机型培训课件34章导航版

34章导航(NAVIGATION)培训中心韩森2、系统介绍课程内容

——————1、导航基础3、ADIRS（大气数据及惯性导航基准）4、ILS（仪表着陆系统）5、WR（气象雷达）6、RA（无线电高度表）7、TCAS（交通咨询及防撞系统）8、GRWS（近地警告系统）9、DME（测距系统）10、ATC（应答机系统）11、ADF（自动定向机）12、VOR/MR（全向及指点信标系统）导航系统谢谢谢谢END一、导航基础1.1概述1、导航的定义。飞机导航的基本目的是在既定条件下，用最有效的方法（飞机沿预定的航线，或飞行中计算的航线飞行），以规定的准确度，在指定的时间将飞机安全引导到指定地点。2、观测法导航。通过观测地标导航。3、仪表（推算法）导航。4、天文导航。以天空中以一定运动规律的星体为依据。5、无线电导航。利用无线电的方法即通过对无线电信号某一电参量（如振幅、频率、相位或时间等）的测量来测定飞机的距离、距离差、方向和位

置等导航几何参量，并引导飞机正确安全地航行。一、导航基础1.2导航的基本元素

1.2.1航向（角）：即飞机机头方向，其角的大小由飞机纵轴的水平投影与地平面上某一基准线之间的夹角来度量。基准线为真子午线（地理经线）的叫真航向；基准线为磁子午线（地理磁线）的叫磁航向。

一、导航基础1.2.2方位角：以经线北端为基准，顺时针转到水平面上某方向线的夹角。一、导航基础1.2.3航迹与航迹角：飞机重心在地面投影点的移动轨迹，叫航迹。以飞机经线北端顺时针转至航迹的角度称做航迹角。一、导航基础1.2.4偏流角：当有侧风时，飞机的实际航迹会与飞机的航向不一致。航向线与航迹线之间的夹角称为偏流角。一、导航基础1.2.5偏航距离：即从飞机实际位置到飞行航段两个航路点连线间的垂直距离。一、导航基础1.2.6地速：飞机在地面投影点移动速度，即为飞机相对于地面的水平运动速度。1.2.7空速：飞机相对于周围空气的运动速度。1.2.8风速与风向：指飞机当前位置处相对于地面的大气运动速度和方向。空速、地速和风速三者之间的关系为：地速（Sc）=空速（Sa）+风速（Sw）一、导航基础1.2.9航路点：在飞机飞往目的地的航路上，可用于改变航向、高度、速度或向空中交通管制中心报告的位置，叫做航路点。一、导航基础1.3位置线与无线电导航定位1.3.1位置线：在无线电导航中，通过无线电导航系统测得的电信号中的某一参量，如幅度、频率、相位及时间延迟等，可获得相应的导航参量（如方向、高度、距离等），对接收点而言，某导航参量为定值的点的轨迹叫位置线。一、导航基础1.3.2无线电定位：(1)ρ-θ定位系统。用测距离系统（如DME）的圆位置线（距离），与测向系统的直线位置线（角度）相交的方法，可确定飞机的位置M。该定位系统叫ρ-θ定位系统（ρ

表示距离，θ

表示方位）。一、导航基础1.3.2无线电定位：(2)θ-θ定位系统。由飞机测定对两个地面导航台（如两个VOR台）的方位，可获得两条直线，其交点M即为飞机的位置。一、导航基础1.3.3VOR/DMERNAV（区域导航）

通过连续测得飞机到VOR/DME地面信标台的方位和距离信息，从而获得飞往某个确定的航路点的航向和距离。返回二、系统介绍2.1系统描述

2.1.1系统分类

导航系统按系统信号来源可分成四类：ADIRS大气数据惯性基准系统

着陆和滑行辅助系统

自主位置测量非自主位置测量二、系统介绍ADIRS大气数据惯性基准系统二、系统介绍着陆和滑行辅助系统二、系统介绍独立位置测量二、系统介绍非独立位置测量二、系统介绍

2.1.2无线电导航设备调谐

无线电导航设备有三种调谐方式：

自动调谐

人工调谐

备用调谐二、系统介绍

二、系统介绍

1、自动调谐（1）正常调谐二、系统介绍

（2）故障调谐二、系统介绍

2、手动调谐

二、系统介绍

3、备用调谐

二、系统介绍

备用调谐只是在FMGCs均不工作和

应急电源源供电的条件下使用!二、系统介绍

思考题调谐是对自主导航设备还非自主导航设备而言？二、系统介绍2.2备用导航指示

2.2.1备用罗盘二、系统介绍2.2备用导航指示

2.2.2备用地平仪1、横滚刻度在-30到+30之间按10度增加，30-60按15度增加。2、当电源故障，或陀螺转速低于18000rpm转时故障旗出现。二、系统介绍2.2备用导航指示

