ATA22数字飞行控制系统全册配套完整课件

ATA22数字飞行控制系统全册配套完整课件<ATA22数字飞行控制系统>(R0)内容12DFCS概述自动驾驶（Autopilot)3飞行指引(FlightDirector)4高度警告（AltitudeAlert）5速度配平（SpeedTrim)6马赫配平（MachTrim)Autopilot自动驾驶FlightDirector飞行指引AltitudeAlert高度警告SpeedTrim速度配平MachTrim马赫配平DFCS数字飞行控制系统1.自动驾驶：由FCC发出控制指令到A/P作动筒，来控制副翼和升降舵的运动。2.飞行指引：由FCC将导航指令输出到EADI上显示，用于为机组提供目视的飞行指引指令或者用于机组

监控自动驾驶的工作状态。3.高度警告：当飞机接近或者远离MCP板上选择的高度时，发出警告来提醒机组注意。4.速度配平：起飞阶段，A/P未衔接，飞机处于低速高推力状态，通过操纵水平安定面的运动来保持设定

的速度。5.马赫配平：当空速超过0.615马赫时，通过控制升降舵的运动来防止出现马赫下俯，保证机头水平。自动驾驶：Climb、Cruise、Descent、Approach、Go-around、Flare飞行指引：Tackoff、Climb、Cruise、Descent、Approach、Go-around速度配平：TackoffFCC的主要作用：——A/P指令——F/D指令——高度警告——速度配平指令——马赫配平指令1、FCC内部构成：DMA（直接存储访问）系统、CPU1和CPU2、程序存储、电源供应2、DMA系统包含：

DMAI/O装置——接收ARINC429数据，将模拟或离散信号转换为ARINC429格式

DMA控制器——控制所有FCC的数据以及CPU1和CPU2的数据

DMARAM3、CPU（16位）：两个CPU为不同件号以防止同时故障，两个CPU计算不同的指令以防止A/Ppitch和roll指令同时出现故障。Autopilot自动驾驶FlightDirector飞行指引AltitudeAlert高度警告SpeedTrim速度配平MachTrim马赫配平DFCS数字飞行控制系统A/PRollControl自动驾驶滚转控制A/PPitchControl自动驾驶俯仰控制Autoland自动着陆Engageinterlocks衔接内锁Warning&Annuciations

警告和提醒Autopilot自动驾驶StabilizerTrim安定面配平FCC发Roll指令到副翼A/P作动筒，驱动副翼PCU，进而控制副翼的运动。FCC发Pitch指令到升降舵A/P作动筒，驱动升降舵PCU，进而控制升降舵的运动。进近、拉平、复飞三个阶段使用自动着陆功能，当FCCA和FCCB均衔接时该功能起作用。自动着陆功能同时包括Pitch和Roll两种指令。监控Power、Operation、Components三部分当满足条件时衔接自动驾驶；当不满足条件时，断开自动驾驶。将自动驾驶正常或非正常的指示显示发送给：EFISSG、ASA、MCPIAS/MACH、StaboutofTrim灯当接通自动驾驶时，FCC将会发送配平指令到安定面配平电作动筒来进行安定面配平操作CMD指令方式CWS驾驶盘操纵方式衔接A/P接通F/D预位A/T操作模式选择控制参数选择与数据显示MCP方式控制面板序号部件名称部件说明1COURSE选择用于选择VOR航道或者ILS航道，左侧为机长VOR、ILS系统，右侧为副驾驶系统2F/D电门机长侧F/D电门控制FCCA给出F/D指令到机长侧EADI显示；3MA灯那一侧MA灯点亮表明本侧的FCC控制着模式选择。4IAS/MACH显示1、正常显示：IAS显示范围：110-340节；MACH显示范围：0.60-0.82马赫；2、故障显示：超速或欠速时显示屏会闪烁，LCD左侧会显示故障旗3、VNAV模式下LCD显示空白5BankAngle选择VOR和HDGSEL模式下工作6ALTITUDE高度显示范围：0-50000英尺7VERTSPEED垂直速度显示：-7900fpm至+6000fpmA/TN1A/TSPEEDLEVCHGHDGSELAPPMCP模式选择VNAVLNAVVORLOCALTHLDV/SCONTROLWHEELSTEERFORCETRANSDUCER1、部件作用：感知作用在驾驶盘、驾驶杆上的力信号，将其转换成电信号输出。2、部件数量：RollCWS力传感器、机长PitchCWS力传感器、副驾驶PitchCWS力传感器、3、部件说明：

传感器类型——LVDT；

输入电压与作用力成比例——即当作用力从0-+119磅变化时，输出电压从0-6.2V变化；当作用力从0—119磅时，输出电压从0-6.2V变化，但电压相位相反。4、BITE说明：

力传感器失效可以通过DFCSBITE中的状态测试发现；DFCSBITE中的校装测试可以检查传感器调节情况；DFCSBITE中的模拟传感器测试可以检查传感器输出AUTOPILOTACTUATOR1、部件作用：将来自FCC的电信号转换成液压控制的机械输出到副翼和升降舵的PCU。2、部件数量：A/P副翼作动筒两个；A/P升降舵作动筒两个；3、部件说明：

一套A/P副翼和升降舵作动筒从FCCA接收信号，作动筒液压来自液压A系统。

作动筒输出曲柄上带有剪切销，当作动筒发生堵塞时，驾驶员的作用力超过100磅时剪切销断裂，人工超控作动筒。4、作动筒上的LRU：A.作动筒电磁活门——当接收到电信号时，活门打开，液压流向作动筒B.止动电磁活门——同上C.转换活门——接收FCC的信号，控制液压到主活塞。D.液压电门——当止动液压到达工作状态，发送电信号到FCC，作动筒预位E.LVDT——测量作动筒主活塞的位置AUTOFLIGHTSTATUSANNUNCIATOR1、部件作用：A/P、A/T、FMC的警告提醒2、部件说明：

测试电门在“1”位——A/P、A/T、FMC三个指示灯琥珀色常亮；

测试电门在“2”位——A/P、A/T红色常亮；FMC琥珀色常亮。AUTOFLIGHTSTATUSANNUNCIATOR序号指示灯状态状态原因1A/P红色闪烁A/P脱开2A/P红色常亮DFCS在进行BITE；从FCC件号错误；地面上电测试失效；A/PpitchG/A模式下MCP失效；400ft,单通道俯仰失效导致不能从A/PG/A转换到高度捕获；双通道A/P俯仰，800ft一下，安定面配平失效警告3A/T红色闪烁A/T脱开4A/T红色常亮A/T在进行BITEAutopilot自动驾驶FlightDirector飞行指引AltitudeAlert高度警告SpeedTrim速度配平MachTrim马赫配平DFCS数字飞行控制系统F/DRoll控制F/DPitch控制F/D指令BOVF/D比较器F/D故障探测F/D飞行指引FCC计算F/Dpitch和Roll指令的法则与计算A/PPitch和Roll指令的法则相同，但是FCC在计算F/D指令时不使用舵面位置传感器信号，因为F/D指令不会做动舵面。

