FCOM 系统章节复习

概述

尺寸与限制条件

尺寸

• 翼展（带小翼）：34.40m（35.79m）
• 双刀翼展：117 英尺 9 英寸(35.89m)
• MAX翼展：35.90m
• 总长：39.50m
• 长度（到尾喷）：38.00m
• 前后轮距：15.60m
• 左右轮距：5.70m
• 尾翼宽：14.3m
• 高度：12.5m
• 到小翼高：6.42m
• 转弯半径（带小翼）：22.80m（23.00m）
• 180°转弯最小道面宽：24.30m

重量限制

• 最大滑行重量：168000lbs
• 最大起飞重量：167500lbs
• 最大着陆重量：144000lbs
• 最大无油重量：136000lbs

燃油与滑油

• 最大客舱压差（释压活门）：9.1psi
• 1.2号主油箱满载：8630lbs，3915kg
• 中央油箱：28803lbs，13066kg
• 燃油温度极限（最大、最小）：49℃，-43℃或冰点+3℃取最高者
• 最小滑油压力：13psi
• 最大滑油温度（警戒）：155℃（140℃）
• 最小滑油量：14夸脱或75%,max18

发动机与APU

• N1最大连续（最大起飞）：104（104.7）
• EGT(起动极限，最大连续，最大起飞）：725℃，925℃，950℃
• N2：105
• 最大振动值：4
• 启动发动机最小管道压力：30psi
• 最大起飞降落高度：8400ft
• 飞行中APU电+气：10000ft
• 地面APU电+气：15000ft
• APU引气最大高度：17000ft
• APU电气最大高度：41000ft

压差与载荷

• 压差限制（28000ft↓，28000-37000ft，37000ft↑）：7.45psi，7.80psi，8.35psi
• 载荷系数（收襟翼，放襟翼）：-1.0g-2.5g，0g-2.0g

液压系统

• 液压系统正常压力：3000psi
• 液压系统最大压力：3500psi
• 备用液压瓶正常冲压前压力：1000psi
• 液压油量：最大106%,低于76%有RF指示(白色)
  • 注:只有在地面且两台发动机关车,或着陆后襟翼收上滑行期间才会显示

电气

• 机上交流电：115±5V，400±5HZ

• 机上直流电：正常28V，备用(电瓶)24V

  参考资料

  DC GENERATION

  直流电系统产生并控制28V直流电源供飞机使用。

  直流电有以下两个子系统：

  • 直流电系统
  • 备用电系统

  直流电源系统是一个双线系统，电压一般为28V。飞机上直流电一般有下列几个电源来源：

  • 三个变压整流器
  • 电瓶充电机
  • 电瓶

  直流电源的来源正常情况下来自于交流系统，如果交流系统不可用，此时电瓶提供电源。

  直流电的分配与控制

  一般情况下变压整流器是直流电源系统的主要来源，变压整流器得到115V交流电将其转化为28V直流电。当飞机有冷却气流时每一个TRU能提供近75安培的电流，三个TRU并列连接彼此备份。

  TRU1从交流转换汇流条1得电，其输出直接给直流汇流条1;TRU2从交流转换汇流条2得电，其输出直接给直流汇流条2;TRU3通常从交流转换汇流条2得电，当TRU3无法从交流转换汇流条2得电时R622被激励，此时TRU3从交流转换汇流条1得到备用电源。TRU3的主要作用是给电瓶汇流条供电。

  电瓶充电机从交流地面汇流条2得到电源，地面服务汇流条2从交流转换汇流条2得到电源，电瓶充电机是热电瓶和转换热电瓶汇流条的基本电源供应。

  以下电门和部件控制直流电分配中的继电器：

  • 备用电源控制组件（SPCU）
  • 汇流条控制组件（BPCU）
  • 电瓶电门
  • 备用电源电门

  备用电源控制组件 SPCU：

  SPCU给DC分配系统中的大多数继电器提供人工和自动控制。

  SPCU使用电瓶和备用电源电门位置来控制继电器，SPCU也监控AC和DC汇流条的电源来控制继电器进行主要和次要电源的选择。

  以下继电器在SPCU内部：

  • 电瓶汇流条正常继电器 K2
  • 电瓶汇流条辅助继电器 K1
  • 备用正常继电器 K5
  • 备用直流辅助继电器 K3
  • 转换热电瓶汇流条继电器 K8

  汇流条电源控制组件 BPCU：

  BPCU控制地面服务汇流条继电器

  电瓶汇流条正常继电器 K2：

  电瓶汇流条正常继电器K2被激励来使得电瓶汇流条从TRU3得电。

  电瓶汇流条辅助继电器 K1：

  电瓶汇流条备用继电器K1被激励来使得电瓶汇流条从电瓶或者电瓶充电机得电。当以下情况发生时，继电器被激励：

  • 电瓶电门在ON位
  • TRU3没有电源

  当备用电源电门扳到BAT位时，K1同样也被激励。

  备用正常继电器 K5：

  备用正常继电器K5被激励来使得直流备用汇流条从直流汇流条1得电，当该继电器被激励时，交流备用汇流条也将从交流汇流条1得到电。当以下情况发生时，K5继电器被激励：

  • 备用电源电门在AUTO位
  • 直流汇流条1和交流转换汇流条1有电

  当K5断开时，交流备用汇流条从静变流机得到电源。

  备用直流电辅助继电器 K3：

  备用直流可替换继电器K3被激励来使得直流备用汇流条从电瓶得电，当以下情况发生时，该继电器被激励：

  • 备用电源电门在AUTO位
  • 任何一个或者两个直流汇流条1和交流转换汇流条1没有电源

  当备用电源电门在BAT位时，K3继电器也被激励

  如果直流汇流条1和交流转换汇流条1有电或者备用电源电门被放在OFF位时，K3断开。

  转换热电瓶汇流条继电器 K8：

  电门热电瓶汇流条继电器K8被激励来使得电门热电瓶汇流条从电瓶或者电瓶充电机得电。

  • 当电瓶电门在ON位时，K8被激励。
  • 当airstairs手柄在备用位时，K8也被激励。

  其他继电器：

  这些继电器控制直流电源分配，在SPCU之外

  电瓶充电机抑制继电器R325

  TRU3转换继电器R622

  直流汇流条连接继电器R9

  直流地面服务继电器R634

  SPCU控制除直流地面服务继电器之外的所有继电器，BPCU控制地面服务继电器。

  电瓶充电机抑制继电器R325：

  电瓶充电机抑制继电器R325被激励来移去充电机的电源供应，这可以保护充电机防止其过载。当以下任意条件发生时，SPCU激励R325：

  • APU启动
  • 电瓶内部的温度超过了限制

  TRU3转换继电器R622：

  TRU3转换继电器R622控制TRU3的电源来源。当交流转换汇流条2失去电源的时候，该继电器被激励使得TRU3从交流转换汇流条1得电。当以下情况都发生时，R622被激励：

  • 汇流条转换电门在AUTO位
  • 交流转换汇流条1有电
  • 交流转换汇流条2没电

  直流汇流条连接继电器R9：

  该继电器激励来使得直流汇流条1和直流汇流条2连接，当以下所有情况发生时，继电器被激励：

  • 汇流条转换继电器在AUTO位
  • 交流转换汇流条1或者交流转换汇流条2有电
  • 自动驾驶系统不在glideslope capture近进模式

  当以上任意情况不符合时，继电器断开。

  地面服务汇流条继电器R634：

  地面服务汇流条继电器R634控制地面服务直流汇流条的电源选择。当摁压前乘务面板上的地面服务电门时，BPCU使得该继电器激励，此时地面服务直流汇流条从28V热电瓶汇流条得电。当继电器不被激励时，地面服务直流汇流条从直流汇流条1得电。

  静变流机远程控制断路器 RCCB：

  静变流机远程控制断路器RCCB连接电瓶电源至静变流机。该断路器在J9接线盒中，当SPCU给RCCB一个闭合指令时，静变流机RCCB闭合，此时，静变流机获得电源。当以下任一情况发生时，SPCU闭合RCCB：

  • 电瓶电门在ON位
  • 备用电源电门在BAT位

  RCCB一般处于闭合状态。RCCB位置指示：断开（绿色），闭合（红色）。

  双电瓶远程控制断路器 RCCB：

  当双电瓶RCCB闭合时，辅助电瓶、辅助电瓶充电机和主电瓶、主电瓶充电机连接一起，双电瓶RCCB通常时断开的。

  直流电人工控制和指示：

  直流电人工控制在驾驶舱P5顶板上以及前乘务板，直流电指示在P5顶板上。

  仪表、电瓶和厨房电源组件P5-13：

  在P5-13模块上有以下指示：

  • 电瓶放电灯
  • TR UNIT灯
  • ELEC灯
  • LED显示屏

  当直流电系统中存在故障时相应的灯点亮，可以通过直流仪表选择器和LED显示屏来查看直流系统数据。

  发电机驱动和备用电源模块P5-5：

  P5-5提供备用电源系统的人工控制和指示。

  备用电源电门提供直流和交流备用汇流条的人工控制。当电瓶电门在ON位，如果备用汇流条挥着电瓶汇流条没有被激励的话，STANDBY PWR OFF灯点亮。

  前乘务面板：

  地面服务电门在前乘务面板上，通过这个电门可以激励交流和直流地面服务汇流条使其通过外电源得电。

  部件位置：

  DC GENERATION SYSTEM

  直流电源系统为不同的负载提供28V直流电，直流系统的电源一般来自于交流系统，如果交流系统不可用，则电瓶为直流系统提供电源。

  SPCU、电瓶电门、备用电瓶电门给直流系统提供基本的控制，其中电瓶电门、备用电瓶电门为直流系统的某些汇流条提供人工控制；SPCU为直流汇流条提供自动控制和保护，它使用来自驾驶舱的输入和系统监控来控制直流电源供应和分配。直流电源分配系统在电源分配面板PDPs和SPCU中。

