22-11-00_数字式飞行控制系统

1、 数字式飞行控制系统 介绍 复飞 拉平概述数字式飞行控制系统（DFCS）有如下功能：飞行指引自动驾驶飞行指引高度警戒速度配平马赫配平FCC 从几个系统获得输入并将飞行指引指令送到公用显示系统（CDS），为驾驶员提供飞行指令。当 MCP 上的飞行指引电门打开（ON），飞行指引显示部分在 CDS 上显示出来。驾驶员可根据飞行指引杆的指令控制飞行姿态。飞行指引指令在拉平阶段不显示。 高度警戒DFCS 有一个方式控制板（MCP），两台飞行控制计算机（FCC），及作动筒，为飞行控制系统提供输入。每台 FCC 能完成以下五项功能。 当飞机接近或飞离在 MCP 板上所选择的目标高度，警戒出现。这一警戒住提醒

2、飞行员飞机正接近或飞离 MCP 板上的选择高度。不论自动驾驶或飞行指引是否衔接，该警戒信息均会出现。 自动驾驶速度配平FCC 从几个系统获得输入，如大气数据惯性基准系统（ADIRS） 和飞行管理计算机（FMC），并输出指令到副翼和升降舵作动筒。 这些作动筒控制副翼和升降舵运动，从而控制飞机的飞行航迹。系统有两套自动驾驶仪，自动驾驶仪 A 由 FCC A 为核心构成，自动驾驶仪 B 则以 FCC B 为核心。当你在 MCP 板上衔接一套自动驾驶仪时， 自动驾驶仪在以下飞行阶段控制飞机的姿态： 当发动机推力大而空速较小时，速度配平功能通过控制水平安定面保持驾驶员设定的速度。这能主要在起飞阶段起作用

3、，且仅 当自动驾驶未衔接时工作，飞行指引仪开，关均可。 爬升巡航下降进近2211001221100001 Rev 9 06/17/1999 数字飞行控制系统 介绍APP ARINCA/SASAA/T BAT BITE BOV CAPT CAA CAScat cau C/B CDS CDU CHchg CLB CMDC/O cont CPU CRS CWS DCdeg DEU马赫配平进近 航空无线电公司空速 自动飞行状态通告器自动油门 电瓶 机内测试设备消失 机长 民用航空局计算空速类别，等级警戒 跳开关 公用显示系统控制显示组件通道 改变，变化爬升指令转换控制 中央处理组件航道 驾驶盘操纵直流

4、电 度 显示电子组件 当飞机速度增加时，飞机机头开始下俯。这一区域叫马赫褶折 区。当飞机空速大于 0.615 马赫时，马赫配平功能控制升降舵上偏， 以保持机头不俯。不论自动驾驶或飞行指引衔接与否，该功能均有效。 缩略语AAM ACaccelactr ACQ ADIRS ADIRU ADR AFCS AFDS AGS AIail alt ALT ANNannun ANT AOCA/P自动驾驶作动筒监控器交流电 加速作动筒获得 大气数据惯性基准系统大气数据惯性基准组件大气数据基准 自动飞行控制系统 自动驾驶飞行指引系统空/地系统 姿态指示器副翼 高 度备 用通告器通告器天线 在航道上进近自动驾驶

5、2211002221100001 Rev 9 06/17/1999 数字式飞行控制系统 介绍DFCS DISC DMA DME DNelec elev ELEXeng exc FAA FCCF/C FDAU FGN FIMflt FMA FMC FMCSA/O FPA FPM FREQ FWDG/A gnd GPS GPWCG/S hdg hld hyd Hz IAS IFSAU ILSinh instr intlk I/O IR IRSkts Llbs LCD LCL LED LNAV LOC LRU LSK LT LVDTlvl MA MASI数字式飞行控制系统断开 直接存贮存取测距机向

6、下电 气升降舵电子的衔 接激励 航空局（美） 飞行控制计算机 飞行指引仪 飞行数据获得组件外部的 故障隔离手册飞行 飞行方式通告器飞行管理计算机 飞行管理计算机系统副驾驶 飞行航迹角英尺/分钟频率 向前，前方复飞 地 全球定位系统 近地警告计算机 下滑道航 向保 持液压的赫兹 指示空速 综合飞行系统附件仪表着陆系统 禁止仪表联锁 输入/输出惯性基准 惯性基准系统海里（节） 左 磅 液晶显示器本地 发光二极管水平导航 航向道（信标） 航线可更换件 行选键 光、灯 线性可变差动传感器水平，平面 主 马赫空速指示器 2211003221100001 Rev 9 06/17/1999 数字式飞行控制系