当自动驾驶因故障脱开时，EADI上的F/D指令将会偏离处视线（BOV）。比较器工作条件1、起飞模式，高度低于400Ft;2、复飞模式，高度低于400Ft3、进近模式，高度低于800Ft故障探测电路持续监控FCC工作情况，如果出现故障，则发送信号给SG，在EADI上显示F/D故障器。Autopilot自动驾驶FlightDirector飞行指引AltitudeAlert高度警告SpeedTrim速度配平MachTrim马赫配平DFCS数字飞行控制系统1、功能概述：FCC比较飞机气压高度与MCP板上选择的高度来给出高度警告。其中FCCA使用的气压高度来自左侧IRU和左侧ADC，FCCB来自右侧IRU和右侧ADC。2、功能说明：序号高度警告现象1飞机从900FT外接近（爬升或下降）MCP选择高度，至两者相差300FT。1秒的音响警告，稳定的目视警告提醒2飞机从距离MCP选择高度300FT飞离所选高度1秒的音响警告，闪烁的目视警告提醒3、备注通常情况FCCA发出高度警告，FCCB在以下情况下给出高度警告：——FCCA气压修正高度失效——只有FCCB接通CMD方式，且FCCB的气压修正高度有效——只有FCCB的F/D接通，且FCCB的气压修正高度有效B.如果FCC捕获下滑道或者襟翼放下超过20°，FCC不会给出高度警告。C.如果两部FCC的气压修正高度均失效，且飞机在空中时，会发生以下情况：——MCP板高度显示窗显示50000FT——高度警告指示闪烁——有音响警告提示音

此时机组不可以改变MCP板上的高度显示，但是通过做动高度选择旋钮可以阻止高度警告提示音。Autopilot自动驾驶FlightDirector飞行指引AltitudeAlert高度警告SpeedTrim速度配平MachTrim马赫配平DFCS数字飞行控制系统1、速度配平与A/P水平安定面配平FCC对于水平安定面的控制分为速度配平和A/P配平两种，其中速度配平功能用于飞机低速、高推力，且自动驾驶未接通时。两者均是通过水平安定面配平电作动筒来实现配平操作。

速度配平的指令包括：SpeedTrimNOSEUP和SpeedTrimNOSEDOWN。

自动驾驶安定面配平指令包括：A/PTrimNOSEUP和A/PTrimNOSEDOWN。2、安定面配平系统的部件组成——FCCA和FCCB：提供配平信号；发出配平指令前监控驾驶杆是否人工做动。——驾驶杆电门组件：防止速度配平与A/P配平同时作用——A/P安定门配平切断电门组件：电门在CUTOUT位时，FCC不能发出配平指令到作动筒。——安定面UP和DOWN限制电门：监控安定面是否超限，如果超限停止作动作动筒。——襟翼位置电门S245和S290：——安定门配平主电作动筒：当襟翼放下时，作动筒运动速度将会是襟翼未放下时的两倍3、速度配平与A/P水平安定面配平警告

当速度配平功能失效时，FCC发出失效警告到P5飞控面板，【SPEEDTRIM】指示灯点亮；

当安定面配平失效时，FCC发出配平失效警告到P1面板【STABOUTOFTRIM】指示灯点亮速度配平警告电路主要监控以下情况条件是否满足，不满足则发出警告——空/地传感器有效：发动机N1超过22%；CAS低于80节；飞机在地面——配平指令做动水平安定面10秒——发动机N1有效——水平安定面配平位置传感器有效——IRU提供的数据有效——ADC提供的数据有效

3、速度配平与A/P水平安定面配平警告B.安定面配平失效警告电路监控以下情况是否满足，不满足则会发出警告：——配平指令发出后，安定面在10秒内均为做动——A/P作动筒大幅度运动10秒：“大幅度”意味着升降舵A/P作动筒位置与升降舵位置传感器位置相差超过3°。当自动驾驶单通道工作时，升降舵A/P作动筒位置与中立位移传感器位置相差小于0.5°时，警告才会重置。——升降舵指令10秒内过大：升降舵A/P作动筒位置与中立位移传感器位置偏差5°。

Autopilot自动驾驶FlightDirector飞行指引AltitudeAlert高度警告SpeedTrim速度配平MachTrim马赫配平DFCS数字飞行控制系统1、马赫配平功能概述

马赫配平功能通过控制升降舵运动来防止飞机在高速运动时出现机头下俯的趋势，这一功能在马赫数为0.615-0.830区间段工作。此外，飞机在起飞时，马赫配平功能通过控制升降舵的运动来增加机头抬头的稳定性。2、功能说明ADC向FCC提供飞机马赫数参数用于计算马赫配平指令，配平指令通过IFSAU送到马赫配平作动筒，作动筒与升降舵感觉定中组件相连，作动筒运动会带动定中组件的运动。当A/P未接通时，感觉定中组件向升降舵PCU提供输入，作动升降舵。此时，马赫配平作动筒将升降舵的运动量告知FCC。当A/P接通后，A/P升降舵作动筒锁定升降舵输入扭力管，此时升降舵感觉定中组件不能够做动升降舵PCU，但是马赫配平作动筒可以作动中立位移传感器。来自中立位移传感器和升降舵位置传感器的信号送到FCC，FCC感知中立位移传感器的变化，计算出A/P指令，由A/P升降舵作动筒来做动升降舵PCU，实现配平操作。

3、备注双FCC只有一部FCC向马赫配平作动筒发出配平指令。当两部FCC内部的马赫配平功能均失效时，P5飞行控制面板上的【MACHTRIM】指示灯才会点亮，此时P7主警告牌上的【FLTCONT】指示灯也会点亮。<ATA22自动驾驶工作模式>(R0)编写：邵兆远校对：戴四刘批准：工程技术培训分部日期：2016-06-14课时：16什么时间可以使用DFCS系统1、以下飞行阶段可以接通F/D:起飞、爬升、巡航、下降、进近、复飞2、以下飞行阶段可以接通A/P：爬升、巡航、下降、进近、复飞、拉平。A/P分为CMD和CWS两种方式，其中CWS方式在以下阶段使用：爬升、巡航、下降、进近；

A/P的自动着陆功能只能在以下飞行阶段工作：进近、拉平、复飞【自动着陆功能需要两部自动驾驶均接通在CMD方式，且MCP板上的模式选择【APP】。3、DFCS工作模式LNAV、VNAV、LVLCHG、VOR、LOC、HDGSEL、ALTHLD、V/S、APP、TO/GA

