航前

更新时间：2023-11-05 12:37:01 阅读量：综合文库文档下载

说明：文章内容仅供预览，部分内容可能不全。下载后的文档，内容与下面显示的完全一致。下载之前请确认下面内容是否您想要的，是否完整无缺。

航前，短停常见故障处理 21章

1：电子舱通风故障：

1）如只有电子舱通风的故障警告，须检查蒙皮进气活门和出气活门，确认开度正常，进出气量正常，进气口无外来物。复位计算机跳开关（MONG），一般信息会消失，等一分钟左右后做测试，如立即测试可能会出现虚假的测试正常信息。如果过一会信息再次出现，可能性最大的是气滤，其次是计算机。

2）如出现鼓风扇或排气扇信息，检查是否有相关跳开关跳出。检查蒙皮进气口，如有杂物堵塞，会出现鼓风扇信息。否则出现此类信息，一般复位是无效的，只能按MEL保留或排故。

3）注意：鼓风扇故障可能会导致同时出现排气扇信息。如果电源电压，频率偏离较大也可能会导致多个电子舱通风跳开关跳出，信息出现。 2：空调系统：

1）温度不可调节，可考虑区域温度控制器。但如果是温度高，降不下来，则控制器的可能性很小，一般是组件性能问题，短停不处理，但要打印环境报告给技术部门。 2）单组件故障，可按要求保留。 3：座舱压力系统：

1） A319飞机有时在报告中有CPC1+2故障警告。这一般是由于有时机组在执行高原航班时会选择人工控制模式造成的，在地面正常就不用处理。 4：后货舱通风或加温故障：复位不好则保留。不允许防活物。 22章

1：与FMGC相关的：

1）通电后FD不能自动接通：说明FMGC自检或数据对比没有通过，哪边的不能接通，在其ND下方会提示选择与另一部ND相同的距离范围，一般复位相应的FMGC后会正常。 2）校准惯导后某部FD或AP接不通，先复位跳开关，如无效，对老320飞机的FMGC可进行拔卡复位，拔出跳开关，拔出A13卡，闭合跳开关，一分钟后再拔出跳开关，插入卡，闭合跳开关。一分钟后信息消失。如还不行，MEL保留(该方法在第一种情况下也适用)。新件号的FMGC没有A13卡，可试着重装一次计算机。

3） FMGC的测试不够准确，不能完全以测试通不通得过来鉴定是否故障，警告信息是更重要的参考。

4）两部FMGC不能交输数据，证明其进入独立工作模式，都是由于其中一部FMGC故障引起的，如复位无效，可重装一次。仍无效，保留。或参考航段报告，试着更换一部FMGC。 5）无法获得对边FMGC输入的无线电导航数据：检查本边的RMP上备用导航是否打开，将其关闭。

6）如因某种原因同时更换了两部FMGC，切记检查导航数据库有效期。只更换一部，则按需交输导航数据库。

7）自动油门接不通：复位FMGC，检查油门杆上自动油门脱开按钮是否故障在按入状态。 8）两部自动驾驶自动脱开：很少出现，一般不会出现两部计算机故障。应从航后报告中的信息入手排故，如：TAT2故障会导致这种现象，同时会出现方向舵行程限制故障。 2：与FAC相关的：

1）方向舵行程限制，偏航阻尼，方向舵配平故障：这三种故障均先复位相关的FAC。如不好，保留。

2）同时出现以上多个信息：检查跳开关，一般是由于FAC供电的跳开关跳出导致。 3）若稳定出现以上某个信息（复位不掉），则不可更换FAC判断故障，因为若伺服线

圈短路会烧坏计算机。但可以将相应的FAC装其它地方验证故障。 23章

1：侧杆上的发射电门故障：可保留，按要求要将电门脱开，至少要保证其不是故障在常发射状态。否则，须立即排故。

2：高频通话信号不好：高频信号是通过电离层反射的天波传播，用来远距离传播，本身信号质量就比通过视距传播的甚高频差很多。我们的航班只是在飞马尼拉时在经过香港管制区后大概有十分钟时间要求使用，即使信号不好，机组也可以通过用甚高频中转的方式通信，故为保证航班可跟机组协商暂不处理。其它航班不用。