7、统 介绍MB MCP MCU MLSMmo MMRMst MSU NAV NCD ND NSS OCO/D OSS P PAM PB PCU PFDpnl posn press prev prim PSEU PSI PTH RRA RAMradREF REQ REU RFrly RSTrud sec sel sensSMYDCsnsr SPD SPMspn stab surf SWsync sys TAS THRT/O TO/GAT/R TR指点信标 方式控制板 模块概念组件微波着陆系统最大工作马赫数无线电高度表随机存取存贮器无线电 基准，参考请求，需要 远程（遥控）电子组件射频 继电器复 位

8、方向舵秒 选 择 传感器 失速管理偏航阻尼计算机传感器速度 舵面位置监控旋转 安定面 舵面（操纵面） 电门 同 步系 统真空速油 门起飞 起飞/复飞 反推装置 变压整流器 多模式主 方式选择组件导航 无计算数据导航显示器 中立轴位移传感器在航道上 脱开制动过台传感器按、压 性能评价监控器按压电门 动力控制组件主飞行显示器面板 位置压力 以前的，上述的 基本的，主要的 接近电门电子组件 每平方英寸磅（磅/平方英寸） 轨迹右 2211004221100001 Rev 9 06/17/1999 数字式飞行控制系统 介绍TRKtyp V V2vert VHFvmo V/S VNAV VOR WARN

9、WHL X-CHXCHANxmtr xfer航 迹 典型的 伏特，电压 预定目标速度垂直的 甚高频 最大工作速度垂直速度 垂直导航 甚高频全向导航（定向） 警告 轮 交叉通道交叉通道发射机 转换，变换 2211005221100001 Rev 9 06/17/1999 主飞行显示器数字式飞行控制系统 介绍2211006221100001 Rev 9 01/31/2001拉平 起飞 进近 复飞 飞行指引显示器 方式控制板 下降 爬升 巡航 221100002 Rev 7 12/17/1998DFCS 概述此页空白2211007 DFCS 概述 自动驾驶作动筒位置传感器方式控制板飞行控制计算机还用

10、这些数据计算如下指令和警戒信息：方式控制板（MCP）是驾驶员与飞行控制计算机（FCCs）之间的基本接口，机组利用 MCP 可完成如下功能： 速度配平指令马赫配平指令高度警戒 自动驾驶断开警告衔接自动驾驶仪打开飞行指引仪选择工作方式 选择航道和航向 选择目标速度和高度自动驾驶指令自动驾驶可以有两种工作状态：指令（CMD）状态和驾驶盘操 纵（CWS）状态。在指令状态，FCC 计算自动驾驶仪作动筒的指令， 作动筒将指令输入到动力控制组件（PCU）去控制副翼和升降舵。 在驾驶盘操纵状态，位于驾驶盘下方的力传感器感受驾驶员施加在驾驶盘 和驾驶杆上的操纵力，并将此信号送至 FCC。FCC 将指令送到驾驶仪

11、的作动筒去控制副翼和升降舵。FCC 还送指令到安定面配 平电动作动筒的配平安定面。 驾驶员为 FCC 提供的其它输入通过以下部件实现：自动驾驶（A/P）断开电门起飞/复飞（TO/GA）电门 驾驶盘操纵（CWS）力传感器自动飞行状态通告器（ASA） 飞行控制计算机 A 和 B自动驾驶的工作方式显示在公用显示系统（CDS）姿态指示器的上方。若要断开自动驾驶，驾驶员可按压位于驾驶盘上的断开电门。当自动驾驶断开时，可以听到来自音频警告组件的音响警告，同时自动飞行状态通告器（ASA）上的红色 A/P 灯闪亮。若驾驶员按压位于ASA 上的红色 A/P 通告器或按压 A/P 断开电门，则 ASA 上的警 告

12、及音频警告被复位（取消）。 MCP传感器及如下系统的数据计算飞行控制计算机利用来自自动驾驶和飞行指引指令： 无线电导航系统 大气数据惯性基准系统（ADIRS） 飞行管理计算机系统（FMCS） 自动油门（A/T）系统 控制舱面的位置传感器 2211008221100002 Rev 7 12/17/1998 DFCS 概述 度。此功能仅当自动驾驶来衔接时有效。飞行指引指令马赫配平当飞行指引仪打开时，FCC 计算制导（指引）指令显示在 CDS 上。若飞行指引仪关闭，控制面不运动也没有警戒信息。当在 MCP 板上设置了飞行指引仪的工作方式，则相应方式及状态也显示在CDS 显示器上。 FCC 将马赫配平