其中TO/GA模式的电门在油门杆两侧，起飞接通只可接通F/D指引在起飞模式，复飞阶段F/D和A/P

均可衔接。DFCS的系统显示1、F/D指令和DFCS工作状态显示在EADI上2、F/D指令：

当在MCP板上接通了F/D，将会在EADI上显示出飞行指引的指令杆（八字或者十字）。3、DFCS工作模式通告

在EADI显示屏最上方分成了四个区域用于显示自动飞行系统的工作模式（含DFCS和A/T）。从左至右依次为：A/T、Pitch、Roll、DFCS状态。

当前的工作模式用绿色字体显示，预位的工作模式用白色字体显示，对于新接通的工作模式会有一个绿色的方框框住10秒钟。4、DFCS状态栏的显示DFCS状态栏用于显示DFCS的工作状态，用不同的颜色表示不同的系统功能，其中CMD、FD、TEST三种功能用绿色表示，1CH、CWSR和CWSP用琥珀色表示。当CWSR和CWSP为新状态时，会有一个琥珀色的框框住显示10秒钟。DFCS的系统显示5、DFCS的失效显示当FCC失效或者DFCS进行BITE测试时，EADI上将会出现【FD】故障旗显示。当选择的目标空速失效时，EADI的速度带上将会出现【SELSPD】故障显示。6、DFCS工作模式选择与显示接通A/P在CMD方式，当飞机姿态在F/D限制范围内时，A/P的模式与F/D模式相同。当接通A/P在CMD方式，但飞机的Roll姿态超出限制时，A/P工作在CWSRoll方式，CMD控制Pitch通道。当接通A/P在CMD方式，但飞机的Pitch姿态超出限制时，A/P工作在CWSPitch方式，CMD控制Roll通道。序号F/D衔接模式A/P衔接方式PitchRollDFCS状态1否CMDCWSRoll和CWSPitch2TO/GACMDLVLCHGHDGSELCWSQ1：何时使用CWS方式A1：①飞机遇到湍流时需要使用CWS模式；②需要增大并保持飞机的坡度角（CWSROLL）；

③需要增加飞机的俯仰角（CWSPITCH）；CWSROLL1、如何进入CWSROLL模式①按压MCP板上的CWS电门；②按下CMD电门但未选择Roll模式；③按下CMD电门且选择了Roll模式，作用在驾驶盘上的力超过10磅2、CWSRoll——姿态保持子模式

当接通CWS模式飞机坡度角大于6°，A/P进入姿态保持子模式。坡度角的限制值为30°，超过30°将自动保持在30°。3、CWSRoll——航向保持子模式

当接通CWS模式且飞机坡度角小于6°，A/P进入航向保持子模式，A/P在3秒内将坡度角将为0°，维持飞机航向。CWSPitch1、如何进入CWSROLL模式①按压MCP板上的CWS电门；②按下CMD电门但未选择Pitch模式；③按下CMD电门且选择了Roll模式，作用在驾驶杆上的力超过21磅2、CWSPitch——姿态保持子模式3、当接近MCP预选高度时，CWSP将变为ALTACQ；到达预选高度时，变为ALTHOLD。4、当飞机工作在预选高度ALTHOLD模式下，如果俯仰通道被驾驶员人工超控，但所控制的高度范围在预选高度250FT以内时，松开驾驶杆，则CWSP将变为ALTACQ，A/P将引导飞机重回预选高度至ALTHOLD模式。CWSRollCWSPitchA/TN1A/TSPEEDLEVCHGHDGSELAPPMCP模式选择VNAVLNAVVORLOCALTHLDV/SALTACQ（高度捕获）1、高度捕获模式是一种过渡模式，当飞机即将改平（levelingoff），自动驾驶俯仰通道从V/S、LVLCHG或者VNAV（改平中段）模式转到ALTHOLD模式时自动出现。2、当A/P接通在CMD方式，飞机按照CWSP方式爬升或下降时，高度捕获模式预位。3、在高度捕获模式工作期间，MCP板上VNAV指示灯也保持常亮。4、当在MCP板上按下ALTHOLD电门或者飞机截获了下滑道时，ALTACQ被抑制。ALTHOLD（高度保持）1、高度保持模式有两种工作方式，一是保持MCP选择高度，二是保持ALTHOLD电门按下时的飞行高度。2、保持MCP选择高度——此时FMA上显示ALTHOLD，但是MCP板上ALTHOLDP/B熄灭。3、保持当前飞行高度——FMA上显示ALTHOLD，MCP板上ALTHOLDP/B点亮。此工作方式在以下两种情况会发生：一是飞机还未达到MCP板选择高度时按下了MCP板上的ALTHOLDP/B；二是先按下了ALTHOLD，然后在MCP板上调整了飞行高度。4、当捕获下滑道时，ALTHOLD模式被抑制。5、MCP板上的高度值是相对于机长侧的气压基准而言的，当接通ALTHOLD模式，改变气压基准不会影响之前的高度设定。ALTHOLD（高度保持）V/S（垂直速度）1、V/S模式主要作用是在引导飞机爬升或者下降到MCP板上的选择高度。如果飞机当前接通在ALTHOLD或者飞机已经截获了下滑道，则不能接通V/S模式。2、V/S模式在FMA上有两种显示方式：预位方式（白色字体）和接通方式（绿色）预位方式——DFCS俯仰通道当前接通在ALTHOLD模式，同时在MCP上设定了一个新的飞行高度（比原高度超出100FT），此时V/S处于预位方式，通过转动MCP板上的V/S滚轮可以接通V/S模式。自动接通模式——DFCS俯仰通道当前接通在ALTACQ模式，且MCP板上设定了一个新的飞信高度，此时V/S模式自动接通，一旦接通了V/S模式，则MCP板上的垂直速度显示窗将由空白显示变为当前垂直速度的显示，驾驶员可以通过V/S的滚轮调节垂直速度的参数设置。V/S（垂直速度）3、爬升/下降至MCP板上的选择高度

当机组在MCP上按下了V/S选择电门并设定了垂直速度后，将会发生如下驾驶舱效应：FMA显示V/S（绿色）；MCP上的V/S灯点亮；飞机按照设定的垂直速度进行爬升或者下降；当飞机即将到达MCP选择高度时，DFCS模式即FMA显示由V/S变为ALTACQ再到ALTHOLD，一旦DFCS进入到ALTACQ模式，则MCP板上的V/S灯将熄灭。4、机组改变MCP板上的选择高度

当机组改变了MCP上的选择高度，将会发生如下驾驶舱效应：FMA俯仰通道第一行显示ALTHOLD（绿色），第二行显示V/S（白色），ALTHOLD灯点亮；此时V/S处于预位状态，通过MCP板上V/S滚轮设定好V/S值后，俯仰通道将接通V/S模式，MCP上的ALTHOLD灯熄灭，V/S灯点亮，FMA显示V/S（绿色）。5、改平

