没有了控制板，增加了ACARS管理组件。管理组件给VHF3提供：
⑴离散输入：接口选择用于设定调协数据源；PTT数据链；语音/数据选择。
⑵数据输入：音频信号。
⑶VHF3给管理组件接收的音频信号。
四、VHF控制板：
两个频率窗，两个工作灯，一个频率窗转换电门，2个两层控制的频率选择钮（新式板为一个选择钮）。选择频率间隔为25KHZ。
新800控制板：
新式控制板为VHF、HF控制板。有一个正常频率窗，一个备用频率窗，一个转换电门，一个两层频率调整钮，一个ON/OFF开关，一个HF灵敏度控制钮和设备选择电门。
当频率窗不正常时，故障窗显示------。
只有VHF3工作在数字状态。
第十章 高频系统（HF）
一、 功用：
用于飞机与飞机、飞机与地面之间的远距离通讯。它利用
电离层对电波的反射实现传播。
二、系统说明和部件位置：
1. 系统工作频率：2----29.999兆赫。
2. 收发机由发射和接收两部分组成，二者共用一个频率合成系统。安装位置E6。
3. 天线耦合器用来在所选频率上使天线与收发机阻抗匹配。
4. 系统使用三相115 VAC、400HZ电源。
5．临近电门组件用于记录航段。
三．HF控制板：
控制板给收发机信号：
ON/OFF控制；
调幅/单边带选择；
射频灵敏度自动增益控制；
调谐数据。
1．无线电通讯板：
HF收发机给无线电通讯板提供收发机状态信号，状态有OK或FAILED。通讯板给收发机下列信号：
设频灵敏度自动增益控制；
放大器调制或单边带控制；
调谐数据；
接口选择（PORT SELECT）。
四．收发机；
⑴ 输出功率：单边带峰值功率：400W。调幅平均功率：125W。
⑵ 频率范围：2---29.999 MHZ，频率间隔1 KHZ。
⑶ 收发机面板上有三个故障灯、一个静噪/灯测试电门，在发射时，一个机内风扇用于冷却。
⑷ 安装位置：E6
五. 天线耦合器：
⑴ 可以在4—8秒内自动使天线阻抗与50Ω传输特性阻抗相匹配，使电压驻波比（VSWR）小于1.3：1。调谐范围是2—29.999MHZ。
⑵ 耦合器是密封的，其内部充氮气，压力为20 PSI，用于防止产生电弧。当压力低于14.7 PSI时必须充气。
4. 天线：
第十一章 选择呼叫系统
一、 功用：
接收来自VHF、HF的选择呼叫音频编码，当编码与本机一
致时，向机组发出视觉和听觉信号。避免了机组飞行中连续监控公司通讯频道，减轻了机组负担。
每架飞机都有一个特定的4位选择呼叫编码。
二、概述：
选择呼叫系统包括译码器、程序开关组件和音响警告组件。
译码器监控无线电信号，当收到的信号与本机的程序开关编码一致时，送出信号给音响警告继电器和音频选择板。继电器给出28V电源信号经REU到音响警告组件。
当出现选择呼叫提醒时，音频控制板上相应的MIC选择开关灯亮。按压PTT钮可以使灯复位。
三、部件位置：
1. 音频控制板：
2. 选择呼叫编码器：
内部有5个通道，每个通道有各自的放大、滤波、逻辑电路。
通道1-3用于VHF，通道4、5用于HF。
3．程序开关组件：在译码器后面。
4. 音响警告组件：
5．音响警告继电器：前轮舱左侧 J22。
选呼信号由两个长1秒，间隔0.2秒的脉冲组成，每个脉冲又由两个不同的音频构成。
第十二章 寻址和报告系统（ACARS）
一、概述：（3页）
1．飞机寻址和报告系统是数据链通讯系统。它可以在飞机与航空公司基地之间传送信息和报告。
飞机给地面的信息或报告称为下传（DOWNLINK），地面给飞机发送的信息称为上传（UPLINK）。ACARS在需要和计划的时间内自动发送报告，这样，减轻了飞行人员负担。
2．典型的ACARS报告有：
机上人员确定的信息。
OUT、OFF、ON、IN时间（OOOI）。
发动机性能。
飞机状态。
维修项目。
3．ACARS连接下列系统：
VHF3、打印机、REU、音频控制板、临近电门组件。
临近电门组件用于OOOI的离散信号。
二．面板控制和指示：
手柄下的复位按钮用来进行电源测试，当按下按钮时所有的指示灯瞬间亮。
MU PASS灯：绿色，MU工作正常。
HW FAIL灯：红色，自检探测出MU故障。
LOAD SW灯：琥珀色，MU装载软件。
XFER BUSY灯：琥珀色，MU从软盘或数据装载机下载数据。
XFER COMP灯：绿色，数据装载完成。
XFER FAIL灯：红色，自检探测出数据传输故障。
APM FAIL灯：红色，飞机特性组件中的飞机类型和MU中的工作方式发生故障。
提起并向左边滑动盖板，可以见到PCM卡插槽
三．自检逻辑：
连续监控MU的工作，当有故障时使“HW FAIL”灯亮。
复位按钮启动微处理机的电源试验，按压时，所有的灯都亮。如果系统正常，电源试验完成后，只有“MU PASS”绿灯亮。
第十三章 话音记录器
一、 功用：
对机组最近30分钟内的通讯和通话进行连续记录。话音记录系统从音频控制系统和驾驶舱接收音频信号，记录到4个声道中。话音记录器从时钟接收时间信号用做时间参考。
二、 部件位置：
1．话音记录器在E6。（后货舱）
2．控制板：（15页）
⑴ 麦克风：驾驶舱内话音记录。
⑵ 抹音电门：飞机在地面并设置好刹车，按压电门2秒
就可以达到抹音效果。
⑶ 试验电门：对4个声道依次测试，同时产生一个600HZ的音频信号。
⑷ 指示器：如果测试正常时显示绿色。
3．水下信标机：
当组件浸泡在淡水或盐水中时，信标机就开始工作，其电池可保持工作30天。电池电压为9.6V，信标机有效工作范围为7000—12000英尺（2134—3658米），发射频率为37.5KHZ，重复频率为60个脉冲/分钟，工作深度为20000英尺（6096米）。
三．测试：
按压控制板上测试电门并保持0.5秒以上，一个地信号输到话音记录器中的处理器，处理器启动800HZ信号发生器并依次通过4个声道，A/D将800HZ信号变成测试数字数据输给可擦写存储器。
处理器从可擦写存储器提取测试数据经处理后点亮控制板状态灯。数模转换器从存储器提取测试数据变成音频信号加到耳机。当测试故障时，处理器制止状态灯亮和试验音频的输出。
四. 抹音：
只有飞机在地面并设置好刹车，必须保持按压电门1.5秒钟，抹音电压加到话音记录器中的处理器，处理器控制存储器抹除存储器中的数据。抹音同时可从耳机中听到5秒钟的400HZ音调声。
时钟通过数据总线给话音记录器存储器提供时间信号用于记录时间。
第十四章 数字式飞行数据记录器（DFDR）
一、 功用：
用来给航空公司和主管当局提供飞机在前一段飞行中所记录的重要飞行参数。
FDR储存飞机最近25小时的参数和系统数据。如果有了飞机事件，这些存储的数据可以帮助进行分析。也可用于飞机的维护。
二、概述：（7页）
DFDR从飞机系统和传感器得到飞机参数并存储到非易失性存储器，也可以得到附加的参数存储在飞机状态监控系统。
系统组成：
DFDR 、DFDAU 、DFDAU状态继电器、试验控制板、三轴加速度计、飞行控制传感器、舵面位置传感器、系统测试插头、程序开关组件。
飞机上的打印机可以打印出报告和FDR状态。
飞机状态监控系统可以从数据装载接口下载数据，可用软盘通过装载机下载DFDR存储的数据，也可用装载机给DFDR输入软件。
CDU控制ACMS在DFDR中的功能。当一台发动机工作、或飞机在空中状态，DFDR自动工作。当飞机在地面，将测试电门放“TEST”位时，DFDR也工作。
试验控制板上的OFF灯在系统故障或系统无电源时亮。
程序开关组件和从各个系统和传感器来的模拟和数字信号首先到DFDAU、经DFDAU进行处理后传到DFDR。
DFDAU采集飞机数据给DFDR，这是强制采集数据。它也采集ACMS数据用于航空公司使用，这是非强制性数据。DFDAU将强制性数据变成哈佛双相格式送到DFDR存储。DFDAU存储器中有ACMS软件，它存储ACMS数据为数字格式，可从装载机上提取。
DFDAU状态继电器从DFDAU得到状态信号，继电器控制DFDR的OFF灯。
系统试验插头连接地面设备用于DFDR测试。
三．DFDR试验和马赫空速警告/试验板（控制板）：
OFF灯亮有三种情况：
⑴飞机在地面，两台发动机未启动；
⑵DFDAU状态继电器断开；
⑶DFDR状态旗电路给出故障信号。
DFDR给DFDAU一个维护旗信号，当DFDR故障时，使DFDAU上的DFDR灯亮。
四．DFDAU面板包括：
显示窗—显示7位自检和软件号码。
一个PCMCIA插槽（PCM卡）—可存储500M的数据。
自检开关—三位开关，可以选择自检或软件数据。
ACMS故障灯—当ACMS连接故障时亮。
DFDR故障灯——DFDR故障时亮。
DFDAU故障灯——DFDAU故障时亮。
五、系统测试：
1．当飞机在空中状态或一台发动机工作的情况下，FDAU和DFDR内部不断的进行自检，若检测出飞行记录系统故障，飞行记录器灯亮。
2．当在地面使用测试电门测试系统时，如果DFDAU数据处理发生故障则点亮的灯有：
⑴DFDAU面板上的DFDAU灯；
⑵P5上的飞行记录器OFF灯；
⑶两个主提醒灯；
⑷系统警告牌的(OVERHEAD)提醒信息。
3．当在地面测试时，DFDAU出现ACMS数据处理故障，则ACMS灯亮。
4．如果DFDR故障，点亮的灯有：
⑴FDR面板上的故障灯；
⑵DFDAU面板上的DFDR灯；
⑶P5上的OFF灯；
⑷两个主提醒灯；
⑸系统警告牌的提醒信息。
六、FDAU自检：
FDAU有自检设备和自检软件，自检可以实现的功能有：
故障灯亮；
显示故障代码；
保存故障信息。
DFDAU有两个PCM卡插槽，PCM卡可以给DFDAU装载软件，也可存储DFDAU数据。
自检故障码显示；
扳动弹性电门到右边，启动一个DFDAU自检。可见到的显示有：
灯测试；
如果没有错误，显示窗没有显示。
如果出现错误，将显示故障码。
当显示故障码时，再次扳动电门到右侧，可以显示更多的故障码。如果没有更多的错误，则显示空白。
扳动电门到左边，可以检查ACMS错误。当有ACMS错误时，将显示一个数字码，这时，再扳动电门到右侧，可以显示更多的代码。如果没有则显示空白。
第十五章 打印机
一、打印机面板；
1．控制电门：
SLEW：绿色，走纸（打印）。
RESET；绿色，复位信息灯。
TEST：绿色，启动自测试。
2．指示灯：
信息灯：兰色，来报告提示。
PAPER灯：黄色，无打印纸指示。
故障灯；黄色，自检中有故障。
打印纸剩余量指示：上下分别有满、空两个指示。
三、测试：
压下TEST电门，打印机打印出测试结果。当同时按压TEST和RESET时，打印机打印出典型的试验字符，包括诊断程序和实际的报告表。
第十六章 音响警告系统
一、 功用：（3页）
提供给机组有特征的音频信号：
起飞警告、着陆警告、座舱失压警告、A/P脱开警告、马赫空速警告、火警铃、选择呼叫音响、ACARS提醒、呼叫机组。
音响警告声音包括：
火警铃、谐音钟、噼啪声、啸叫声、稳定的喇叭声、间断的喇叭声。
三、系统连接：（11页）
1．4个28V电源供给不同的音响模块。
2．稳定的喇叭声---来自PSEU的起落架警告。
3．间断的喇叭声---来自PSEU和座舱高度表的起飞警告、失压警告。
4．铃声：
发动机或APU火警警告。前、后货舱烟雾探测警告。轮舱过热警告。
5．啸叫声---来自MCP的A/P脱开。
6．噼啪声---来自左或右ADIRU的超速警告。
7．谐音声---呼叫机组的“高”谐音，选呼和ACARS的“高/低”谐音。
四、音响警告组件：（13页）
音响警告组件内部有两个相同的并联通道，当一个通道失效时，输出的声音将降低6 db。
组件上部有一个测试电门，可分别测试两个通道。
5．自检：
当用工具转动电门到A或B时，音频合成器产生间断的喇叭声音，当释放电门时，音频合成器产生噼啪声。A用上部喇叭，B用下部喇叭。
第十七章 主警告组件
第十八章 时钟
一、 功用：
为机组和其它系统提供日期时间基准。
时钟提供时间、人工设定的日期、卫星导航的时间和日期、累计时间、秒计时。
机长时钟给FMC、FDAU、话音记录器时间。
二、时钟：
时钟是液晶显示。
1．计时钮（CHR）：
是压下/弹出开关，用于启动、停止、复位计时功能。
长秒针只在计时功能时出现。工作的同时，下数字显示窗显示数字。只记录到分，不记录小时。
2．累计时间和复位钮（ET/RESET）：
第一次按压，走时。第二次按压，保持现在的记录时间。一个“RUN”或“HLD”字符显示在电门旁边。
按压复位钮，累计时间5秒后空白。
3．时间/日期和设定钮（TIME/DATE，SET）：
第一次按压时间按钮，显示国际标准时间。第二次按压时间按钮，显示国际标准日期。第三次按压，显示人工时间。第四次按压，显示人工日期。时间/日期显示在上数字显示窗，同时在按钮旁边显示“MAN”或“UTC”。
人工为时钟的时间和日期，国际标准时间为GPS的时间和日期。
设定（SET）按钮用于人工调定时间和日期。
当显示人工时间时，按压SET钮，小时数字闪动，用增加或减小（+、-）钮可以调整小时。再次按压SET，分钟数字闪动，用增加/减小钮调整分。第三次按压SET，时间正常显示。
当显示人工日期时，同上操作，第一次调整日，以后依次调整月、年。最后，再按压SET，日期正常显示。
日期显示在上显示窗，日/月和年显示每1秒变化一次。
第十九章 客舱娱乐音频系统
一、功用：
客舱娱乐系统音频部分（PES-AUDIO）给每个旅客座椅送出预录音频和旅客选择的音频。每个旅客可以选择收听多个音频频道。