13、信号送至马赫配平作动筒以控制升降舵运动， 当马赫配平作动筒输出轴运动时，它将转动感觉定中组件，进而使升降舵的动力控制组件（PCU）的输入杆运动，这样就使升降舵运动。在较大空速飞行时，马赫配平信号将保持飞机抬头。在起飞阶段，马赫配平作动筒将升降舵置于使飞机低头的位置，这使得驾驶员可以将水平安定面运动到使飞机加大抬头的位置。在起飞阶段，若一台发动机失效，这将使飞机增大抬头，并称之为 FCC 控制的中位偏移生效范围（FCNSE）。 高度警戒高度警戒功能要利用在 MCP 板上设置的高度。当飞机接近或飞离设定高度时，FCC 将告知飞行员。该功能不要求自动驾驶及飞行指引必须衔接。高度警戒包括来自遥控电子组

14、件（REU）的声音及在 CDS 显示器上的视频信息。 机内测试设备（BITE）速度配平DFCS 与 FMCS 有接口将 BITE 情况显示在 CDU 上。BITE 功能可以帮助发现故障。 FCC将速度配平信号送到安定面配平主电作动筒，去控制水平安定面的运动，这一控制作用增强了飞机在低空速时的稳定性。当飞机速度降低时，水平安定面运动使飞机低头，从而增大了飞行速度， 当飞机速度增大时，水平安定面运动使飞机抬头，从而减小了飞行速 2211009221100002 Rev 7 12/17/1998 电门 通用显示系统DFCS 概 述22110010221100002 Rev 7 02/02/2001马

15、赫配平作动筒 音频警告组件 安定面配平电作动筒 自动飞行状态通告器（2） 自动驾驶副翼和升降舵作动筒 驾驶杆和驾驶盘力传感器 自动油门飞行管理计算机系统 大气数据惯性基准系统 导航传感器位置传感器 方式控制板 DFCS 驾驶舱部件位置 驾驶舱方式控制板（MCP）位于 P7 遮光板上。机长自动驾驶仪断开电门位于机长一侧的驾驶盘上，副驾驶自 动驾驶仪的断电门位于副驾驶一侧的驾驶盘上。 飞行控制板速度配平失效及马赫配平失效通告器与 DFCS 有接口，通告器 位于飞行控制板上。 操纵台机长和副驾驶的起飞/复飞（TO/GA）电门在推力杆上，推力杆位于操纵台上。 自动驾驶安定面配平切断电门与 DFCS 有

16、接口，电门位于操纵 台上。 22110011221100003 Rev 3 12/05/1998 速度配平失效通告器马赫配平失效通告器操纵台DFCS 驾驶舱部件位置22110012221100003 Rev 3 12/05/1998A/P 安定面配平切断开关 起飞/复飞开关 飞行控制板 驾驶盘 自动驾驶断开关P7 遮光板 方式控制板 DFCS 仪表板部件位置 仪表板安定面失去配平通告器与 DFCS 有接口。安定面失去配平通告器及机长自动飞行状态通告器（ASA）在 P13 板，副驾驶 ASA 在 P31 板。 22110013221100048 Rev 5 02/09/1999 副驾驶自动飞行状

17、态通告器正驾驶自动飞行状态通告器DFCS 仪表板部件位置22110014221100048 Rev 5 10/03/2000安定面失去配平通告器 DFCS 电子设备舱部件位置 E1 架综合飞行系统附件组件（IFSAU）在 EH 架上，飞行控制计算机A（FCC A）也在 E11 架上，FCC B 在 E14 架上。FCC A 和 FCC B 的程序电门组件也在 E1 架上。 22110015221100004 Rev 3 11/12/1997 E11 架 综合飞行系统附件组件 飞行控制计算机 ADFCS 电子设备舱部件位置22110016221100004 Rev 3 11/12/1997E14

