PA44电子设备简介R(仅供学习参考)

1、2016/03/07PA-44 电子设备电气系统自动驾驶系统导航系统灯光系统仪表指示系统通讯系统目录一电气系统电源系统 交直流发电机 采用交流发电机发电， 经二极管整流为直流电。位于每台发动机前部的 右下侧，额定输出电压为14V。 组成 2个发电机，1个电瓶，1个外电源插座，2个电流表、2个警告灯，多个断路器、导线及各控制部件。 电瓶 在发电机不能供电时，向维持飞行所必须的用 电设备应急供电；在起动发动机时，为发动机提供电源。 位于机头前部，酸性电瓶，额定电压12V，额定容量为35Ah， 飞机正常发电时为其充电。一电气系统电源系统 地面电源插座 位于机头右侧下部，是于地面电源向飞机供电时的连接

2、接头。 电流表 分别指示左、右发电机的供电电流，指示值不能超过60A。 警告灯 1个 低电压（LO BUS）红色警告灯，指示电源系统低电压故障；1个 发电机故障（ALT）琥珀色警告灯，指示任何一台发电机故障。一电气系统电源系统 1号电子汇流条 俯仰配平、自动驾驶仪、罗盘系统、音频选择板、1号通讯/导航、应答机； 2号电子汇流条 2号通讯/导航、ADF指点信标； 非重要汇流条 座舱通风、座舱加温机、识别灯。一电气系统环境系统 加温机 由独立的燃烧加温机组件，具有独立的供电和供油线路。控制按钮（加温位、风扇位、关闭位），操作手柄（进气门手柄、温度控制手柄、除雾手柄）。超温警告灯。注意加温机的使用，

3、以防超温！ 主要涉及电子设备冷却、加温机、座舱通风系统一电气系统环境系统 座舱通风系统 通过单独的鼓风机和空气通道为座舱提供新鲜空气，控制开关（两个档位），控制手柄位于顶板出风口处。 夏天通风 尽量 使用 座舱通风！一电气系统燃油系统 电动增压泵 每一边的燃油供油管路上都安装了1个电动燃油泵，位于机翼根部。用于发动机起动时，增加燃油压力并为发动机汽缸注油；高空飞行增压抑制燃油汽化趋势，提高工作效率；发动机驱动泵失效时，应急供油。一电气系统液压系统 由电动液压泵驱动，仅用于起落架的正常收上和放下操作。位于机身后部设备舱内。一电气系统警告系统 产生视觉、听觉和触觉的警告，即通过目视的灯光和文字信息

4、、音响以及触觉的变化来发出警告。 警告灯板 测试按钮用于飞行前测试所有警告灯是否能够正常燃亮一电气系统警告系统 VAC 左右任一真空系统，真空度低于（40.25）inHg； OIL 左右任一滑油压力低于15PSI； ALT 左右任一发电机电门断开或过压，励磁短路或断路； HTR OVER TEMP 加温机超温、失效； LO BUS 连接汇流条电压低于12.5V。一电气系统警告系统 失速警告 用于警告飞机临界失速状态，产生音响警告； 失速警告传感器，位于左侧机翼，分内外两个； 外侧用于感受飞机巡航时的临近状态，襟翼位置010度 内侧用于感受起飞、着陆时的临界状态，襟翼位置2540度一电气系统警告

5、系统 起落架不安全警告 （1） 地面误收警告 禁止在无地面安全措施的情况下测试； （2） 空中低油门警告 在空中任一发动机进气压力低于14inHg，触发警报声响，不安全灯亮；（按静音按钮进行解除，视觉、听觉）； （3） 空中着陆襟翼状态警告 在空中，任一起落架未放下锁好，襟翼位置超过25度，触发警报。（静音按钮无法解除此警报） 。一电气系统起动系统 作用 使发动机从静止状态迅速上升到慢车工作状态。每台发动机安装各有一个起动机，位于发动机前部左下侧，通过起动大齿轮盘与发动机相啮合。 控制开关 为三位开关，可以短时间向左或向右按下，松开后，开关自动恢复中立，可见 同一时间 飞机电源系统 只能 为一

6、台起动机工作。注意 起动间隔，每次起动时间不能超过10S，每两次之间间隔20S，连续使用次数不能超过6次，6次以后须让起动机冷却30分钟。二仪表指示系统仪表板介绍 主飞行仪表 大气数据仪表、姿态仪表、航向仪 表、指引仪表 发动机仪表 其他设备仪表二仪表指示系统大气数据仪表系统 指示仪表 气压式高度表、空速表、升降速度表 采集部件空速管（皮托管） 可加温防冰(地面2min） 全静压放水阀门 用于排放系统内的水二仪表指示系统姿态仪表系统 原理 利用陀螺工作原理，测量飞机姿态角度和姿态角速度； 气动地平仪 由真空系统提供陀螺驱动的空气动力； 电动地平仪 作为备用仪表，位于右仪表板。有一个上锁手柄，在