从音频娱乐播放机（AEP）和视频娱乐系统（PES-VIDEO）来的音频通过客舱娱乐系统音频部件到旅客座椅。
二、部件介绍；
1．音频系统部件包括；播放机（AEP）、音频多路调制器（AMUX）、座椅电子盒（SEB）、BITE板、旅客控制组件（PCU）。
客舱电子盒分成4行（区域），每一排座椅有一个座椅电子盒，它可以控制一至三个座椅，每个座椅上有一个控制组件。
客舱娱乐系统的视频（PES-VIDEO0和客舱广播系统（PAS）与音频系统（PES-AUDIO）相连。
2．控制；
使用BITE控制板可以设定客舱座椅的构型和启动PES-AUDIO的测试，自检板可以显示测试结果。
3．乘务员控制：
使用前乘务员控制板可以控制音乐播放机和音频多路调制器的电源。
4．旅客控制板：
可以选择音乐或视频系统的伴音，并通过耳机收听。
第二十章 客舱娱乐视频系统
一、功用：（3页）
客舱娱乐系统视频（PES-VIDEO）提供视频节目信号。它包括音频和视频。视频信号到客舱显示屏，音频信号经音频系统到旅客座椅控制组件。
二、系统概述：（7页）
1．PES-VIDEO系统包括磁带放相机（VTR）、视频控制组件（VSCU）、视频分配组件（VDU）、视频监视器。
视频系统也提供飞行数据显示在监视器上。主要有AIRSHOW控制组件、随机存取视频播放器、数字连接组件。
2．视频信号源：
放相机提供娱乐节目。数字连接组件提供飞行数据给随机存储视频播放机，播放机附加上图象（地图）给视频控制组件用于客舱显示器。
数字连接组件从ADIRU、FMC接收信号。
3．控制：
视频控制组件送出信号给放像机控制其电源和放像。
AIRSHOW控制组件送出信号给数字连接组件，确定哪个飞行数据显示在客舱显示器上。
当客舱失压时，从氧气系统来的信号终止视频节目的播放。
4．分配：
视频控制组件送出控制信号和三个视频信号到视频分配组件，通过分配组件控制客舱显示器的开关和播放视频信号，每个分配组件控制两个显示器（监视器）。
视频控制组件送出音频信号给音频部分，当旅客需要收听视频通道的伴音时，通过旅客控制组件选择和收听音频信号。
当需要直接从客舱喇叭播放音频时，视频系统控制组件送出音频信号到客舱广播系统。
5．显示：
当播放视频信号时，驾驶舱P5上“VIDEO ON”灯亮。
第二十一章 全/静压系统
一、 功用：
测量动态压力（全压）和环境压力（静压），利用这些压力参数计算飞行参数，即将压力输入转换成高度和空速信号。
二、 概述：
1．动静压系统从三个动压源和六个静压源得到空气压力信号。空气压力有两种：
静压：飞机周围的环境压力。
动压：飞机运动中流经探头的空气压力。
2．动静压系统组成：
三个动压管路探头、六组静压孔、五个放水孔。
软管和硬管用于连接到系统部件。
3．管路连接：
两个主动压管路连接到2个动压数据组件，两对主静压管路连接到2个静压数据组件。数据组件将空气压力信号变成电信号以ARINC429格式送给空气数据惯性基准组件（ADIRU），这个信号用于计算空气数据。每个动压和静压管路有一个放水接头。
辅助动压管路连接到备用高度/空速表。辅助静压管路连接到备用备用高度/空速表和客舱压差指示器，备用静压管路也有一个放水接头。
三、部件位置：
正付驾驶动压管路放水接头；前设备舱。
正付驾驶静压管路放水接头：前货舱左侧壁板内。
备用静压管路放水接头：主设备舱E5下面。
第二十二章 空气数据仪表
一、功用；
给机组提供备用飞机高度和指示空速显示。
二、概述；
备用高度/空速指示器指示两个参数，一个是气动高度指示，它从飞机辅助静压系统得到静压信号并换算出气压高度。另一个是气动速度指示，从飞机备用动压和备用静压系统得到信号换算出指示空速。
三、部件位置：P2。
四、连接：
1．电源：
内部震荡器使用28VDC。指示器照明用5VAC。
2．动/静压连接：
五、指示；
数字高度显示为-1000——50000英尺，表盘显示每刻度为20英尺，一圈为1000英尺。
大气参考压力显示在指示窗中，有英寸汞柱和毫巴（MILLIBARS）显示，参考基准旋钮在左下角。可调范围是；
745到10495毫巴和22到3099英寸。
零调整螺钉用于高度指示调零。
横向速度带显示范围是60——450节。
动静压膜盒将压力差信号转变为机械信号通过齿轮带动速度窗显示。
第二十三章 空气数据和惯性基准系统
（ADIRU）
一、功用：(3页)
ADIRU系统有两个主要功能：空气数据基准和惯性基准计算。
空气数据基准计算空速和气压高度，惯性基准计算姿态、现在位置、地速、航向。
二、概述；（7页）
1．ADIRU给机组和飞机其它系统提供下列信号：高度、空速、温度、航向、姿态、现在位置。
2．部件组成：
4个ADM。
全温探头。
2个迎角探测器。
惯性基准系统显示组件（ISDU）。
方式选择组件（MSU）。
2个空气数据和惯性基准组件（ADIRU）。
惯导主提醒组件。
三、部件位置：（9页）
1.驾驶舱ADIRU部件有：
ISDU、MSU、IRS主提醒组件。
驾驶舱与ADIRU连接的组件有：
左内侧和外侧DU。
右内侧和外侧DU。
上中央显示组件。
IRS选择开关。
CDU。
RMI。
左、右EFIS控制板。
动压空气数据组件在前设备舱。
静压空气数据组件在前货舱顶板内。
TAT探头在机头左侧，AOA在机头两侧。
四．失去冷却和使用直流警告：（25页）
控制电路在IFSAU中，当失去冷却或使用直流时，延迟20秒后使地面呼叫喇叭响。
五．ADIRU控制和警告：（27页）
有关的部件包括ISDU、MSU、惯导主提醒组件。
1) ISDU：
给两部ADIRU提供测试、航向、现在位置数据。从ADIRU接收惯性基准和故障数据。
2) MSU：
提供ADIRS方式选择，接收ADIRU来的校准和经主提醒组件的ON DC信号。
3) 惯导主提醒组件：
将故障信号输给MSU和飞机主警告灯及系统警告牌。
4．惯性基准转换开关：（49页）
当开关不在正常位时，DEU都将显示“仪表源转换”信息。
正常时，FDAU惯性数据来自左ADIRU，当IRS转换电门放到“BOTH 2”时，经IFSAU中继电器转换到右ADIRU。
四、 操纵：
1．ISDU：
1) 显示：
真航迹角：0°—359.9°。
地速：0—2000节。
风向：0°—359°。
风速：0—256海里。
真航向：0°—359.9°。
2) 键盘输入：
若选择完数字键后确认无误，按压“ENT”键则将数字输进计算机。若输入无效，则“CLR”灯亮。
3) 测试：
在地面，当地速大于20海里或在姿态位，自测试被禁止。
2.MSU：（55页）
方式电门从导航位到姿态位和从校准位到关断位需要拔起才可以转动。直流故障灯当电瓶电压低于18V时亮。当GPS故障时，琥珀色的GPS故障灯亮。
1) 快速校准：
条件：地速不大于20海里。
电门从导航位扳到校准位再扳回导航位，IRU进行快速校准，时间为30秒。
快速校准的结果是消除误差，使地速为0，修正俯仰、倾斜姿态误差。
快速校准中，IRU随时可以进入导航方式。
2) 关断：
关断IRU，校准灯亮30秒，以便IRU存储数据，但从ATT位到OFF位时，位置信息不存储。
七、BITE：
IR处理器监控BITE电路，检测ADR故障和IR电源系统。
八、PFD和ND上的显示：
1．校准：（79页）
PFD上姿态、航向、航迹、垂直速度显示无计算数据图形（无图形），ND上航迹和航向为无计算数据。空气数据显示在速度和高度带上。
2．进入导航方式；（81页）
3．无效数据显示：（83页）
4．气压校正指示：（85页）
校正气压调整可以调整气压高度的值以改变基准气压值。校正气压高度控制在EFIS控制板上。
外圈用于选择基准气压的单位，英寸或百帕。
中圈用于选择基准气压的数值。
内圈用于选择标准气压高度。压下电门则选择2992英寸汞柱、1013百帕。
气压校正高度显示在PFD高度带下边。当飞机的气压高度低于FMC过度高度加上300英尺时（低于海平面），一个黄色框和STD字取代标准气压校正值。
九、全温显示：（87页）
ADIRU输出的TAT显示在中央上DU的上部，正常来自于左ADIRU，当左ADIRU全温输出故障时，由ADIRU2提供全温输出。
十、ADIRS校准程序：（89页）
1．在校准时，ADIRU计算本地地垂线、真北、现在位置的纬度。在南/北纬度60°以内，校准时间不大于10分钟。在南、北纬度60°—70.2°之间，校准时间固定为10分钟。在南/北纬度70.2°—78.25°之间，校准时间固定为17分钟。在78.25°纬度以上地区ADIRU不能校准。
（91页）
当MSU上方式电门从OFF位到NAV位时，ON DC灯亮5秒钟，此时，ADIRU内部进行直流电源检查，5秒钟后，ON DC灯灭，ALIGN灯亮，ADIRU进入校准程序。
如果校准时飞机移动，校准将停止。当飞机停止移动后，重新校准。
（93、95页）
现在位置输入：使用FMC保存的最后位置、CDU输入位置、使用GPS位置、使用机场或登机门代码、ISDU输入5种方法。
2．ISDU代码显示：
1) 过大的移动：状态码03。
CDU上显示“IRS监控”，运动停止30秒后，重新进入校准，时间需要8分钟。
2) 校准时，经纬度差值1。
如果输入的经度或纬度比IRU存储的值相差达1，状态码显示04，校准灯闪。需要再次输入。
3) 纬度不一致：
当输入的纬度与IRU校准计算的纬度不一致时，校准灯闪，CDU上显示“输入IRS位置”。
如果再次输入了位置，计算出的数据仍不一致，“校准”灯、“故障”灯将稳定的亮，状态码显示02，CDU上显示“CYC IRS OFF-NAV”。将IRU关掉，待“校准”灯灭后，再放“NAV”位，输入位置，若代码02仍存在，则需要更换IRU了。
4) 无初始位置：状态吗08。
5) 姿态方式：状态吗09。有2分钟的延迟，防止误入姿态
方式。当进入姿态方式后，校准灯亮30秒，此时，ADIRU校准姿态到0，如果在空中，机组需保持飞机姿态使其没有加速，直到校准灯灭。
在姿态方式需人工输入磁航向，如果没有磁航向，将出现状态吗09。
ADIRS维护代码：01——38。
11至17代码为预留的位置，26至36不用。如果出现多个故障码，ISDU上“CLR”灯将亮，按压该灯可以查看下一个代码。
ADIRS的所有维护代码可以在CDU的自检页里找到。
十一、ADIRU BITE；
当有故障时，CDU上显示出故障代码。
第二十四章 超速警告系统
一、功用：
B737飞机有空速和马赫极限用于保护机身的完好。马赫空速警告系统在空速大于马赫数或空速极限时给出音响警告。
飞机最大使用速度极限（VMO）是在25968英尺以下为340节。在25968英尺以上最大马赫数极限（MMO）是0.82。
二、概述：
马赫空速警告系统从ADIRU得到超速警告信号。警告音响为“卡啦”声。
在P5上有两个马赫空速警告试验电门，电门1测试ADIRU1，电门2测试ADIRU2。
三、部件位置：
四、系统连接：
28VDC分别供给音响警告组件中的两个单元。试验电门的地信号给ADIRU，启动ADIRU的超速警告电路并输出到音响警告组件。
第二十五章 无线电高度表系统（LRRA）
一、 功用：
用来测量飞机到地面的垂直高度（绝对高度）。LRRA工作范围是-12—2500英尺。机组和飞机其它系统使用无线电高度用于低高度飞行、近进和着陆。
EFIS控制板上有可调整的最低无线电高度选择钮，调整范围是0—999英尺。选择的无线电最低高度与实际LRRA高度比较，当飞机下降到最低高度时，一个闪动的最低无线电高度提醒显示在DU上。
二、 系统概述：（5页）
无线电高度表系统有两个收发机，每个收发机有接收和发射天线。LRRA1显示在左DU，LRRA2显示在右DU。
空地逻辑离散输入用于记录航段。
无线电高度信号用两条ARINC429总线提供给FCC、A/T、GPWS、FDAU、TCAS、DEU、WXR。
三、 部件介绍：
1． LRRA R/T：
发射并接收调频信号，对两个信号进行比较、处理后转换
成高度信号。发射频率4235—4365MHZ，发射功率500MW，有效范围-12—2500英尺。
LRRA内部有存储器，可存储63个航段，每个航段存储13个故障信息。这些信息只能在车间里查看。R/T面板上有一试验电门，按压后，EADI上显示40英尺，然后是故障旗。（海口教材为状态灯）
2． 天线：
由于工作在微波频段，对馈线长度有严格的要求。一般不
能超过剥剪三次。
四、控制和显示：
1、EFIS控制板：
EFIS控制板控制无线电最低值和复位。最低控制旋钮包括；
外圈；最低高度值类型选择。
中圈：最低高度数值调整。
内圈：无线电最低高度复位。
最低无线电高度调整范围是-1—999英尺。
2．显示：
正常无线电高度显示在PFD地平仪下面，颜色为白色，显示范围-12—2500英尺。
-12—100英尺： 显示数字以2英尺的间隔增加。
100—500英尺： 显示数字以10英尺的间隔增加。
500—2500英尺：显示数字以20英尺的间隔增加。
当无线电高度刚开始显示时，方框显示高亮10秒钟。最低无线电高度显示在地平仪右下边，颜色为绿色。
当EFIS控制板最低高度选择气压高度或LRRA最低高度复位被按下或LRRA最低高度值低于0时，PFD上不显示最低高度值。
当飞机到达选择的最低无线电高度时，白色高度显示变成琥珀色，最低高度显示从绿色变成琥珀色并闪3秒钟。可用三种方法复位：
①按压复位按钮。
②飞机爬升到大于最低值75英尺。