18、 架 飞行控制计算机 BFCCA 程序电门组件 FCCB 程序电门组件 DFCS 尾锥部件位置 尾锥部件位置自动驾驶升降舵作动筒位于尾锥前隔板左侧。升降舵位置传感器位于尾锥隔板的右下侧。安定面位置传感器 B 位于升降舵感觉定中组件的右侧，在图上有显示。安定面位置传感器 A 位于升降舵感觉定中组件的左侧，在图上没有显示。 马赫配平作动筒位于升降舵感觉定中组件的上部。中位偏移传感器位于升降舵感觉定中组件的右侧。培训知识要点当安装中位偏移传感时，要遵从下述警示。警示：将曲柄置于正确的上方位置，否则，设备会被损坏。22110017221100005 Rev 1 10/09/96 马赫配平作动器中位偏移

19、传感器安定面位置传感器 A 和B（A 在另一侧）升降舵A/P 作动器 DFCS 尾锥设备位置22110018221100005 Rev 1 05/21/1997升降舱位置传感器A/P A 作动器 尾锥设备 A/P B 作动器 DFCS 前设备舱部件位置 驾驶杆下方部件位置机长和副驾驶的俯仰 CWS 力传感器位于扭矩管的支架和前扇 形轮上。扭矩管位于机长、副驾驶的驾驶杆之间。 倾斜 CWS 力传感器位于机长的驾驶杆的下方。22110019221100006 Rev 0 09/24/96 横滚 CWS 力传感器 机长俯仰 CWS 力传感器驾驶杆机长驾驶杆DFCS 前设备舱部件位置221100202

20、21100006 Rev 0 09/24/96副驾驶俯仰 CWS 力传感器 （在悬壁后） DFCS 轮舱部件位置 轮舱部件位置A 和 B 两个系统的自动驾驶仪副翼作动筒位于主轮舱。它们位于轮舱左前壁的支架上。 副翼位置传感器位于主轮舱的前壁上，它位于自动驾驶仪副翼作动筒和副翼动力控制组件（PCU）之间。 22110021221100007 Rev 0 09/23/96 副翼位置传感器副翼A/P 作动器和位置传感器 DFCS 轮舱部件位置22110022221100007 Rev 0 09/23/96A/P B 作动器 A/P A 作动器 DFCS 机翼部件位置 扰流板位置传感器部件位置方。 2

21、2110023221100008 Rev 0 09/23/96 9 号扰流板传感器4 号扰流板位置传感器扰流板位置传感器DFCS 机翼部件位置22110024221100008 Rev 0 09/23/96 DFCS 电源接口介绍 概述有许多跳开关给飞行控制计算机（FCC）提供电源。许多电源要先通过其它的一些电门和线路才能到达 FCC。 培训知识要点如果某些跳开关的闭合顺序不正确，有可能使正常的 FCC 在进行通电测试时失败（测试通不过）。若 AFCS A（B）FCC DC 跳开关先于 AFDS MCP DC 1（2）跳开关闭合，FCC 则进行空中上电（通电）程序。这种情况下，FCC 上电程序

22、将失败。 因此，完成维护工作后，给 DFCS 系统上电的最佳步骤是最后闭合 AFCS A（B） FCC DC 跳开关。 直流电（DC）电源中断及电压瞬态如果 28V dc 电源中断小于 40 毫秒（msec），DFCS 的方式或输出没有变化，若电源中断大于 40 毫秒，而小于 7 秒，自动驾驶将断开，但其它功能（F/D 方式配平功能和警告）将继续工作，若电源中断大于 7 秒钟，DFCS 将被初始化到初始上电状态。 22110025221100049 Rev 1 10/30/1998 115V AC转换汇流条 1AFCS 安定面配平28V DC28V DC汇流条 2汇流条 1AFCS A FCC

23、 DCAFCS B FCC DC115V AC转换汇流条 1115V AC转换汇流条 2AFCS A 传感器激励交流 28V DC汇流条 128V DC电瓶汇流条 2AFDS MCP DC1AFDS MCP DC2115V AC汇流条 128V DC汇流条 2AFCS A 衔接联锁 28V DC 开关热电瓶汇流条28V DC 开关热电瓶汇流条AFCS A 警告灯电瓶 115V AC转换汇流条 1115V AC转换汇流条 2AFCS A 马赫配平交流 28V DC汇流条 128V DC汇流条 2AFCS A 马赫配平直流 AFCS B 马赫配平直流 P6 跳开关板DFCS 电源接口介绍22110