2.2.3备用高度表1、当高度小于10000英尺时,最左边的鼓轮显示黑白条纹,负高度时显示桔黄和白色条纹。2、气压设定范围是750-1050hpa。二、系统介绍2.2备用导航指示

2.2.3备用空速表

速度刻度在60-250Kt之间按5KT增加，在250-450之间按10KT增加。二、系统介绍2.3DDRMI指示表

2.3.1正常工作二、系统介绍2.3DDRMI指示表

2.3.2故障指示返回三、ADIRU大气数据与惯性基准3.1工作原理

3.1.1概述ADIRU由大气数据基准和惯性基准两部份组成为一个部件，所使用的数据信息来自外部传感器（迎角、总空温以及来自模数转换的信息），CDU是用于ADIRU控制和状态指示的界面。三、ADIRU大气数据与惯性基准

3.1.2ADM功用

微处理器将模数转换后的信号,处理成ARINC标准的输出信号。三、ADIRU大气数据与惯性基准

3.1.3捷联式IR

捷联式IR的陀螺和加速度计是直接固连在机体上，激光陀螺直接提供线加速度和角速度值。三、ADIRU大气数据与惯性基准

3.1.4环形激光陀螺

飞机上装有三个环形激光陀螺，用于测量三个转轴的旋转角速率。激光波长0.6328μm.三、ADIRU大气数据与惯性基准

3.1.5加速度计

飞机每一个轴上装有一个加速度计，用于测量线加速度。三、ADIRU大气数据与惯性基准

思考题飞机上除大气数据惯性基准系统使用陀螺外，还有什么设备使用陀螺装置。三、ADIRU大气数据与惯性基准3.2组成

3.2.1概述

大气数据和惯性基准系统是由三部ADIRU组成，每一部都有自己独立的探头和传感器。3.2.2MCDUMUDU通常用于对IR进行校准、测试以及显示ADIRU信息。3.2.3ADIRSCDU

可作为备用校准，同时可进行工作模式选择、信息显示和状态指示。3.2.4探头AD的输入参数如：总空压、静压，迎角（AOA）以及总空温（TAT）等来自相应的探头和传感器，被送到3个ADIRUS。三、ADIRU大气数据与惯性基准3.2.5FCU

飞行人员通过FCU为ADIRUS设置参考气压。3.2.3GPSGPS为ADIRS提供位置和速度数据，并经ADIRU处理后向有关设备分别提供GPS数据、IR数据以及两者的混合数据。3.2.4DMCDMC1或2接收来自相关ADIRU和ADIRU3的数据。DMC3可能接收来自任何一部ADIRUS的信息，在DMC1或DMC2失效的情况下作为备用替代工作。3.2.5DMC/PFD&NDADIRU1和2分别通过DMC1和DMC2显示在各自的PFD和ND上。ADIRU3当ADIRU1或ADIRU2故障时作为备用工作。三、ADIRU大气数据与惯性基准3.3大气数据探头

3.3.1概述

来自皮托管的总空压经ADM转换为ARINC信号后送到ADIRUS。共有三路皮托管总空压分别被送到三部ADIRU，备用皮托管的总空压除被送到ADIRU3外，还被送到备用空速表。3.3.2静压口

来自静压口的静压被ADM转换为ARINC数据。来自6个静压口的静压被送到5个ADM，备用静压除送到ADR3外，还被送到备用仪表（高度表、空速表）。3.3.3AOA传感器ADIRU接收来自AOA传感器的迎角信息。三、ADIRU大气数据与惯性基准3.3.4TAT传感器3部ADIRU接收来自总空温传器ATA的信息。