③飞机落地。
跑道符号；
跑道符号是洋红色的杆，绿色的梯形框。LRRA到达2500
英尺时，如果LOC有效时，跑道旗出现。从2500—200英尺过程中，跑道旗一直在EADI底部，从200英尺开始随着高度的继续降低，跑道旗逐渐升高。同时跑道符号还随LOC的偏离左右运动。
五、 BITE；
LRRA面板上有试验电门，用于检测收发机状态、ARINC429输出状态、天线和同轴电缆。FCC来一个试验抑制信号，在A/P近进时抑制LRRA BITE。
按压测试电门：
0—2秒，所有灯红色。
2—4秒，LRU绿色，其它灯灭。
4—6秒，所有灯灭。
6—36秒，LRU绿色。
PFD上无线电高度显示40英尺。
第二十六章 气象雷达系统
一、功用：
气象雷达（WXR）系统提供气象、风切变、地形的目视显示。
气象雷达向机头前方180区域发射无线电脉冲，脉冲信号遇到有水份的云团或地面目标或强对流反射回飞机雷达收发机，形成回波信号。接收机处理后形成气象、地形、风切变显示。从发射到接收到回波信号的时间决定了目标的距离。天线收到信号的方位决定了目标的方位。
气象雷达气象和地形在ND上显示分成4种颜色，空中云团中不同的雨量，反射的信号强度也不相同。雷达显示器上的目标颜色也不同。
前视风切变提醒和警告信息分别以琥珀色和红色显示在PFD和ND上，同时伴有音响警告。
二、 概述：
1． 左右EFIS控制板和气象雷达控制板提供对雷达的控
制。
2．系统输入：
给气象雷达收发机提供前视风切变信号的设备有：
ADIRU：给出空气数据。
LRRA：在起飞和降落时起始或切断前视风切变（PWS）。
A/T开关：在起飞时起始PWS。
起落架手柄电门：近进时起落架放下后起始PWS。
空地逻辑：用于记录航段。
3．系统输出：
前视风切变信号送到下列设备：
PWS目视信号给气象/地形继电器。
PWS警告或提醒信号给GPWS，超控GPWS音响信号。
PWS给TCAS的音响抑制信号。
PWS给REU的音响信号。
4．显示：
从气象雷达收发机来的气象数据经气象/地形继电器到DEU，显示在ND上。
气象/地形继电器受GPWS控制。当EFIS控制板选择了“TERR”或GPWC产生了予知地形或EGPWC的梯次地形警告时，ND显示EGPWS信息。当EFIS控制板未选择“TERR”时，ND显示气象雷达信息。
5．天线：
天线接收ADIRU的俯仰和倾斜数据用于天线的稳定。
6．收发机；
发射并接收脉冲信号，探测风切变并给出警告信息，提供气象显示数据。
5．前视风切变连接：（19页）
⑴ADIRU：提供姿态、航向、空气数据。
⑵GPWC：接收气象雷达ARINC708A HAZARD总线的PWS信
号，计算优先程序，如果有GPWC更高级的警告，给WXR一个抑制信号。
⑶起落架手柄组件：给PWS起落架放下信号，用于起飞/近进的警告逻辑。
⑷LRRA：给PWS ON/OFF和衔接/断开提醒显示功能逻辑。
⑸REU：WXR给出PWS音响警告信号。
⑹A/T微动电门：左右A/T微动电门给PWS用于自动打开PWS功能。
⑺DEU：显示PWS警告、提醒、故障信息。
⑻TCAS：当有PWS提醒信息时，把RA变成TA，并抑制所有TCAS音响警告。
6．天线控制、连接：（21页）
⑴天线俯仰控制：气象雷达控制板提供天线俯仰控制信号给R/T。
⑵姿态信号：ADIRU1连接到WXR R/T本侧姿态输入，ADIRU2连接到另一侧输入。受IRS转换电门控制，只有当电门放“BOTH2”时，WXR R/T使用ADIRU2的信号。
⑶ /T给天线控制和稳定信号，天线给R/T位置反馈信
号。
7．控制板：
⑴ TEST：启动自检程序并在PFD上显示测试图形。
⑵ WX：
⑶ WX+T（湍流）：方式只有在40海里以下才工作，大于40海里只有气象方式。
⑷ IDNT（杂波抑制）：只有在气象和气象+颠簸位置才起
作用，用来减小地面杂波的影响。
⑸STAB：按下接通天线稳定信号。
⑹MAP：显示地面地形信号。
9．EFIS控制板：
WXR MAP电门有两个功能，一是接通WXR，另一个是在本侧PFD上显示WXR信息。
当关断WXR时，两个EFIS控制板的WXR电门必须全放关断位。
显示WXR的工作方式有扩展的APP、VOR、MAP和中央MAP。气象雷达显示有效距离选择最大到320海里。
11．气象雷达显示：
⑴ND上显示的信息：
气象数据、WXR系统信息、WXR警告信息。
信息显示有三行，分别为工作方式、天线俯仰角度、增益方式。显示颜色为绿色。
⑵气象信息显示有四种颜色；
①绿色： 降雨量0.03---0.15英寸/小时。
②黄色： 降雨量0.15---0.5英寸/小时。
③红色： 降雨量大于0.5英寸/小时。
④品红色：用于显示湍流。
12．前视风切变功能：（39页）
⑴如果PWS探测到有风切变，将发出提醒或警告信息。探测的依据是：
①相对于飞机航向的位置。
②飞机到风切变的距离。
③飞机的飞行阶段，起飞还是降落。
⑵警告区域：
①起飞：
飞机中心线两侧各0.25海里宽度、0.5至3海里的距离范围内为警告区。
②近进；
飞机中心线两侧各0.25海里宽度、0.5至1.5海里的距离范围内为警告区。
③在起飞或近进中，如果空速大于100节、高度低于50英尺时，PWS将抑制新的风切变警告。
⑶提醒区域：
①飞机中心线两侧各25°弧度、0.5至1.3海里的距离范围内警告区之外的区域为提醒区。
②在起飞或近进中，如果空速大于80节、高度低于400英尺时，PWS将抑制新的风切变提醒信息。
⑷所有的PWS信号在1200英尺以上将被抑制。
⑸驾驶舱显示：
①警告：
PFD和ND上红色“WINDSHEAR”，音响警告声为起飞时“WINDSHEAR AHEAD”。近进时为“GO AROUND，WINDSHEAR AHEAD”
②提醒：
ND上琥珀色的WINDSHEAR信息和风切变符号，音响提醒声为“MONITOR RADAR DISPLAY”。
六、ND距离不一致：（47页）
DEU比较ND上的距离与EFIS控制板、WXR R/T、FMC的距离，当任何不一致时将出现琥珀色的字符：
WXR RANGE DISAGREE：EFIS控制板与WXR R/T距离不一致。
MAP/WXR RANGE DISAGREE：EFIS控制板、WXR R/T、FMC之间距离不一致。
出现上述字符后，雷达图象、方式、俯仰角、增益信息将不显示。ND距离显示为FMC距离。
九、WXR BITE：（57页）
在飞机加油不要操纵气象雷达，在300英尺内有加油的飞机时不要使雷达处于发射状态。在试验雷达时要保证50英尺内没有人员，在300英尺内没有大的建筑物或飞机。
1．WXR控制板上设置方式电门到“WXR”位，天线角度放“0”，增益控制放“自动”（CAL）。
2．EFIS控制板设置距离到40海里，方式电门放正确的位置。
3．设置ND亮度控制到中等亮度。
4．压下EFIS控制板上WXR电门。
如果压下WXR电门之前，WXR控制板选择了“试验”位，必须选择其它方式后在放到“试验”位，才可显示测试图形。
5．ND、PFD显示图形；
ND显示四色气象雷达和PWS试验图形，琥珀色WINDSHEAR字符，监控雷达显示音响。
ND、PFD上红色WINDSHEAR字符，“GO AROUND，WINDSHEAR AHEAD”音响。
ND左边显示“WXR”和“TEST”。
如果试验故障，则出现相应的字符信息。
第二十七章 仪表着陆系统 ILS
一、功用：
多功能接收机MMR包括ILS和GPS功能。
ILS提供飞机近进时的横向和垂直位置数据。系统使用地面下滑和航向台的信号进行导航。地面台发射下降轨迹的波束引导飞机落到跑道的中心线上。
二、系统概述：
ILS有两套MMR，它接收VOR/LOC、LOC、G/S天线的信号。调谐信号可以有来自NAV控制板的人工调谐，VOR/LOC、LOC天线经过天线转换继电器给MMR信号。
MMR输出数据给DEU、REU、GPWC、FCC、FDAU、FMC、备用姿态指引仪。
4．天线连接：
VOR/LOC天线经过功率分配器和继电器到MMR。当导航控制板上调出了ILS频率，28VDC加到天线转换继电器，当FCC选择了APP或LOC方式时，给IFSAU信号接通继电器的地线，继电器连接机头的LOC天线。
5．模拟连接：
当调谐了ILS频率，控制板给DEU信号，使其显示ILS信号。FCC在APP方式时给出一个离散信号抑制ILS更换频率。空地继电器用于抑制空中测试和记录航段。
七、ILS控制：（29页）
当选择的跑道航向（预选航道）与飞机实际轨迹相差大于90度时，DEU指示变成背航道。
备用姿态指示器当收到无计算数据时，偏离杆偏出视线。
八、显示：
正常显示为下滑偏离每个点表示0。35度，航道偏离每个点为1度。
当LOC偏离小于5/8个点，LOC或APP衔接，ILS航道和飞机实际轨迹夹角小于5度，任意一个FCC在CMD位时，LOC偏离指示变为扩展的指示，每边变为一个点，每个点表示为0。5度。
用控制板进行测试时，需要首先选择好ILS频率，选择航道与飞机航向设置到小于90度，按压测试电门，PFD、ND上显示左上、右下各3秒钟。
第二十八章 甚高频全向导航系统（VOR）
一、功用：
甚高频全向导航系统是测量从地面导航台到飞机的磁方位角数据的辅助导航系统。地面VOR台发射从0到359度的磁方位线数据，以磁北作为0度。
二、概述；（5页）
VOR系统有两部VOR/MARK接收机，VHF NAV控制板给接收机人工调谐输入，从VOR天线来的射频信号经功率分配器进入接收机，接收机利用接收到的信号计算地面台的方位和摩尔斯码以及无线电音频。
接收机送出VOR方位到无线电磁指示器，磁指示器可选择指示VOR或ADF方位。同时接收机也送VOR方位到DEU在ND上显示数据，送给FCC用于VOR/LOC方式的操纵，给FMC用于计算现在位置。
三、部件位置：
1．PFD作为主EFIS显示，ND作为备用EFIS显示。
2．面板上有两个灯和一个测试电门。指示灯用于显示测试状态，当调谐输入故障时，红色控制故障灯亮，LRU状态灯可以显示红色和绿色，表示测试状态。
在做左系统测试时，同时也测试了信标机。
2．天线：
接收108到117.95MHZ的射频信号。
3．控制板；
提供频率输入和测试指令给DME、ILS、VOR。1号控制板还测试信标机。
控制板连续监控内部的工作，当检测出故障时，在备用和工作频率窗中显示“FAIL”。当检测出28V电源不正常时，两个窗显示空白。
用主明暗测试电门测试时，频率窗交替显示18888两秒、空白1秒。
七、频率转换和仪表源选择：（25页）
控制板上频率转换电门用于把备用频率窗频率转到工作频率窗，电门同时给出一个地信号到本侧FCC，当FCC工作在VOR方式时，如果转换了频率则断开。
仪表源转换开关控制DEU中VOR信号源的选择，同时也给FCC一个转换电门离开正常位的离散信号。
八、VOR控制：（27页）
在ND上显示VOR信息必须在EFIS控制板上选择方式电门到VOR位，VOR/ADF电门放VOR位。
MCP上选择好VOR航道，DEU利用选择的VOR航道和VOR方位输入计算VOR偏离。
九、VOR显示；
RMI和ND。
ND上VOR偏离杆显示品红色，偏离刻度为4个点，每个点表示偏离5°。当无计算数据时，偏离杆消失。
向/背台字符显示在右下角。在全VOR显示方式，还显示向/背台的三角符号。
当VOR故障时，显示VOR故障旗，同时没有VOR的参数显示。
十、BITE；
1．面板测试：
两个灯显示：
0—2秒；红、红。
2—4秒：绿、红。
4—12秒：OFF、OFF。
12—42秒：绿、OFF。
2．控制板测试：
选择好VOR频率，MCP上选择航道选000，EFIS控制板方式电门选VOR位，压下试验电门，ND上依次显示；
无效显示；出现VOR旗。
无计算数据显示；无偏离杆。
正常显示：偏离杆在中间，有向/背台显示。
第二十九章 指点信标机
一、 功用：
在飞机通过航路上特定点和进近时给机组提示：指示、
音响。（远、中、近台）
二、 概述：（5页）
信标机系统有一个天线和接收机，信标机功能只连接VOR/MARK1接收机。接收机提供信标机音频到REU、信标信号到DEU、DFDAU。
地面信标台发射受400HZ、1300HZ、3000HZ调制的75MHZ射频信号，调制频率不同，点划间隔也不同，在驾驶舱可听到不同的声音和相应的提示显示。
近进台的设置
远台：距跑道4英里 400HZ调制 连续划音响
中台：距跑道0.5英里 1300HZ调制 点划音响
近台：距跑道0. 1英里 3000HZ调制 点音响
背行道台 3000HZ调制 对点音响
航道台 3000HZ调制 莫尔斯玛
五、显示和音频输出：
PFD右上角显示：
远台；OM蓝色。
中台：MM黄色。
近台：IM白色。
测试时，测试音频发生器发出三个频率的75MHZ调制信号到75MHZ波段滤波器。驾驶舱可听到音响，PFD右上角显示FT 。
六、 测试；同VOR1测试。
第三十章 测距机（DME）
一、 功用：
测量飞机到所选择的地面台的斜距。提供这个距离数据给
机组和其他系统。DME有效距离为389。99海里。
二、 概述：（5页）
飞机有两套DME处理器和天线。DME处理器从NAV 控制板得到人工和FMC的自动调谐输入，当控制板故障时自动使用FMC自动调谐。
DME送出数据并显示在PFD、ND上，同时也送出数据到FCC、FMC、FDAU、REU。
