电子飞行仪表系统

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1、 Section 15Flight Instrument and EFISCAUC-AMAEC1Flight Instrument and EFISAIR DATE COMPUTER SYSTEM CAUC-AMAEC2Flight Instrument and EFISAIR DATE COMPUTER SYSTEM (Conts)大气数据计算机接 收从全静压系统来 得全压和静压及从 大气总温探头来得 大气总温。大气数据系统计算 高度、空速、马赫 数和大气静温并将 这些数据提供给一 些接口系统。CAUC-AMAEC3Flight Instrument and EFISAIR DATE COM

2、PUTER SYSTEM (Conts)马赫空速指示器计 算一个最大速度值。如果飞机飞行速度 超过这个最大值，马赫 空速指示器向音响警告 组件发送一个警告信号 ，同时在驾驶舱里可以 听到喀哒喀哒声。有些选装机型，超 速警告可来自失速管理 系统。CAUC-AMAEC4Flight Instrument and EFISAIR DATE COMPUTER SYSTEM（Conts）高度表、马赫/空速指示器、EADI和 EHSI 均安装在P1和P3板上。大气总温 显示在P2板上的备用发动机仪表显示器 的上方。PI、P2和 P3 板均位于驾驶舱 。 在飞机的两侧各有一个静压探头，但总 温探头只在飞机的

3、左侧有一个。 大气 数据计算机安装在电子设备舱。CAUC-AMAEC5Flight Instrument and EFISAIR DATE COMPUTER SYSTEM (Conts) ALTITUDE INDICATOR电动高度表 指示飞机的气压高度； 气压修正； 高度基准设置。高度表是椭圆形的 ，与仪表板平齐安装。 高度表以数字（显示窗 ）和模拟（指针）显示 气压高度，在高度表上 有气压基准的调节旋钮 及高度基准游标和调节 旋钮。CAUC-AMAEC6Flight Instrument and EFISAIR DATE COMPUTER SYSTEM (Conts) ALTITUDE I

4、NDICATOR高度表工作原理 高度表接收从ADC来的信号，经过机械式的气 压修正后，经伺服放大器放大，输出驱动数 字式高度显示和模拟式高度指针指示。 显示窗显示的高度范围是-1000英尺50， 000英尺，当高度低于海平面时，在显示窗的 前两位数字位置将显示“NEG”。 当ADC或高度表故障或ADC系统电源断开时， “OFF”故障旗将出现在显示窗的前两位数字 位置。CAUC-AMAEC7Flight Instrument and EFISAIR DATE COMPUTER SYSTEM (Conts) ALTITUDE INDICATOR 高度表的指针绕刻度盘转一圈为1000英尺 ，每一小刻

5、度表示20英尺。 气压显示窗分别以“IN.HG（英寸汞柱） ”和“MB（毫巴）”为单位显示基准压力 。 气压调节旋钮将气压基准设置到当地标准 海平面时，气压高度表指示标准气压高度 ； 当气压调到当地海平面气压时，高度表指 示气压修正高度。CAUC-AMAEC8Flight Instrument and EFISAIR DATE COMPUTER SYSTEM (Conts) MACH AIRSPEED INDICATOR马 赫/空速指示器上包括： 数字式空速显示窗、模拟式空速指针指示飞 机的空速（CAS），指示范围：60450节； 橙色与白色相间的最大空速指针指示空速极 限； 数字式马赫数显示

6、窗指示马赫数（M），指示 范围：0.4000.999； 目标空速游标指示目标空速。在马赫/空速指示器上通过空速基准旋钮 可以人工设置目标空速游标，即：选择目标 空速。CAUC-AMAEC9Flight Instrument and EFISAIR DATE COMPUTER SYSTEM (Conts) MACH AIRSPEED INDICATOR工作原理：马赫空速指示器从ADC接收 空速和高度数据，从FMC接收目 标空速，指示器内的计算机计 算马赫数和最大空速，并控制 最大空速警告。CAUC-AMAEC10Flight Instrument and EFISAIR DATE COMPUTE

7、R SYSTEM (Conts) MACH AIRSPEED INDICATOR 来自ADC的空速信号，在指示器中 经伺服放大器放大后，输出驱动马 达，同时带动数字式空速显示和模 拟式指针指示飞机的CAS； 指示器内部计算的M数和最大空速 信号送到各自的伺服机构，驱动数 字式马赫数显示和最大空速指针指 示。 CAUC-AMAEC11Flight Instrument and EFISAIR DATE COMPUTER SYSTEM (Conts) MACH AIRSPEED INDICATOR 空速基准旋钮可以拉出和推进： 当旋钮被推进时，目标空速游标伺服机构接 收并处理从FCC来的目标空速值

8、并驱动目标空 速指标指示； 当旋钮被拉出时，目标空速游标伺服机构不 工作，此时可人工调节空速基准旋钮来设置 目标空速游标； 当空速大于或等于计算的最大空速时，指示 器内的计算机送出一个逻辑信号，使马赫/空 速警告器开始工作。CAUC-AMAEC12Flight Instrument and EFISAIR DATE COMPUTER SYSTEM (Conts) MACH AIRSPEED INDICATOR最大空速限制： 当飞机的高度H低于25，986英尺时，最 大空速（V MO）被限制在340节； 当飞机的高度H高于25，986英尺时，最 大马赫数（M MO）被限制在0.82。保持M数飞行