三、ADIRU大气数据与惯性基准3.4ADIRSCDU

3.4.1系统选择开关

有OFF，1、2、3三个位置。3.4.2键盘

输入所选ADIRU的：校准时的位置ATT方式时的航向3.4.3电源指示灯

呈琥珀色点亮时，说明有一个或多个ADIRU在用应急电源工作。电源测试时该灯亮5秒钟。三、ADIRU大气数据与惯性基准3.4.4

IR灯FAULT灯亮时，说明相关的IR已不能正常工作，ECAM会出现警告信息。

FAULT闪亮时，在ATT模式需要输入姿态和航向。在校准阶段ALIGN灯亮，校准完成后熄灭。下列情况ALIGN灯闪亮：

校准出现错误

在导航模式10分钟内没有输入当前位置

输入的当前位置与关闭时所记忆的位置有很大差别。3.4.5模式选择旋钮

具有三个位置，OFF、NAV、ATT。三、ADIRU大气数据与惯性基准3.4.6数据选择开关

通过选择数据开关的不同位置，可以显示IR的数据和状态。FAULT灯亮时，说明相关的IR已不能正常工作，ECAM会出现警告信息。

FAULT闪亮时，在ATT模式需要输入姿态和航向。在校准阶段ALIGN灯亮，校准完成后熄灭。下列情况ALIGN灯闪亮：

校准出现错误

在导航模式10分钟内没有输入当前位置

输入的当前位置与关闭时所记忆的位置有很大差别。3.4.7模式选择旋钮

具有三个位置，OFF、NAV、ATT。三、ADIRU大气数据与惯性基准3.5ADIRS转换开关

三、ADIRU大气数据与惯性基准3.6通过MCDU校准三、ADIRU大气数据与惯性基准3.7通过CDU校准三、ADIRU大气数据与惯性基准3.8ADIRS组件

3.8.1大气数据模数转换(ADM)三、ADIRU大气数据与惯性基准3.8ADIRS组件

3.8.2AOA传感器三、ADIRU大气数据与惯性基准3.8ADIRS组件

3.8.3皮托管探头三、ADIRU大气数据与惯性基准3.8ADIRS组件

3.8.4ADIRSCDU三、ADIRU大气数据与惯性基准3.8ADIRS组件

3.8.5静压探头三、ADIRU大气数据与惯性基准3.8ADIRS组件

3.8.6TAT探头三、ADIRU大气数据与惯性基准3.8ADIRS组件

3.8.7ADIRUS三、ADIRU大气数据与惯性基准3.8ADIRS组件

3.8.8VMO/MMO开关返回四、ILS仪表着陆系统4.1概述

4.1.1功用

仪表着陆系统(ILS)使飞机沿标准下滑道下降。下滑道是由地面信标台提供的航向信标波束（LOC）和下滑信标波束（G/S）构成的。ILS测量，并显示偏差的角度。接收机接收莫尔音频信号，用于信标台的识别。ILS的工作频率范围：LOC：108.1MHZ-111.95MHZG/S:328.6MHZ-335.4MHZ四、ILS仪表着陆系统四、ILS仪表着陆系统4.1.2组成ILS的组件由两部天线、两部接收机构成。系统信息被送到：PFD和ND显示EFIS控制面板用于显示控制FMGC用于自动调谐MCDU用于人工调谐

正副驾驶的RMP面板用于备用调谐ACP面板用于音频信号的控制四、ILS仪表着陆系统四、ILS仪表着陆系统4.1.3指示

当EFIS控制面板上的ILS按键按下，显示方式选择ROSE/ILS模式，ILS信息即显示在PFDS和NDS上。ILS信息以降红色显示。ILS1信息显示在PFD1和ND2上

ILS2信息显示在PFD2和ND1上四、ILS仪表着陆系统4.2系统说明

4.2.1描述

仪表着陆系统(ILS)包括：2部ILS接收机1个下滑信标天线1个航向信标天线4.2.2自动调谐

在正常工作情况下，FMGC通过RMP，自动调谐自身一侧的ILS接收机，当FMGC故障，则连接到对另一部FMGC调谐。四、ILS仪表着陆系统4.2.3人工调谐4.2.4备用调谐

当两部FMGCS都失效时,使用RMP1或2进行备用调谐。返回自动调谐方式前，人工调谐必须清除!任何一部RMP（RMP3除外）可同时控制两部ILS。但在应急供电情况下，仅有RMP1工作。四、ILS仪表着陆系统4.2.5天线

下滑信标天线（G/S）和航向信标天线（LOC）为两部接收机共用。每一部天线有两个独立的插头连接到两部ILS接收机。4.2.6

LGCIU4.2.7指示四、ILS仪表着陆系统四、ILS仪表着陆系统四、ILS仪表着陆系统ILS1数据被送到GPWS用于MODE5的计算！四、ILS仪表着陆系统思考题ILS2数据那些显示器上？

（A）ND1和PFD2

（B）PFD1和ND2

（C）PFD2和ND2

四、ILS仪表着陆系统4.3组件

4.3.1安全通告

在对航向信标天线进行工作前，要在驾驶舱中央控制台上放置一个警告提示，请勿接通气象雷达。4.3.2

ILS接收机

四、ILS仪表着陆系统4.3.3下滑天线四、ILS仪表着陆系统4.3.4航向天线返回五、WR气象雷达5.1概述

5.1.1功用

气象雷达用于探测某些危险气象区域和湍流的范围和方位，帮助飞行员避开这些区域和湍流。还可以用于探测地形情况。气象雷达通过方向性天线发射微波脉冲，并接收回波，通过电波的往返时间计算距离。方位是由接收回波时天线的位置确定的。五、WR气象雷达五、WR气象雷达