FCC使用DME数据计算VOR截获点和过台。FMC使用DME数据用于位置更新。
DME与ATC、TCAS之间有一T型同轴接头，用于相互抑制。同时只能有一部设备发射。
五、部件介绍：
1．DME；
DME可调谐在252个频道并计算距离，有200个频道和VOR配对使用，另外52个频道用于军事。
发射工作频率：1025—1150MHZ。
接收频率： 962—1213MHZ。
每个频道的发射频率总比接收频率高或低63MHZ。
NAV控制板频率窗可调节在108.00—117.95MHZ。DME频率可扩展到133.30至135.95MHZ用于那些没有和DME 配对的地面台（自动方式）。
DME面板上有测试电门和两个状态指示灯。
2． 天线：工作在L波段。
3． 控制板：同VOR介绍。
4． EFIS、ACP控制板：（23页）
可用ACP上NAV接收电门收听DME音频，DME音频为1350HZ。PFD、ND上要显示DME信息必须把EFIS控制板上方式电门放VOR或APP位，VOR/ADF电门放VOR位。
六、DME显示：（25页）
PFD上显示本侧DME数据，ND上显示两部DME数据。
八、测试显示：
1．DME面板：
0——2秒：红、红，然后是绿、红。
2——4秒：OFF、OFF。
4秒后：绿、OFF。
2．显示：
故障旗；无计算数据；DME距离。
第三十一章 自动定向机（ADF）
一、 功用：
ADF是一种辅助导航设备，它接收地面台的调幅信号，用于确定飞机纵轴到地面台的相对方位和接收气象信息等其它广播节目。
二、 系统介绍：（5页）
飞机有两套ADF系统，ADF控制板提供频率调谐信号，ADF天线组件包括环行天线和垂直天线，ADF接收机送出ADF方位信号到DEU和RMI，送出音频信号到REU。
五、部件介绍；
1．ADF；
工作频率：190——1750KHZ。
面板上有试验电门和两个指示灯。
2．天线：（17页）
天线为扁平形状，用12个螺钉固定在飞机背部。天线内有垂直、环行天线和电器组件。电器组件内包括放大器。
支流阻抗测量点可选固定螺钉，交流阻抗测量点在机身上。
3．控制板：
一个控制板控制两部ADF。频率窗内左边有ADF和ANT的显示。
㈣测试：
当压下接收机面板上试验电门时，系统处理器启动内部试验并检查输入的控制板数据字，天线调制器断开给天线放大器的电源，调制器内部一个试验射频信号经过接收机电路，试验结果通过面板上的灯显示。
七、显示控制；（25页）
ADF可显示在EFIS的VOR、APP、MAP方式，VOR/ADF电门必须放到ADF位。
音频选择板的语音、B、报调选择电门放语音位时，将过滤掉1020HZ的音调。但有些ADF台发射400HZ识别摩尔斯，语音/音调选择电门对400HZ音调信号不起作用，400HZ音调将总是出现。
八、显示；
RMI和ND。
九、测试；
1．压下ADF面板上试验电门；
0——2秒：红、红。
2——4秒；绿、红。
4——12秒：OFF、OFF。
12——42秒；绿、OFF。
2．压下控制板上试验电门：
0——2秒：ND上出现ADF故障旗。
2——4秒：无计算数据。（无指针）
4秒后：指针指到135°位置（4点半位置）。
第三十二章 全球定位系统（GPS）
一、功用；
利用导航卫星确定飞机的位置。
二、系统概述：（5页）
GPS计算的数据有纬度、经度、高度、精确时间、地速。
飞机有两套GPS，天线1接到MMR1，天线2接到MMR2。MMR计算飞机的位置和精确时间，计算出的信号送给FMC和IRS提醒组件。FMC使用GPS或无线电导航设备以及惯性基准信号计算飞机的位置。
ADIRU给MMR位置信号用于确定飞机起始位置。
IRS主提醒组件控制MSU上的GPS故障灯。2部MMR都故障时，灯亮。1部MMR故障时，可通过按压P7上系统警告牌使灯亮。
GPS给GPWS信号用于地形警告，给时钟精确时间校准信号。
三、部件位置：
CDU、主提醒灯、左系统警告牌、IRS主提醒组件、IRS方式选择板、MMR（2部）、GPS天线。
⑴MMR给FMC经纬度、时间、最优的水平分量（水平面指数）、水平整体限制信号。FMC使用这些信号进行位置更新和性能计算。
⑵MMR给时钟时间和日期。
⑶MMR给GPWS粗/精纬度、粗/精经度、地速、真航迹、高度、升降速率、精确的水平分量（HDOP）、精确的垂直分量（VDOP）、水平面指数、垂直面指数、日期、国际标准时间、水平整体极限、传感器状态信号。
经纬度位置信号用于地形警告和地形库警告。地速、真航迹、高度、升降速率用于地形库警告。精确的水平分量（HDOP）、精确的垂直分量（VDOP）、水平面指数、垂直面指数用于飞机位置的正确计算。日期和时间用于故障记录。水平整体极限用于确定非孤立卫星故障。
IRS主提醒组件监控MMR的数据。
三个程序销钉用于确定MMR的安装位置。
5．天线：
天线工作在L波段（1575.42MHZ），天线内部有放大器，MMR给天线提供12VDC电源。
五、GPS工作原理：
卫星定位系统由三部分组成：卫星、使用者、控制台。
1．卫星系统是一个卫星组，共有24颗卫星，分布在6个轨道上，每个轨道有4颗卫星，其中工作的有21颗，另外3颗为备用。卫星轨道高度为10900海里，饶地球一周的时间为12小时。
卫星连续发射无线电导航、距离码、精确时间信号。
3．控制台：
控制台有1个主控制台，5个监视台。主控台在美国科罗拉多洲，在主控台有原子钟，它的时间作为所有卫星和监控台的时间基准。监控台中有3个可以上传数据。
监控台受主控台控制，它们24小时跟踪卫星，同飞机上设备一样接收卫星信号，监控台作用：
a) 记录卫星时间的准确性，
b) 采集并转送给主控台气象信号（气压、温度、露点），主
控台利用这些数据计算对流层的信号延迟。
c) 连续计算卫星的距离。主控台利用这些数据计算并预测
卫星轨道。
主控台利用可以上传数据的监控台发送正确的卫星轨道指令和导航信息给卫星。
五个监控台位于阿松森岛（大西洋）、迪戈加西亚岛、夸贾林岛、科罗拉多、夏威夷。其中阿松森岛、圣地亚哥加西亚岛、夸加林岛监控台可以上传数据。
地理位置：
阿松森岛：非洲安哥拉西边大西洋上。
迪戈加西亚岛：印度洋正中部。
夸贾林岛：太平洋西部马绍尔群岛中最大的岛焦。
科罗拉多：美国中部的一个洲，洲府为丹佛。
夏威夷：
其中的阿松森岛、迪戈加西亚岛、夸贾林岛都在赤道两边。
4．卫星精度：
民用用户的精度标准为在全球95%地区误差为15—25米。
军用标准为在全球95%地区误差为18米以下。
但美国国防部为了安全原因，把民用标准降到了100米。
（25页）
5．距离：
GPS接收机利用距离修正原理计算到卫星的距离。接收机总是有一个在预定轨道上某一个时刻的卫星的位置。接收机计算从卫星到飞机的信号传输的时间，因为已知卫星位置和电波传输速度，这样可以计算出卫星距离。
计算距离必须知道卫星发出信号的时间，从发射信号到接收信号有一个△T，GPS接收机内部的时间不是最精确的时间（原子钟），它使飞机和卫星的时间不同步，接收机假定它的内部时间是△TBIAS，这个偏差必须计算。要计算飞机的纬度、经度、高度和△TBIAS，最少需要知道4颗卫星的位置，GPS接收机比较同一时间到4颗卫星的距离就可以解算出飞机位置。
6．时间：
所有卫星同步到国际标准时间（UCT）。卫星发送这个时间到GPS接收机，UTC的精确度大约为100纳秒。接收机发送UTC在ARINC429格式，它每秒发送一次非常精确的时间。
7．GPS工作方式：
GPS工作在获得、导航、高度辅助、推算方式。
⑴高度获得方式：
GPS寻找卫星信号，在开始计算之前必须找到4颗卫星，在高度获得方式，GPS利用ADIRU的位置、高度信号计算哪颗卫星是有效的。以便在最短的时间内进入导航方式。
如果ADIRU信号有效，GPS用75秒获得卫星信号。如果ADIRU信号无效，GPS仍可获得卫星信号，时间需要4—10分钟。
⑵导航方式：
当GPS接收机获得并锁定4颗卫星后，进入导航方式并计算GPS数据。
⑶高度辅助方式：
当4颗卫星有效，但GPS存储的ADIRU高度和GPS高度不一致；当3颗卫星有效GPS可以估算GPS高度；在高度辅助方式，GPS将ADIRU高度和地球半径的长度相加作为第四个距离。高度辅助方式的条件：
a) GPS在导航方式。
b) 只有3颗卫星可以使用。
c) 存储的GPS高度与ADIRU高度不一致。
由上可见，GPS正常工作必须有第四颗卫星。
⑷推测方式：
在短时间的卫星覆盖盲区（小于30秒），GPS用ADIRU的航迹角和地速计算数据，GPS输出一个“NCD”信息，当卫星信号正常后快速回到导航方式。
如果GPS不能跟踪卫星时间大于30秒，GPS进入获得方式。
8．GPS频率：
卫星发射频率：
L1：1575.24MHZ。
L2：1227.6MHZ。
卫星给监控台下传数据频率：1783.84MHZ。
地面台上传数据频率：2227.5MHZ。
程序销钉确定源识别码（SDI），即MMR的位置。
4．故障监控：
⑴一部GPS故障时，GPS故障灯不亮，只有按压系统警告牌，警告牌上IRS灯和MSU上GPS灯亮，主提醒灯亮。可通过按压主提醒灯复位。
⑵两部GPS故障时，三个灯都亮。按压主提醒灯，主提醒和警告牌上IRS灯可复位，但GPS灯仍亮。
七、CDU显示：
1．GPS位置数据显示在CDU位置页上，包括位置起始页、位置基准页、位置替换（SHIFT）页。
⑴位置基准页给出了GPS1、GPS2的位置显示。
⑵位置替换页给出了GPS位置与FMC位置的差值，即GPS相对于FMC位置的方位，GPS与FMC位置的距离（用海里表示）。
当飞机在地面时，位置替换页不能显示。
2．GPS具有连续监控能力，有三种探测故障的方法：
⑴两个系统故障时，GPS稳亮。
⑵一个系统故障时，通过压下系统警告牌，使灯亮。
⑶FMC传感器页显示MMR故障。
当GPS有故障时，FMC传感器状态页输入100，按压6R键进入传感器状态页，该页可显示工程数据有：
系统码、标识码、故障状态、出故障时间、监督码。
显示字符：
I：瞬间故障。
S：固定故障。
SSM：信号矩阵。
只有瞬间故障可以清除。
八、BITE：
1．按压MMR面板测试电门，
0—2秒，LRU STATUS和CONTROL FAIL灯红色；
2—4秒，LRU STATUS灯绿色，CONTROL FAIL灯红色；
4—6秒，两个灯灭。
6—36秒，若系统正常，LRU STATUS灯绿色。若系统不正常，则CONTROL FAIL灯红色。
ANT FAIL灯在GPS测试中不用。
2．VOR控制板上测试；
选择ILS频率，在MCP上选择与飞机航向相差不大于90的航道，选择EFIS控制板上方式电门到APP位，按压VOR控制板上测试电门：
显示左上3秒，右下3秒。
当预选航道与航向相差大于90时，将不显示下滑指示。
第三十三章 空中交通管制系统（ATC）
一、 ATC功用：
与地面设备配合使用，用于空中交通管制，还和TCAS配
套使用。
二、 概述：
部件组成：ATC、控制板、同轴电门、上/下天线。
控制板送出识别和控制数据给ATC，控制板可控制两部ATC。ADIRU给ATC气压高度信号，ATC与TCAS相连。ATC送出并接收抑制脉冲，DME、ATC、TCAS之间相互抑制发射。
四、系统连接；
1．天线：
同轴开关使用28VDC，当控制板选择ATC1时，开关不动作，上/下天线连接到ATC1，当选择ATC2时，地信号给同轴开关，开关工作，连接到ATC2。
2．电源、识别、控制：（11页）
控制板上备用/ON电门在备用位时，给出离散地信号到ATC，ATC不工作。
控制板上ATC4位识别编码输出给两部ATC，也送给ATC控制数据包括C、S模式码、识别码（SPI）。
两部ADIRU输给两部ATC高度信号，正常时，ATC使用本侧的ADIRU高度信号。
五、部件介绍；
1．控制板；
四位编码可选择在0000——7777范围，共4096个编码。
7500、7600、7700是应急码。
2．ATC：
接收地面台来的1030MHZ信号，回答1090MHZ信号。
ATC工作在A、C模式，与TCAS配合使用S模式。
3．天线：
接收地面台和装有TCAS飞机的1030MHZ询问信号，发射1090MHZ的回答信号。
4．同轴开关；
七、BITE；（39页）
可在ATC面板和控制板上进行BITE操作。自检电路做如下检查：
正常操作试验。
存储测试。
接收电路模拟测试。
天线阻抗测试。
TCAS连接测试。
有效控制和高度输入监控。
1．面板测试；
压下并释放测试电门，
0——2秒：所有灯红色。
2——4秒：LRU灯绿色，其它灯红色。
4——6秒：所有灯灭。
6——30秒：LRU灯绿色，其它灯灭。
30秒后，所有灯灭。
2．控制板测试：
压下并释放测试电门，故障灯亮3秒后灭。
第三十四章 空中防撞系统（TCAS）
一、功用：（3页）
TCAS系统可以帮助飞行员管理与其它装有ATC应答机设备的飞机之间的安全飞行，TCAS是一种机载的依赖ATC系统工作的系统。
TCAS发出询问信号给附近的飞机，装有ATCRBS或S模式应答机的飞机将回答询问。TCAS利用回答信号计算距离、相对方位、对方的高度。如果对方不能报告高度，TCAS将不能计算相对高度。被TCAS跟踪的飞机称做目标机。
利用目标机的信号和本机的高度，TCAS计算两机的相对运动，然后计算出两机的接近点。
根据接近点和到达接近点的时间，可分成4中类型：其它信息、接近、入侵、危险。不同类型的目标机将显示不同的符号。