当飞机接近MCP选择高度时，机组缓慢的将V/S值调至0，V/S窗口显示空白，飞机停止爬升或者下降，改为平飞。6、如果空速下降至1.3倍的失速速度或者飞机加速至VMO，则DFCS将进入LVLCHG模式。V/S（垂直速度）LVLCHG（高度层改变）1、LVLCHG模式整合了俯仰（DFCS系统）和推力（A/T）两个指令用于控制飞机在设定空速下自动爬升或者下降至MCP板预选高度。当飞行员通过MCP板选择新的飞行高度同时按下LVLCHG电门时，模式接通，FMA显示LVLCHG（绿色），MCP指示灯点亮。如果飞机到达预选高度时，FMA显示变为ALTACQ再到ALTHOLD。2、LVLCHG模式时A/T控制推力，DFCS通过控制升降舵来控制空速，速度的目标值为MCP板上的选择速度。3、以LVLCHG模式爬升时，FMA显示MCPSPD（pitch）和N1（A/T）；以LVLCHG模式下降时，FMA显示MCPSPD（pitch）和RETARD（A/T），油门收回至慢车位，当到达Idle位时，A/T显示ARM。LVLCHG（高度层改变）4、如果接通LVLCHG前已经接通了SPEED模式，则LVLCHG模式下速度的目标值为设定的速度；如果没有先接通SPEED模式，则MCP板上的IAS/MACH显示窗和空速游标将同步到当前速度，作为LVLCHG的目标空速，此时若接通了LVLCHG模式则可以改变目标空速值。5、在选择LVLCHG模式前必须要在MCP板上设定好目标高度。6、如果DFCS接通在VNAV模式，此时按下LVLCHG电门，则MCP上IAS/MACH显示窗将显示FMC目标空速，DFCS将控制方向舵保持该空速值，直至窗口中设定了一个新的速度值。7、如果在TO/GA模式时按下LVLCHG电门，则MCP上IAS/MACH显示窗将显示以下两者的最高值——当前空速和MCP上速度设定值。8、如果在除上述两种模式以外的其他模式下选择了LVLCHG电门，则MCP上IAS/MACH显示窗将显示当前空速值。9、无论哪一种方式，DFCS始终是以MCP上IAS/MACH显示窗的速度值作为目标空速值进行控制，当然飞行员也可以改变这一数值。LVLCHG（高度层改变）VNAV（垂直导航）1、VNAV模式包含俯仰控制（由FMC提供）和A/T控制，其作用是指令飞机按照FMC目标空速爬升或下降至FMC目标高度。沿FMC设定的纵向剖面进行飞行，剖面包括预选爬升/巡航高度，速度，下降及特定航路点的高度限制。2、VNAV模式接通条件:VNAV飞行路径有效；飞行高度高于400FT；FMC内容用于计算垂直导航的数据有效。VNAV两种模式：VNAVSPD（SPEED）和VNAVPTH（PATH）3、VNAV模式下，MCP板上VNAV灯点亮，IAS/MACH窗口显示空白，空速游标显示FMC指令空速，FMA的俯仰通道显示VNAVSPD或者VNAVPTH，A/T通道显示FMCSPD、N1、RETARD或ARMVNAV（垂直导航）4、VNAVSPDVNAVSPD模式通过控制升降舵来保持FMC的目标空速，该模式只有当飞机爬升至FMC高度时才被激活。

如果FMC目标高度高于MCP设定高度，则飞机在到达MCP高度时，A/P将取消VNAVSPD模式转而进入ALTHOLD模式，此时MCP上的VNAV指示灯熄灭。此时若机组将MCP板高度设定在FMC目标高度值，然后按下VNAV电门，则A/P重新进入VNAVSPD模式，按照FMC目标空速爬升至FMC目标高度。VNAV（垂直导航）5、VNAVPTH

爬升阶段，当飞机捕获FMC目标高度时，VNAVSPD变为VNAVPTH模式，此模式下A/P将控制飞机保持FMC高度。

在下降前，机组在MCP上设定进近高度，在下降顶点处，油门杆开始收回，FMA显示RETARD至ARM，俯仰通道将保持VNAVPTH模式同时飞机下降。当飞机下降至接近MCP设定的进近高度值，A/T模式回到FMCSPD，俯仰通道仍未VNAVPTH。

波音飞机自动飞行系统来看，貌似这三层关系可描述如下：

【1】FD飞行指引（人工跟踪指令）

【2】AP自动保持指令（自动驾驶）

【3】FMC自动轨迹计算和保持（即LNAV/VNAV通道控制，水平（L），垂直（V））

通常来说，VNAV分成三层控制：

【1】航路限制（航路点上的高度、速度限制）

【2】对应于高度的速度限制

【3】完整的垂直剖面管理

由此可见，FD接通时，EFIS可显示相应的VNAV指引；AP接通时，由VNAV掌控飞机的垂直剖面。

如同LNAV一样，VNAV的设计目的是自动保持预定的飞行计划。从阶段上说，分为爬升、巡航和下降三大段，例如，它截获预定高度，自动改平；它在预定的下降顶点位置开始下降；它调节速度和姿态，在满足航路高度速度限制的前提下，保持下降速度和剖面。

飞行机组可通过飞行方式板上的指令窗口输入自己期望的数据，这个输入优先于由FMC计算的VNAV功能，但如人工输入数据与航路限制冲突，VNAV为机组提供相应的矛盾提示告诫，例如，如果机组输入一个违反航路限制的目标速度，VNAV识别后即可提出告诫。

因此，这是VNAV的特色功能——接通VNAV，即可为飞行机组提供咨询：下一航路点限制、剖面的垂直偏差、垂直速度修正值……

在使用方面，任何时候都可按下VNAV按键，不过，通常需要如下的预先条件：

【1】FMC中必须有一个执行的飞行计划，这是VNAV工作的基本依据

【2】EFIS必须选择一个引导方式

【3】一些基本参数例如气压高度、空速、马赫速、预选高度等必须有效（传感器）VNAV（垂直导航）LNAV（水平导航）1、LNAV模式下FMC控制A/PRoll切入并追踪FMC航路。航路设定由机组在CDU上进行设置，除了航路信息外，还包括终端程序如SIDS、STAR和仪表进近程序。2、LNAV接通条件：气压修正高度有效；FMC内部用于计算水平导航指令的数据有效；在到达下一个航路点前飞行航向是向着飞行路径或者在飞行路径3海里内。

LNAV（水平导航）LNAV是飞机利用VOR、DME等导航设备，按照FMC的设置，在水平方向上引导飞机沿既定航路进行飞行，LNAV不能够提供飞行高度和飞行位置的控制。HDGSEL（航向选择）1、航向选择模式发送Roll指令控制飞机转向并保持MCP上所选航向。转弯的坡度角限制由MCP板上BankAngle设定。2、机组在MCP板上按下HDGSEL可以进入此模式；另外，当机组按下CMD电门离开F/D