  双电瓶

  单电瓶

  直流电系统有下列部件：

  • 电瓶
  • 电瓶充电机
  • TRU（3）

  TRU:

  变压整流器TRU改变115V，400Hz的三相交流电为28V直流电来给主直流系统负载提供电源。

  直流电系统有3个TRU，每个TRU在有冷却空气的情况下能够提供连续的75A的输出，在对流冷却气流中可以提供50A的电流。TRU没有外部控制，三个TRU的件号是相同的。

  可以通过P5-13来监控TRU的输出电压，当把直流仪表选择旋钮选择在TRU位时，TRU的输出电压和电流便显示在显示屏上。

  当TRU出现故障时，琥珀色的TR UNIT点亮，当以下任一情况发生时，该灯点亮：

  • 在地面，任一TRU故障
  • 在空中，TRU1故障
  • 在空中，TRU2和TRU3故障

  电瓶充电机（双电瓶）：

  主电瓶充电机有两个功能：

  • 使主电瓶保持充满电状态
  • 为电瓶汇流条提供直流电源

  辅助电瓶充电机保持辅助电瓶在最大的充电状态。

  两个电瓶充电机有相同的件号，每一个电瓶充电机有以下两个基本的操作模式：

  • 电瓶充电模式（恒流和恒压）
  • 变压整流模式（恒压）

  在最初的充电模式下，每一个电瓶充电机提供恒定的电流、变化的电压，当达到过渡电压值时，电瓶充电机以恒定的电压、变化的电流给电瓶提供过充，电瓶充电机逻辑计算过充量，总的充电时间小于180分钟。

  在变压整流模式下，主电瓶充电机提供直流恒压给热电瓶汇流条和转换热电瓶汇流条。主电瓶同时得到涓涓细流来保持其处于最大的充电量。在两种模式中的任一模式下，辅助电瓶充电机都不会为直流汇流条提供电源。然而当辅助电瓶充电机在变压整流模式下，辅助电瓶可以得到小电流充电。

  每个电瓶充电机获得三相115交流电，将其转换成直流电。通常，每一个电瓶充电机在变压整流模式，在这种模式下，电瓶充电机提供一个恒定的电压以及高达65A的电流输出。

  当电瓶电压低于23V时，电瓶充电机进入充电模式。在这种模式下，充电机提供恒定的电流，输出电压是变化的。在充电期间，电瓶电压上升直到电压达到过渡电压。在充电伊始，电瓶充电机逻辑使用电瓶的温度来计算过渡电压，然后计算过充阶段的时长。

  过充阶段之后，电瓶充电机进入变压整流模式，输出27.5V的恒定直流电压。电瓶在这种模式下，接收到涓涓细流。

  当以下任一情况发生时，电瓶充电机再次进入充电模式：

  • 电瓶充电机的输入电源断开超过1S
  • 电瓶电压低于23V

  在以下任一情况下，主电瓶充电机无法进入充电模式：

  • 加油站盖板打开
  • APU启动
  • 备用电源电门（P5-5）在BAT位
  • 备用电源电门（P5-5）在AUTO位，电瓶电门在ON位，直流汇流条1和交流转换汇流条1没有电
  • 电瓶过热

  在以下任一情况下，辅助电瓶充电机不能进入充电模式：

  • 备用电源电门（P5-5）在BAT位
  • 备用电瓶电门（P5-5）在AUTO位，电瓶电门在ON位并且DC BUS 1和交流转换汇流条1没有电
  • 备用电瓶过热

  在每个电瓶充电机前面板有两个绿色的LED状态灯，一个指示电瓶充电机，一个指示电瓶，当电瓶和电瓶充电机都在工作时，这两个灯点亮。

  当下述任意一个部件存在故障时，一个或者两个状态灯熄灭：

  • 电瓶充电机
  • 电瓶
  • 连接线

  当下述任一情形发生时两个灯熄灭：

  • 电瓶充电机的输入电源丢失，或者
  • 电瓶充电器的输入电压低于94V超过0.5S

  当以下情况任一发生时，电瓶充电机的状态指示灯保持亮，电瓶状态指示熄灭：

  • 电瓶充电机发现其与电瓶的连接断开
  • 电瓶过热
  • 电瓶温度传感器断开或者短路
  • 在时限内，电瓶无法充电
  • 电瓶电压低于限制

  当下述情况发生时，电瓶充电机的状态灯熄灭，电瓶的状态灯保持点亮：

  • 电瓶充电机内部故障

  电瓶充电机的故障信息也会在P5-13 BITE时显示。

  电瓶：

  （单电瓶）电瓶的功用：

  • 如果飞机上正常的电源不可用的时候，电瓶便给飞机重要的系统提供电源（交流和直流备用汇流条）
  • 交流系统控制和保护的备用电源
  • APU的启动电源

  电瓶是20个镍铬电池组成的有36安培小时容量的电池组。当充分充电之后，电瓶可以提供至少30分钟的备用交流和直流电源。

  电瓶内部有一个热电门，当电瓶温度超过限制时，这个电门闭合。有的飞机电瓶有一个内部热传感器，电瓶充电机使用这个传感器来测量内部电瓶温度。

  可以通过P5-13上的仪表、电瓶和厨房电源模块来监控电瓶的输出。当将直流选择器旋钮选择在BAT位时，能看到电瓶的电压和电流的输出。如果电瓶充电机有电，电瓶和充电机哪个的电压高，仪表上便显示哪个的电压。

  当以下任一一个电瓶输出情况发生时，琥珀色的BAT DISCHARGE灯点亮：

  • 电瓶以超过5A的电流放电95S
  • 电瓶以超过15A的电流放电超过25S
  • 电瓶以超过100A的电流放电超过1.2S

  电瓶放电灯点亮时，主警告灯和警告牌上的ELEC灯也点亮。当电瓶输出电流降低到限制以下超过1S时，该灯熄灭。在直流电启动APU时，主警告灯和警告牌上的ELEC灯不亮。

  单电瓶

  （双电瓶）主电瓶有以下功能：

  • 如果飞机上正常的电源不可用的时候，主电瓶便给飞机重要的系统提供电源（交流和直流备用汇流条）
  • 交流系统控制和保护的备用电源
  • APU的启动电源

  辅助电瓶帮助主电瓶提供电源给飞机的重要系统（AC和DC备用汇流条），每一个电瓶是20个镍铬电池组成的有48安培小时容量的电池组。当充分充电之后，双电瓶可以提供至少60分钟的备用交流和直流电源。每一个电瓶有一个内部热传感器，充电机使用这个传感器来测量内部电池的温度。

  （其他内容同单电瓶）

  双电瓶

  双电瓶RCCB：

  双电瓶RCCB通常情况下是断开的，当SPCU给其一个闭合信号时，RCCB闭合，它会使得主电瓶和备用电瓶同时给备用系统供电。当以下情况发生时，RCCB闭合：

  • APU电门不在启动位，并且
  • 继电器K1或者K3被激励

  当其闭合时，双电瓶RCCB从备用电瓶或者备用电瓶充电机获得电源，把它们分配给28V直流电瓶BUS BAR。

  在APU启动过程中，ECU给SPCU发送一个信号，这使得SPCU内部的逻辑来断开双电瓶RCCB。

  如果TRU3故障并且备用电源电门在AUTO位，继电器K1会闭合；当交流转换汇流条1或者直流汇流条1失去电源时，继电器K3闭合；当备用电源电门在BAT位时，两个继电器都闭合。

  当直流电源启动APU时，SPCU逻辑隔离电瓶的输出，SPCU逻辑不会让直流APU启动断开RCCB，RCCB远程电路断路器在SPCU前边，如果它断开的话必须人工关闭。当RCCB远程电路断路器在断开位时，双电瓶RCCB将不会闭合，就不能使两个电瓶一起工作，在这种情况下，60分钟的备用电源时不可用的。

  RCCB在J9接线盒里。RCCB的位置指示，断开（绿色），闭合（红色）。

  热电瓶汇流条电源：

  热电瓶汇流条电源汇流条通过J9电瓶架上的28V BUS BAR得到直流电源。在SPCU中有一个电路断路器允许电源供往该汇流条。

  在正常电源供应中，28V直流电瓶汇流条从主电瓶或者主电瓶充电机得到直流电源，在备用电源中，28V直流电瓶汇流条从主电瓶和辅助电瓶得电。

  转换热电瓶汇流条电源：

  转换热电瓶汇流条通过SPCU中的一个电路断路器及K8继电器从28V直流BUS BAR得到电源。为了让转换热电瓶汇流条得到电源，电瓶电门必须在ON位，当电瓶电门在ON位时，K8转换热电瓶汇流条继电器闭合并且提供直流电给汇流条。

  With the forward airstair option, the K8 relay closes when the airstair handle is put in the standby position.