如果接近点在一定的极限内，TCAS提供给机组咨询信息。咨询信息有两类，交通咨询（TA）、决断咨询（RA），信息的类型是根据高度、到接近点的时间、到接近点的距离划分的。TA信息给出的是相对较长的到接近点的时间和距离，RA信息给出的是到接近点较短的时间和距离。
TA显示距离、方位、相对高度（对方必须有高度报告），RA给出目视和音响指令使机组操纵飞机垂直运动避开威胁飞机。TCAS也与其它装有TCAS的飞机协调运动以避免碰撞。
二、概述：（5页）
1．TCAS发送并接收高度、距离、方位数据，高度信号来自目标机的高度报告，距离信号则是计算发出信号到接收到信号的时间，方位信号的计算来自方向天线。TCAS利用这些数据和从其它系统来的输入信号提供目标机的位置指示和目视及音响警告信息。
6．WXR：
当出现前视风切变警告时，抑制所有TCAS音响警告并将RA变为TA警告。
7．输入/输出抑制：
当ATC或DME发射时，TCAS收到一个抑制脉冲，当TCAS发射时，送出一个抑制脉冲给ATC和DME。
8．DEU：
当两个DEU失去TCAS显示能力时，两个DEU给出离散信号。TCAS收到这个信号时，将不送给DEU和REU目视、音响信息，发出协调数据给目标机。
9．REU：
接收TA、RA音响警告信息，放大后送到机组耳机或喇叭。
10．程序销钉；
⑴当本机在1750英尺以下时，不显示在地面的飞机信息。
⑵在空中抑制测试。
⑶控制语音输出的电平。
⑷设定48000英尺的高度极限，在这个高度以上不发出爬升和增加爬升的指令。
1．TCAS计算机：
TCAS计算机是主要部件。它控制监督、跟踪、劝告信息、空对空机动协调的功能。TCAS给机组提供系列信息：
⑴保持现在飞行。
⑵机动飞行以避开其它飞机。
TCAS发射1030MHZ脉冲询问信号，接收1090MHZ脉冲回答信号。
面板上有9个灯。除PASS是绿色外，其余为红色。其中T/A灯不用。试验电门用于自测试。
2．ATC/TCAS控制板：
3．天线：
天线内部有4个辐射单元，分别向不同的方向发射信号，接收信号则为全方向接收。4个单元的连接插头用不同的颜色标识。
电缆接头不能接错，而且在长度上有严格要求，误差不能大于5英寸。
9．BITE：
TCAS内部自检电路连续监控系统的工作，当启动自测试时，自检电路产生测试信号到信号处理器和接收/发射电路，当检测出有故障时，送故障信号到存储器和DEU和FDAU。
七、TCAS的基本工作原理：（31页）
1．TCAS发射两种类型的询问信号：
⑴WHISPER-SHOUT（耳语/呼叫）用于ATCRBS（雷达信标系统）。
⑵S模式。
⑶相遇的三种情况：
a) 无高度报告的入侵机：
TCAS将假设入侵机在同一高度，没有RA。
b) 有高度报告的入侵机：
本机将有TA、RA警告。
c) 装有TCAS的入侵机：
两机自动确定一个为主，另一个为辅，彼此相互配合。在进入RA时，两机将采取相对动作。
2．TCAS发现并监控所有在一定距离内的ATCTBS或S模
式目标机。TCAS用S模式询问目标机并计算是否存在危险。TCAS不能跟踪没有应答机的飞机。
TCAS跟踪那些没有C模式（高度报告）的应答机的飞机，这些飞机送出一个框架脉冲回答C模式询问，TCAS使用回答的框架脉冲计算距离和方位，但不能给出RA警告。
对有高度报告的飞机，TCAS可以计算本机机动指令。
八、TCAS监督区域：
TCAS可以跟踪并监督30架飞机。在监督区域里的飞机分成4组：RA、TA、接近、其它。
TCAS最大监督区域是上/下8700英尺，距离为40海里。
1．RA、TA组：
TCAS形成两个保护区域，保护区域的范围变化与装有TCAS目标飞机的空速、高度、接近率有关。区域的意义是：入侵机接近到与主机最近点需要的时间，也称TAU（TIME TO ENDANGER）。
TCAS利用本机的高度、目标机的接近率、目标机的距离和高度计算TAU，交通咨询和决断咨询的TAU确定为TCAS飞机周围一个区域，如果入侵机进入这个区域并且达到相对高度的界限，TCAS将发出警告。
TCAS计算机有6个灵敏度等级（2—7级），第7级灵敏度最高，第2级无RA警告，第3级用于没有高度报告的飞机。灵敏度等级是由计算机根据主机的高度来制定的。在1000英尺以下使用第2等级，在20000英尺以上使用第7等级。TA TAU和RA TAU随主机高度变化。
RA、TA的时间随灵敏度等级变化，在第3级，RA TAU是15秒，在第7等级，RA TAU是35秒。
2．接近和其它：
接近：（PROXTMATE）入侵机相对高度在12000英尺以内，距离为6海里，以极低的接近率靠近。
其它：入侵机的距离大于6海里，如果距离小于6海里，高度则大于1200英尺。
九、TCAS控制和显示：
EFIS和ATC控制板控制TCAS的显示。
1．EFIS控制板：
方式电门在扩展的APP、扩展的VOR、中央和扩展的地图方式，压下TFC电门，TFC信息和TCAS符号将显示在CDS上。如果这时ATC控制板未选择TA或TA/RA，则CDS将显示琥珀色“TCAS OFF”。再次按压TFC电门，信息消失。
2．ATC控制板：
动出控制数据经S模式应答机到TCAS，TCAS送这些数据到CDS上显示。
ND上显示目标机的符号和相对高度。
十、导航仪表显示：
1．TCAS计算机把目标机分成4组显示：
⑴其它：◇，白色空心菱形，高度显示为白色数字。
⑵接近：◆，白色实心菱形，高度显示为白色数字。
⑶TA：●，琥珀色实心圆，高度显示为琥珀色数字。
⑷RA：■，红色实心方块，高度显示为红色数字。
每个符号都有高度数字读出，+、—表示上下，数字表示××百英尺，当高度小于100英尺时，显示为0。垂直运动趋势当大于500英尺/分（FPM）也用箭头表示出来，箭头方向表示目标机的运动方向。
2．TCAS信息显示：
在ND左下角显示TCAS信息。包括；
①在扩展VOR、APP、MAP，中央地图方式，TFC电门被按下时，显示品红色的“TFC”。
②在所有方式，TFC电门在ON或OFF位时。显示品红色的TA ONLY、TCAS TEST。
③TFC电门在ON或OFF位，在测试并出现故障时，琥珀色的“TCAS”、“FAIL”，品红色的 “TEST”分别显示在两行。
④在所有方式，TFC电门被按下，当TCAS故障时，显示琥珀色的“TCAS FAIL”。
⑤在所有方式，TFC电门在ON或OFF位时，如果ATC控制板未选择TA、TA/RA位，显示琥珀色的“TCAS OFF”。
3．量程之外的TCAS信息OFFSCALE：
在按下TFC电门，当入侵机存在，但是在ND现在量程之外时，将显示OFFSCALE，字符红色表示是RA，字符黄色表示是TA。如果同时有TA和RA，则显示红色。
4．TRFFIC：
当TFC电门在ON或OFF位，在ND所有方式，TRFFIC表示计算机控制到的第一架入侵机的警告类型，红色TRFFIC是RA，黄色TRFFIC是TA。
5．无方位的入侵机的显示：
当起落架放下后，下天线变成无方向性，这样就不能确定目标机的方位。TCAS显示这样的无方位信息在ND右侧：
种类+距离+相对高度+飞行趋势（上升/下降）
例如：RA 04.3 +12↓
6．姿态指示器上的RA指示：
当ATC控制板选择了TA/RA方式，有飞机或多架进入RA TAU后，TCAS收到了目标机的高度时，将出现上或下红色警告带，并伴有声音。
7．升降速率指示器上RA指示：
红色的警告带。
十一、音响警告信息：
音响警告信息发生在TA、RA、测试阶段。
1．TA：
当出现TA警告时，产生“TRFFIC”声音。提醒机组注意
显示。一般TA优先于RA 15秒。
2．RA：
当出现RA时，产生预防或纠正信息。
⑴预防信息：
姿态指示器上的飞机符号与RA梯形框不重叠时，称为预防性警告，告诉机组管理好飞行航迹、不要进入姿态指示器中的红色梯形区域和升降速率指示器的红色带、控制垂直速度。语音“MONITOR VERTICAL SPEED”响2次，或“MONITOR VERTICAL SPEED，MAINTAIN”、 “MONITOR VERTICAL SPEED，CROSSING MAINTAIN”。 如果由先前的RA警告降级到预防性警告，则响1次。
⑵纠正性信息：
姿态指示器上飞机符号与梯形框重叠时称之为纠正警告。
①CLIMB或DESCENT响3次。
②如果两机将互相穿过彼此的飞行路径，将产生“CLIMB CROSSING CLIMB”或“DESCENT CROSSING DESCENT”。
③还可产生“ADJUST VERTICAL SPEED”减少爬升（或下降）信息。
④当要求机组立即采取行动时，则产生：
INCREASE CLIMB或INCREASE DESCENT，CLIMB NOW或DESCENT NOW。
⑶危险解除信息：
CLEAR OF CONFLICT（冲突解除）。
⑷测试：
TCAS SYSTEM OK或TCAS SYSEM FAIL。
十二、系统测试：
按压控制板上“TEST”电门或TCAS面板上“TEST”电门，将启动TCAS的自检。自检的显示在ND、ADI、VSI、TCAS前面板上。试验结束时，TCAS测试音响到飞行内话系统。如果试验正常，则有如下显示：
1．ND上显示：
⑴品红色TCAS TEST信息。
⑵红色TRAFFIC字符。
⑶琥珀色TA警告●，-200英尺相对高度，向上的速度趋势，距离为2海里。
⑷白色其它警告◇，1000英尺相对高度。距离3.6海里。
⑸白色接近警告◆，-1000英尺相对高度，向下速度趋势。距离3.6海里。
⑹红色RA警告■，200英尺相对高度，距离2海里。
⑺如果测试故障，琥珀色TCAS、FAIL，品红色TEST取代TCAS TEST字符，无TCAS符号显示。
2．升降速率指示：
如果试验正常，显示0—-6000、2000—6000英尺/分的红色带，0—300英尺/分的绿色带。
如果显示在压缩格式，ND将不显示，VSI显示试验信息在方框内。
3．姿态指示器显示；
4．TCAS面板显示：
所有的灯亮1秒，灭1秒，PASS灯亮。在计算机面板上测试时，驾驶舱无任何显示和声音。
第三十五章 近地警告系统（GPWS）
一、功用：（3页）
当飞机过于接近地形处于不安全的状态时，或飞机进入风切变区域时，向机组发出警告。GPWS使用GPS和可装载的软件库给机组提供地形警告提示，它是通过机场周围区域的详细地形信息显示完成的。GPWS也提供过早下降的警告。
方式一：过大的下降率
方式二：对上升的地形（山峰）过大的接近率
方式三：飞机不在着陆状态（在起飞或复飞时），飞机在爬高期间丢失过多的高度。
方式四：飞机不在着陆状态（同上）飞机与地形间距太小，没有足够的地形净空。
方式五：飞机起落架放下并在近进过程中，低于下滑道的偏离过大。
方式六：飞机下降通过选择的无线电高度时，发出语音提示。
方式七：风切变方式。
除上述7种方式外，还有两种辅助方式：
⑴静空(离地)高度层警告（TCF）；用于下降早期。
⑵已知的地形警告：显示飞机周围的地形。
GPWS的警告和警戒信息通过驾驶舱的音响和灯光给出。
三、部件位置：
下滑道抑制开关：P1、P3。
近地警告警告组件（GPWM）：P3下面。
EFIS控制板。
PFD、ND。
地形/气象继电器：745在前轮舱右边J24板，746在前轮舱左边J22板。
监控电路。
3．起落架位置信号：
从起落架手柄电门来的信号经GPWM的起落架抑制电门到GPWC，当起落架抑制电门在抑制位时，模拟一个起落架放下信号。起落架信号用于GPWC的方式2、3、4、5警告。
4．襟翼抑制信号：
GPWM上襟翼抑制电门在抑制位时，给出一个襟翼放出信号到GPWC。
5．地形抑制信号：
GPWM上地形抑制电门在抑制位时，抑制GPWC的增强功能，对GPWC的方式1至7不起作用。只抑制地形提醒、地形警告、地形显示、地形音响信息。
6．GPWM也送出测试信号给GPWC。GPWC给出GPWC INOP离散信号到GPWM，点亮INOP灯。
7．PSEU信号：
空地逻辑用于方式2、3、4警告、抑制空中测试和记录航段。
8．GPWC输出：
GPWC输出抑制信号给TCAS，当出现GPWC警告时抑制TCAS音响警告并把RA降为TA。GPWC方式6音响有一个例外，方式6的音响可同时出现在TCAS音响警告时。
GPWC输出抑制信号到PWS，抑制PWS的音响警告。
GPWC送出离散信号到G/S抑制开关，当方式5警告发生时，按压灯，GPWC使灯灭并抑制音响警告。
9．程序开关组件：
提供飞机类型、方式6的高度报告、高/低语音电平的选择。
2．EFIS控制板：（25页）
与GPWC有关的电门包括TERR地图电门、ND方式电门、ND距离选择电门。
⑴压下TERR电门时，本侧ND显示地形数据。
⑵显示地形的ND方式包括扩展的MAP、VOR、APP、中央地图方式。当选择了TERR电门而ND方式未选择正确位时，地形数据预位。
⑶地形数据显示距离最大到320海里。
3．近地警告组件（GPWM）：
试验电门可以启动GPWC的自测试程序。按压电门小于2秒可以取消测试程序，按压电门大于2秒可以取消一个级别的测试。
七、 GPWS增强型功能：（59页）
1．概述；
GPWC比较飞机位置、襟翼和起落架位置以及地形空间距离寻找已知存在的提醒或警告条件，GPWC从GPS、ADIRU、CDS、起落架开关组件、WXR接收信号用于特征地形功能。GPS用于飞机定位，ADIRU用于备用定位，但ADIRU最长可以使用15分钟，如果15分钟后，GPS信号仍无效，增强功能将断开。