T/O模式且未选择任何俯仰或横滚模式时，DFCS自动进入HDGSEL模式。3、先设定航向再按下HDGSEL电门FMA显示HDGSEL；飞机按最小的转弯半径进行转弯；飞机捕获并保持MCP上的航向。4、先按下HDGSEL电门再设定航向FMA显示HDGSEL；机组顺时针（逆时针）转动航向选择旋钮飞机右转（左转）；飞机捕获并保持MCP上的航向。HDGSEL（航向选择）<ATA22自动油门系统>(R0)编写：邵兆远校对：戴四刘批准：工程技术培训分部日期：2016-06-14课时：16A/T系统概述1、A/T是FMS的子系统之一，其主要作用是控制发动机推力，与DFCS系统协同工作控制飞机自动飞行。从起飞到着陆，A/T系统都可以工作。2、A/T系统组成：A/T计算机、A/T伺服作动筒、A/TTO/GA电门、A/T脱开电门、A/T警告灯A/T系统概述A/T系统部件位置A/T系统部件位置A/T系统部件位置油门杆角度同步器：发动机左侧A/T系统接口A/T系统接口A/T系统接口A/T系统接口A/T系统部件介绍——A/T计算机A/T计算用于发动机推力的自动控制，A/T计算机发出控制指令到A/T伺服作动筒来控制油门杆的运动。A/T计算机主要作用是监控A/T衔接条件、计算油门杆指令、监控A/T系统工作状态、控制A/T工作模式；当A/T系统满足衔接条件时，计算机指令A/TARM电门保持在ARM位，同时输出电压到A/T伺服作动筒；当A/T系统不满足衔接条件时，计算机发送指令到ASA点亮A/T指示灯；A/T计算机持续监控系统的工作状态，当发现故障时，将其记录在存储器中。A/T系统部件介绍——A/T状态警告灯1、A/T状态警告灯位于ASA上，ASA包含三个警告灯：A/P脱开警告、A/T脱开警告、FMC故障警告；这三个警告灯都是按压测试类型。2、当A/T警告灯闪亮时表明A/T脱开，通过按压警告灯或者A/T脱开电门可以重置警告灯。A/T闪亮的原因如下：空速超过目标超过目标空速10节且未减速；空速低于目标空速5节且未加速；空速到达飞行包线下缘即为失速速度的1.3倍。3、ASA上测试电门在位置1时，A/T显示琥珀色稳亮；在位置2时，A/T显示红色稳亮；4、当进行A/TBITE时，A/T指示灯红色稳亮，此时按压指示灯本体不会熄灭。A/T系统部件介绍——A/T伺服机构1、A/T伺服机构是A/T计算机和主发动机控制MEC的衔接机构，一共有两个分别对应左、右发。伺服机构的主要组成是：伺服作动筒、扭力电门机构、扭力限制电门。2、伺服作动筒通过花键输出轴匹配到扭力电门机构上，作动筒从A/T计算机接收交流驱动电源；3、扭力电门机构内嵌有油门钢索，机构内部包含输入和输出扇形盘、扭力感觉组件、摩擦制动器、超控止挡当超控力度超过2磅时，扭力感觉组件将做动扭力限制电门，发送输入信号到离合控制电路。摩擦制动器的主要作用是防止油门杆滑动；超控止挡的作用是允许驾驶员在离合控制失效时超控伺服器。A/T系统部件介绍——A/T伺服机构A/T系统部件介绍——A/T伺服机构A/T系统部件介绍——油门杆角度同步器油门杆角度（PLA）同步器将油门杆位置发送给A/T计算机，作为回馈信号，用于A/T计算机控制到A/T伺服作动筒的输出。PLA同步器的位置位于发动机左侧MEC齿轮箱上。A/T系统部件介绍——A/T系统各类电门1、A/T系统的电门位于MCP和油门杆上，其中MCP板上的电门有ARM电门、SPEED和N1电门；油门杆上的电门有TO/GA电门、A/T脱开电门。需要注意的是A/T模式电门有三个：SPEED、N1、TO/GA。2、ARM电门：当按下预位电门时，绿色的A/TARM灯点亮，若A/T计算机内部满足衔接条件，则电门保持在ARM位。人工将ARM电门置于OFF位将脱开A/T。3、SPEED和N1模式电门：正常工作时，这两个电门由DFCS来控制；当A/P和F/D未衔接时，驾驶员可以人工选择所需的A/T模式。4、TO/GA电门：使得DFCS和A/T工作在起飞/复飞模式。在地面时选择该电门两个系统工作在起飞模式，A/T起飞模式是让发动机推力增加到起飞N1值；进近时选择该电门，A/T复飞模式增加发动机推力到复飞推力模式，这一推力略小于最大GA推力，当再次按下该电门时，发动机推力将会增加到全GA推力限制值。5、A/T脱开电门：脱开A/T系统，此时ASA上A/T指示灯红色闪亮，MCP板上A/TARM电门自动到OFF位；再次按压脱开电门，可以重置A/T脱开警告。A/T系统部件介绍——A/T系统各类电门A/T系统

衔接逻辑A/T系统

模式选择1、A/T系统工作模式包括：SPEED、N1、ARM、Retard、ThrottleHold、Go-around；A/T系统工作模式由A/T计算机选择，并发送至EFIS、FDAU、DFCS三个系统。

当A/T工作在推力保持模式时，A/T计算机移去A/T伺服作动筒的电源，防止油门杆做动。2、N1模式——A/T系统控制油门杆至目标N1值

A/T在起飞、爬升、最大推力复飞阶段可以使用N1模式，此外当DFCS不工作时也可以人工选择N1模式。当满足以下任一条件时A/T进入N1模式：DFCS指令N1模式、起飞阶段按压TO/GA电门、减推力复飞按压TO/GA电门。备注：DFCS在VNAN和高度层改变爬升时会指令A/T在N1模式。

目标N1值来自FMCS，它还同时作为SPEED和减推力复飞时的推力上限。A/T计算机发送驱动指令到伺服作动筒，同时接收PLA同步器的油门杆位置反馈信号，通过不断比较两者差值，指令系统到目标N1值。A/T计算机使用PLA同步信号来控制并限制油门杆运动速度。在起飞/复飞阶段，计算机控制油门杆的移动速率为15°/秒，最后阶段为5°/秒；其他模式下，油门杆移动速度为6°/秒。A/T系统

模式选择3、ThrottleHold模式——A/T系统维持发动机推力不变A/T计算机通过软件和硬件方式断开伺服作动筒的电源，以保证发动机推力不变。当飞机在起飞阶段计算空速超过80节时推力保持开始工作，超过84节时，EHSI上FMA显示THRHLD。当同时满足以下两个条件时，A/T系统可以保持该模式：气压高度在机场标高400英尺以上；离地上升时间超过17.5秒钟。此外，A/T也可以使用空/地信号在离地爬升阶段进入推力保持模式。4、ARM模式——A/T系统预位等待接收指令

预位模式下A/T计算机防止伺服器做动。以下情况，A/T进入预位模式：推力保持模式之后，高度超过400英尺，时间超过17.5秒；油门收回之后。A/T系统

模式选择5、SPEED模式——A/T通过改变发动机推力来控制飞机的速度A/T可以自动进入SPEED模式（DFCS控制),也可以有驾驶员人工选择SPEED模式。

目标空速、目标马赫数来自DFCS的MCP，依据DFCS的不同工作模式，目标速度输入指令可以来自于FMCSPD或者MCPSPD。A/T计算机通过比较目标空速与真实速度（信号来自ADC），发出指令来改变发动机推力，进而改变实际空速值直至达到目标空速值。A/T计算机使用FMC的最小操作速度和ADC的计算空速来设定最小速度，以防止给出过小的目标空速值信号A/T系统