3：ACP/RMP有故障：如影响使用，需更换，如来不及就串至第三部。并做MEL或内控保留。

4：甚高频故障：若判断是ACP故障，处理方法同3。其他情况参考MEL。如是阿很高频连续发射，及时汇报。

5：客舱部分：复位头顶板或CIDS跳开关，如不清楚具体哪些，可复位全部CIDS跳开关或在PTP中复位，复位后等待几分钟至PTP中显示的系统测试消失。不好则要参考MEL 1）前乘务员面板无法操作：先复位FAP跳开关，如无效，复位CIDS跳开关。 2）前乘务员手提电话故障：确认后如来不及更换尽量将其串至后舱，MEL保留。 3）录像机故障：确认是录像机故障后根据短停时间和接下来的航班情况视情更换，及时汇报，以便查航材，领件。如果放映时只有图像没有声音，往往可通过复位CIDS排除。如卡带拿不出，可试着复位门头顶板上的视频跳开关将带取出，检查有无绞带，可用一盘不重要的带小心试一试。不应因此故障冒延误航班的风险。 4） LCD故障：如花屏，闪烁，摆动，可将其锁定。 5）如呼唤铃灯等简单故障，短停应尽量解决。

6）以上故障，如影响到头等舱，在有VIP的情况下要及时汇报。 24章

1：电瓶无法充电或充到额定值不自动断开：大多是因为电门接触不好。 2：IDG，APU发电机故障等参考MEL。 3：航后注意检查电源车的电压，频率。 25章

1：驾驶舱座椅调节（包括扶手）：参考MEL，扶手调节故障一般短停可以通过调节螺帽修好，要及时汇报。

2：厨房设备故障：不要因此延误航班

1）烧水杯：如前面的故障，为方便机组使用，串至后面。因为只有烧水杯能把水烧开 2）咖啡壶，烧水器，烤箱：一般情况下航后处理，但应尽可能判断一下故障。如乘务员多次反映，即使地面正常也应视为故障。如设备（主要是咖啡壶）不使用时也严重漏水，短停需尽可能处理，因咖啡壶在25PSI以下的因其压力下可能会漏水，故可先关掉组件，拔出区域温度控制器跳开关给水箱增压试试。如不好，来不及换可将漏水的软管折叠卡死或拆下设备，下一班再装新件。

3） A319飞机后厨房咖啡壶，在起飞，下降时底部漏水是其设计上的缺陷，交待乘务员使用时只要人为控制其水位在没有到满位时就提前关断即可，即不要等到它到满位时自动关断。

3：厨房设备出水小：

1）前后厨房所有设备都小：关断组件，把区域温度控制器给水箱增压，一分多钟即可。 2）前或后厨房所有设备都小：更换相应水滤。后厨房短停可换，前厨房尽量航后换。 3）某个设备小：是其本身问题

4：洗手盆堵：尽量短停处理，如不严重，空中在压差作用下会自然通畅。

5：洗手液不出：先适当稀释洗手液，安装时要先在吸管中灌满洗手液。如不好，事情更换封圈（一处），单向活门（两处）。

6：马桶堵：尤其是前马桶堵要尽量检查并处理。如看不见异物用管子连接前后马桶进行抽吸。后一个马桶堵可将其封闭，航后处理。

7：马桶不冲水：复位真空泵条开关，如不好，在地面禁止使用，空中正常使用。即使复位好了，如再次反映，航后也应更换冲洗活门。

8：前后服务台排水槽堵：简单处理不好就航后处理，告知乘务员。 9：厨房水龙头关不住：关闭水活门检查，确保其不再出水。 10：厕所水龙头漏水：一般不会很严重，航后处理。 11：应急设备故障：及时汇报，参考MEL 26章

1：货舱或（和）厕所烟雾探测故障：查信息记录，及时汇报。

1）如是多个区域探测故障，往往是探测组件的问题，复位试试，不行则换SDCU。 2）如是单个区域探测故障，做相应测试，得出结果。复位计算机试试，不好则参考MEL 3） SDCU通道1或2故障：复位计算机(只有一部计算机，有两个通道)，参考MEL 2：货舱烟雾警告：检查货舱情况，确认无烟雾。做测试，辨认真假警告，参考MEL 3：厕所烟雾警告：检查相应厕所状况，确认灭火瓶没有自动释放。一般为假警告或有旅客在厕所吸烟。