5.1.2组件

主要部件是由一部天线、一个波导、一部收发机和一个控制面板WR系统系统信息也被送到ND上加以显示。五、WR气象雷达

5.1.3指示WR的图象显示在正副驾驶的ND显示器上。雷达图象和姿态信息，可以在不同的EFIS模式下（ARC和ROSE）显示，PLAN模式除外。五、WR气象雷达5.2系统介绍

5.2.1组成WR气象雷达系统包括：1个控制组件

1个收发机1个天线5.2.2控制面板

控制面板提供工作模式、天线姿态和收发机增益等数字化信息，并经ARINC429总线传输。ON/OFF位控制收发机电源的通断，收发机向控制面板和天线供电。

五、WR气象雷达五、WR气象雷达

5.2.3收发机WR利用无线电波反射的原理探测雨量，利用多普勒原理探测湍流区域。

收发机工作在X频段的9345MHZ频率上。数字化的视频信号显示在ND显示器上。

五、WR气象雷达5.2.4ADIRUSADIRU1和3提供俯仰和偏转角，以保证天线的姿态稳定，提供的地速用于多普勒方式的参数修正。由哪一部ADIRU提供数据，还取决于ADIRS的的选择开关。

五、WR气象雷达

5.2.5天线WR天线由收发机提供电源并进行俯仰和方位控制，无线电信号通过波导在天线和收发机间传输。天线在180度方位区域扫描，并具有+或-15度的倾斜角度。收发机的内部电部保证天线姿态稳定。稳定数据包括：俯仰滚转角度倾斜度天线的方位五、WR气象雷达五、WR气象雷达思考题哪一个组件控制天线的稳定？

五、WR气象雷达5.3

WR的显示与控制面板介绍

五、WR气象雷达5.3

WR的显示与控制面板介绍

WX位：P〈1mm/h黑色1<P<12mm/h绿色4<p>12mm/h黄色P>12mm/h红色MAP位:山和城市：琥珀色

地面:绿色

静止水面：黑色

五、WR气象雷达5.4

WR的故障信息五、WR气象雷达5.4WR维修注意事项

5.4.1要点

在地面，使用WX或MAP两种工作模式，工作前必须采取切实的安全措施：

以飞机中心线，长度5M，左右各90扇区内，不能有金属障碍物，如飞机、机库等。天线前1.5米，+或-135度扇区内不能有人。距飞机100米范围内，不能有飞机加油或抽油。五、WR气象雷达五、WR气象雷达5.5

WR组件

5.5.1安全注意事项

拆卸雷达天线装置要小心，防止伤到人和损坏设备。（天线重约5KG）。5.5.2WR收发机。

五、WR气象雷达5.5.3安装托架

五、WR气象雷达5.5.4天线驱动装置五、WR气象雷达5.5.5天线五、WR气象雷达5.5.6控制盒返回六、RA无线电高度表6.1概述

6.1.1功用

无线电高度表用于指示飞机在起飞爬升、近进以及着陆阶段飞机距地面的真实高度。RA可以工作在非平坦的地表面。无线电高度表的工作原理，是从飞机向地面发射一个频率经过调制的无线电信号，经过地面反射延迟后再被高度表接收机接收，根据电波往返传输的时间，即可计算出飞机的高度。六、RA无线电高度表六、RA无线电高度表

6.1.2组件

组件包括：2部收发机、2部风扇、2个发射天线、2个接收天线RA的信息被显示在PFDS上。六、RA无线电高度表

6.1.3指示

飞机高度数据被显示在PFDS上，高度的测量范围为0-2500

FT.高度也用下述方式表示：1、地平线上升到俯冲域，此时高度低于300FT。2、红带相邻的高度刻度，此时高度低于500FT。六、RA无线电高度表6.2

系统描述

6.2.1描述

无线电高度表系统是由2套独立的系统组成。6.2.2收发机RA收发机测量飞机相对于地面的高度。收发机工作频率范围为4200MHZ-4400MHZ。6.2.3天线

天线的工作范围根据飞机的姿态，俯仰和滚转的角度被限制在+或-30内。6.2.4风扇在高度表收发机底座下装有风扇，对收发机进行冷却。六、RA无线电高度表

6.2.5指示

在正常情况下，RA1为PFD1提供高度信息，RA2提供PFD2。当其中一个失效时，自动转换到另一个。无线电高度指示，在高度小于等于2500FT时出现。6.2.6相关设备RA信息通过ARINC429总线被发送到相关设备。GPWSFMGCsFWCsELACs六、RA无线电高度表六、RA无线电高度表6.3