模式选择6、Retard模式——A/T系统将油门杆收回至慢车位。Retard模式通常工作在下降和拉平阶段。当DFCS在VNAV模式且处于下降顶点或者通过下降进行高度层改变时，A/T指令下降收油门，油门杆以2°/秒的速度收回；A/T指令拉平阶段收油门需满足以下条件：A/T在SPEED模式，襟翼放下超12.5°，RA低于27英尺或者拉平操作后2.5秒钟。飞机着陆后，油门杆以8°/秒的速度收回至慢车位。7、Go-Around模式

当无线电高度低于2000英尺时，A/T预位在复飞模式，此时按压TO/GA电门，A/T进入减推力复飞模式，若再次按压TO/GA电门，A/T进入最大推力复飞模式。如果选择了N1或者SPEED模式，则会退出复飞模式。A/T系统

模式选择A/T系统

指令计算A/T系统FMA显示EHSIFMA显示的A/T状态有：ARM、N1、THRHLD、FMCSPD、MCPSPD、RETARD、GA、TEST1、ARM2、N1——A/T控制推力到目标N1值3、THRHLD——起飞且速度超过84节时显示4、FMCSPD——VNAV模式下DFCS指令A/T系统保持目标空速或者目标推力，当A/T保持目标空速时，FMA显示FMCSPD5、MCPSPD——A/T控制飞机速度到达MCP选择空速6、GA——进近阶段，按下TO/GA电门时显示当发生模式转变时，会有绿框保持10S，除了ARM为白色显示外，其余显示为绿色显示。A/T系统FMA显示A/T系统FMA显示A/T系统工作说明——TAKEOFF起飞阶段分为：Preflight、TakeoffStart、TakeoffRoll、Climbout四个阶段，A/T系统通过CDU和MCP板进行参数设置，MCP和EADI可以显示A/T模式和状态，PED显示推力警告和目标N1值。1、Preflight——驾驶员通过CDU和MCP板进行起飞前参数设置，A/T在ARM位EADI的FMA显示ARM；PED的TMA显示TO；PED显示N1基准值；2、TakeoffStart——驾驶员按下TO/GA电门，A/T接通在起飞推力方式，油门杆向着起飞N1值移动FMA显示N1；TMA显示TO；PED指示N1基准；油门杆向前移动；3、TakeoffRoll——发动机推力增加至起飞N1值，飞机加速，当空速达到84节，A/T进入推力保持方式FMA显示THRHLD；TMA显示TO；PED显示N1基准；油门杆保持不动；4、ClimbOut——当爬升至400英尺时，A/T准备进入其他工作模式FMA显示ARM；TMA显示TO；PED显示N1基准；油门杆保持不动；A/T系统工作说明——TAKEOFFA/T系统工作说明——CLIMB爬升阶段由DFCS控制A/T工作方式，A/T系统通过控制发动机推力来保持目标推力值或者目标空速值。MCP和EADI显示A/T模式，PED显示推力模式和目标推力。通常在爬升阶段DFCS的工作方式是VNAV，此外还有LVLCHG和V/S。1、初始爬升点——气压高度超过400英尺；A/T在ARM位；发动机推力在起飞N1值FMA显示ARM；TMA显示TO；PED显示N1基准；油门杆保持不动；2、VNAV爬升——驾驶员在MCP上选择VNAV后，A/T衔接在N1方式，A/T指令油门杆到爬升N1值MCP板N1方式灯亮；FMA显示N1；TMA显示CLB；PED显示爬升N1值；油门杆向着爬升N1值；3、LVLCHG爬升——在400英尺高空，驾驶员在MCP上选择LVLCHG方式后，以高度层改变方式进行爬升MCP板N1方式灯亮；FMA显示N1；TMA显示CLB；PED显示爬升N1值；油门杆向着爬升N1值；4、V/S爬升——在400英尺高空，驾驶员在MCP上选择V/S方式同时设定垂直速度，以V/S方式爬升MCP板N1方式灯亮；FMA显示MCPSPD；TMA显示CLB；PED显示爬升N1值；油门杆向着爬升N1值；A/T系统工作说明——CLIMBA/T系统工作说明——CRUISE巡航阶段，A/T系统通过控制油门来保持FMC目标速度或者MCP目标速度。巡航阶段DFCS的工作方式通常为VNAV，此外还有高度保持方式。1、VNAV高度捕获/高度保持VNAV模式下，飞机爬升至FMC的目标高度，当到达FMC高度时，DFCS捕获并保持飞行高度，A/T控制油门到FMC速度。此时MCP板上SPEED灯点亮，FMA显示FMCSPD，TMA显示CRZ，PED指示巡航N1值。2、VNAVCruise

在巡航高度，A/T保持FMC速度，此时FMA显示FMCSPD，TMA显示CRZ，PED指示巡航N1值，MCP上所有A/T模式指示灯均熄灭。3、MCPAltitudeHoldMCP选择ALTHLD，目标高度来自MCP，当飞机接近MCP高度时，DFCS捕获并保持该高度，A/T控制油门至MCP速度。此时MCP板上SPEED灯点亮，FMA显示MCPSPD，TMA显示CRZ，PED指示巡航N1值。A/T系统工作说明——CRUISEA/T系统工作说明——DESCENT下降阶段，A/T改变发动机推力来控制下降速度。DFCS的工作方式是VNAV，此外还有LVLCHG和V/S。1、VNAVDescentMCP板上A/T模式灯熄灭；FMA显示从FMCSPD到RETARD到ARM；TMA显示CRZ，PED显示巡航N1值；油门杆缓慢到Idle位；

如果DFCS不能保持FMC目标空速，则A/T进入SPEED方式，由A/T来保持飞机速度；

当飞机下降至一定高度时，A/T重新进入SPEED模式，保持FMC目标空速。2、LVLCHGDescent

驾驶员在MCP上选择LVLCHG电门进入高度层改变的下降模式，此时MCP上A/T模式灯均熄灭，FMA显示从FMCSPD到RETARD到ARM；TMA显示CRZ，PED显示巡航N1值；油门杆缓慢到Idle位；

当飞机下降至目标高度，A/T重新进入SPEED模式，保持FMC目标空速。3、V/SDescent

驾驶员在MCP上选择V/S电门进入V/S下降模式，A/T保持MCP板目标空速，此时MCP上SPEED模式灯点亮，FMA显示从FMCSPD，PED显示巡航N1值；油门杆移动至减推力位，TMA显示CRZ。当飞机下降至目标高度，A/T重新进入SPEED模式，保持MCP目标空速。A/T系统工作说明——DESCENTA/T系统工作说明——APPROACH下降阶段，A/T控制发动机推力来保持目标空速，目标空速来自FMC或者MCP。1、G/SCapture之前