24、026221100049 Rev 1 09/26/96P18 跳开关板AFCS B 警告灯电瓶 AFCS B 马赫配平交流 AFCS B 衔接联锁 AFCS B 传感器激励交流 主电动作动器安定面配平 DFCS 电源接口 安定面配平电动作动筒电源CWS 力传感器从 2 个 26 伏交流变压器获得激励电源。襟翼位置传感器仅从同侧的 26 伏交流变压器获得电源。 115 伏交流转换汇流条 1 给安定面配平电动作动筒提供三相交流电。地面信号飞行控制计算机电源若飞机在地面，接近电门电子组件（PSEU）将 28 伏直流地信号送到 FCC。FCC 利用此信号确定飞机在地面或是在空中。 28 伏直流汇流条

25、1 和 2 分别给它们同侧的 FCC 提供电源。115 伏交流转换汇流条 1 和 2 提供电源给综合飞行系统附件组件（IFSAU）。 IFSAU 利用变压器将每个 115 伏交流电变为 26 伏交流电，作为传感器激励电源。IFSAU 将此电源提供给同侧的 FCC，作为 CWS力传感器的基准电压，同时该电源也供给襟翼位置发送器。 方式控制板电源28V 直流汇流条 1 和 2 为 MCP 提供电源。传感器激励电源IFSAU 为如下传感器提供激励电源：机长的俯仰 CWS 力传感器副驾驶的俯仰 CWS 力传感器倾斜 CWS 力传感器 右襟翼位置传感器 左襟翼位置传感器 2211002722110000

26、9 Rev 3 07/05/2000 安定面配平电动作动器机长俯仰 CWS 力传感器 P18 跳开关板 电瓶汇流条 2AFDS MCP DC 2115V ACFCC BP6 跳开关板左襟翼位置传感器DFCS 电源接口22110028221100009 Rev 3 10/20/1999右襟翼位置传感器 转换汇流条 2AFCS B 传感器28V DC激励交流 汇流条 2AFCS B FCC DC接近电门电子组件 28V DC横滚 CWS 力传感器 地面副驾驶俯仰 CWS 力传感器 地面 115V AC转换汇流条 1AFCS A 安定面配平28V DC汇流条 1AFCS A FCC DC 115V

27、AC转换汇流条 1AFCS A 传感器激励交流28V DC汇流条 1AFDS MCP DC 1 DFCS 传感器及作动筒激励电源 自动驾驶仪作动筒激励电源FCC 给自动驾驶仪作动筒提供 14 伏，180Hz 俯仰和倾斜激励电源。每个副翼和升降舵自动驾驶作动筒从它们同侧的 FCC 获得激励电源。 传感器激励电源FCC 提供倾斜激励电源给以下传感器： 4 号扰流板位置传感器 9 号扰流板位置传感器 副翼位置传感器 FCC 提供俯仰激励电源给以下传感器： 中位偏移传感器 升降舵位置传感器安定面位置传感器 A 从 FCC A 获得俯仰激励，电源安定面位置传感器 B 从 FCC B 获得俯仰激励电源。

28、22110029221100010 Rev 0 09/23/96 副翼自动驾驶作动筒 A升降舵位置传感器FCC BDFCS 传感器和作动器激励电源22110030221100010 Rev 0 09/23/96升降舵自动驾驶作动筒 B安定面位置传感器 B副翼自动驾驶作动器 B横滚传感器激励电源14V AC 1800Hz俯仰传感器激励电源14V AC 1800Hz副翼位置传感器 9 号扰流板位置传感器中位偏移传感器 4 号扰流板位置传感器安定面位置传感器 A升降舵自动驾驶作动筒 A俯仰传感器激励电源14V AC 1800Hz横滚传感器激励电源14V AC 1800Hz DFCS 系统联锁电源接口

29、 1概述自动速度刹车组件FCC 监控来自以下部件的信号，以确定是否能够衔接自动驾驶 仪： 转动且速度大于 60 节，自动速度刹车组件将在着陆时，当28 伏直流电送给 FCC，若飞机接地后启动了复飞，FCC 利用这一信号断开自动驾驶。 位于副翼及升降舵 A/P 作动筒 A 和 B 上液压压力电门自动速度刹车组件 机长 A/P 断开电门 自动驾驶切断电门正常情况下，28 伏直流通过 A/P 切断电门到达 FCCs，不论是机长还是副驾驶按压了 A/P 切断电门，28 伏直流将不能到达 FCCs， 这将断开自动驾驶仪或若驾驶仪已经断开则将断开警告复位。 电源28 伏直流汇流条 1 和 2 将衔接联锁电