  K8继电器从28V直流BUS BAR给SPCU直流电源供应。

  电瓶汇流条电源：

  电瓶汇流条通过28V直流电瓶BUS BAR或者TRU3得到电源。

  当以下所有情况发生时，电瓶汇流条正常继电器K2闭合并且通过TRU3给电瓶汇流条供电：

  • 电瓶电门在ON位
  • 备用电瓶电门不在BAT位
  • TRU3得到超过18V的电压超过0.15S
  • 当K2继电器闭合时，电瓶汇流条备用继电器K1必须保持断开。

  在下述情况下，K1电瓶汇流条备用继电器闭合并给电瓶汇流条供电：

  • 电瓶电门在ON位并且TRU3没有电源（小于18V）超过0.1S，或者
  • 备用电源电门在BAT位。

  STANDBY POWER SYSTEM

  备用电源系统提供一个常规的28V直流电和单相115V交流电给飞行安全必须的重要汇流条。

  正常情况下，备用电源系统提供一个28V直流电给以下汇流条：

  • 电瓶
  • 直流备用
  • 转换热电瓶

  在不正常情况下，备用电源系统提供单相、115V交流、400Hz电源给交流备用汇流条。电瓶和备用汇流条给飞机重要系统提供电源，当没有交流电源时，备用系统也给地面操作提供电源。

  SPCU为电瓶和备用汇流条提工自动和人工控制，SPCU通过下面的内部继电器来控制电源分配：

  • 电瓶汇流条备用继电器K1
  • 电瓶汇流条正常继电器K2
  • 备用直流备份继电器K3
  • 备用正常继电器K5
  • 转换热电瓶汇流条继电器K8

  SPCU监控备用电源系统故障，SPCU发送故障数据给下述部件，ELEC灯点亮：

  • 仪表显示
  • 电瓶
  • 厨房电源模块（P5-13）

  可以使用P5-13面板上的BITE功能来查看故障数据。

  如果下述汇流条中，任意一个失去电源，P5-5发电机驱动和备用电源模块上的琥珀色STANDBY PWR OFF灯点亮：

  • 交流备用汇流条
  • 直流备用汇流条
  • 电瓶汇流条（当电瓶电门在ON位）

  当正常供电系统不可用时，单电瓶提供至少30分钟的直流和交流电，主电瓶和辅助电瓶提供至少60分钟的交流和直流电。电瓶提供直流电给直流备用汇流条和电瓶汇流条，电瓶通过静变流机产生交流电供交流备用汇流条使用。逆变器通过J9里的RCCB得到直流电源，RCCB在通常情况下处于闭合位，因此静变流机一般都会有电，这可以使得工作者在P5-13面板上监控静变流机的输出，RCCB在断开位时为绿色，在闭合位时是红色。

  单电瓶

  双电瓶

  SPCU

  SPCU为电瓶和备用汇流条提供人工和自动的电源来源选择。SPCU提供直流系统的故障信息给仪表、电瓶和厨房电源模块P5-13，SPCU同时控制电系统中的一些电源分配继电器。

  SPCU监控电瓶和备用电源电门的位置，亦监控交流、直流和电瓶汇流条来控制以下汇流条连接到正确的电源供应：

  • 电瓶汇流条
  • 转换热电瓶汇流条
  • 交流备用汇流条
  • 直流备用汇流条

  SPCU通过以下内部继电器控制电源分配：

  • 电瓶汇流条正常继电器K2
  • 电瓶汇流条备用继电器K1
  • 备用正常继电器K5
  • 备用直流辅助继电器K3
  • 电门热电瓶汇流条继电器K8

  SPCU监控和发送备用电源系统控制和继电器故障数据给P5-13，故障有以下：

  • SPCU故障（电源供应或者继电器没有在正确的位置）
  • 电瓶充电机不能工作

  SPCU通过下边的继电器控制电源分配：

  • 电瓶充电机继电器R325
  • TRU3转换继电器R622
  • BUS TIE继电器R9

  SPCU前面板上有跳开关，这些跳开关是汇流条分区和指示跳开关。

  静变流机：

  静变流机是交流备用汇流条的备份电源来源。交流转换汇流条1是正常的电源来源 。

  静变流机使用直流电源来给备用负载提供115V、400Hz单相交流电。任何时候，当BAT电门在ON位或者备用电源电门在BAT位，静变流机便有输入电源。

  交流备用汇流条通常从交流转换汇流条1得到电源。当转换汇流条1没电或者当把备用电源电门打到BAT位，SPCU就发送一个指令给静变流机来提供电源。静变流机的电源通过SPCU送达交流备用汇流条。静变流机故障会导致琥珀色的ELEC灯点亮，此时可以通过BITE来查看具体信息。

  静变流机RCCB：

  静变流机远程控制断路器RCCB连接电瓶电源至静变流机。该断路器在J9接线盒中，当SPCU给RCCB一个闭合指令时，静变流机RCCB闭合，此时，静变流机获得电源。当以下任一情况发生时，SPCU闭合RCCB：

  • 电瓶电门在ON位
  • 备用电源电门在BAT位

  RCCB一般处于闭合状态。RCCB位置指示：断开（绿色），闭合（红色）。

  STANDBY POWR：

  当电瓶电门在ON位并且备用电源电门在AUTO或者BAT位时，交流备用汇流条有电。交流备用汇流条的电源来源一般为交流转换汇流条1，辅助电源来源是热电瓶汇流条和静变流机。静变流机使用电瓶24V直流电将其转换为115V，400Hz单相电源。

  当电瓶电门在ON位并且备用电源电门在AUTO或者BAT位时，直流备用汇流条有电。直流备用汇流条的电源来源一般为直流汇流条1，辅助电源为通过K3继电器从热电瓶汇流条得电。

  备用电源系统使用以下控制：

  • 电瓶电门
  • 备用电源电门
  • 备用电源控制组件SPCU

  备用电源系统总是使用以下部件和继电器为直流和交流备用汇流条提供电源：

  • 静变流机
  • RCCB
  • K5备用正常继电器
  • K3备用辅助继电器

  备用电源逻辑：

  当人工闭合电瓶电门并且备用电源电门在AUTO位，交流和直流备用汇流条有电，电瓶电门给SPCU信号闭合RCCB来给静变流机提供电源，逆变器然后给交流备用汇流条提供电源。SPCU逻辑提供电源给交流和直流备用汇流条，当转换汇流条1和直流汇流条1都有电时，K5激励给备用汇流条供电。如果任一转换汇流条1或者直流汇流条1没有电时，K5断开。在这种情况下，静变流机给交流备用汇流条供电。

  当K3激励时，直流备用汇流条从热电瓶汇流条。当以下情况均发生时，K3激励：

  • 电瓶电门在ON位
  • 备用电源电门在AUTO位
  • 交流转换汇流条1和/或直流汇流条1失去电源

  K3同样在备用电源电门在BAT位时激励，这种情况在电瓶电门在任一位置时都会发生。

  当备用电源电门在OFF位时，交流和直流备用汇流条均会失去电源，RCCB、K3和K5没有得到信号，因此没有电源供往备用汇流条。

  SPCU还有其他的继电器控制直流电源：

  • 电瓶汇流条正常继电器K2
  • 电瓶汇流条辅助继电器K1
  • 转换热电瓶汇流条继电器K8

  备用电源系统指示：

  STANDBY PWR OFF灯指示备用电源系统汇流条没有电，ELEC灯点亮表示备用电源系统有一个故障。

  STANDBY PWR OFF灯：

  该灯位于P5-5面板上，当以下任一汇流条出现低压情况时，琥珀色的灯光点亮：

  • 交流备用汇流条
  • 直流备用汇流条
  • 电瓶汇流条
  • 当交流备用汇流条电压低于100V超过2S，交流低压状况发生
  • 当直流汇流条电压低于17.5V超过2S，直流低压状况发生

  P5-13为STANDBY PWR OFF灯提供一个接地，主警告灯和警告牌上的ELEC灯也点亮。

  ELEC灯：

  ELEC灯在P5-13面板，当面板内部或者电系统出现故障时，该灯点亮，同时主警告灯和警告牌上的ELEC灯也点亮。

  SPCU监控备用电源系统的部件，当以下任一情况发生时，SPCU使得ELEC灯点亮：

  • SPCU内部继电器故障
  • SPCU电源供应故障
  • SPCU内部电路卡故障
  • 静变流机电压输出小于100V超过2S，并且有一个静变流机从SPCU控制逻辑得到指令。

  SPCU内部继电器是电系统分配的重要部件，以下是SPCU监控的内部继电器：

  • 电瓶汇流条辅助继电器K1
  • 电瓶汇流条正常继电器K2
  • 转换热电瓶汇流条继电器K8
  • 备用直流辅助继电器K3
  • 备用正常继电器K5

  可以使用MAINT电门来查看导致ELEC灯亮的故障信息。

  STANDBY PWR OFF灯：

  该灯位于P5-5面板上，当以下任一汇流条出现低压情况时，琥珀色的灯光点亮：

  • 交流备用汇流条
  • 直流备用汇流条
  • 电瓶汇流条
  • 当交流备用汇流条电压低于100V超过2S，交流低压状况发生
  • 当直流汇流条电压低于17.5V超过2S，直流低压状况发生