RA在PFD上的显示和自动报高度

6.3.1决断高度

飞行员在MCDU上做出选择后，一接通无线电高度表，决断高度数据就会在飞行模式通告第四栏显示出来。当无线电高度达到决断高度（DH），琥珀色“DH”信息先闪烁后再保持稳定显示。六、RA无线电高度表六、RA无线电高度表6.3.2无线电高度

当高度小于2500FT时，无线电高度显示在姿态球的底部。指示精度是高度的函数：H>50FT:增量为10FT5FT<H<=50FT:增量为5FTH<=5FT:增量为1FT六、RA无线电高度表六、RA无线电高度表6.3.3模拟指示红色高度带显示在场高刻度的右边。当高度低于570FT时，红带出现。在地面时，带的顶处于高度指示窗口的中间。六、RA无线电高度表6.3.4升跑道指示在近进的最后阶段，当飞机高度低于150FT快到地面时，姿态环低端的地平线向上移动，最后与俯仰刻度的零刻度重合。六、RA无线电高度表6.3.6故障指示当襟翼手柄不在零的位置，如果两部高度表失效，红色的RA故障旗会出现在高度信息的位置。与襟翼位置无关，当两部高度表失效后，红色指示带消失，而白色的低限度线仍保持在原来位置。六、RA无线电高度表6.3.5自动报高度当高度低于400FT，FWC会产生一个合成声音通报高度。思考题什么时候会出现RA故障旗?

六、RA无线电高度表6.3

RA组件

6.3.1

RA收发机

六、RA无线电高度表

6.3.2

RA风扇六、RA无线电高度表

6.3.3

RA天线返回七、TCAS交通咨询与防撞系统7.1系统描述

7.1.1系统概述TCAS系统的功用是，探测和显示最邻近的飞机，并向飞行员发出咨询和警告，以便采取措施避免空中相撞。TCAS给出的避让指令只限于垂直方向。TCAS探测装有ATC或TCAS设备的飞机，并在一定范围内持续进行警戒。

为了评估其它飞机的潜在威胁，系统把飞机周围分成4空间区域：其它（OTHER）接近威胁（PROXINATE）交通咨询（TA）决断咨询（RA）七、TCAS交通咨询与防撞系统七、TCAS交通咨询与防撞系统

7.1.2组件TCAS系统的组件是：2个天线、一部TCAS计算机、一个TCAS/ATC控制面板。七、TCAS交通咨询与防撞系统

7.1.3指示TCAS信息显示在FPD和ND上。在显示决断和交通咨询的同时，还伴有音频提示，如“TRAFFIC，TRAFFIC”，“CLIMB、CLIMB”…。TCAS仅显示最具威胁的入侵飞机。七、TCAS交通咨询与防撞系统7.2各部份功用

7.2.1组成TCAS系统主要包括：一个控制面板（与ATC共用）

1部计算机

2部天线（顶部一个，底部1个）7.2.2天线

在警戒范围内，TCAS的方向性天线提供被定位飞机的方位。TCAS的询问信号的频率为1030MHZ，应答信号的频率为1090MHZ。七、TCAS交通咨询与防撞系统七、TCAS交通咨询与防撞系统

7.2.3控制面板

通过TCAS/ATC共用控制面板，可以选择TCAS的工作模式。面板的控制信息是通过ATC应答机传送到TCAS计算机的。七、TCAS交通咨询与防撞系统7.2.4计算机

计算机主要完成两个主要功能。对入侵飞机探测的发射/接收功能

操作控制的处理功能7.2.5ATC

工作于S模式的应答机发送对地面询问台的应答信号和数据到TCAS。S模式应答机允许TCAS与同样配有TCAS的被探测飞间通过数据链进行信息交换。七、TCAS交通咨询与防撞系统七、TCAS交通咨询与防撞系统思考题TCAS能探测那些飞机？