进近阶段A/T工作在SPEED模式，如果此时DFCS在APP模式，则A/T控制FMC目标空速，此时MCP板上A/T方式灯均熄灭，FMA显示FMCSPD，TMA显示CRZ，PED上N1游标停留在CRZN1。2、G/SCapture

当飞机捕获下滑道时，A/T控制MCP目标空速。此时MCP上SPEED灯点亮，FMA显示MCPSPD，TMA显示GA，PED上N1游标指示GAN1。3、Flare

自动驾驶双通道进近时，RA27英尺或者A/P拉平后2.5秒，进入A/T拉平，此时A/T指令油门杆到Idle位。MCP板上A/T方式灯均熄灭，FMA显示由RETARD到ARM，TMA显示GA，PED上N1游标指示GAN1值。

当飞机触底后2秒钟A/T自动脱开。A/T系统工作说明——APPROACHA/T系统工作说明——Go-Around复飞阶段，驾驶员按下TO/GA电门，A/T指令油门杆前移，增加推力用于复飞爬升，此时MCP板上N1灯点亮，FMA显示GA，TMA显示GA，PED指示GAN1，油门杆前移。A/T计算机计算出一个目标推力值用于复飞爬升，这个值比FMC全推力GAN1值略低。如驾驶员再次按压TO/GA电门，A/T使用来自FMC的全推力GAN1值，此时FMA上显示N1。A/P控制复飞时的爬升率，当到达设定的复飞高度时，DFCS捕获并保持该高度，A/T进入SPEED模式，维持MCP板速度。A/T系统工作说明——Go-AroundA/T系统工作说明——BITE<ATA22偏航阻尼系统>(R0)编写：邵兆远校对：戴四刘批准：工程技术培训分部日期：2016-06-14课时：16偏航阻尼系统概述1、

偏航阻尼系统保证飞机在偏航轴上的稳定性，通过控制方向舵的运动来抑制荷兰滚。2、YDS的主要组成：Y/D电门、Y/D警告灯、偏航阻尼耦合器、偏航阻尼指示器、方向舵PCU、释压旁通活门、IFSAU3、Y/D电门——只有当接通B系统液压时，才能够接通偏航阻尼；Y/D耦合器——探测荷兰滚，并发送控制信号到方向舵PCU来消除荷兰滚；

方向舵PCU——液压作动的部件，用于控制方向舵的运动，位于垂尾底部，

包括接通线圈、转换活门、位置传感器LVDT；

释压旁通活门——将A系统液力提供给方向舵PCU，用于方向舵控制；IFSAU——内部的继电器用于衔接偏航阻尼系统；Y/D指示器——指示方向舵的运动方向偏航阻尼系统概述偏航阻尼系统——部件位置偏航阻尼系统——部件位置偏航阻尼系统——系统接口偏航阻尼系统——部件介绍偏航阻尼系统——部件介绍偏航阻尼系统——部件介绍偏航阻尼系统——系统操作偏航阻尼系统——系统操作<ATA23通讯>(R0)编写：邵兆远校对：戴四刘批准：工程技术培训分部日期：2016-06-14课时：16通讯系统概述1、通讯系统有两大功能，一是通讯交流——即机组、乘务员、地勤人员和管制人员彼此之间的通讯联络；二是导航——即接收和监听导航音频。2、遥控电子组件REU和音频控制面板ACP是通讯系统的两大核心部件。飞机上有三部ACP，一部REU。其中REU是通讯系统的处理核心，它负责接收、处理和传送各类音频信号，与REU相关联的部件主要有：导航接收机、PA旅客广播放大器、语音记录器、GPWC近地警告计算机、TCAS计算机、FCC（FCC将高度警告的音频信号送至REU）。备注：飞机上能够发出提醒警告音的部件有几种？3、飞机上发送音频信号的方式被称为PTT（Push-To-Talk）按压发话，驾驶盘、ACP、手持麦克风上带有PTT电门。4、音频信号通过麦克风送出，飞机上的麦克风有三种：手持麦克风、吊杆耳机麦克风、氧气面罩麦克风。通讯系统概述框图通讯系统概述框图通讯系统概述框图通讯系统部件位置图通讯系统部件位置图通讯系统部件位置图问题：ACP共有三部，而REU只有一部，机长、副驾驶、观察员的音频信号都是送到同一部REU进行处理，这种设计与飞机“冗余度”设计理念是相违背的？通讯系统部件——ACP通讯系统部件——REU与PPT通讯系统部件——PPT飞机勤务内话的插孔位置机组呼叫地勤：前轮舱喇叭会响地勤呼叫机组：旅客信号牌面板指示灯点亮；音响警告组件发出高谐音前轮舱喇叭：1、IRS工作时，设备冷却供气风扇不足。2、IRS电瓶警告电路工作。3、机组驾驶舱呼叫地面。1、机组驾驶舱呼叫乘务员：按压旅客信号牌面板上的ATTEND电门，乘务员站位处粉色指示灯点亮，PA发出高低谐音。2、乘务员呼叫驾驶舱：驾驶舱旅客信号牌面板上的CALL灯点亮，同时音响警告组件发出高谐音提醒。

VHF通讯系统概述VHF通讯系统主要用于飞机与飞机、飞机与地面电台之间通讯联络。VHF通讯的频率是118.000-136.9916MHZ，频率间隔为8.33KHZ。VHF通讯系统的组成：VHF控制面板、VHF收发机、VHF天线。VHF通讯系统的外部接口：REU、空地继电器、SELCAL译码组件、FDAU频率信号VHF及音量调节控制面板发送频率信号给收发机（ARINC429）收发机为面板提供一个接地信号，使面板可以按照8.33KHZ的频率间隔调节频率VHF天线主要接收或者发送RF信号用于记录故障历史的飞行航段1、CONTROLINPUTFAIL:ARINC429输入失效2、LRUPASS:显示VHF收发机自测试时的状态3、TEST电门：启动系统自测试，这个自测试包括收发机自测试、输入调谐数据字的测试、天线电压驻波比VSWR的测试。4、SQL/LAMP：确保面板上的指示灯正常工作，同时使收发机内部的静噪电路失效，在耳机中可以听到杂音信号，表明电路工作正常。5、麦克风和耳机的插孔HF通讯系统概述HF通讯系统主要用于飞机与飞机、飞机与地面电台之间远距离的通讯联络。HF通讯的频率是2-29.999MHZ。高频通讯主要是利用电离层的反射来实现波束的远距离传播。HF通讯系统的组成：HF控制面板、HF收发机、HF天线、HF天线耦合器HF通讯系统的外部接口：REU、SELCAL译码组件、FDAUHF通讯系统工作模式1、HOME模式