7、平飞或停放时拉出，使其内框锁定，自转轴处于地锤方向； 转弯侧滑仪二仪表指示系统航向仪表系统 磁罗盘 利用地磁场磁北来确定航向，作为备用仪表，允许10度以内的误差； 无线电罗盘 为飞行员提供用于导航的地面站无线电台方位的指示，即ADF指示器。二仪表指示系统航向仪表系统 陀螺磁罗盘系统 指示飞机的磁航向，由 磁传感器、方位陀螺、水平状态指示器 组成水平姿态指示器HSI 该系统具有伺服控制组件，用于指示、校正系统指示航向与飞机实际航向间的误差。二仪表指示系统发动机仪表系统 组成用于实时测量发动机工作参数，监控发动机状态；仪表名称监控功能转速表、进气压力表发动机功率，确定飞行状态汽缸温度表、排气温度表

8、发动机温度，防止过热滑油压力表、滑油温度表发动机润滑情况，防止部件磨损燃油油量表燃油储存量，防止燃油耗尽停车燃油压力表供油情况，防止供油中断停车 大部分仪表都由指示器和传感器两部分组成二仪表指示系统发动机仪表系统 发动机转速表 双指针，安装在两台发动机各自左侧磁电机上，正常值为5002700转/分； 进气压力表 双指针，利用真空膜盒感受压力。开车前，指示场压，开车后，指示发动机进气压力值。二仪表指示系统发动机仪表系统 排气温度表 双指针，其传感器是一个热电偶式探头，位于发动机排气管上； 汽缸头温度表 共两个，其传感器位于发动机二号缸。二仪表指示系统发动机仪表系统 滑油温度表 共两个，其传感器位

9、于发动机附件部分滑油滤罩内； 滑油压力表 共两个，当滑油压力低于15PSI时，警告灯板上的“OIL”滑油压力低警告灯会燃亮。二仪表指示系统发动机仪表系统 燃油油量 共两个，分别指示左、右油箱内的剩余燃油量。飞机最大燃油量为110GAL（包括2GAL不可用燃油）； 燃油压力表 共 两个，分别指示各燃油系统内的燃油压力。二仪表指示系统其他设备仪表 真空仪表系统 作为机载气动地平仪的气源装置 组成 2个发动机驱动真空泵、1个真空度计、故障警告灯、相关调节器和管路等；真空度计 巡航时正常指示范围为4.95.1inHg。压力低于4inHg时，“L”、“R”指示相应真空源失效。真空度计二仪表指示系统其他设

10、备仪表 计时器 发动机计时器、加温机计时器、飞行计时器发动机计时器 当滑油压力达到15PSI时计时；加温机计时器 当加温计处于HEAT位时计时； 飞行计时器 当飞机离地后开始计时。发动机计时器（维修计时器）加温机计时器飞行计时器二仪表指示系统其他设备仪表 电子时钟 由飞机电瓶供电，可通过旋钮调节 大气温度表 通过前风挡的大气 感温棒进行温度直接测量二仪表指示系统其他设备仪表 电流表 测量各自发电机的输出电流，表示各自发电系统的负载。 在发电机正常供电时，应保证每个电流表的指示值均不超过60A，否则就应人工断开一些不十分重要的用电设备。三通讯系统概述 通讯核心 GNS430 综合航电组件，内置通

11、讯收发单元 音频控制 GMA340 音频板组件1号GNS4302号GNS430GMA3401号通讯天线位于机身下部（鞭型天线）2号通讯天线位于机身上部副驾驶麦克风正驾驶麦克风三通讯系统GNS430 综合航电组件 GNS430 又称通讯/导航组件，有两部，内置工作于118.000136.975 MHz 甚高频通讯 收发机，工作距离约为100KM；三通讯系统GNS430 综合航电组件通讯通讯音量音量调节调节激活备用激活备用频率频率备用频率调节，外圈调备用频率调节，外圈调节节MHzMHz，内圈调节，内圈调节KHzKHz。按压内圈可使光标在通按压内圈可使光标在通讯窗口和讯窗口和VLOCVLOC窗口切换

12、，窗口切换，当光标位于当光标位于VLOCVLOC窗口时，窗口时，如果如果3030秒内没有进行操秒内没有进行操作，光标回自动返回通作，光标回自动返回通讯窗口。讯窗口。当前当前使用使用频率频率备用备用频率频率三通讯系统GMA340 音频版组件 GMA340 提供三套麦克风和音频接收机的通讯输入，通过按压相应按钮选择相应系统识别音频，可以选择指点标音频。 通讯收发机选择 上排按钮 驾驶舱扬声器和耳机选择所需的接收 下排按钮 飞行员麦克风或手持话筒选择所需的发射机COM1/2 按钮 通讯分离模式，此模式下，正副驾可以同时进行发射，在单侧发射按钮失效时可以使用此功能。（按钮粘连故障）三通讯系统GMA34