30、源送到以下部件：自动刹车使用信号位于副翼及升降 A/P 作动筒 A 和 B 上的液压压力电门自动速度刹车组件 副驾驶 A/P 断开电门 无线电高度表（R/A）小于 10 英尺继电器 A 和 B 飞行控制计算机 A 和 B当 FCC 计算的无线电高度小于 10 英尺，它将一个地信号送至无线电高度小于 10 英尺继电器，这个继电器是使用速度刹车电路的一个输入。 液压压力电门每个 A/P 作动筒均有一个液压压力电门，当液压压力高时，电门闭合，并将 28 伏直流送到 FCC。为了衔接自动驾驶，电门必须首先处于开位以示没有压力。为确保自动驾驶仪衔接，电门必须在 3.5秒内闭合以示作动筒有液压压力。 22

31、110031221100011 Rev 2 10/30/1998 高压 舵作动筒A 液压压力电门P18 跳开关板 切断P6 跳开关板无线电高度小于 10 英尺A 继电器无线电高度小于 10 英尺 B 继电器升降舵作动器B 液压压力电门FCCBDFCS 系统联锁电源接口22110032221100011 Rev 2 03/04/1997高压 高压 副翼作动器 B 液压压力电门高度小于 10 英尺 高度小于 10 英尺 机长 A/P 切断电门 副驾驶 A/P 切断电门 切断28V DC汇流条 2AFCS B 衔接联锁自动速度刹车组件 高压升28V DC汇流条 1AFCS A 衔接联锁高压副翼作动筒

32、 A 液压压力电门 DFCS 系统联锁电源接口 2自动驾驶可以衔接。若切断电门在切断位，电源不能到达 FCC，自动驾驶不能衔接。 概述以下部件也从衔接联锁跳开关得到电源：通告器和暗亮组件方式控制板（MCP） 综合飞行系统附件组件（IFSAU）通告器和暗亮组件 通告器和暗亮组件利用 AFCS 衔接联锁电源为安定面失去配平 通告器照明。 IFSAUIFSAU 中有隔离二极管可以使衔接联锁电源到以下部件： 主电动安定面配平继电器 自动驾驶安定面配平切断继电器主电动安定面配平继电器当配平继电器在关（off）位，AFCS 衔接联锁电源到达飞行控制计算机，这个信号告知 FCC 人工电动配平没有工作。当人工

33、电动配平电门有操作时，继电器转换到配平位，电源不能到达 FCCs，这将 引起自动驾驶仪断开。 自动驾驶安定面配平切断继电器当切断继电器在正常位，AFCS 衔接联锁电源可以到达 FCC， 22110033221100012 Rev 1 10/30/1998 P18 跳开关板通告器和微光组件主电动安定面配平继电器A/P 安定面配平切断继电器DFCS 系统联锁电源接口222110034221100012 Rev 1 10/30/1998P6 跳开关板 28V DC汇流条 2AFCS B 衔接联锁暗或亮 28V DC汇流条 1AFCS A 衔接联锁安 定 面 失去配平 DFCS 通告及警告电源接口此页

34、空白22110035221100013 Rev 2 10/30/1998 DFCS 通告及警告电源接口 副驾驶的 ASA概述A/P 切断电门以下部件与 FCC 通告及警告电路有接口：当你按压 A/P 切断电门一次，电门断开了到达以下部件的 28 伏 直流电： 机长、副驾驶 A/P 切断电门 综合飞行系统附件组件（IFSAU） 方式控制板 飞行控制计算机 A 和 B机长、副驾驶自动飞行状态通告器（ASA） 音频警告组件 飞行数据获得组件（FDAU） 自动油门计算机 遥控电子组件（REU） 飞行控制计算机 A 飞行控制计算机 B方式控制板（MCP）这一信号切断了处于衔接状态的自动驾驶仪。当你再次按

35、压 A/P 切断电门，则将 A/P 断开的音响警告复位，并且使自动飞行状态通告器上的红色 A/P 闪亮灯熄灭。 综合飞行系统附件组件电源电源通过两个跳开关到达 IFSAU，再通过 IFSAU 内的隔离二极管将 28 伏直流电送到方式控制板。 28 伏直流电门热电瓶汇流条向自动驾驶仪警告电路供电，系统 A 的跳开关向以下部件供电： 飞行控制计算机 FCC A机长、副驾驶 A/P 切断电门综合飞行系统附件组件 机长的 ASAFCC A 将空速警告信号送到机长的 ASA，使琥珀色A/T 灯闪亮。FCC B 将空速警告信号送到副驾驶的 ASA，使琥珀色 A/T 灯闪亮。当 FCC 发现 A/T 系统不