2．地形特征计算：
增强性GPWC内部有全世界地形数据库，GPWC比较飞机位置和数据库内的地形数据，当发现有地形危险时发出警告。
3．地形显示：
EGPWC描绘出飞机前方的数字地形图，以不同颜色的点显示出相对飞机的地形高度在ND上。
⑴如果发现60秒内有一个与地形的冲突，EGPWC将发出提醒信息，包括：
①CAUTION TERRAIN音响。
②ND上琥珀色“TERRAIN”字符。
③ND上地形显示。（POP UP）
④ND上危险地形从点变成黄色。
⑵如果发现30秒内有一个与地形的冲突，EGPWC将发出警告信息，包括：
①TERRAIN PULL UP语音。
②PFD上红色PULL UP字符。
③ND上红色TERRAIN字符。
④ND上地形自动显示。（POP UP）
⑤ND上危险地形从点变成红色。
十、地形高度层功能：（63页）
1．概述：
地形高度层（TCF）功能用于当飞机在近进时下降太低给机组发出警告。
2．输入：
GPWC接收GPS、ADIRU、LRRA数据，TCF功能使用经纬度和无线电高度数据。当GPS信号无效时，使用IRS位置数据。
3．地形高度层逻辑；
GPWC有一个跑道数据库，跑道数据库在地形数据库中。跑道数据库包括了全世界跑道长度大于3500英尺的跑道周围硬表面的位置，TCF内部形成一个环绕跑道的地形高度包络线，该高度包络随距机场距离的增加而增高成梯形状态，GPWC比较飞机经纬度、高度与TCF包络数据，如果飞机下降到包络线的高度层面上，则发出警告。
即使飞机起落架放下，TCF警告功能也有效。TCF功能工作在整个飞行阶段，当飞机距跑道大于15海里，高度层为700英尺（AGL：ABOVE GROUND LEVEL）。
十三、包络调制：
1．在起飞或近进时，有些特殊的点会产生不必要的GPWS警告。因为这些点在航图中已有标注，飞行员早已知道，包络调制就是为了抑制这些特殊点的GPWS警告。
2．包络调制采用记忆的办法，在GPWS中记下这些特殊的点的经、纬度并保留有一定余量公差，当飞机飞临该地区时，检测到一个输入的识别信号，此识别信号用一个特定的数码表示。如果输入的信号与存储的代码一致，则产生包络调制。
3．突起目标处理：
如果在航道上有突起目标，则采用“突起区标高”的办法进行确定。即用气压高度减去无线电高度，其差值与内存的突起目标相比较，如果一致则进行包络调制。
十五、地形显示；
ND上预知地形显示点的颜色和密度与飞机到地形的相对高度有关。
1．红色高密度；在飞机高度以上大于2000英尺。
2．黄色高密度：在飞机高度以上1000—2000英尺。
3．黄色中等密度：在飞机高度以下500—以上1000英尺，起落架放下后500变为250英尺。
4．绿色中等密度：在飞机高度以下500—1000英尺。起落架放下后变为500变为250英尺。
5．绿色低密度：在 飞机高度以下1000—2000英尺。
6．黑色：在飞机高度以下大于2000英尺。
7．洋红色；未知的地形。
提醒和警告显示都将点变成固定的块显示。
8．不正常的显示：
⑴ND左侧可以显示不正常信息；
TERR POS：飞机位置无效。
TERR INHIBIT；压下了抑制电门。
TERR FAIL；TCF或TA故障。
⑵距离不一致信息：
TERR RANGE DISAGREE：GPWS距离与EFIS控制板选择距离不一致。
MAP/TERR RANGE DISAGREE：GPWS距离与EFIS控制板选择距离和FMC距离不一致。
十六、自测试：
1．GPWS有六个级别的测试，每个级别提供不同的GPWS信息。六个级别是；
⑴正常/非正常测试。
⑵现在故障。
⑶系统构型。
⑷历史故障。
⑸提醒/警告历史记录。
⑹离散输入试验。
2．一个级别1的测试可以提供驾驶舱目视和音响信息。条件是：
⑴飞机在地面。
⑵GPWS电源有电。
⑶ND方式选在正确的方式。
⑷TERR电门被选择。
⑸有关的系统在位并有电。
启动级别1测试可以在GPWM和GPWC上进行，但用GPWC测试时将看不到驾驶舱显示。
3．置信度自测试：
按压“TEST”电门小于5秒钟，驾驶舱有“INOP”、
“BLOW G/S”灯亮0.7秒、PFD上PULL UP字符出现07秒、PFD上“WINDSHEAR”字符07秒、ND上地形试验图形显示12秒、“GLIDE SLOPE”、“WHOP PULL UP”、“猫头鹰叫”、“WINDSHEAR”、“TERRAIN”音响。
4．全话音测试：
按压“TEST”电门并保持大于5秒钟。
驾驶舱中出现全部GPWS语音（见表）。
5．级别2-6测试：
当级别1测试完成后，在3秒内按压测试电门，则进入级别2—5的测试，每级测试开始前，会有语音提示。当级别5完成后将有语音“PRESS TO CONTINUE”。
测试电门可以用于跳过某一测试。按压测试电门小于2秒（短删除），测试进入下一个内容（或下一个航段，或下一个构型）。按压测试电门大于2秒（长删除），测试进入下一个级别。
做级别6测试时，一定要插好起落架销子。
第三十六章 备用姿态基准系统
一、 功用：
指示飞机在整个飞行中的俯仰和倾斜姿态以及近进时的
LOC、G/S指示。
倾斜角指示范围：0°—360°。
俯仰角指示范围：上仰90°下俯80°（海口为85°）。
中间是球形指示盘。
ILS信号来自MMR1，故障旗给出内部陀螺和ILS的故障信息。
飞机一接通电源，陀螺就工作，正常情况下直立速度为3°/分，可使用快速直立钮（拉出旋钮）使陀螺快速直立，时间为30秒。
近进方式选择电门有三个位置：
OFF：无ILS指示。
APP位：偏离杆指示。
B/CRS：LOC反向180，G/S不显示。
在更换备用姿态指示器时，必须在断开电源9分钟后再拆卸指示器。以使陀螺停止转动。拆下的指示器要拉出快速直立钮并用卡子卡住。
ILS指示刻度：LOC偏离1°/格；G/S偏离0.35°/格。
3．ILS选择电门：
OFF：偏离杆消失。
ILS位：偏离杆指示。
B/CRS：LOC反向180，G/S不显示。
四、TEST：
当MMR1进行测试时，备用姿态指示器上ILS只是也可指示测试位置。
指示器上方式电门放APP位，当压下VOR1控制板上测试电门时，备用姿态指示器上ILS指针指示顺序为：
3秒故障指示，2秒无计算数据指示，3秒左上指示，6秒右下指示。
第三十九章 失速警告系统
一、功用：
当飞机接近失速时，使驾驶杆抖动并增加驾驶杆的感觉力，同时还具有偏航阻尼作用。
（7页）
1．失速管理偏航阻尼计算机计算并送出信号给；
⑴失速警告系统。
⑵自动缝翼系统。
⑶CDS显示的性能数据。
⑷主偏航阻尼系统。
⑸轮与方向舵内部联接系统（WTRIS）。
2．失速警告：
在接近失速时，SMYD操纵升降舵感觉定中机构增加升降舵感觉压力，阻尼升降舵控制轮向上的运动。
3．自动缝翼：
自动缝翼指令前缘缝翼，当襟翼在1、2、5单位且飞机速度低于失速界线边缘时，从中度伸出变为全伸出。即在低于抖杆速度的迎角时动作。
两部SMYD分为主Y/D和备用Y/D、WTRIS系统。
4．性能数据：
在CDS上显示俯仰极限、最大/最小安全速度。
二、概述：（9页）
1．SMYD从飞机系统和传感器得到角度和数字输入信号。
2．失速警告、升降舵感觉定中、自动缝翼、性能数据是从SMYD失速管理功能。
3．Y/D、协调转弯、WTRIS是SMYD的偏航阻尼功能。
SMYD 1作为主偏航阻尼、协调转弯。
SMYD 2作为备用偏航阻尼和WTRIS、协调转弯。
自检功能：
1．连续监控：把故障信息存储在内部存储器中，有些故障将造成SMYD没有输出。
2．BITE：
进行部件和传感器的自检。其功能有：
⑴快速自检。
⑵LRU选择试验。
⑶传感器测试。
⑷功能测试。
⑸故障隔离。
3．自检操作：
ON/OFF：起始自检，显示“现在故障”菜单。
按压“YES”，显示具体内容。按压“NO”或“↓”进入下一项菜单。“↑”、“↓”钮可以进行菜单页的翻页转换。
主菜单页有现在故障、历史故障、地面测试、其它功能。
4．自检的条件：
⑴襟翼收上，空速小于60节。
⑵一边的发动机N1小于15%，另一边的发动机N2小于50%。
即起飞之前如果推发动机油门将关掉自检，如果5分钟内不再按压电门，自检也自动关断。
第四十章 偏航阻尼系统
一、功用：
Y/D是控制由荷兰滚及湍流引起的飞机偏航运动的自动控制系统。Y/D工作在地面起飞之前衔接后的所有飞行阶段。
二、主要部件：
衔接和断开灯：
Y/D指示器：只连接SMYD1，脚蹬的输出信号不指示。
方向舵主PCU：
ADIRU；提供空速、姿态、偏航/倾斜速率、加速度。
FMC：给出总重，用于协调转弯。
后缘襟翼向上极限电门：在襟翼收上时限制Y/D对方向舵的运动。
正常时Y/D使用主SMYD，但辅助（2号）SMYD也必须工作，因为SMYD1与SMYD2之间有一比较信号。
五、偏航阻尼指示器；（25页）
指示器指示SMYD1给出指令的方向舵运动。
对主Y/D，方向舵运动限制在襟翼收上位时2°，襟翼放下时3°，用脚蹬运动方向舵时，该指示器不指示。
七、BITE条件：同失速警告。（29页）
⑴襟翼收上，空速小于60节。
⑵一边的发动机N1小于15%，另一边的发动机N2小于50%。
第四十一章 驾驶杆与方向舵内部连接系统
一、功用：
在人工操纵液压到OFF位或备用位时帮助飞机转弯。当人工操纵付翼时，方向舵有一小的动作以协助转弯。
只有B737-800有此装置。当马赫数小于0.4时，备用方向舵动作限制为：襟翼放下时2.5°，襟翼收上时2°。马赫数大于0.4时，极限为0。
二、连接：（5页）
SMYD2连接的系统：
机长侧驾驶杆位置传感器：给出控制付翼的信号。
Y/D电门：
Y/D断开指示灯。
飞行控制板电门：至少一个电门在备用位，另一个不在ON位。
备用Y/D电磁活门。
备用电动液压活门。
备用LVDT。
FMC：给出总重。
后缘襟翼收上极限电门：襟翼收上时限制方向舵的移动。
左襟翼位置传感器。
ADIRU：给出空速、姿态、偏航/倾斜速率和加速度。
六、WTRIS操作：（17页）
条件：
至少一部液压在备用位，另一部不在ON位。
衔接和灯的控制同Y/D。
（19页）
电门自保和灯控制电路以SMYD2为主。
第四十二章 飞行管理计算机（FMC）
一、功用：
飞行员利用FMC输入航路和垂直飞行计划，引导飞机飞行。FMC的功能主要是导航、性能、引导。
1．导航：
FMC中存储有导航数据库。它包括导航数据（所有飞行区域），机组可以使用这些数据选定飞行计划。
FMC利用惯性基准和无线电辅助导航的数据计算飞机位置，也可以用卫星导航（GPS）数据计算飞机位置。
FMC计算的位置与飞行计划中的L NAV控制的信号比较并显示在ND上。
2．性能：
性能数据库包括飞机、发动机类型和参数。飞行员输入总重、航路高度、成本指数，FMC根据这些参数计算经济巡航、最佳飞行高度、下降顶点等飞行参数并显示在CDS上（速度游标、高度指示）。
3．引导：
FMC计算的数据给FCC、A/T，FCC、A/T使用这些信号控制飞机的L NAV、V NAV完成最佳化飞行剖面。
4．自检：
三、FMC功能叙述：（77页）
FMC主要功能是导航、性能、引导。
控制这些功能的数据来源有机组、系统传感器、数据库。
数据库数据有操纵程序、导航数据库、性能数据库、软件程序。
1．导航数据库：
FMC中存有现行的数据库和刚被更新的数据库。
2．默认的性能数据库：
针对飞机和发动机的固定的程序和参数，包括最佳高度、速度预设、使用极限、单发时的特定数据。
3．显示的性能数据库：
包括型号、发动机和上述的参数，参数可以用装载机装载。
4．软件程序：可以选装。
5．FMC功能：
导航：给出飞机现在位置和无线电调谐。
性能：给出飞行剖面数据和N1指标，使飞机以最佳高度和速度飞行。
引导：给出飞机轨迹和操纵指令到FCC和A/T。
对LNAV：FMC航路与FMC计算的位置比较，如果不一致则发出倾斜操纵指令。
对VNAV；FMC计算速度，垂直速度指标并给DFCS和A/T，
A/P、A/T跟随指标去保持飞机飞行轨迹。
其它功能：
显示功能送显示数据（航路、位置、N1）到DEU。
（81页）
不正常的显示：
1．信息：
RNP：实际导航性能达不到预设的导航性能。
RANG DISAGREE：EFIS控制板距离与FMC距离不一致。
2．故障旗：
MAP：FMC数据无效。
VTK：FMC垂直偏离数据无效。
（201页）
FMC BITE：
比B737-300/400增加了；
型号、发动机构型：给出了发动机燃烧室类型和刹车选择。
软件选择：给出了软件库的状态。
性能因素：可以输入特殊 的参数。
LCD CDU：CDU自检。
（225页）
改变参数：
输入“ARM”到6R行，按压6R键后可以在变迁行输入数字，再按执行键，输入到相应行中去。
（227页）
显示FMC计算的IRS位置误差。
（237页）
WHITE：全屏显示白色。
GRAY SCALE：灰度显示在亮度级别8。
CHECKERBOARD：全屏显示黑色和白色棋盘标号。
（253页）
校准：
显示LCD组件电压偏差和校准指数。
第四十三章 液压和飞行控制
一、概述：
飞机有三套相互独立的液压系统。
1．主和辅助液压系统提供给下列系统液压：
两个反推、动力转换组件（PTU）马达、起落架的收放、前轮操纵、主轮刹车、主飞行控制、辅助飞行控制。
2．能提供液压的系统：
主液压系统、地面勤务系统、辅助液压系统、液压指示系统。