9、时，（V MO）数值将随 飞行高度H的增加而减小。 飞机的飞行高度H被限制在37，000英尺 。CAUC-AMAEC13Flight Instrument and EFISAIR DATE COMPUTER SYSTEM (Conts) MACH AIRSPEED INDICATOR当ADC系统断电或ADC、马赫/ 空速指示器某些功能有故障时，相 应的空速（A/S）故障旗、M数（ MACH）故障旗、最大空速（V MO） 故障旗或目标空速游标故障旗（IN OP）将会出现。CAUC-AMAEC14Flight Instrument and EFISINERTIAL REFERENCE SYSTEM

10、CAUC-AMAEC15Flight Instrument and EFISINERTIAL REFERENCE SYSTEM PurposeIRS is a part of the FMS. It is responsible for providing : 基本的导航信息baseline navigation information; 垂直速度信息vertical speed; 飞机姿态信息airplane attitude information. IRS consists of two （惯性基准组件）IRU, a （方式选择板）MSU, an （惯性系统显示 组件）ISDU and

11、two （数模采集组件） DAA.CAUC-AMAEC16Flight Instrument and EFISINERTIAL REFERENCE SYSTEMSystem Description 在起飞点，IRS对准期间，要输入初始 经度、纬度值； 对准后，IRS内部的激光陀螺和加速度 计敏感飞机的运动； IRS计算飞机运动的大小并向飞机其它 系统提供输出数据，包括：地速、偏流 角、当前位置、姿态、航向和其它角度 信息；CAUC-AMAEC17Flight Instrument and EFISIRS MODE SELECT UNITCAUC-AMAEC18Flight Instrument

12、 and EFISIRS MODE SELECT UNIT(Conts) Purpose MSU provides IRU mode selection and monitors the operation of IRU. Physical Description MSU contains 2 four position mode select switches. OFF（断开 ) ALIGN（校准） NAV（导航） ATT（姿态）为了防止方式被误选，当选择电门由 “ALIGN”转至“OFF”位，及“NAV”和 “ATT”两位间转换时，需要将选择电门先拉 起再转动。CAUC-AMAEC19Fl

13、ight Instrument and EFISIRS MODE SELECT UNIT （Conts)电源：由IRU或主明/暗测试电路为灯泡提供照明电源。 工作： ALIGN选择此方式时，为IRU供电，IRU进行约10 分钟的校准； NAV-选择此方式，在校准完成后，IRU进入导航工作方式 ； ATT选择此方式使IRU进入姿态方式，这是一种降级工作方 式，此时IRU仅提供飞机的姿态信息； OFF选择此方式时，断开IRU供电。当方式选择电门转到 “OFF”时，经过30秒延时后，IRU断电。CAUC-AMAEC20Flight Instrument and EFISIRS MODE SELECT

14、 UNIT （Conts)监控： Align-在校准期间，“ALIGN”灯稳亮，当系统存在一些情况需要 提醒操作者注意时， “ALIGN”灯闪亮； On DC-当IRU失去115V AC电源，使用28V DC电源时，“ON DC”灯亮 ，只要电瓶直流电压大于18V，电瓶将一直为左IRU供电，而只给右IRU 供电5分钟； Fault-当IRU内部存在故障时，“FAULT”灯亮； DC Fait-当飞机电瓶直流电压低于18V时，“DC FAIL”灯亮。 Lamp Test 通过按压以上四个灯的灯罩，或使用灯明/暗测试电路或起 始IRU测试等方法均可测试灯泡的好坏。CAUC-AMAEC21Fligh

15、t Instrument and EFISIRS INERTIAL SYSTEM DIAPLAY UNITISDU 是飞行员与IRU间的接口， 用此装置，飞行员可以输入IRS的初始 位置。ISU上有： 两个七字段的显示窗； 一个五位置的显示选择电门； 一个亮度调节旋钮（BRT），与显示选 择电门相连； 一个两位置的系统显示选择电门。 CAUC-AMAEC22Flight Instrument and EFISIRS MODE SELECT UNIT(Conts) 显示选择电门（DSPL SEL）控制左、右 显示窗上导航数据的显示。 TK/GS（航迹角/地速）； PPOS（当前位置）； WIND

16、（风值）； HDG/STS（航向/状态）； TEST（测试）系统显示选择电门（SYS DSPL）控制两个 显示窗显示左IRU，还是右IRU计算的导航数 据。CAUC-AMAEC23Flight Instrument and EFISIRS INERTIAL SYSTEM DIAPLAY UNIT （Conts） 监控：当IRU探测到不正常情况存在，且显示选择电门置 于“HDG/SYS”位时，ISDU将显示相应的失效代码。 自测试（与在IRU前面板上的自测试按钮功能相同 ）：当显示选择电门置于“TEST”位时，根据系统选 择电门的选择，向相应的左或右IRU输出一个固定值 ，这个自测试的固定值显示在ISDU和EFIS上。