36、能保持空速时就发出这一信号。 系统 B 的跳开关向以下部件供电：两个 FCC 将高度警戒的音频信号送到 REU。这将在耳机和扬声 器中产生一个音调警戒信号。 FCC B 综合飞行系统附件22110036221100013 Rev 2 10/30/1998 DFCS 通告及警告电源接口 信号送到两个 FCC 及 MCP。当你按压任何一个 ASA 上的 A/T 灯， 它将一个 A/T 警告复位信号送到两个 FCC 和 A/T 计算机。 两个 FCC 将 A/P 警告信号送至机长、副驾驶的 ASA 及飞行数据获得组件，并且使红色 A/P 灯稳定的亮。如果任何下面一种情况出现，便产生这一警告信号： 两

37、个 FCC 工作不一致 DFCS 在 BITE 状态 安定面配平警告出现且为 FCC 双通道进近，高度小于 800 英尺 方式控制板当 DFCS 从 CMD 方式转换到 CWS 方式时，MCP 将 CWS 警告信号送到机长、副驾驶的 ASA，使琥珀色 A/P 灯闪亮。当 A/P 断开衔接时，MCP 将 A/P 警告信号送到机长、副驾驶的 ASA，使红色A/P 灯闪亮。当以下情况出现时，MCP 将 A/P 警告信号送到机长和副驾驶的 ASA，使红色 A/P 灯稳定的亮： 在地面，一个 FCC 上电测试失败 在 A/P 复飞时，FCC 不能获得 MCP 高度 在 A/P 俯仰复飞阶段，MCP 汇流

38、条失效 MCP 也将 A/P 警告信号送到飞行数据获得组件。MCP 将 A/P 警报信号送到音频警告组件，以给出 A/P 断开的音响警告。 自动飞行状态通告器（ASA）当你按压任何一个 ASA 上的 A/P 灯，它就将一个 A/P 警告复位22110037221100013 Rev 2 10/30/1998 28V DC 电门热电瓶汇流条AFCS B 警告灯电瓶A/P 警告复位A/P 警告复位P18 跳开关板机长 ASA正驾驶 A/P 切断电门 方式控制板 A/T 计算机A/P 警告复位28V DC 电门A/T 警告复位热电瓶汇流条AFCS B 警告灯电瓶P6 跳开关板副驾驶 ASADFCS

39、通告及警告电源接口22110038221100013 Rev 2 10/30/1998副驾驶 A/P 切断电门 A/P 警告复位 音频警告组件 CWS 警告A/P 警告A/P 警报电源A/P 警告CWS 警告A/P 警告复位 空速警告通告高度警戒音频警告 A/P 警告 DFCS 电源转换接口 提供一个地信号。概述综合飞行系统附件组件在双通道工作时，每个 FCC 必须使用相互隔离的电源。FCC A 从 1 号直流汇流条获得直流电，FCC B 从 2 号直流汇流条获得直流电。正常情况，两个直流汇流条是通过汇流条连接继电器连接在一起， 如果任何一个 FCC 进入了有效的 G/S 方式，将引起汇流条连

40、接继电器开路，这样就使两个 FCC 的直流电源彼此隔离。 当 IFSAU 继电器在 G/S 未衔接位，汇流条转换电门给汇流条连接继电器提供了一个“地”。若有来自 FCC 的 G/S 衔接信号，IFSAU 继电器转换到 G/S 衔接位，则汇流条连接继电器的“地”被断开。 汇流条连接继电器以下部件是汇流条连接继电器控制线路的组成部分：当 IFSAU 给该继电器提供一个“地”，继电器闭合。将两个 28 伏直流汇流条连接在一起，若 IFSAU 将“地”断开，继电器失去激励，这样就将两个 28 伏直流汇流条隔离开。 FCC A 和 B汇流条电源控制组件 综合飞行系统附件组件备用电源控制组件 汇流条电源控

41、制组件通常，变压整流器（TR）组件从不同的 115 伏交流发电机汇流条获得电源。若转换发生，变压整流器（TR）从同一个发电机获得电源，28 伏直流汇流条没有隔离。汇流条电源控制组件探测到转换的发生，并将汇流条转换信号送给每个FCC，这一信号告知两个FCC直流汇流条不能被隔离，因此，双通道自动驾驶方式是不允许的。 电源热电瓶汇流条提供 28 伏直流电给汇流条连接继电器的一侧。飞行控制计算机无论哪个 FCC 进入到有效的 G/S 方式，它将把直流电隔离信号送到 IFSAU，这一信号将一继电器置于 G/S 衔接位。 备用电源控制组件电源正常时，连接闭合信号激励一个电子电门，此电门为 IFSAU221