（A）所有飞机。（B）仅装有S模式ATC的飞机。（C）装有ATC的飞机。

七、TCAS交通咨询与防撞系统7.3控制面板的的使用

7.3.1模式选择TCAS的工作模式是通过旋转开关选择的。STBY和XPDR：咨询和警戒功能不起作用。TA：

仅产生交通咨询，决断咨询不起作用。TA/RA：为常用工作模式。为防止碰撞，产生交通及决断咨询。TFC: 该模式提供四个区域内所有飞机的指示，RA（最多为8架）。

七、TCAS交通咨询与防撞系统7.3.2ABOVE/N/BELOW开关

TCAS的警戒范围可以向上或向下扩展，无论是工作在（TA-TA/RA-TFC）那种模式。

ABOVE位：

-2700FT–9900FTN位：

-2700FT-FTBELOW位：

FT--9900FT七、TCAS交通咨询与防撞系统7.4TCAS在PFD上的指示

7.4.1概述PFD仅在有决断咨询时，在V/S速度刻度上出现指示。7.4.2预防决断咨询预防决断咨询，提示飞行员不要向相反方向改变垂直速度。

七、TCAS交通咨询与防撞系统七、TCAS交通咨询与防撞系统7.4.3纠正决断咨询

纠正决断咨询通知飞行采取垂直动作，避免碰撞。七、TCAS交通咨询与防撞系统7.5TCAS部件

7.5.1

TCAS计算机七、TCAS交通咨询与防撞系统7.5.2

TCAS天线返回八、GPWS近地警告系统8.1系统描述

8.1.1系统功用

当飞机由于接近地面而存在潜在危险，GPWS会产生语音和目视警告。GPWS处理由其它系统提供的数据（如RA、ILS），并产生警告。八、GPWS近地警告系统

8.1.2部件

组件包括：一部GPW计算机、一个控制面板、两个警告灯。八、GPWS近地警告系统

8.1.3指示GPWS会产生灯光目视警告和合成语音警告。八、GPWS近地警告系统8.2系统描述

8.2.1系统介绍

GPWS组成：1部计算机、2个GPWS/GS开关（带灯）、1个GPWS控制面板。

八、GPWS近地警告系统

8.2.2目视警告

当处于危险飞行状态或系统失效情况下，GPWC会发出离散信号使警告灯亮。由三个离散信号控制警告灯：

一个使红色GPWS灯亮。（近地警告模式1-4）

一个使琥珀色G/S灯亮。（下滑咨询警戒模式5）

一个使控制面板SYSP/B上琥珀色的FAULT灯亮。八、GPWS近地警告系统八、GPWS近地警告系统

8.2.3GPWS的控制

不同的按钮允许飞行员控制GPWS的动作当按下控制板上的：SYSP/B：抑制所有GPWS的警告G/SMODEP/B：抑制GLIDE/SLOPS模式FLAPMODEP/B：抑制襟翼非正常条件输入（MODE4）LDGFLAP3P/B：选择着陆FLAP3位置，在ECAMMEMOPAGE产生绿色“GPWSFLAP3”信息。八、GPWS近地警告系统

8.2.3GPWS的控制

不同的按钮允许飞行员控制GPWS的动作当按下控制板上的：SYSP/B：抑制所有GPWS的警告G/SMODEP/B：抑制GLIDE/SLOPS模式FLAPMODEP/B：抑制襟翼非正常条件输入（MODE4）LDGFLAP3P/B：选择着陆FLAP3位置，在ECAMMEMOPAGE产生绿色“GPWSFLAP3”信息。八、GPWS近地警告系统按下指示面板上的GPWS/G/S按钮有两个功用：1、发出一个地面信号启动测试程序（可在地面或1000FT<RA<8000FT)2、消除glide/slope目视和语音警告。八、GPWS近地警告系统8.3GPWS工作方式

8.3.1描述GPWS把飞机当前的状态与数据库中的数据进行比较计算，当存在不安全状态时发出警告。8.3.2警告方式1、MODE1:过大的下降率:

八、GPWS近地警告系统八、GPWS近地警告系统八、GPWS近地警告系统2、MODE2:过大的地形接近率:八、GPWS近地警告系统3、MODE3:起飞、复飞掉高度太多八、GPWS近地警告系统4、MODE4:地形净空高度不够八、GPWS近地警告系统4、MODE4:地形净空高度不够八、GPWS近地警告系统5、MODE5:进近时低于下滑道太多八、GPWS近地警告系统8.4

GPWS组件

八、GPWS近地警告系统思考题控制面板上的G/SP/B被按下，会发生什么情况？（A）GLIDE/SLOPE模式被抑制。（B）仅GLIDE/SLOPE模式失效。（C）自测试程序被启动。

返回九、DME测距系统9.1系统概述

9.1.1介绍DME给出飞机与所选地面台间的斜线数字距离。DME询问器发出一个询问脉冲，经地面台50μS延迟后得到应答。DME以NM表示飞面与地面台间的距离。询问器还检测莫尔斯音频信号，以识别地面台。九、DME测距系统