当系统上电或者选择了一个新的工作频率时，收发机会发送一个RECHANNELPLUSE给耦合器启动Home模式。耦合器内部的调谐原件移动到Home位，以保证输入信号的最小衰减。注意：在拆除耦合器的时候一定要确保内部的调谐原件在Home位，否则将会对耦合器造成伤害。2、RECEIVE/STANDBY模式

此模式下HF系统可以在设定的频率下接收RF信号；同时当接收到PTT信号时，系统进入调谐的键控准备状态。HF通讯系统工作模式3、TUNE模式

分为TuneA（谐振）、TuneB(负载）、TuneC（VSWR）。A模式下，收发机被键控，发送一个RF给耦合器，同时耳机中能听到1KHz的侧音；耦合器调谐时间通常在2-4秒，最长15秒。耦合器内部鉴频器电路设定RF电压与电流的相位。B模式下，调谐元件设定阻抗在50欧姆C模式下，调谐元件调节VSWR在1.3：1，反射波低于2瓦特。4、RECEIVE/OPERATE模式当完成C模式调谐后，收发机键控被移除，1KHz音频消失，系统处于接收或者发射状态。5、TRANSMIT模式

飞行员键控麦克风进行发话。选择呼叫系统每台飞机都有一个选呼代码，当地面台呼叫机组时，系统会产生相应的驾驶舱效应（选呼面板上的提醒灯亮，音响警告组件发出高/低谐音）来提醒机组。

选呼系统的组成：选呼译码器、选呼控制面板、选呼音响警告继电器。

外部接口：REU、音响警告组件、HF/VHF收发机（接收选呼音频送至选呼译码器）

<ATA31仪表>(R0)编写：邵兆远校对：戴四刘批准：工程技术培训分部日期：2016-06-14课时：16飞行数据记录器系统1、FDR主要记录并存储飞机最后飞行阶段25小时的飞行参数和系统数据（强制性数据）以及ACMS数据（非强制性数据）。2、FDR的系统组成：FDR、FDAU、FDAU状态继电器、FDR测试面板、加速度计、飞行控制传感器、飞行舵面位置传感器、系统测试接口3、当一台发动机运转或者飞机在空中时，FDR系统自动工作；当飞机在地面，按压面板上TEST/NORMAL电门在TEST位，FDR也开始工作。<ATA34大气数据系统>(R0)编写：邵兆远校对：戴四刘批准：工程技术培训分部日期：2016-06-14课时：16ADC系统概述1、大气数据计算机系统主要提供以下飞行数据：高度、空速、温度、高度变化率、马赫数。2、系统组成：ADC、TAT探头、高度表、马赫空速表（MASI）、马赫空速警告测试电门TAT探头——总温高度表——显示气压修正高度，将气压修正发送给ADC；MASI——显示空速、马赫数、Vmo、Mmo、选择空速；Vmo和Mmo由MASI计算，如果发生超速时，MASI将发送警告到音响警告组件。

马赫空速警告测试电门——进行超速测试。ADC系统概述ADC系统概述ADC系统概述ADC电源接口ADC系统输入ADC系统输出ADC系统输出部件介绍——ADC部件介绍——MASI部件介绍——MASI1、空速读数——MASI显示的空速为ADC计算空速，当ADC提供的CAS失效时，MASI将显示A/S故障旗2、Vmo和Mmo——该数值由MASI计算得出，26000英尺以下使用Vmo，高于26000英尺使用Mmo。当Vmo失效，MASI会显示Vmo故障旗。当空速超过Vmo或者Mmo时，MASI将发出超速警告给音响警告组件。3、马赫数显示——当马赫数超过0.4时才会显示，低于0.4马赫时为空白，当马赫数失效时出现MACH故障旗4、目标空速——目标空速可以人工设定或者由FMC、FCC自动设定，通过CURSORKNOB可以选择。

巡航阶段，由FMC计算最佳巡航速度，FMC将空速值发送给FCC，由FCC送到MASI和A/T计算机；

自动着陆阶段，由FCC计算目标空速。5、人工游标——机组根据需要放置游标位置，用于提醒。部件介绍——电动高度表电动高度表显示范围是-1000到50000英尺。当高度值为负值时，在高度值前有绿色的NEG。部件介绍——TATEIS上TAT信号来自ADC-1部件介绍——马赫空速警告测试电门EADI显示ADC自测试1、ADC自测试结果：88、AA——ADCok，输入ok；FF——存在故障2、ADC故障代码：F1——ADC故障；F2——TAT输入失效；F3——本侧的气压基准电压失效；F4——对侧的气压基准电压失效；F5——本次的气压修正失效；F6——对侧的气压修正失效；F7——26V基准电压失效；F9——ADC程序销钉无效；3、测试现象ADC上依次显示88——AA或者88——FF；如果测试通过，AA显示保持一分钟，最后10秒AA闪烁驾驶舱显示：

电动高度表显示10000英尺；MASI和EADI显示马赫数0.785，空速440节；EIS显示总温1℃；垂直速度表显示OFF旗；音响警告组件发出超速警告；ADC自测试<ATA34自动定向系统>(R0)编写：邵兆远校对：戴四刘批准：工程技术培训分部日期：2016-06-14课时：16ADF系统概述1、ADF系统是一个导航辅助系统，它接收地面站的调幅信号来计算飞机到ADF站的方位信息。此外ADF还可以接收标准的AM无线电广播。系统工作频率：190KHZ到1750KHZ。2、ADF系统组成：ADF接收机、ADF控制面板、定向天线、定向天线耦合器、环形天线、环形天线象限误差补偿器ADF系统概述ADF系统部件位置ADF系统部件位置ADF系统部件介绍——ADF控制面板1、ToneSelector

此电门的作用是在ADF接收机接收到的信号中加入音频振荡，用于识别ADF地面站的识别码。因为有些ADF地面站的发射机的开与关来发送莫尔斯识别码。2、模式选择OFF——关闭ADF接收机ANT——ADF接收机工作，且只发送地面站音频ADF——ADF接收机工作，同时发送地面站音频和方位两个信号TEST——ADF接收机工作，发送自测信号ADF系统部件介绍——ADF控制面板ADF系统部件介绍——ADF接收机ADF系统部件介绍——ADF接收机ADF天线用于接收地面站的RF信号，其中定向天线接收信号中电信息，环形天线接收信号中的磁信息。象限误差补偿器用于补偿环形天线磁信号的偏差，这种偏差是由于飞机的金属结构造成的。定向天线耦合器是将天线与收发机发射电缆阻抗匹配。ADF系统工作说明ADF信息在EHSI和RDDMI上显示。ADF方位信息可以在所有EFIS模式下显示，ADF矢量信息在MAP和CTRMAP模式下显示且要选择VOR/ADF电门。ADF系统显示——RDDMIADF系统显示——RDDMI当ADF信号为NCD或者ADF接收机故障，EFIS上ADF指针或矢量将停在故障旗的位置。ADF系统显示——自测试按压ADF接收上的测试电门或者控制面板上的测试带你们可以进行ADF系统测试，ADF指针将指示315°。<ATA34ATC系统>(R0)编写：邵兆远