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1、CAUC-AMAEC,Flight Instrument and EFIS,1,Section 15,Flight Instrument and EFIS,CAUC-AMAEC,Flight Instrument and EFIS,2,AIR DATE COMPUTER SYSTEM,CAUC-AMAEC,Flight Instrument and EFIS,3,AIR 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-AM
2、AEC,Flight Instrument and EFIS,4,AIR DATE COMPUTER 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-AMAEC,Flight Instrument and EFIS,5,AIR 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
3、 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左侧有一个。 大气数据计算机安装在电子设备舱。,CAUC-AMAEC,Flight Instrument and EFIS,6,AIR 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-AMAEC,Flight Instrument and EFIS,7,AIR
4、DATE COMPUTER SYSTEM (Conts) ALTITUDE INDICATOR,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-AMAEC,Flight Instrument and EFIS,8,AIR DATE COMPUTER SYSTEM (Conts) ALTITUD
5、E INDICATOR,高度表的指针绕刻度盘转一圈为1000英尺，每一小刻度表示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-AMAEC,Flight Instrument and EFIS,9,AIR 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：604
6、50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-AMAEC,Flight Instrument and EFIS,10,AIR 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-AMAEC,Flight I
7、nstrument and EFIS,11,AIR DATE COMPUTER 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-AMAEC,Flight Instrument and EFIS,12,AIR DATE COMPUTER SYSTEM (Conts) MACH AIRSPEED INDICATOR,空速基准旋钮可以拉出和推进：
8、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-AMAEC,Flight Instrument and EFIS,13,AIR 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25，9
9、86英尺时，最大马赫数（M MO）被限制在0.82。保持M数飞行时，（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-AMAEC,Flight Instrument and EFIS,14,AIR 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-AMAEC,Flight Instrument an
10、d EFIS,15,INERTIAL REFERENCE SYSTEM,CAUC-AMAEC,Flight Instrument and EFIS,16,INERTIAL REFERENCE SYSTEM Purpose,IRS 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）IR
11、U, a （方式选择板）MSU, an （惯性系统显示组件）ISDU and two （数模采集组件）DAA.,CAUC-AMAEC,Flight Instrument and EFIS,17,INERTIAL REFERENCE SYSTEM System 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-AMAEC,Flight Instrument and EFIS,18,IRS MOD
12、E SELECT UNIT,CAUC-AMAEC,Flight Instrument and EFIS,19,IRS 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“NA
13、V”和“ATT”两位间转换时，需要将选择电门先拉起再转动。,CAUC-AMAEC,Flight Instrument and EFIS,20,IRS 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-AMA
14、EC,Flight Instrument and EFIS,21,IRS MODE SELECT 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
15、/暗测试电路或起始IRU测试等方法均可测试灯泡的好坏。,CAUC-AMAEC,Flight Instrument and EFIS,22,IRS INERTIAL SYSTEM DIAPLAY UNIT,ISDU 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-AMAEC,Flight Instrument and EFIS,23,IRS MODE SELECT UNIT(Conts),显示选择电门（DSPL SEL）控
16、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（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-AMAEC,Flight Instrument and EFIS,24,IRS 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。 注： 此测试在IRU处于姿态方式或飞机地速大于20节时被禁止。,CAUC-AMAEC,Flight Instrument and EFIS,