  P5-13为STANDBY PWR OFF灯提供一个接地，主警告灯和警告牌上的ELEC灯也点亮。

飞行限制

• 雷雨绕飞距离（10000ft，20000ft，30000ft）：5nm，7.5nm，10nm
• 襟翼调定值最大速度：250kts（1，2，5），210kts（10），200kts（15），190kts（25），175kts（30），162kts（40）
  • 机动速度：up +70 ,1 +50 ,5 +30 ,10 +30 ,15 +20 , 25 +10,V30,V40
• 备用系统放襟翼最大速度（2min）：230kts
• 起落架速度：235kts（收），270kts .82M（放），320kts .82M（保持放）
• 前轮转弯转动角度：78°
• 方向舵转弯前轮转动角度：7°
• 侧滑仪变成琥珀色是当滚转角超过：35°
• PFD上垂直速度显示时机，超过：400FPM
• 空速带开始移动：40kts
• 按TO/GA电门，飞行指引没接通也显示：滑跑超过80kts或无线电高度小于2000ft或离地后150s内
• 公司规定设置减推力高度：1500ft
• 可以开始选择横滚方式：400ft
• 预位LNAV后生效高度：50ft
• VOR导航台径向线截获后坡度限制：8°
• 风切变指引出现在按TO/GA电门和在高度：1200ft以下
• ILS进近选择横滚方式时机：航向道5°以内，不超过45°切入角
• 巡航页显示“STEP”说明当前离下降顶点超过：100nm

其他

• 放电刷：2-3-4(6)
• 机翼防冰孔：108

翼上应急舱门

电源

• 电压：28 伏直流电上锁

上锁条件

• 四个登机门中的三个已关闭
• 任一台发动机工作
• 空地逻辑在空中或者双发推力手柄已经前推

开锁条件

• 任一条件没有满足或者失去直流电

故障指示

• 如果飞行中锁定位失效或者探测到故障，PSEU 灯亮（在起飞和落地后 30 秒抑制）

水箱

加压方式

• 使用引气加压

氧气

氧气压力查询位置

• 在 FCOM 性能放行 - 航路上 - 章节中查询

气源系统

灯光电门

翼身过热灯（琥珀色）

• 左灯亮：左发吊架、左翼内侧前缘、左空调设备舱、龙骨或APU引气管道渗漏导致过热。
• 右灯亮：右发吊架、右翼内侧前缘或右空调设备舱引气管道漏损导致过热。

翼身过热（OVHT）测试电门

• 按压：测试探测器电路，触发以下现象：
  • 两个翼身过热灯亮
  • 两个主警诫灯亮
  • 空调灯亮

引气跳开灯

• 亮：发动机引气温度或压力超标，导致相应引气活门自动关闭，需复位。

跳开复位电门

• 按压（故障消除后）：
  • 复位引气跳开灯、组件跳开灯和区域温度灯(没有翼身过热)
  • 相关发动机引气活门、组件活门或配平空气调节活门重新打开。

区域温度灯（琥珀色）

• 亮：
  • CONT CAB：管道过热或驾驶舱主和备用温度控制器失效
  • FWD/AFT CAB：管道过热
• 主警戒再现时亮
  • CONT CAB：主或备用温度控制器失效
  • FWD/AFT CAB：对应区域温度控制器失效

空调组件电门

• AUTO：

  • 双组件工作时：低流量模式
  • 单组件工作时襟翼收上或仅APU供气时：高流量模式。

• HIGH：强制高流量模式（在地面并且使用APU引气时提供最大流量）。

再循环风扇电门

• AUTO：(CAB/UTIL电门打开才有电)
  • 飞行中：双组件工作时,一个组件在HIGH位,左再循环关闭,两个组件在HIGH位,右再循环风扇也关闭
  • 地面：双组件在HIGH位,左再循环风扇关闭,右再循环风扇一直工作

PACK灯（琥珀色）

• 亮：组件跳开或主和备用组件控制均失效(再现时亮表示主或备用组件控制失效)

飞行高度（FLT ALT）指示器

• 异常显示：直流电源中断后可能显示88888或虚线，需人工监控增压系统（尤其爬升/下降阶段）。
• 飞行高度选择器：可调巡航高度（-1,000至42,000英尺，500英尺增量）。

着陆高度指示器

• 异常显示：直流电源中断后可能显示88888或虚线，需人工监控增压系统。
• 着陆高度选择器：可调着陆机场高度（-1,000至14,000英尺，50英尺增量）。

引气系统

• APU引气活门：由直流电控制，压力驱动。

引气系统的用户

• 水箱
• 液压油箱
• 起动机
• 空调增压
• 机翼/发动机防冰
• 氮气发生器(NGS)

空调系统

系统组成与工作模式

• 单组件在高流量模式下可维持全机增压与温度至最大认证升限。
• 气源选择：
  • 地面：APU或气源车可同时供气至双组件。
  • 空中：APU和单台发动机只能供气给一个组件。

电子控制控器

每个控制器都有四个模块,组件和配平空气相互配合

• 前后舱温度控制以及驾驶舱温度控制
  • 分别控制配平空气阀门
• 组件温度控制
  • 调节相应组件温度，失效时由对侧备用控制模块接管
  • 主备均失效时组件继续运行，超温则自动关闭

区域温度控制

正常情况下

• 各区域独立选择温度（18°C–30°C），组件按最低需求温度供气

关闭配平空气电门的情况

• 组件输出三舱平均温度

三个温度选择器OFF

• 左组件输出24度,右组件输出18度

非正常情况

• 驾驶舱主备温度控制器失效或者管道超温
  • 此时左组件自动输出驾驶舱选择的温度
• 前或后舱温度控制器失效或者管道超温
  • 右组件输出平均温度

其他情况

• 参考

设备冷却与前舱防烟穿透

• 冷却系统：
  • 供气/排气双风扇设计，主风扇失效时相应的设备冷却灯亮,手动选择备用位接替,灯5秒内熄灭。
  • 地面超温将触发前轮舱喇叭告警。
• 防烟穿透：
  • 再循环风扇关闭且双组件设为HIGH时：
    • 设备冷却风扇关闭5分钟，排气风扇全程关闭。
    • 相关故障灯抑制5分钟后恢复。

增压系统说明

飞机在不同飞行阶段通过调节外流活门开度，维持客舱压力在安全舒适范围：

• 最大压差限制：9.1 PSI（由释压活门保障）
• 巡航阶段客舱高度：≤8,000英尺（飞机升限41,000英尺时）
• 压力变化率：±2,000英尺/分钟（超限触发自动失效）

核心组件

释压活门

• 正向释压：压差＞9.1 PSI时自动打开
• 负压释压：防止外界压力＞客舱压力

机外排气活门

• 地面/低空：打开状态，排出电子舱热量
• 高空：通常关闭，特定构型（如排烟）强制打开
• 机舱压力控制器（双通道）
  • 数据来源：ADIRU（静压/修正高度/空速）、SMYD（油门位置）、空/地传感器
  • 控制逻辑：根据飞行高度（FLT ALT）与着陆高度（LAND ALT）自动计算目标压差
• 外流活门
  • 主排气通道：排出约90%客舱空气
  • 驱动方式：直流电机（自动/备用模式慢速，人工模式快速）

自动增压模式

地面预增压

• 发动机大功率时启动，活门缓慢关闭使客舱压力略高于外界，缓解起飞时压力突变

爬升阶段

• 客舱高度以比例速率上升，压差随飞行高度增加

巡航阶段

• 当飞机爬升到所选飞行高度 0.25PSI 压差以内时，巡航方式工作
• 所选的飞行高度的压差限制：
  • ≤28,000英尺 → 7.45 PSI
  • 28,001-37,000英尺 → 7.80 PSI
  • ≥37,001英尺 → 8.35 PSI

下降阶段

• 当飞机下降到低于所选飞行高度 0.25PSI 时，下降方式工作

非计划下降

• 若未达巡航高度即下降，系统自动将LAND ALT重置为起飞机场标高，并点亮「非计划下降」灯

自动失效

• 自动失效告警（琥珀灯）触发条件：

  • 失去直流电
  • 控制器/活门控制故障
  • 压差＞8.75 PSI*
  • 客舱高度＞15,800英尺*
  • 压力变化率超限（±2,000英尺/分钟）*

  *如果控制器无正确的反应

• 自动失效灯亮时，压力控制自动转换到其它自动控制器(备用方式)

参考资料

• https://mp.weixin.qq.com/s/GlyBp3XuOXxt23PSJO50Ig
• https://mp.weixin.qq.com/s/JkmvWMMwXdQo-xdKxwIitA

  • 控制器拓展阅读

    总的来说，空调系统给

    驾驶舱、前客舱、后客舱

    和

    设备冷却

    提供空调空气；

    小师弟对于各个排风口位置绘制了个简图：

    【当我爸说这飞机画的像屎壳郎时，我一度想退出自媒体…】

    驾驶舱

    可以看到，驾驶舱的出风口主要在舱顶、地板、侧壁:

    除此之外，还有脚部气流和风挡除雾；

    这个比较特殊，由一个两用活门控制：

    脚部出风口由于不太好拍就不给大家照片了。（这里图片的翻译放反了，大家见谅）

    • 小师弟：“哥能不能麻烦把脚抬一下，拍个照片…”
    • 机长："…….，滚！"