13、0 音频版组件 事例： 在按压右驾驶无线电通讯发射按钮后，该发射按钮不能弹回，持续约1分钟后，机组发现左、右驾驶均无法发射无线电通讯信号。（组件内部逻辑：持续发射35s后，自动中断对应发射机发射状态） 措施： 当飞机在空中发生由于单个发射按钮粘连，引起通讯失效故障时，可通过先按压 COM1/2 按钮，然后再重新按压另外一个正常的发射按钮，来恢复地空间的通讯。 三通讯系统GMA340 音频版组件 内话系统 共有两个按钮“PILOT”与“CREW”用于内话系统 按下“PILOT”按钮后，正驾驶与所有其他成员间隔离，使无线电信号只能有正驾驶听到；副驾驶和旅客间可以彼此通讯，但不能和正驾通讯或听到飞机

14、无线电语音信号。 按下“CREW”按钮，正、副驾驶在一个内话通道内，乘客可以在自已的内话频道上与其它乘客通讯，但无法与机组进行通讯，也听不到导航音频。四导航系统概述 基本组成导航（VOL/ILS/GPS）设备系统应答机系统（ATC）测距机系统（DME）自动定向仪系统（ADF）应急定位发射机系统（ELT）机载ADS-B系统四导航系统VOR/ILS导航系统 1号导航系统，通过水平状态指示器（HSI）进行显示； 2号导航系统，通过导航指示器进行显示； 内置于两部 GNS430 综合航电组件中，实现VOR/LOC接收控制，下滑道接收，导航频率为108.00117.95MHz；HSI航道偏离指示器四导航

15、系统GPS接收机通过按压GNS430面板上的 CDI，切换为 GPS 导航。 内置于两部 GNS430 综合航电组件中，能够跟踪和使用12颗卫星用于定位和速度及时间计算；天空图GPS状态卫星信号强度四导航系统应答机（以GTX327型为例） 功用 为空中交通管制雷达信标系统提供一个空地、空空数据链的连接。接收1030MHz地面或其他飞机的询问信号，以1090MHz进行应答。A模式飞机识别码，C模式高度信息。 ATC和DME不能同时工作，其工作时会对DME进行抑制，DME工作时也是如此。“IDENT”可发射特殊识别信号。四导航系统应答机（以GTX327型为例） GTX330 应答机除具有传统A/C

16、模式应答机功能之外， 还具有S模式的应答功能，是一种S模式的应答机。特殊代码：（国际民航组织规定特殊情况使用编码） 1200：VFR方式编码（原厂编码） 7700：飞机处于紧急情况 7600：机载通讯设备失效 7500：飞机受到非法干扰（劫机）四导航系统DME测距机系统 功用 测量飞机与地面测距信标台之间的斜距，与地面测距信标台配合工作； 飞院现役飞机选装有DME450型和KN63型两种测距机。两种DME基本功能一致，均可指示飞机到台距离（显示范围内）、飞机地速（显示范围内）、到台时间。当VOR台频率选定时，其频率也相应确定。四导航系统ADF自动定向机系统 功用 在2001799MHz频率波段

17、内提供相对于无线电台的方位信息，并提供音频信号用于识别电台和收听民用广播，新津近台为339，远台为424； 飞院现役飞机选装有ADF650A型和KR87型两种自动定向机。由 ADF指示器 和 ADF接收机组成。四导航系统ADF自动定向机系统650型ADF接收机KR87型ADF接收机四导航系统机载ADS-B自动相关监控系统 功用 实现安装ADS-B系统飞机机载部分的飞机及其他飞机信息实时显示（如飞机位置、高度、航速、航向、识别号等），同时发送给地面台，实现飞机间主动避让及地面统一交通管制； 核心 GDL90 收发机，内置独立GPS接收机，同时通过 高度报告器 获得主高度信息。四导航系统机载ADS

18、-B自动相关监控系统 显示由2号GNS430的交通信息页面显示。1NAV2ELT3UAT4COM567GPS8ATC9COM11ADF12UAT13MKRVORLOCGSUAT 上上GPSUAT-GPS ELTUAT 下下MKRCOM110DME五灯光系统概述 基本分类机外照明驾驶舱照明应急照明五灯光系统机外照明 着陆灯 频闪灯、航行灯 防撞灯五灯光系统机外照明 识别灯 各灯光控制开关五灯光系统驾驶舱照明 顶灯 泛光灯 仪表照明灯六自动驾驶系统概述 自动驾驶仪（autopilot），能够自动控制飞机飞行轨迹，能模仿飞行员的动作驾驶飞机； 功用 按给定的姿态和航向保持飞机平直飞行 按给定的 俯仰角 或升降速度，操纵飞机上升或下滑 按给定的 倾斜角 或航向操作飞机转弯 操作飞机按给定的航迹进行飞行 我院采用的SYSTEM55X型自动驾驶仪，为双轴式自动驾驶仪，用于控制飞机的俯仰轴与倾斜轴。六自动驾驶系统概述 俯仰通道 通过控制升降舵，利用飞机俯仰角姿态的改变来实现飞机的爬升与下降，实现对飞机 高度 与 速度 的稳定； 从一个独立的高度压力转换器获得飞机当前的高度信号； 倾