4：发动机火警探测故障：一般是单环路故障信息，按MEL放行。 27章

1：与SEC，ELAC相关的故障信息：看地面是否还存在，能否复位掉。做EFCS扫描。为放行或降低放行条件而打算串件时要察看历史串件记录，避免重复串件而引起双故障。如航后为判断故障串件，须与其它飞机同一位置部件相串才能达到目的。

2：对机组反映的实际飞行中，飞控系统出现的问题（可能无故障记录）：要仔细询问机组情况，及时汇报。

3：机组反应放襟翼时抖动：放下襟缝翼检查机构，方磨条等有无异常 28章

1：加油面板无显示：按压临近电门试试，不行再复位FQIC跳开关。 2：无法选择预选油量：如复位不好，可让机组人工监控加油量 3：放油口漏油：用沉淀杆捅一捅，如不好则换放油口。

4：加油口加油时漏油：建议先换辆油车试试，同时让加油人员带来标准模尺，测量加油口是否符合标准。同时及时汇报。

5：机组反映空中左右油量不一致：短停检查，如油量正确，通知下一班机组继续观察。 29章

1：液压泵低压信息：基本都是压力电门故障。可保留 30章

1：雨刮效果不好：如航路有雨，短停即可调节。用公制内六角，两个调节点，倒水测试 2：风挡加温故障：一般地面工作均正常，如故障报告中有传感器信息，绝大多数情况都是传感器坏了。出现此故障要事情处理，及时汇报

3：皮托管，探头等加温故障：做PHC测试，一般能测试出故障信息。参考MEL放行。 31章

1：DMU故障：按MEL放行

2：CFDIU故障（CFDS进不去）：复位不好按MEL放行

3：FDIU故障：一般复位均可消除。

4：话音记录器故障：不放行，地面测试通不过就要更换。测试时停留刹车刹上，接通，按测试电门，可听到600HZ音频。

5：DU故障：按重要性依次是PFD和上ECAM，ND，下ECAM。所以如来不及换将故障件串至下ECAM。 32章

1：LGCIU故障信息：如有警告，涉及放行，及时汇报。做测试可得到具体故障内容，视情排故或更换计算机。如果只是有LGCIU的故障信息，没有警告，短停不需做工作。 2：起落架舱门位置指示不正确：及时汇报，检查临近电门，视情处理。

3：自动刹车故障：跟BSCU有关的信息经常出现，复位后基本都能消失。如测试通不过，也可保留其一个通道。

4：某个轮刹车温度指示偏高：清洁刹车温度传感器插头。

5：没装刹车风扇的飞机：短停时若温度300度以上，天气热，时间短时。如机组要求吹轮子，立即叫空调车来吹刹车组件，降至150以下可确保正常，时间不够时，稍高些也可以。 6：前轮转弯有响声，抖动：检查前起落架，防扭臂间隙，注红油，视情注黄油。

7：滑行时侧偏：检查两前轮新旧程度，气压状况。视情更换。还不好，航后按手册测量。 33章

1：在晚上保留滑行灯时要随飞机带一个起飞灯灯泡，反之亦然。

2：更换滑行灯泡后测试时若跳开关跳出，一般都是灯没装好。要注意正负极的分离，且不要与螺钉和壳体构成短路。

3：客舱灯光下降时闪烁：一般都是因为右发IDG欠频造成的。 4：应急系统的灯光故障时，注意参考MEL。 34章

1：ADIRU故障：航前注意及时输入经纬度，如出现故障，建议将三部一起关掉，一分钟后重新校准。仍不好则保留。查串件历史，若允许则串至第三部保留。航后测试正常则可关闭保留。