    客舱

    客舱区域的出风口主要在头顶的空气喷嘴和侧壁分散出口：

    所以侧壁分散出口的空调是关不掉的。

    （-旅客：为啥我把头顶排风口关闭了还是这么冷呢…）

    客舱的空气会从地板隔栅排出，继续循环利用或者流向设备冷却。

    【-发动机引气有200℃，APU引气150℃。

    -它们得多伤心，才会冷到我们能用的温度？】

    • 小师弟：就这种伤痛青春文学我初中能写出一打！

    实际上，空调空气来源于冷热空气的混合，根据需求温度的不同来调整冷热空气的配比。

    冷空气：

    把发动机引气变成冷空气这个神奇部件叫做空调组件。

    图中蓝色的管道代表冷空气，可以看到，驾驶舱部分的冷空气来源于左组件。

    而客舱的冷空气来源于混合总管（Mix Manifold）：

    正常情况下混合总管的冷空气来源于左组件和右组件空气的混合；

    接着，混合总管会将冷空气通过两条不同管道分配给前后客舱；

    热空气：

    热空气来源于飞机的配平空气系统。

    可以看到，由左右引气管道来的热空气除了进入空调组件之外，还有一部分流向了右边红色的管路。这就是我们的配平空气系统。

    配平空气系统会将热空气分到三个不同管道中，与组件出来的冷空气相混合，以达到调节温度的目的。

    最后，被混合后的空气的就被分配给不同的区域了。

    【到这里你已经学完这个系统**50%**的内容了，

    接着我们将来到比较重要的部分。」

    空调组件是一个能把

    热引气

    变成

    冷空气

    的地方：

    我们拿右组件举例，图中是右组件的放大版，主要包含以下部件：

    Pack Temperature Control Valve(组件温度控制活门)：根据组件的温度需求控制热空气的气流量。

    Standby Pack Temperature Control Valve(备用组件温度控制活门)：正常情况下是关的，主用活门故障时会代替它工作。

    Deflector Door（折流门）：防止飞机在地面时吸入脏东西。

    Ram Air Inlet Door（冲压空气进气门）：控制冲压空气流量。

    Heat Exchanger（热交换器）：制冷的。

    Air Cycle Machine（空气循环机）：又是一个制冷的。

    Water Separator（水分离机）：把空气甩干。

    “为了达到更好的冷却效果，所以我们有热交换器和空气循环机两个制冷装置，如果飞行中出现空调不凉，又没有故障的话，大概率就是热交换器太脏需要清洗了”

    从图上可以看到，进入组件的空气实际上还是被分成了两股。

    左侧的依旧是热空气。

    而通向右侧的即将被变成冷空气。

    让我们一起看看它经历了什么：

    ↓

    通向右侧的热空气首先经过热交换器制冷。热交换器由冲压空气来引进冷空气，对热的引气进行冷却：

    热引气被冷空气冷却后会继续进入前进，而引来的冷空气被用完后就会被排出机外。

    【小师弟：我们在绕机检查时可以看到飞机左右两侧都有冲压空气进气管道

    冲压空气管道有两个主要部件，进气门和折流门。

    折流门的作用是防止吸入脏东西，由空地传感器控制开关（但保护能力有限）。

    冲压空气进气门主要是空气冲压管道的进气量，飞机速度较小时为了保持冲压空气管道有足够的进气量，冲压空气进气门会移到全开位。这个由**Electronic Controller（电子控制器）**来控制。】

    ↓

    接着被冷却的空气会来到Air Cycle Machine（空气循环机）进行二次制冷。

    ↓

    制冷后的空气在通过ACM（空气循环机）后，会与之前分开的热空气重新混合：

    “在道路的尽头，之前分开的气流终会相遇。”

    —空调组件

    “这种文案我真能写一打！”

    但是冷空气并不是随随便便就和热空气混合在一起，热空气要经过Pack Temperature Control Valve（组件温度控制活门）来控制在合适的流量，因为组件需要保证混合后的空气达到目标温度：

    【小师弟插话：在这里我们能看到一共有两个组件温度控制活门，正常来说备用组件温度控制活门保持在关闭位。但是当主用的组件温度控制活门失效时，备用组件温度控制会自动工作。这两个温度控制活门也是由**Electronic Controller（电子控制器）**来调节的】

    ↓

    由于混合的空气会有很多水分，最后我们就需要**水分离器（Water Separator）**除去水汽，这股引气才可以从组件里面输出出去。

    这就是为什么飞机上空气这么干燥的原因。

    【说到这里，很多兄弟会好奇了：那个**Electric Controller（电子控制器）**到底是个什么东西。？

    空调系统一共有两个电子控制器，来对组件温度调节活门、冲压空气进气门、和配平空气调节活门进行控制。

    这里我们能看到，组件、驾驶舱的配平空气调节活门是由两个控制器同时控制的，一个提供主控制，而另一个会用作备份。

    双通道更保险。

    比较不公平的是，客舱的配平空气调节活门，是由两个控制器分开单独控制，并没有备份。冲压空气进气门也是由相应的控制器单独控制。

    所以，由于逻辑不同，组件灯和不同的区域温度灯亮起的逻辑也不相同。】

    配平空气系统

    • 一般来说两个组件产生的冷空气温度都是相同的。
    • 那为什么能把驾驶舱、前客舱、后客舱的空调调节成不同的温度呢？
    • 因为我们有配平空气系统。

    红色的管路就是配平空气系统，主要包含以下部件：

    **Trim Air Pressure Regulator And Shutoff Valve(配平空气压力调节和关断活门)：**主要控制进入配平空气系统的总的气流量，由空调面板上的配平空气电门控制。

    **Trim Air Modulating Valves（配平空气调节活门）：**对应三个区域增加热空气来调节温度，由温度选择器控制。

    热引气首先会通过PRSOV，由它控制气流量。

    接着热引气会被分给三个不同的管道，三个配平空气调节活门会根据温度选择器来控制热空气的量，来达到目标温度。

    最后混合后的空气就输出到我们的驾驶舱和客舱中了。

    【说实话，这些理论小师弟尽力去写还是会有点枯燥，怎么都没有短视频好看。

    但看完这里所有的内容你已经超过70%的人了，再稍微坚持一下。】

    正常来说，两个组件会输出三个温度选择器的最低温度：

    举个栗子，如果三个温度选择器的温度为：23℃，20℃，18℃。

    那两个组件就输出**18℃**的冷空气。

    然后，驾驶舱、前客舱的配平空气系统会根据需求增加热空气量。

    后客舱由于组件已经输出了目标温度所以就不需要配平空气了。

    【但是在非正常情况下，这个逻辑会发生改变。后面我会做一期专门文章。】

    电门控制显示逻辑其实手册写的很清楚。

    照搬手册会显得很不专业…

    但为了兄弟们应对检查，小师弟把需要记忆的逻辑列在下面，小师弟请客大家自取：

    知

    识

    点

    1**.组件电门**：电瓶汇流条供电

    （自动）两个组件工作-低流量；

    一个组件工作+襟翼收上，高流量；

    APU给一个组件供气（两个发动机引气电门关），高流量。

    2.再循环风扇（左）：2号主汇流条

    （右）：1号主汇流条

    （自动位）

    飞行中：一个组件高流量-左风扇停止工作

    两个组件高流量-两个风扇停止工作

    地面上：

    两个组件高流量-左风扇停止工作

    **3.温度显示器：**2号直流汇流条

      温度选择器：驾驶舱-2号交流转换汇流条

    前客舱-2号交流转换汇流条

    后客舱-1号交流转换汇流条

    4.区域温度灯：

    驾驶舱-

    （直接亮）管道过热 或 主+备用控制活门失效

    （再现亮）主 或 备用控制失效

    客舱 -

    （直接亮）管道过热

    （再现亮）控制器失效，客

    需要注意两点：

    （1）冲压全开灯代表了冲压空气进气门在全开位，在巡航时偶尔亮起也是正常的。

    但是如果一直亮起可能有三个原因：

    • 冲压系统出现卡阻；
    • 热交换器有污物；
    • 交流电有故障。

    道理是这样，但如果没出现卡阻的话，基本上都是因为热交换器太脏了，进气量减少，所以冲压空气进气门全开。这时冷却引气效果会大大降低，直观表现就是空调不凉了…

    但没有检查单，大不了热一点。

    （2）温度显示器可以显示空调供气管道、客舱、组件三个区域的温度。

    当我们将选择器旋转至SUPPLY DUCT时，会直接显示供气管道的温度：

    我们可以看到传感器的位置，它可以直接测量出混合冷热空气之后的管道温度。

    在飞行中，这个温度可以提供最直观的数据以便大家调整。

    【今天内容到这就结束，小师弟也该跟大家说再见了

    相信能看到这里的兄弟都是愿意耐心学一些东西的。

    （当然也有一些粉丝出于对小师弟的喜欢，在这小师弟非常感谢大家）

    我的能力很小，希望大家看完这些可以学习到一点东西，或者获得些快乐。

    哪怕什么也没学到，只获得些快乐也好。

    最后，对于今天学习的空调系统我们来个总结。】

    1.明白空调系统主要作用在飞机那些部分（驾驶舱、客舱、设备冷却），明白空调空气的来源（冷空气：组件，热空气：配平空气系统…）

    2.组件和配平空气系统的工作方式**（各个活门的工作逻辑，由什么电门控制，输出温度的逻辑）**。

    3.空调系统各个灯亮代表什么情况。

    4.运行中可能遇到的情况（冲压全开灯、温度选择器）

    又到了熟悉的遇见问题环节：

    双组件工作，但是配平空气电门关断，这时两个组件会输出怎么样的温度呢？

防冰排雨

风挡过热

• 过热指示：过热会亮，如果一个或多个电源中断，过热灯也会亮
• ON 灯灭条件：
  • 电门关
  • 探测到过热
  • 发生系统失效
  • 系统处于正确的温度
• 相关扩展：
  • QRH 10,000ft 以下限速 250kts，避开结冰条件
  • 1,2 号风挡两片贴合，加热外层
  • 3号风挡：中空，部分有内层加温
  • 保持正确的温度可以抗鸟击
  • 补充程序中有两种测试的程序