42、10039221100014 Rev 2 10/30/1998 连接开路 28 伏直流 汇流条 1 28 伏直流 汇流条 2 汇流条连接继电器 连接闭合汇流条转换 1 备用电源控制组件直流汇流条隔离B G/S 没有衔接DFCS 电源转换接口22110040221100014 Rev 2 10/30/1998汇流条电源控制组件 汇流条转换 2直流汇流条隔离AG/S 没有衔接 P6 跳开关板 热电瓶汇流条变压整流器 3转换继电器控制连接闭合变压整流器组件 3变压整流器组件 2变压整流器组件 1 DFCS1 飞行控制计算机数字输入接口送给两个 FCC，FCC 利用 DME 频率识别正确通道，然后使用

43、在正确频率之后直接送来的 DME 距离。FCC 用 DME 距离计算截获 VOR 航道的截获点，并确定飞机是否飞越 VOR 台。 概述以下部件给两个 FCC 提供数字数据：多模式（MMR）1 和 2若 DME 数据无效，FCC 将用 VOR 数据做同样的计算。VOR/MB1 和 VOR2 DME1 和 2多模式两个 FCC 接收来自 MMR 1 和 2 的数字数据，在进近方式下，MMR将仪表着陆系统的航向道及下滑道偏离数据送到两个 FCC，以计算倾斜和俯仰指令。在仅用航向道信标（LOC）进近时，FCC 用航向道偏离信号计算倾斜指令。 VOR/MBFCC A 接收来自 VOR/MB1的数字数据，

44、FCC B 接收来将 VOR 频率及 VOR自 VOR/MB2的数字数据。VOR方位数据送给两个 FCC。在 VOR 方式下，FCC 用这一数据截获并跟踪 VOR 航道。 DMEFCC A 接收来自 DME 1 应答机的数字数据，FCC B 接收来自DME 2 应答机的数字数据。DME 应答机将 DME 频率及 DME 距离22110041221100015 Rev 1 10/30/1998 DFCS 飞行控制计算机数字输入接口122110042221100015 Rev 1 10/30/1998DME 频率，DME 距离 VOR 频率，VOR全向方位 航向道偏离， 下滑道偏离 DME 频率，

45、DME 距离 VOR 频率，VOR全向方位 航向道偏离， 下滑道偏离 2DFCS 飞行控制计算机数字输入接口 概述RA1 将无线电高度数据送给 FCC A，RA2 将无线电高度数据送给 FCC B。两个 FCC 用无线电高度做如下计算：以下部件也给两个 FCC 提供数字数据：航向道信标增益下滑道信标增益空/地离散信号 拉平阶段的 A/T 指令高度释放点 何时可以衔接 A/P飞行管理计算机 1无线电高度表 1 和 2失速管理偏航阻尼器 1 和 2飞行管理计算机飞行管理计算机系统（FMCS）转换继电器在“均在左”位（BOTH ON L）。在此构型下，FMC 通过 FMCS 转换继电器 1 将数字数

46、据送给FCC A，FMC 通过FMCS 转换继电器2 将数字数据送给FCC B， FMC 将下述数据送给两个 FCC： 失速管理偏航阻尼器SMYD1 将以下数据送给 FCC A： 襟翼角度，用以与来自襟翼位置传感器的襟翼位置进行比 较。 FMC 目标高度用以计算 VNAV 指令 FMC 目标空速用以计算 VNAV 指令 FMC 目标马赫数用以计算 VNAV 指令 垂直速度指令用以计算 VNAV 指令 抖杆迎角（AOA），帮助计算 F/D 起飞复飞指令FC 最小工作速度的计算失速速度 当失速警告出现时显示 SMYD 离散数据 格林威治时间和数据用以记录存在 BITE 中故障的时间水平指令信号用以计算 LNAV 指令航班号用以记录 BITE 中的空中故障 FMC 离散数据用以控制 DFCS 和 A/T 工作在 VNAV 和LNAV 方式 BITE 测试字以示 BITE 信息 SMYD2 将同样的数据送给 FCC B无线电高度表22110043221100016 Rev 3 10/30/1998 均在右 FMCS 转换继电器 2DFCS 飞行控制计算机数字输入接口222110044221100016 Rev