3．主液压系统：
A系统部件位于飞机左侧，B系统部件位于飞机右侧。
4．地面勤务系统：
从一个中央位置注入所有液压油的压力。
5．辅助液压系统：
辅助液压系统是备用系统和动力转换组件系统。
⑴备用系统是一个需求系统提供储备液压给下列部件：
方向舵、前缘襟翼和缝翼、两个反推。
⑵PTU是一个给前缘襟翼、缝翼、自动缝翼系统提供的备用液压源。
6．液压指示系统包括：液压流量、液压压力、液压泵低压警告、液压过热警告。
指示系统给出下列指示：
⑴ A、B系统储备油量。
⑵ 最低的储备油量。
⑶ A、B系统压力。
⑷ A、B系统发动机驱动泵低压（EDP）。
⑸ A、B系统电动马达驱动泵（EMDP）低压。
⑹ 备用电动马达驱动泵低压。
⑺ A、B系统电动马达驱动泵过热。
（7页）
增压空气从油箱上部加进A、B、备用液压油箱，使液压油不断的供给液压泵（提供流量）。
二、液压系统A：
提供液压给：PTU马达、左反推、起落架收放、前轮控制、防滞刹车、付翼、A/P A、升降舵、升降舵感觉、2.4.9.11飞行扰流板、1.6.7.12地面扰流板、方向舵。
三、液压系统B：
提供液压给：右反推、起落架收回、前轮控制、防滞刹车、付翼、A/P B、升降舵、升降舵感觉、3.5.8.10飞行扰流板、方向舵、后缘襟翼、前缘襟翼和缝翼。
四、备用液压系统提供备用液压给两个反推、备用方向舵、前缘襟翼和缝翼。
五、液压动力转换组件PTU：
PTU是一个液压泵马达组件。当B系统无液压时，提供给前缘襟翼和缝翼、自动缝翼系统液压，PTU有PTU控制活门控制。
当活门打开时，A系统给马达提供压力，B系统提供液压油给液压泵。
地面操纵液压泵时，若1号油箱燃油少于250加仑（1675磅/760公斤）时，使用时间不得大于2分钟。
第四十四章 自动飞行控制系统 （DFCS）
一、概述：
1．系统功能：
DFCS系统可提供自动飞行、飞行指引、高度提醒、速度配平、马赫配平的控制。
2．系统组成：
MCP、2部FCC、操纵作动器。每部FCC都具有上述五个功能。
3．系统介绍：
⑴DFCS：
FCC从IRS、FMC得到输入信号，送出操纵指令到付翼和升降舵作动器以控制飞机的飞行轨迹。当从MCP上衔接相应的自动驾驶后，自动驾驶在下述飞行阶段控制飞机的姿态：爬升、巡航、下降、近进、复飞、拉平。
⑵飞行指引：
FCC从飞机系统得到信号并送出飞行指引指令到EFIS，提供飞行引导。机组可以利用飞行指引指令去控制飞机的姿态。在拉平阶段，飞行指引指令不显示。
⑶高度提醒：
当飞机接近或离开MCP选择的高度时，产生一个提醒，告诉机组到达或离开了MCP的 选择高度。这个警告在自动驾驶或飞行指引衔接时产生。或没有衔接。
⑷速度配平：
当发动机在高推力而飞机在低速度时，速度配平功能给水平安定面指令，保持飞机速度和飞机姿态。这个功能主要用在起飞而且仅在自动驾驶没有衔接的状态下。飞行指引可在ON或OFF任何状态。
⑸马赫配平：
当飞机速度增大，机头开始有一个向下的趋势，叫作：马赫卷曲。当飞机速度大于0.615马赫时，马赫配平功能给水平安定面一个向上的指令，保持机头的水平。这个功能控制在飞行指引“ON”位，自动驾驶衔接或不衔接的状态。
二、部件功能介绍：（11页）
1．MCP：
是机组与FCC之间的主要接口部件。各开关的作用：（衔接电门、F/D电门、方式电门、选择电门）。
人工给FCC的输入还有：A/P切断电门、TO/GA电门、驾驶杆力传感器、自动飞行状态信息牌。
2．FCC：
FCC从MCP、传感器、无线电导航系统、ADIRS、FMC、A/T、舵面位置、作动器位置得到数据，用于计算自动驾驶和飞行指引的指令。
FCC还计算速度配平、马赫配平、高度提醒、A/P断开警告的指令信号。
3．自动驾驶指令：
A/P可以工作在CMD和CWS两种方式。
⑴在CMD方式，FCC计算的指令输出到作动器，作动器控制PCU去带动付翼和升降舵。
⑵在CWS方式，通过力传感器感觉驾驶杆的操纵力，把力信号变成电信号给FCC，FCC输出指令到A/P作动器，经PCU控制付翼和升降舵。
FCC还送出安定面配平指令到安定面配平电作动器。
⑶自动驾驶方式显示在CDS系统的PFD上。当A/P断开时，产生一个警告音响和A/P断开灯闪亮。
4．FD指令：
当FD ON时，FCC计算引导指令并显示在CDS上。没有操作指令时，FD方式和状态也显示在CDS上。FD切断时没有警告信息。
5．高度提醒：
高度设置可在MCP上选择，音响来自于REU，指示灯在CDS上。
6．速度配平：
当飞机速度低时，安定面向上运动使机头向下，以增加速度。
当飞机速度增加时，安定面向下运动使机头向上，以减小速度。
7．马赫配平：
FCC送出马赫配平信号给马赫配平作动器去控制升降舵运动 。由于马赫配平作动器输出轴运动带动感觉定中组件从而带动升降舵PCU的输入杆，在起飞时，机组操纵安定面到机头向上的位置，马赫配平操纵升降舵到机头更加向下的位置。
8．自检：
DFCS可以通过CDU进行自检。
三、信息和警告电源
1．与信息和警告电路相连的部件有：
机长、付驾驶A/P切断电门。
IFSAU、MCP、FCC A、FCC B。
机长、付驾驶状态牌。音响警告组件。FDAU。A/T计算机。REU。
2．电源：
AFCS A的28V电源供给FCCA 、左、右A/P切断电门、IFSAU、机长侧的状态牌。
AFCS B的28V电源供给FCC B、IFSAU、付驾驶状态牌。
3．A/P切断电门：
按压电门一次，切断到FCC A、FCC B、MCP的28VDC，断开A/P。
再次按压电门，停止音响警告并关断A/P红色警告灯。
4．FCC：
FCC A 送出一个空速警告信号使机长的A/T灯闪（琥珀色）。
FCC B送出一个空速警告信号使付驾驶的A/T灯闪（琥珀色）。
该信号是在FCC检测到A/T系统不能保持空速时产生的。
两部FCC提供A/P警告信号到本侧状态牌和FDAU，使A/P红灯亮。其条件是：
两部FCC不一致，
DFCS在BITE，
安定面配平警告，
800英尺以下时，FCC双通道近进。
5．MCP：
MCP送出一个A/P警告信号给左、右状态牌，当A/P断开时使A/P灯闪，其条件是：
在地面接通FCC电源时故障，
在A/P复飞时，FCC未获得MCP高度。
在A/P俯仰通道复飞方式，MCP数据总线故障。
MCP还送A/P警告信号到FDAU和音响警告组件，A/P、A/T灯和音响都可以通过按压灯罩而复位。
四、ASA；
1．信息牌给出下列信息：A/P警告、A/P切断、起始BITE、A/T脱开、空速警告、FMC提醒信息。
2．A/P灯：
⑴红色闪亮：A/P切断。
⑵红色稳亮：
BITE、FCC无效、地面时电源故障、飞机在俯仰通道G/A时MCP BUS故障、飞机在400英尺时不能获得复飞的高度、飞机在双通道工作并且低于800英尺时，安定面脱开配平。
3．A/T灯：
⑴红色闪亮：A/T切断。
⑵红色稳亮：BITE。
⑶黄色闪亮：
A/T在MCP或FMC速度时，FCC计算出A/T速度警告：襟翼放下时，真空速大于目标空速10节或小于目标空速5节。
按压A/P、A/T灯和复位其闪亮，但不可复位稳亮。
实验电门放1时琥珀色亮，放2时，红色亮。
FMC复位电路是RS触发器电路。
五、MCP警告指示：
1．低速和超速旗：
低速极限大约是失速速度的1.3倍。
MCP高度窗警告：
条件：
FCC存储高度没有人为改变高度选择而发生变化。
FCC存储高度与MCP高度不一致大于5秒。
警告：
音响警告（REU）响2秒，断8秒。PFD上高度显示框琥珀色闪动。MCP高度窗显示50000。
复位：
调整高度选择窗数字或飞机着陆。
当飞机在G/S方式且RA小于400英尺时，抑制高度窗警告。
六、高度警告：
1．从上/下两个方向进入900英尺时，高度提醒开始1秒音响，PFD高度显示框和选择高度显示为白色，目标提醒信号一直保持到进入300英尺。
2．进入300英尺时（离开方式）
1秒音响，飞机高度显示框闪（瑚珀色）
目视信号停亮条件：
A、返回到300英尺以内高度
B、改变选择高度
A、 大于900英尺的差值。
高度提醒正常时来自FCC A，如果FCC捕获了下滑道或襟翼大于20，不产生高度警告。如果FCC气压校正高度无效，MCP上参考高度显示50000英尺，这时，可转动高度选择钮停止音响警告。
七、PFD指示；
1．PFD上显示：
F/D指令、飞行方式信息（FMA）、选择目标空速游标。
2．FMA显示：
A/T、ROLL、PITCH状态显示。衔接为绿色，预位为白色。当衔接一个新方式时，方框变成绿色并闪动10秒。
3．DFCS状态信息：
CMD、FD 绿色。
单通道、CWS R、CWS P琥珀色。
当出现新的单通道CWS P或CWS R时，出现黄框10秒。
4．速度游标和数字显示：
当MCP上IAS工作时，指示为MCP速度。MCP上显示空白时，指示为FMC速度。
（231页）
PFD上显示高度提醒、选择高度、米制高度：
高度提醒：
高度显示数字框变成白色或琥珀色。选择高度外框变成白色。
选择高度显示在高度带上部，米制高度显示在选择高度上部。两者都是MCP选择的高度。
（233页）
故障旗：F/D旗、选择目标空速旗。
八、DFCS操纵：
1．起飞前：
左右F/D ON位，选择跑道航向、选择坡度极限、设置MCP高度、A/T预位、设置V2（用IAS/MACH选择钮），这时，状态显示FD，没有俯仰方式信息，F/D指针不出现。
2．起飞；
当按压TO/GA电门后，俯仰方式显示TO/GA，F/D俯仰指示-10°，倾斜指示机翼水平，两边F/D灯亮，A/T工作为N1（起飞推力），无倾斜方式显示（FMA），当空速到60海里时，F/D俯仰指示+15°。
如果这时一台发动机故障，电源转换到另一台发动机。发动机故障一侧的FCC从另一侧FCC得到F/D指令，这时的俯仰指令杆为12.5°。
在起飞阶段F/D指令杆显示在姿态指引仪上，甚至F/D电门在关断的位置。这叫做“POP—UP”（弹出）方式，其产生条件是：
一个F/D电门不在ON位。
按压TO/GA电门。
空速大于80海里。
在空速大于80海里后150秒，“POP—UP”方式完成。
3．离地：
起始速度游标是V2+20海里，如果爬升速率小于300英尺/分钟，则俯仰指令保持俯仰姿态。若速率大于1200英尺/分钟，则俯仰指令为保持目标空速。
在飞机高度低于400英尺时，坡度限制是8，离地10秒后，速度配平衔接。
4．爬升：
在高度400英尺时，未放ON位的F/D指示灯灭。F/D倾斜指令仍保持机翼水平，状态显示仍为FD。
当高度大于400英尺后，可以改变F/D俯仰和倾斜方式。如果只改变俯仰方式（用MCP上电门），则倾斜自动进入航向选择方式。
在高度大于400英尺后，可以衔接A/P，这时，俯仰方式变成“LVL CHG”，FMA显示为MCP SPD。倾斜方式为“HDG SEL”。
工作状态显示变为CMD，在衔接A/P同时，速度配平停止，开始自动驾驶配平。
（243页）
在三个阶段可选择的方式：
1．倾斜：L NAV、HDG SEL、VOR。
2．俯仰：
爬升：
V NAV：A/T为N1。
V/S： A/T为MCP SPD。
LVL CHG：A/T为N1。
CWS： A/T为N1或SPD。
巡航：
V NAV：A/T 为FMC SPD。
ALT HLD：A/T为MCP SPD。
CWS：A/T为N1或 SPD。
下降：
V NAV：A/T为RETRND（减速）。
V/S：A/T为MCP SPD。
LVL CHG；A/T为RETRND。
CWS：A/T为N1或SPD。
（245页）
若飞机偏离航道3海里或在下一个航路点前飞机的航向不是指向航路，则不能接通L NAV。
（251页）
VOR方式有四种。预位、截获、在航道上、过台。
1．预位：
选择VOR/LOC电门，白色字符显示在FMA倾斜显示框第二行。
2．截获：
在到达截获点前3秒，波束偏离小于22°，如果FCC不能计算捕获点，波束偏离小于0.5°，VOR方式变到捕获子方式。同样，若偏离大于2°达10秒也变到捕获子方式。飞机倾斜不能超过坡度限制，最大倾斜率是4°/秒。
当VOR在捕获子方式，VOR/LOC变成绿色字符显示在FMA的第一行。FCC保持在此方式，直到飞机满足在航道上逻辑。
3．在航道上：
可抑制在航道上的条件：VOR 不在截获子方式、飞机坡度大于7°、过台。
VOR在航道上的条件：
在最后5秒时，波束偏离小于1°。
航道误差小于18°。
在最后10秒，偏离速率的改变小于0.15°/秒。
飞机坡度不能超过8°，最大倾斜速率为1.3°/秒。
当VOR工作在“在航道上”方式，FCC保持这个方式，直到过台。
4．过台：
过台逻辑监控VOR波束偏离的快速变化，当飞过VOR台的锥形波束区时，如果波束偏离变化大于0.75°/分钟，FCC进入过台方式。
如果波束偏离量大于6°，FCC也进入过台方式。
如果偏离小于上述值，FCC保持在过台方式23秒钟。
如果VOR台有DME，当飞机高度值与DME距离值的差小于5000英尺时，FCC也进入过台方式。
（255页）
CWS R控制方式：
CWS R有三种方式：姿态保持、航向保持、CWS R操纵。
可以使用三种方式进入CWS R方式：
压下CWS电门。
衔接CMD但不选择倾斜方式。
在CMD位，在驾驶杆上施加10磅的力。
如果飞机坡度大于6°，衔接姿态保持，A/P保持这个姿态。
如果飞机坡度大于30°，衔接到CWS， A/P保持30°的姿态。