探头加温

• 备用电源：使用备用电源时只给机长皮托管探头加温，如果出现故障，失效灯不会亮
• 相关扩展：QRH 避开结冰条件

整流罩防冰灯

• 超压指示：管道下游出现超压
• 相关扩展：
  • 冬季运行使用发动机防冰的条件（地面和空中）
  • 电动控制压力驱动

机翼防冰电门

• 开位条件（在地面）：
  • 推力手柄低于起飞警告
  • 分配观低于热耦电门接通温度，活门打开
  • 如果不满足则两个活门关闭，电门保持开位
  • 离地时电门跳至关位
• 相关扩展：MEL、QRH、冬季运行使用机翼防冰的条件

自动飞行

MCP面板

速度状况符号

• 不能达到指令速度时，出现超速或低速限制符号
  • 低速限制(闪烁字符**“A”)──**最小速度
• 超速限制(闪烁字符**“8”**)
  • VMO或MMO限制
  • 起落架限制
  • 襟翼限制

高度显示窗

• 显示所选高度
  • 高度范围是 0 至 50000 英尺(以 100 英尺为增量)

垂直速度显示

• 显示范围为**-7900至+6000英尺/**分钟
  • 垂直速度小于 1000 英尺**/分钟时，增量为 50 英尺/**分钟
  • 垂直速度为 1000 英尺**/分钟或更大时，增量为 100 英尺/**分钟

水平导航(LNAV)电门

地面上水平导航的预位标准：

• 起飞机场跑道在飞行计划中
• 生效航路已输入FMC中
• 第一段航段航迹在跑道航向5度以内
• 两个飞行指引仪电门都已接通
• 在TO/GA前选定水平导航(LNAV)
  • 在离地高度(AGL)50英尺时，LNAV引导生效

飞行中水平导航接通标准：

• 生效航路输入FMC
• 在生效航路3海里内，飞机在任何航向上都可接通水平导航
• 3海里以外，飞机必须满足：
  • 切入航道小于或等于90度
  • 在生效航路点之前切入航路航段

水平导航自动断开原因：

• 到达生效航路末端
• 到达一个不连续航路
• 在VOR LOC或APP(VOR/LOC预位)方式中，切入所选的进近航道
• 选择航向选择电门
• 失去截获标准

自动驾驶仪脱开灯

红色闪亮

• 断自驾
• 自驾接通不成功

红色稳定亮

• 双通道800以下失去配平
• 单通道安定面未配平
• 测试
• 地面测试失效

琥珀色闪亮

• 自动转换为CWS

琥珀色稳定亮

• 测试

自动油门脱开灯

红色闪亮

• 断自动油门

红色稳定亮

• 测试

琥珀色闪亮

• 空中,襟翼放出时,速度+10-5,且持续偏离

琥珀色稳定亮

• 测试

系统组成与架构

• 核心组件
  • 自动飞行指引系统（AFDS）：包含两台飞行操纵计算机（FCC A/B）和方式控制面板（MCP），控制俯仰/横滚伺服机构，通过双液压系统驱动飞行操纵面。
  • 自动油门（A/T）：由FMC提供N1限制和目标速度，通过推力手柄伺服马达调节发动机推力。
  • 飞行管理计算机（FMC）：提供水平/垂直导航轨迹、速度指令及N1限制。
• 控制逻辑
  • FMC 提供数据给 AFDS 和 A/T
  • MCP 直接控制 AFDS
  • FCC 只有给予方式指令、接通 CWS 或者特定条件才有 F/D 显示

AFDS

CMD接通

• 驾驶杆/盘无人工力输入
• 安定面配平切断电门在正常位
• APP预位后可以接通两部自动驾驶仪

CMD断开

• 按压脱开电门(三个)、超控杆力、使用电动配平
• 左或右IRS失效、液压失效、安定面配平切断电门、电源中断
• 单通道RA小于2000ft按压TO/GA,或2000ft以上襟翼未收上或GS接通按TO/GA
• 失速抖杆持续＞5分钟
• 无线电高度表失效导致截获GS后2秒AP断开

飞行指引仪（F/D）

• 显示逻辑
  • 指令杆显示条件：俯仰/横滚方式接通
  • 除以下情况外，F/D 指令与 A/P 指令方式相同
    • 起飞时仅有F/D引导
    • 无拉平能力,ILS进近50英尺F/D指令杆消失
• 主 FCC 由下列条件来确定
  • 先接通的F/D或A/P的FCC为主控源,左右PFD都用这一个FCC
  • 例外条件
    • 两个 F/D 电门接通且存在下列任一方式条件时，F/D 独立工作
      • APP方式截获LOC或G/S后
      • GA方式无线电高度＜400英尺。
      • TO方式无线电高度＜400英尺。
    • 在 F/D 起飞或复飞过程中，或 800 英尺以下在双飞行指引进近方式中，如果一台发电 机失效，未受影响一侧的 FCC 将控制两个姿态指引仪上的飞行指引仪指令杆。如果受 影响一侧飞行指引仪主灯原来是亮的，当转换汇流条发生转换时此灯灭
• FMC方式(部份)

  • 自动油门方式

    • GA:减推力复飞推力
    • N1:保持推力方式显示器中的N1限制
    • ARM:提供最小速度保护

  • 横滚方式

    • LNAV：沿FMC水平航迹飞行，截获条件为航段3海里内或切入角≤90°。

  • 俯仰方式

    • TO/GA - 起飞：
      • 起飞时机头下俯10°至60节，后15°直到获得合适的爬升率,然后保持MCP设定的速度+20。

    • TO/GA - 复飞：

      • 在飞行中低于无线电高度 2000 英尺时
      • 在飞行中襟翼未收上或截获下滑道时，高度在无线电高度 2000 英尺以上
      • 不在起飞方式
      • 任一飞行指引仪开或关

CWS方式

触发方式

• 通过按压CWS接通电门，俯仰轴（CWS P）和横滚轴（CWS R）同时进入CWS方式。
• FMA显示：驾驶盘操纵俯仰（CWS P）和驾驶盘操纵横滚（CWS R）。

操作特点

• 飞行员通过驾驶杆/盘施加力控制飞机，操纵力大小与人工飞行相似。
• 松开操纵力后：自动驾驶保持当前飞行姿态（俯仰/横滚）。
• 例外：若坡度角≤6°时松开副翼压力，自动驾驶自动改平坡度并保持航向（以下情况抑制此功能）：
  • 无线电高度≤1500英尺且起落架放下时。
  • 真空速≤250节且截获F/D VOR后。
  • 进近方式下截获F/D LOC后

CMD接通时的俯仰CWS

触发条件

• 横滚轴保持CMD方式，俯仰轴进入CWS的条件：
  • 未选择指令俯仰方式（如高度保持未激活）。
  • 飞行员以大于正常CWS的操纵力人工超控俯仰。
  • 未遵循俯仰飞行指引仪（F/D）大偏差时接通CMD。

FMA显示

• 显示CWS P。

状态转换逻辑

• 接近选定高度时：
  • CWS P → 高度截获（ALT ACQ） → 到达后转为高度保持（ALT HOLD）。
• ALT HOLD时再次超控俯仰：
  • 返回到CWS P。
  • 终止超控时：
    • 若在目标高度±250英尺内：自动恢复ALT HOLD。
    • 若超出±250英尺：保持CWS P

CMD接通时的横滚CWS

触发条件（通过CMD电门选择）

• 俯仰轴保持CMD方式，横滚轴进入CWS的条件：
  • 未选择指令横滚方式（如航向保持未激活）。
  • 飞行员以更大操纵力超控横滚。
  • 飞越FMS航路终点或进入航路不连续（如无后续航路点）。

FMA显示

• 显示CWS R。

状态转换逻辑

• 预位VOR/LOC或APP方式后：
  • CWS R可用于手动截获无线电航道，截获成功后自动转为VOR/LOC方式并沿航道飞行

自动油门（A/T）

发动机电子控制器(EEC)在接通或备用位时，自动油门系统正常工作

接通条件

将自动油门预位电门放到预位位，预位自动油门以接通 N1、MCP 速度或 FMC 速度方 式

脱开条件

手动操作脱开

• 将自动油门预位电门移至“关（OFF）”位。
• 按压任一自动油门脱开电门（通常位于油门杆上）。

系统故障

• 探测到自动油门系统内部故障。

着陆后自动脱开

• 接地后2秒，自动油门自动脱开（此时红色脱开灯不亮）

手柄位置差造成脱开

• 自动油门接通在速度方式、下降收油门方式或N1方式,但是不是GA方式
  • 在以上前提下如果手柄位置差大于10度自动油门将会脱开

脱开现象

• 自动油门脱开,电门跳回关位,脱开灯闪亮
• 接地后脱开不会亮

自动飞行操作

起飞

• 两部F/D接通,按压TO/GA
• FMC显示F/D方式N1|空白|TO/GA
• 指引-10度直到60kts,之后到15度
• 84kts后油门方式变为THR HLD

离地时

• 俯仰指令保持15度直到获得足够的爬升率。然后俯仰指令MCP速度(通常为 V2)+20 节

离地后

• 自动油门在THR HLD方式直到高于机场标高800英尺。然后自动油门信号 牌从 THR HLD 变为 ARM，可通过按压 N1 电门减小爬升推力(垂导预位时自动接通N1减推力模式)

• 如果发生发动机失效，俯仰指令目标速度为:
  • V2(当空速低于 V2 时)
  • 当前的速度(当空速在 V2 和 V2+20 之间)
  • V2+20(当空速大于 V2+20 时)