9.1.2组件

组件包括：2个天线、2部询问器。DME被连接到：PFD、ND、DDRMI。EFIS控制面板用于显示控制。FMGC进行自动调谐。RMP用于备用调谐。ACPS用于DME音频信号控制。

九、DME测距系统九、DME测距系统

9.1.3指示DME的距离被显示在PFD（ILS/DME台）和ND上（VOR/DME台）。DME的距离还被送到DDRMI的数字窗口显示。

九、DME测距系统9.2功用

9.2.1自动调谐

在正常工作情况下，每一侧的FMGC，使用通道A，通过自己一侧的RMP自动调谐DME询问器。当一侧FMGC失效时，DME通RMP接收离散信号，自动转到通道B。9.2.2人工调谐

通过MCDU可以对各自一侧的DME进行人工调谐。9.2.3备用调谐

在2部FMGC均失效的情况下，通过RMP进行备用调谐。九、DME测距系统九、DME测距系统

9.2.4天线DME的天线发送DME的询问，并接收所选地面台的应答。DME天线工作频率为962MHZ-1213MHZ。询问频率为1025MHZ-1150MHZ，应答信号频率为962MHZ-1213MHZ。DME天线与ATC的天线可以完全互换使用。九、DME测距系统

9.2.5抑制DME和ATC工作在同一频率范围，为了防止同时发射信号，造成接收干扰，在DME和ATC间建立同轴抑制。九、DME测距系统DME与DME，DME与ATC之间相互抑制，其中一部工作时，另一部抑制30μS。九、DME测距系统思考题DME1的信息显示在哪些地方？（A）CAPTPFD和F/OPFD。

（B）CAPTPFD、CAPT和F/OND和DDRMI。（C）CAPTF/O

PFD和ND。

九、DME测距系统9.3DME在PFD和ND上的指示

9.3.1在PFD上

当ILS信标台配置了DME台，ILS/DME距离以降红色显示在PFD显示器的左下角，这个数据只有按下EFIS控制板上ILSP/B按钮才会出现。

九、DME测距系统9.3.2在ND上

当EFIS上的方式选择旋钮被设置在ROSE或ARC方式时，ADF/VOR选择开关放在VOR位，DME距离以绿色显示在ND显示器的左或右下角。如果没有配置VOR/DME地面台，什么也不显示。

九、DME测距系统9.3.3VOR-D按钮

在ROSE-NAV或ARC工作方式，可以显示包括在导航数据库中的DME和VOR/DME台。九、DME测距系统9.3.4故障

九、DME测距系统9.4DME组件

9.4.1

DME询问器九、DME测距系统

9.4.2

DME天线九、DME测距系统思考题DME1和DME2是否可以同时工作？返回十、ATC应答机系统10.1概述

10.1.1描述

空中交通管制应答机(ATC)是空中交通管制雷达信标系统的组成部份。地面监视雷达发射脉冲向应答机（ATC）询问，ATC通过脉冲串回答。这些应答脉冲按一定规则编码，所包含的识别信息（模式A）或飞机的高度信息（模式C）可显示在地面监视雷达显示屏上。这些回答可帮助地面管制员识别飞机和有序地组织空中交通。ATC也响应装有TCAS飞机的询问。十、ATC应答机系统

10.1.2组件ATC组件包括：2部应答机、4个天线和ATC/TCAS控制面板。十、ATC应答机系统10.2功用

10.2.1应答机

正常情况下，一个应答机工作另一个处于备用工作状态。应答机的工作模式（A、C或S），是由应答脉冲的间隔决定的。S模式应答机的主要功用是监视。装有S模式应答机的飞机有一个自己的24位地址码，因此可以点名询问，从面避免一问多答。S模式也被用于TCAS。十、ATC应答机系统十、ATC应答机系统

10.2.2ADIRUADIRU1和ADIRU2提供应答机工作于C模式的气压高度。当ADIRU1或2发生故障的情况下，飞行员要通过AIRDATA转换开关转到ADIRU3。十、ATC应答机系统10.3

ATC控制面板

10.3.1方式选择

模式选择旋钮用来选择ATC应答机的工作方式。STBY位置：2部应答机的发射和应答均被抑制，但应答机正常供电。XPDR位置：被选应答机在地面和空中均可应答。在STBY或XPDR位置，TCAS的咨询和警戒功能均被抑制。TA-TA/RA-TFC位置：用于TCAS的方式选择。