如果飞机坡度小于6°。衔接到CWS，A/P进入航向保持，3秒内坡度变为0°。
如果飞机坡度大于30°，衔接到CWS，A/P将控制飞机到30°。
如果加在驾驶杆上的力不大于3磅，坡度小于6°，进入航向保持，大于6°进入姿态保持。
IN DETENT：微调。
LOW DETENT：低调。
HI DETENT：高调。
九、VNAV
V NAV提供俯仰控制以响应FMC导航数据的输入，它控制飞机以FMC的目标速度爬升或下降到FMC目标高度，当飞机到MCP选择高度后，它稳定在该高度。VNAV有两种方式：VNAV速度 、VNAV航迹。
1．NAV速度：
控制升降舵保持FMC目标速度，在向FMC高度爬升时，如果首先到达了MCP高度，A/P将从VNAV速度变成高度保持，但VNAV方式灯仍保持亮着，因为A/T仍在FMC速度方式。
如果机组此时重新选择MCP高度到FMC高度，VNAV方式灯灭，机组再压下VNAV，则又进入VNAV速度方式。
2．NAV航迹：
在爬升中，捕获到FMC目标高度后VNAV速度变成VNAV航迹。在下降顶点，A/T变成慢车，俯仰方式变成VNAV航迹，LNAV在该方式也必须工作，否则VNAV PTH将断开，此时机组可选择VNAV速度方式。
第四十五章 自动油门
一 、功用：(3页)
自动油门系统使用飞机传感器的数据计算发动机推力,根据机组通过MCP、驾驶舱开关的指令和FMC的输出控制发动机推力,自动油门可以从起飞到着陆全程工作。
A/T是飞机管理系统之一,系统还包括FMCS、DFCS、ADIRU(7页)
A/T的操纵通过油门手柄上的电门和MCP,A/T方式可选择在：
MCP上的人工选择
由DFCS自动选择
由TO/GA电门选择(人工)
A/T可以由MCP或DFCS选择在N1或速度方式,其显示可在CDS的FMA上。
二 部件介绍:
1．油门伺服马达2个
2．油门杆推力解算器2个
3．带摩擦刹车和离合器的齿轮盒2个
4．油门杆与伺服马达的机械连接机构2个
5．MCP上预位和方式电门
6．TO/GA电门
7．油门杆上A/T切断电门
三、工作：
1．准备：
A/T衔接
起飞油门保持上升到800英尺
减速时油门杆到达后止点。
2． 油门保持：
当起飞转弯且空速大于80海里时，A/T进入保持方式，在达到84海里时，FMA上显示“油门保持”，直到下面两个条件发生：气在高度上升800英尺，抬头上升10秒以后。
3． N1：
用于起飞、爬升、最大推力复飞期间。
控制信号：
FMC N1目标
N1指令
EEC来的TRA角度
EEC来的实际TRA
EEC来的最大N1
在起飞和最大推力复飞时，A/T使用N1目标和EEC油门杆角度解算目标对FMC N1极限值进行更精确的控制。
在起飞复飞时，A/T操纵油门杆速率为13.5°/秒到一个预期的位置，在最后调整时，操纵油门杆最大速率为5°/秒，在起飞/复飞以外的其它方式，速率为3°/秒。
4． 速度：
A/T控制推力到目标速度，可是FMC速度，也可是MCP速度。
A/T比较SMYD的最小使用空速和ADIRU的计算空速，设置一个最小速度底线，控制飞机不能低于这个底线。
5． 减速：
在下降减速时油门杆速率为1°/秒
在拉平减速时油门杆速率为3°/秒
落地后便为8°/秒
在拉平减速方式油门杆到慢车位需6秒
（51页）
当方式转换时，方框闪动10秒。
（53页）
FMC数据无效时或无计算数据，TMA显示------。参考N1数字显示也变成-----。正常显示时，只有参考N1游标，无数字显示，只在人工时显示数字。
当FMC N1数据无效或无计算数据时，A/T计算一个N1极限给两台发动机，TMA处将显示方框，内部显示“A/T LIM”。
（71页）
当A/P近进在G/S时，RA为50英尺时，DFCS启动拉平程序。当RA为24英尺时，A/T给出拉平指令，
如果A/P未衔的近进时，A/T在LRRA 27英尺，襟翼大于12.5°时进入拉平。
运行规范：
缩小垂直间隔标准运行（RVSM）
一、定义：
RVSM（Reduced Vertical Separation Minimum）缩小最低垂直间隔。
是指在实行RVSM运行的空域内，在FL29000至FL41000（包含这两个高度层）之间的垂直间隔标准由2000英尺(600米)缩小到1000英尺（300米）。
二、RVSM的适用范围：
空域和生效日期：
1） 北大西洋（NAT），从1997年3月27日起执行；
2） 北太平洋（NOPAC）空域，从2000年2月24日起执行；
3） 澳大利亚空域（AUSTRALIAN），从2001年11月1日起执行；
4） 欧洲空域（EURO），从2002年1月24日起执行；
5） 西太平洋和南中国海空域，从2002年2月21日起执行；
南太平洋（SP）空域（实施时间待定，预计2003年实施）。
三、RVSM运行背景：
1．RVSM的产生：
80年代初，国际民用航空组织（ICAO）成立专门小组，开始探讨有关航空器垂直飞行间隔标准问题。经过各种风险评估后认为：在FL290以上空域飞行的最小垂直间隔从600米（2000英尺）缩减到300米（1000英尺）在技术上是可行的，可以满足预定的安全标准，使空域容量大大增加，并且能够带来显著的经济效益。
国际民航组织（ICAO）亚太地区办事处已确定了从2002年2月21日19:30时（协调世界时）起，在南中国海地区部分航路上实施RVSM运行。
中国民航总局制定了实施RVAM运行的我国民用航空运营人和航空器的暂行规定。这个“规定”主要包括了对航空器和运营人的批准要求、航空器的性能规范、飞行机组的训练要求和操作程序等。
2．海航的RVSM运行：
⑴海南航空股份有限公司RVSM运行管理机构：
①生产运行中心
②飞行部
③维修工程部
⑵海南航空股份有限公司RVSM运行人员：
①飞行人员 ②飞行签派人员
③机务维护人员 ④各运行机构管理人员
3．正常运行批准的条件
⑴运行手册
①适航和持续适航（维修）大纲；
②运行程序和操作程序；
③飞行人员和飞行签派人员训练大纲；
④应急处置程序；
⑤运行历史；
⑥运行检查单；
⑦最低设备清单。
⑵飞机经过验证，符合RVSM运行性能规范；
⑶飞行人员和飞行签派人员经过充分训练和检查，符合RVSM运行规范。
4．正常运行撤消条件
⑴出现飞行机组人为因素造成的高度冲突、危险接近等严重事件；
⑵经常出现因设备失效或其他气象条件（颠簸）导致高度冲突、危险接近的严重事件。
5．撤销RVSM批准的条件
⑴获得RVSM运行批准后在运行中因飞机设备故障或机组人为操作原因出现违反RVSM运行的严重事件；
①在飞行中总垂直误差（TVE）大于或等于±90米（±300英尺）；
②飞行中高度测量系统误差（ASE）大于或等于±75米（±245英尺）；
③在飞行中ATC指定的高度偏差（AAD）大于或等于±90米（±300英尺）；
⑵经常出现飞机设备故障或机组人为操作原因造成违反RVSM运行事件没有得到改正，RVSM运行大纲和程序被证明有问题没有得到改正；
⑶进行RVSM运行的有关单位认真改正自己的问题，再次经局方审查被证明存在问题。
四、RVSM运行区域的其它相关政策
1．执行横向间隔的规定（RNP-10）
在南中国海RVSM区域运行，必须执行相应的横向间隔（RNP-10的规定）；
2．报告的事件：
无论何原因，当在RVSM空域发生与指定的飞行高度偏差超过300英尺（含300英尺）。
3．非RVSM运行批准的飞机在RVSM空域的飞行：
已获得RVSM运行批准的飞机在高度层分配上将优先于没有获得RVSM批准运行的飞机
五、RVSM的运行设备
1．RVSM运行安装的最低设备应包括下列内容：
⑴两个独立的高度测量系统，每个系统应由下列部件组成：
①交叉耦合的静压源系统，如果静压管在易结冰的区域，应具有防冰能力。
② 由静压系统感知的静压，将之转换为气压高度，并向机组
显示此气压高度。
③ 动高度报告目的提供与显示的压力高度相对应的数字化
编码信号的设备。
④ 进行静压源误差修正（SSEC）
⑤ 能从高度测量系统中提供高度自动控制和警告基准信号。
⑵高度报告能力的二次监视雷达应答机（SSR），如果只安装一部，必须具有转换到任意一个高度测量系统的能力；
⑶高度警告系统；
⑷自动高度控制系统；
2．其他需要的适航（MEL）设备。
六、飞行要求
1．在RVSM空域中只能进行仪表飞行。
2．在每次执行RVSM飞行前，应完成如下程序：
⑴外部检查：
在航空器的外部检查中，应特别注意静压源和每一静压源附近蒙皮的情况，以及任何可能影响高度测量系统精度的其他部件（这种检查由机务地面维护人员进行并将检查结果在飞行维护记录本上进行记录并直接向机长报告），如果机务地面维护人员未进行此项工作，机长应向机务值班人员查实，以明确与RVSM运行有关的设备情况和已采取的维修措施修正错误。
⑵检查高度表指示误差：
高度表的指示误差值要符合飞机使用手册中的要求。检查方法：
①高度表的拨正值按当地机场当时QNH调置，检查高度表指示的标高值。当地机场已知标高和高度表显示高度之间的差值不得超过23米（75英尺）；
② 左、右高度表的指示应一致；
⑶开车前，RVSM飞行所需设备（高度表、自动驾驶仪、高度测量和告警系统等）必须是可使用的；
⑷起飞前，RVSM飞行所需设备有任何故障指示，必须予以解决。（滑回机坪、报告机务维护人员和飞行签派值班人员）
3．在进入RVSM空域时下列设备要工作正常：
⑴两套主用高度测量系统
⑵一套自动高度控制装置
⑶一套高度告警装置
⑷每大约一个小时，应对主高度表进行交叉检查。二者之间的差值最大不超过60米（200英尺）。如果超出了这一限制，应报告高度测量系统失效，并通知ATC。应记录下主高度表和备用高度表之间的差值，以备在应急情况下使用。
七、RVSM运行不正常事件报告程序
无论何原因，当在RVSM空域发生与指定的飞行高度偏差超过300英尺（含300英尺）必须报告.
水平导航精度的要求（RNP-10）运行介绍
一、定义：
RNP（Required Navigation Performance）是对飞机水平导航精度的要求。
所有在RNP空域中运行的飞机，其95%的正切航迹误差应小于指定的值，这误差包括位置误差，飞行技术误差（FTE），航径定义误差和指示误差。并所有飞机95%的沿航迹位置误差应小于10海里。用单个数字指出RNP的类型（e.g.RNP1，RNP4，RNP10etc.）.所以在RNP空域运行需要特殊的批准。按照国际民航组织9631-AN/937文件《所需导航性能手册》的要求，航空器在飞入RNP-10空域以前，航空器登记国民航当局要对每一架航空器进行审定，只有获得RNP-10运行批准后，航空器才可以在RNP-10空域内飞行。
二、RNP运行简介：
近年来，各国家和各航空公司都开始引入RNP，这是全世界范围的国际民航组织努力贯彻未来航行系统（FANS）、通讯/导航/监视（CSN），和空中交通管理（ATM）这些概念的一部分。目前在北大西洋、北太平洋（NOPAC）、中太平洋（CENPAC）、日本所有的RNAV航路、俄罗斯/Siberia、澳大利亚/New Zealand等地区已经开始实施RNP。
为了更有效的使用空域、为航空公司提供更多更好的航线、减少延误、增加流量、增加灵活性、降低运行成本、相应地调节飞机间的间隔并提高安全性，经过东南亚各国的共同努力，于2001年11月1日19：30UTC开始在南中国海7条航路上FL290（含）以上实施RNP10。包括P901、L642/M771、N892/L625、N884/M767航路。
RNP-10是用于在海洋和边远地区，即飞机最小横向间隔为50海里的那些空域。所有飞机在RNP-10空域中95%的飞行时间内应满足航径保持精确性等于或小于±10海里以内。要满足在海洋和边远地区运行的RNP-10的要求，同时就必须满足在CFR14部关于运行种类部分中所定义的运行操作的要求，包括至少携带两套完整的导航系统以至于导航系统不会提供错误的指引信息。
三、运行要求：
(1) 在要求RNP-10运行的空域中飞行时可进行自动无线电
位置更新的条件。自动更新是不需要机组人工输入坐标的任何位置更新程序。
(2) 在要求RNP-10地空域内飞行时，认为可接受人工无线
电位置更新地条件。如果没有特别指定可以进行人工更新，则在RNP-10运行时不允许进行人工位置更新。
⑶导航辅助设备的可用性。在签派或在飞行计划时，营运者必须确保航线上适用的导航辅助设备能用来保证飞机能够导航进入RNP-10区域。
四、对飞行的要求：
1．飞行前：
在对飞机的外部检查期间，应对导航天线的情况和所有天线附近的机身表皮情况特别注意。（这些检查可以由具有资格的或专门授权的人，非飞行员来完成，例如飞行工程师或维护人员）。
2．在海洋进入点，至少两套能进行RNP导航运行的导航系统必须工作正常。
3．进入海洋空域以前，必须用外部的导航台尽可能精确地对飞机位置进行检查。可能要用DME/DME设备和/或DME/VOR设备进行检查，
4．尽可能使用TCAS，如目视可观察冲突航空器；
5．偏航少于10海里时，航空器应保持在ATC指定的高度层飞行；
6．偏航大于10海里的航空器，应依据以下标准改变高度层：
空中交通服务航路 偏航方向 高度层改变（FL310或以上）
向西南方向 左 下降1000英尺
右 上升1000英尺
向东北方向 左 上升1000英尺
右 下降1000英尺 |
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