终止起飞方式

• 400尺以下,同时关断两个F/D电门
• 400尺以上,选择其他方式或者接通自动驾驶

进近

• VOR/LOC 和下滑道都截获后，可以用以下方式退出进近方式
  • 按压TO/GA电门
  • 脱开A/P并且关断两个F/D电门
  • 重新调谐一部VHF导航接收机
• 在无线电高度 800 英尺时，必须接通第二部自动驾驶仪 CMD 方式，以便进行双通道自动驾驶仪进近，否则，第二部自动驾驶仪的 CMD 接通受到抑制
• 对于单通道或仅使用指引进近，如果航向道**/下滑道信号持续异常或地面站被探测出故障，则自动驾驶仪将会断开，和/**或指引杆消失
• APP 方式综合进近导航

  • 在下列情况下，飞行操纵系统会复位 FAC 和 G/P 方式(方式显示空白):

    • 偏离信号丢失
    • 失去有效性
    • 探测到FAC和G/P失效

    当这些方式复位时，FCC 会移除(偏出显示范围)F/D 杆并断开自动驾驶，这与 VOR/LOC 和 G/S 的复位是相似的

复飞

自动油门如果在预位位置,在以下条件自动油门复飞方式接通

• 无线电高度2000ft以下(两部无线电雷达失效,则为气压高度15500ft以下),无论AP有没有,将使用减推力复飞
• 无线电高度2000ft以上(15500ft以上),襟翼放出或G/S截获,将使用全推力

自动驾驶仪复飞

• 2000尺以下减推力复飞,达到减推力后再次按压或2000ft以上则为全推力
• 指引15度向上,提供1000-2000ft/min爬升率,然后飞行指引仪俯仰方式根据最大起飞重量的计算指令每个襟翼调定值的目标速度
• 基于最大起飞重量计算，指令空速游标自动移至当前襟翼位置的目标空速
• 如果在接地后自动油门脱开前按压 TO/GA 电门，自动驾驶仪脱开，且自动油门可能会 指令复飞推力

自动驾驶仪复飞 TO/GA 方式终止

• 400尺以下,断自驾关指引
• 400尺以上选择不同的俯仰或者横滚方式
  • 先横滚,俯仰仍为TO/GA
  • 先俯仰,横滚为航选

飞行指引仪复飞

• 与自动复飞相同
• 如果单通道自驾会断开
• 特殊情况
  • 单发指引复飞
    • 俯仰指引13度向上
    • 随着爬升率的增加，飞行指引仪俯仰指令保持一个目标速度

      • 复飞前单发,保持MCP选择速度

      • 复飞之后单发

        • 10秒以内
          • MCP选择的速度
        • 10秒以上
          • MCP速度5节以内,回到MCP速度
          • 如果大于MCP速度5节以上,则保持当前速度

      • 飞行指引仪不指令增速，直到在 MCP 指示空速**/**马赫显示窗内选择一个更大的速度

风切变AFDS响应

• 起飞/复飞
  • F/D指令15°仰角维持目标速度，保持至少600ft/min上升率,如果无法保证,则持续保持15度直到持续保持抖杆的姿态,当爬升率恢复600以上后,重新保持目标速度爬升(与AP一样)
• 进近中
  • A/P试图保持下滑道，可能需人工干预机动

速度限制与恢复

• AFDS速度保护：
  • VMO/MMO
  • 襟翼标牌速度
  • 起落架标牌速度
  • 最小速度
• MCP选择速度(可以选择下于Vmo/Mmo的任何速度,但是AFDS不会超过上述的速度限制)
  • 不能在 MCP 上选择大于 Vmo/Mmo 的速度。
  • 可以选择超过襟翼和起落架标牌的速度或小于最小速度的速度
    • 最小速度是根据迎角来确定的，约为当前襟翼形态下的失速速度的 1.3 倍。它是由迎角传感器传感的，机身前部两侧各有一个传感器
  • 如果选择的速度大于标牌速度或小于最小速度，自动飞行系统允许加速或减速至接近限制速度，然后指令限制速度。
  • 不能达到指令速度时，MCP 指示空速**/**马赫显示窗显示超速或低速限制符号
  • 必须选择一个比最小速度大 15 节的速度才能消除低速限制符号
• 恢复方式
  • 如果AFDS或A/T单独控制不满足恢复速度要求,自动转换为以下方式

    • 恢复标牌限制

      • 如果AFDS接通但不在速度或CWS方式，且自动油门预位，但不在速度控制方式下，自动油门恢复到速度方式并且控制速度将略低于标牌限制速度

      • 如果AFDS或自动油门在速度控制方式下，速度将会保持一个略低于标牌限

        制的速度

    • 恢复最小空速

      • AFS 指令一个比最小速度大 5 节的速度。达到一个比最小速度大 5 节的速度时，可重新启动正常的方式控制面板速度选择控制。如果未前推推力手柄，则AFDS 指令机头下俯的俯仰姿态以增加空速。当实际速度比最小速度大 5 节时，低速限制符号消失。
      • 以高度层改变方式爬升时，如果指令速度等于最小速度并且不减速就不能保持最小爬升率，自动驾驶仪脱开并且飞行指引仪指令杆收回
      • 不可用情况
        • 当自动油门关断且 AFDS 在 ALT HOLD 或截获下滑道后时，最小速度恢复不可用。
        • 在 VNAV PTH 的平飞段最小速度恢复也不可用

通讯

VBR滤波电门

• V - Voice
• B - Both
• R - Radio

发话电门

VHF发射最长35秒,发话25-30秒时会产生声调提示,提示持续5秒,结束后发话停止,无线电自动转为接收方式,松开之后才能按压发话.

语音记录器

删除按压2秒,只有在地面且停留刹车刹住才能工作

测试按压5秒,状态灯闪亮一次,耳机插入有声音

音频系统

扬声器和耳机可以以预调的音量听到近地警告,高度警示警告,RA,和预测式风切变警告,机组不能控制或关闭.

按压发话期间,两个驾驶舱扬声器静音.氧气面罩麦克风工作期间,扬声器不静音

音频系统降级

• 深入了解

  B737-700/800有且只有一部遥控电子组件Remote Electronics Unit（后统称REU），其位于电子设备舱E4架，具体位置见下图：

  

  REU在飞机系统中的定位，在某种程度上与电台、音乐工作室所用的调音台类似，驾驶舱内所有通向机组和来自机组的音频（包括警告）都会经由REU进行混频、放大、滤波等综合处理。

  当REU或音频控制面板（后统称ACP）故障时，将导致ACP无法控制REU，即无法正常地对音频系统进行设置。此时，可以人工将备用/正常电门放到备用位，音频系统工作可转换到减级方式。

  

  上图是REU的逻辑图，REU内部包括了3张站位卡（机长侧、副驾驶侧和观察员位）和1张音频附件卡AAU。 红色线路表示4种警告系统语音提示信号的传输路径，结合实际测试情况可以推测，在减级方式下，对应站位卡内的（警告系统信号的）加法放大器“SUMMING AMP”不再正常工作，导致这4路语音信号中断。此时，其它站位卡可以正常接收、放大和传输警告系统信号到对应扬声器。 减级方式下，AAU是始终正常工作的，否则，一侧减级导致AAU失效，进而将导致整个驾驶舱都听不到警告语音提示，这很明显与现实不符。

选择备用位切换到降级方式,音频选择面板(ACP)不工作,机组只能使用一个无线电进行通讯

降级方式对警告系统的影响

• 在降级方式下,机组听不到高度警戒,近地警告和风切变的声响警告,但是以上警告在仪表上的提示不受降级方式的影响

地面上测试降级模式

• 左侧ACP调到ALT位,进行近地警告测试,左侧扬声器和喇叭都听不到声响,右侧可以
• 右侧同理
• 两侧同时调到ALT位,两侧都没有声响

电气

面板指示灯与电门

• 变压整流器组件(TR UNIT)灯
  • 亮（琥珀色）：
    • 地面：任一TR失效
    • 飞行中：TR1失效，或TR2+TR3同时失效

发电机驱动灯

• 亮（琥珀色）：
  • IDG失效、发动机关车、滑油高温自动脱开、人工脱开

备用电源关断灯

• 亮（琥珀色）：
  • 备用交流
  • 备用直流
  • 电瓶汇流条断电。

机舱/通用(CAB/UTIL)电门

• 关断：
  • 切断厨房、再循环风扇、舱门加温、盥洗室热水器等电源。

IFE/旅客座椅(PASS SEAT)电门

• 关断：
  • 断开娱乐系统、座椅电源、ACARS打印机、驾驶舱辅助插座等。

发电机驱动脱开电门

• 脱开IDG后无法空中复位，需地面维护。

备用电源电门

• 自动位：
  • 正常时由1号转换汇流条供电，断电时自动切换至电瓶+静变流机。
• 电瓶位：
  • 强制由电瓶或充电器(有电源时)供电。
• 关断：
  • 断开交流和直流备用汇流条电源，触发关断灯(同时使电瓶汇流条由电瓶或者充电器供电)。

汇流条转换电门

• 自动位：
  • BTB自动分配电源，保持供电连续性。
• 关断：
  • 隔离1/2号交流/直流汇流条，抑制TR3连接。

交流电源系统

• APU和地面电源同级别,不能分别给不同转换汇流条供电

• 发电机自动接通功能(APU失效时/APU自动上电)

  • 当飞机在 APU 向两个转换汇流条供电的情况下起飞时，APU 停车或失效，发动机发电机自动连接在相应的转换汇流条上。

自动卸载

• 单发电机工作时：
  • 先卸载2号厨房/主汇流条再1号，最后IFE设备（通过CAB/UTIL电门人工恢复）。
• APU唯一电源：
  • 空中
    • 自动卸载所有厨房/主汇流条，过载时再卸IFE
  • 地面
    • 过载时卸载所有厨房/主汇流条(可人工重置)