十、ATC应答机系统

10.3.2识别码选择

识别码选择钮可以设置ATC的发射码，码的范围从0000-7777。十、ATC应答机系统

10.3.3识别码显示窗口

液晶显示窗口显示所选择的ATC识别码。在模式A方式，有一个专用范围作为应急码：7700-7777用于应急况；7600通信系统全部故障。十、ATC应答机系统

10.3.4

ATC故障灯

所选ATC应答机故障时，FAULT灯亮。

在ATC功能测试或灯测试时FIIL灯也亮。十、ATC应答机系统

10.3.5识别按钮

当识别按钮按下，使模式A和模式C的应答添加一个识别脉冲，以便获得飞机的精确定位。十、ATC应答机系统

10.3.6

½选择开关

该开关能够对希望工作的ATC系统加以选择。当ATC1工作时，ATC2处于备用状态。思考题如果ADIRU2故障，ATC2仍然可以工作在高度报告模式？（A）可以，因为高度数据可以自动来自ADIRU3。

（B）可以，因为AIRDATA转换开关人工转到ADIRU3后，高度数据将恢复。（C）不可以，毫无疑问，ATC2将无法工作。

十、ATC应答机系统10.4组件

10.4.1ATC应答机

十、ATC应答机系统

10.4.2天线

十、ATC应答机系统

10.4.3天线

返回十一、ADF自动定向机十一、ADF自动定向机

来自2个环形天线和垂直天线的信号形成的合成信号，可以提供方位信息。地面导航台及电台的工作频率范围是190KHZ-1750KHZ。

辅加的莫尔斯信号，可以用来识别所选地面导航台。

11.1概述

十一、ADF自动定向机

11.1.1组件

自动定向机系统由1部接收机、1部天线组成。ADF系统被连接到：ND和VOR/ADF/DMERMI显示。EFIS面板用于显示控制FMGC进行自动调谐

MCDU进行人工调谐RMP进行备用调谐ACP进行音频控制。十一、ADF自动定向机十一、ADF自动定向机

11.1.2指示

自动定向机系统信息被显示在ND和VOR/ADF/DMERMI上。当EFIS控制板上的开关设置在ADF位，在ND上，ADF1以单指针表示。当RMI上的选择开关放在ADF位，单指针的指示代表ADF1。十一、ADF自动定向机

11.1.2指示

十一、ADF自动定向机11.2

ADF系统功用

11.2.1组成ADF系统包括：ADF接收机ADF天线（环形天线和垂直天线）11.2.2自动调谐11.2.3人工调谐11.2.4备用调谐十一、ADF自动定向机

11.2.5天线ADF天线由1个垂直天线、2个环形天线（又称为纵天线和横天线）组成： ADF天线包括：

前置放大器，用于天线信号放大，电源是由接收机提供的±12VDC测试环路，能够进行自测试ADF地面导航台工作频率为190KHZ-1750KHZ，并分成两个部份：

无方向信标台（NDB）：190KHZ-550KHZ；

标准商业调幅广播电台：550KHZ-1750KHZ。十一、ADF自动定向机十一、ADF自动定向机

11.2.6指示

十一、ADF自动定向机思考题ADF天线的电源来自？

（A）28DCNORM汇流条。（B）115VACNORM汇流条。（C）±12VDC来自ADF接收机。

十一、ADF自动定向机11.3

ADF在ND上的指示

11.3.1

ADF特性参数

在ROSE或ARC显示方式。

当方式选项择开关置于ROSE或ARC方式，ADF/VOR选择开关置于ADF，ADF导航台特性参数会以绿色显示在ND的左下角。十一、ADF自动定向机十一、ADF自动定向机

11.3.2指针

单箭头指针显示的方位是ADF地面导航台的方位。十一、ADF自动定向机

11.3.2

NDB按钮

当处于ROSE-NAV或ARC方式，EFIS控制面板上的NDB按键被按下，以降红色所显示的三角形符号即表示ADF导航台。十一、ADF自动定向机

11.3.3故障显示

当发生故障时，红色的ADF1故障旗显示的ND的左下角，指针消失。十一、ADF自动定向机11.4

ADF组件

11.4.1

ADF接收机

十一、ADF自动定向机11.4

ADF组件

11.4.1

ADF天线

返回十二、VOR/MARKER全向信标和指点信标系统12.1概述

12.1.1VOR系统介绍VOR甚高频全向信标系统是一种近程无线电导航设备。VOR系统接收、解码、处理来自地面全向导航台的信息（工作频率：108MHZ-117.95MHZ)。地面VOR导航台产生一个基准相位信号和一个可变相位信号，这两个信号之间的相位差（也被除数称为方位）可用于确定飞机与地面导航台之间的位置。位置以方位角表示，即指以磁北为参考线顺时针转到飞机与导航台连线之间的夹角。十二、VOR/MARKER全向信标和指点信标系统十二、VO