2：TCAS故障：以及组反映为重要依据，因放行受限，尽可能换件排除故障，初次反应若测试正常且飞机不过夜也可再飞一班观察。

3：机组反映空中左右高度，空速，地速等大气数据有差异：及时汇报，详细询问机组情况，问其判断那边是准的，是否与第三部比较过。差异最大有多大，出现在哪个阶段，差异是否一直存在，是否来回程均如此。参考TSM中相关的最大容差标准判断是否能放行。若初次反应，地面检查均正常，可继续观察。若两次以上反映，应重视，按标准放行。

4：GPS1或2不工作：查看故障记录，复位MMR，地面信息若能消失，做测试也正常，说明计算机的可能性很大，复位后也很可能不再出现。若是GPS天线故障，一般是复位不好的，在MMR测试中也能测试出相应结果，可保留放行。

5：气象雷达：以及组反映为准，尤其重复反映或航路有雨的情况下要高度重视，尽量更换收发机。

6：GPWS：该系统出现故障信息有可能是因为机组误把气象雷达开关放在2位造成的，可查故障记录获知，若在地面有警告，首先检查雷达开关位置，再复位跳开关。

7：RA故障：以及组反映为准，可保留。因RA1影响GPWS的正常工作，故在判断故障或缺件保留时尽量保留RA2。

8：ADF指示不准：可在地面做测试，也可实际选个台检查指示是否准确。若故障，可保留一部，A类。

9：机组反映飞机位置指示有漂移：这类故障基本都是偶尔出现，若不严重，短停交待机组继

续观察即可。 35章

1：机组氧气压力低：参考AMM中的标准，若压力低于地1500较多或机组反映氧气压力下降较快，即使够标准也要检查有无漏气，主要检查驾驶舱氧气面罩，氧气瓶及管路和超压释放片。

2：做氧气工作时，确认手和工具一定要清洁，尤其不能有油脂。 36章

1：AIRBLEED维护信息：复位FWC和引气系统跳开关，若不消失，参考MEL放行。 2：引气渗漏警告：不放行，检查与信息相关的部位有无漏气，排除后方可放行。 3：PRV OR 10HA信息或HPV信息：无警告可航后处理，有警告则按MEL条件保留（执行M程序）或排故。也可做清洁计算机这项工作，有时能起到作用。 4：风扇活门或7170HM的信息：也参考3 38章

1：加不进去水：人工操作打开溢流活门 2：厕所漏水：检查原因，关断水活门

3：洗手盆下管路漏水：确定漏水部位，临时处理，关断水活门

4：洗手盆无热水：检查加热器是否有电，复位开关，也可重装插头试试。 49章

1：部件故障活APU失效：参考MEL保留，注意相关保障 2：漏油：及时汇报，开舱门检查。余油口漏燃油不能放行

3：自动关车：接电源车，打关车报告，可试着重起一次 52章

1：客舱反映应急门处有响声：问清部位和严重程度，检查封严。航后拆下检查

2：驾驶舱门空中难开关：都是因为舱门有一定下沉造成的，一般不会很严重，可跟机组协商航后处理。

3：驾驶舱门锁故障：三个电磁锁经常出现故障，当有一个出现故障时，中央操作台上门锁操作电门旁的FAULT灯亮。头顶板上故障的的电磁锁等亮，按MEL保留

4：货舱门关好后显示打开：是临近电门故障，来不及换可清洁一下，如不好可保留放行，但每一班都要确认舱门关好。

5：客舱门空中显示过打开：检查手柄有无异常，若正常，在地面也显示正常，交待机组继续观察。 70~80章

1：起动时机组反应EGT高：一般很少超过600度，如其它参数正常，可正常出港，注意监控。若放气活门在应该关闭时没有关严会导致EGT高。

2：启动悬挂：N2转速上不去的原因，很可能是放气活门在起动时没有打开。若再次起动仍不好，须排故。有时用锤子敲打几下放气活门可能会使其恢复正常，可作为临时处理手段，但飞机若是从基地出港应小心处理。

3：如有VSV相关故障信息，立即汇报，排故。

4：发动机余油口漏油：参考标准。多数情况下只是在起动时漏，起动好就不漏了。不严重则不需立即排故。

5：进气道有分层：立即汇报，技术部门评估是否可继续执行航班。 6：一个点火系统故障：可保留。

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\ 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。

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。

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：

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：

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。