直流电源系统

28伏直流电

变压整流器(TR unit)

交流电源系统 ├─ 1号AC汇流条 → TR1 → 1号DC汇流条 ├─ 2号AC汇流条 → TR2 → 2号DC汇流条 └─ TR3（主电源：2号AC汇流条，备用：1号AC汇流条） ├─ 电瓶汇流条 └─ 备用支援TR1/TR2

交叉汇流条馈电线继电器(Cross Bus Tie Relay)自动断开

• 条件1：ILS截获下滑道
  • 目的：隔离直流汇流条，防止单一汇流条故障影响导航接收机和飞行操纵计算机。
• 条件2：汇流条转换电门置于**关断（OFF）**位。

断开后供电变化

• 1号/2号直流汇流条被隔离，各自仅由对应的TR独立供电
  • TR1→1号直流和备用直流
  • TR2→2号
  • TR3→2号和电瓶

电瓶电源

24伏直流电,充满电至少30分钟供电,双电瓶机型60分钟

电压范围22-30伏

电瓶两种角色

• 用电器(充电状态)
  • 供电来自2号AC
  • 双电瓶另一个来自1号AC
  • 正常情况下是隔离状态
• 直流电源(放电状态)
  • 作为电瓶汇流条、备用交流汇流条(通过变压整流器)和备用直流汇流条的备用电源
  • 直接为转换的热电瓶汇流条和热电瓶汇流条供电
  • 充电器有AC电源直接代替电瓶供电(TR方式),如果失去交流电则由电瓶自己供电
    • TR3失效时自动由充电器供电(双电瓶会自动接通辅助电瓶)
  • 双电瓶在用电时将自动连接辅助电瓶

备用电源系统

24伏

• 组成：电瓶和辅助电瓶、静变流机、交流直流备用汇流条、电瓶汇流条、转换的热电瓶和热电瓶汇流条
• 自动切换条件：
  • 所有发动机/APU电源失效时，由电瓶供电（交流备用经静变流机转换）。
• 关键保留设备：
  • 备用仪表、紧急灯光、氧气系统、1号VHF通讯、货舱灭火等（引用自系统说明章节）。

发动机,APU

自动油门限制(A/T LIM)指示

亮(白色)

• 飞行管理计算机不向自动油门系统提供 N1 限制值。自动油门使用相应EEC 减小的 N1 推力限制
  • 此指示显示时，将替换推力方式显示信号牌

基准N1游标

显示(绿色)-N1 调定外圈旋钮在 AUTO、1、2 或 BOTH 位时

• 根据相应的 N1 读数将游标定位在相应的位置

排气温度(EGT)琥珀色区

• 显示(琥珀色)**──**琥珀色区下端部显示最大连续 EGT 极限

发动机失效(ENG FAIL)警示

显示(琥珀色)—

• 发动机工作小于可持续承受的慢车(小于 50%N2);并且
• 发动机起动手柄在慢车位。

警示保持直至**─**

• 发动机恢复正常;或
• 起动手柄移至切断(CUTOFF)位;或
• 发动机灭火手柄拔出

滑油压力低琥珀色区

显示(琥珀色)**——**滑油压力低警诫范围从红线开始:

• 高于 65%N2 时，根据 N2% RPM 而有所变化
• 低于 65%N2 时，琥珀色区域不显示

反推灯

亮(琥珀色)**──**发生以下一种或多种情况:

• 隔离活门或反推控制活门不在指令的位置
• 一个或多个反推套筒不在指令状态
• 自动收回电路开始工作
• 探测到同步轴锁电路中有故障

故障逻辑

• 10秒内关好 → 灯灭正常
• 超12秒灯还亮 → 故障报警
• 手柄卡16秒 → 灯亮且锁死，需手动复位

发动机控制灯

亮(琥珀色)**──**因系统故障，发动机控制系统不可放行

在下列情况下，此灯亮:

• 发动机在工作，并且，
• 飞机在地面，并且:
  • 起飞前速度小于80节，或
  • 接地后约30秒

发动机电子控制电门

开**──**可见(白色)

• 指示选择了正常控制方式
• 根据探测到的大气条件和引气需求，EEC计算发动机功率
• 当ON不可见时，表示EEC 已由人工选择到备用方式

备用**──**可见(琥珀色)

• 指示EEC已自动切换到备用控制方式，或已人工选择为备用控制方式
• EEC提供额定推力或更高推力。

发动机机组警示

起动活门开警示

闪烁**—**

• 起动活门非指令性打开。警示显示，并且在该发动机的非显示位置上显示琥珀色实心框。所有三个框闪烁 10 秒，然后警示保持稳定亮

滑油滤旁通警示

闪烁**—**

• 即将出现旁通。警示显示，并且在该发动机的非显示位置上显示琥珀色实心框。所有三个框闪烁 10 秒，然后警示保持稳定亮，琥珀色实心框消失

滑油压力低警示

闪烁**—**

• 存在滑油压力低的情况。警示显示，并且在该发动机的非显示位置上显示琥珀色实心框。所有三个框闪烁 10 秒。然后警示保持稳定亮，琥珀色实心框消失

发动机指示

次要指示自动显示条件：

• 通电初始、发动机起动手柄切断、N2低于慢车、参数超限。
• 超限时数字及指针变红/琥珀色，需排除故障后清除显示。

EEC 必须接通电源才能向驾驶舱发动机指示提供发动机工作数据。

如果 EEC 无电源，直接根据发动机传感器信号显示 N1、N2、滑油量和发动机振动指数。

将发动机起动电门放在地面位，向 EEC 提供电源，并显示所有发动机指针参数**/**数字式参数。

飞机无电源时，使用电瓶起动过程中，仅提供 N1、N2 和滑油量指示。

发动机加速到大于 15%N2 之前，EEC 无电。

达到 15%N2 时，EEC 有电并且显示发动机所有参数的指针**/**数值

发动机电子控制（EEC）

• 工作方式：
  • 正常方式：根据飞行条件及引气需求计算N1推力，提供结构限制保护
  • 正常备用都提供N1/N2超速保护,但是不提供EGT超温保护
  • 备用方式：分软/硬备用。软备用自动触发（信号丢失），推力可能随环境变化；硬备用需人工选择（或收到慢车自动选择），推力无限制保护，推到限制位会超增压,需谨慎操作。
    • 软备用在推力收到慢车时自动转为应备用
• 慢车模式：自动选择地面/飞行/进近慢车。
  • 进近慢车条件
    • 1 号或 2 号发动机整流罩热防冰电门在 ON 位置
    • 高度低于 19000 英尺 MSL，且左或右主起落架放下并锁定
    • 高度低于 19000 英尺 MSL，且左或右襟翼处于进近构型(襟翼≥ 15)
    • 如果故障使 EEC 不能接收到襟翼或主起落架位置信号，在 19000 英尺 MSL 以下开始使用进近慢车计划

起动与点火

• 起动：引气驱动起动机转动N2至56%后切断
  • 地面EEC监测热起动、悬挂启动及湿起动。
  • 空中起动分风转与交输引气，需注意滑油量短暂低指示。
• 点火：每台发动都有两个点火器电咀，自动重新点火功能防止熄火（探测N2异常时触发）。
  • 左点火相应的AC汇流条,右点火由交流备用汇流条供电

反推装置

• 液压作动，仅地面使用。A/B系统供压，备用系统支持较慢操作。反推放出时显示REV（琥珀色）及绿色指示，收回时需避免手柄停顿触发故障警示。
• 当任一无线电高度表探测到无线电高度低于 10 英尺时，或空**/**地传感器处于地面方式时，可打开反推装置

APU系统

操作与供油

• 功能：最大取证高度可启动或工作，供气（地面双组件/空中单组件）及供电（转换汇流条）。
• 供油：左侧燃油总管供油，交流泵失效时由1号油箱抽吸。燃油自动加热防冰，直流增压泵保障压力。

起动与关车

• 起动：电门瞬时置于START位，进气门全开后自动点火。稳定2分钟后可提供引气。电瓶电源起动时电压/频率显示需待APU就绪后更新。
• 关车：APU电门关断后60秒自动关车，灭火手柄提起可立即关断。建议关车前无引气运行1分钟冷却。

电气与控制

• ECU控制：监测APU状态，超限时自动关车（故障/超速/滑油低压灯亮）。负载管理：
  • 空中：APU为唯一电源时，厨房/主汇流条自动卸载（YC974-YD045构型）；部分序列号机型进一步卸载IFE汇流条（YF021-YW731）。
  • 地面：超载时优先卸载厨房及主汇流条，需人工恢复。

防火

探测系统

• 组成：每台发动机配备两个过热/失火探测环路（A和B），由电瓶汇流条供电。
• 工作逻辑：
  • 正常模式下需两个环路同时触发过热或失火警告。
    • 一个环路火警一个环路过热,发出过热警告
  • 若一个环路失效（电门在NORMAL位），系统自动切换至单环路工作，无驾驶舱指示；若双环路失效，故障灯亮且系统失效。
  • 手动选择单环路（A或B）时，未选环路不监控，所选环路失效则故障灯亮。
• 指示：
  • 过热：主警诫灯、过热/探测信号牌灯、发动机过热灯亮。
  • 失火：火警铃响、主火警灯亮、灭火手柄亮、起动手柄亮、所有过热灯亮。

灭火系统

• 组成：两个灭火瓶、灭火手柄、释放灯及测试电门，由热电瓶汇流条供电。
• 操作步骤：
  1. 提起灭火手柄：
     • 关闭燃油、引气、液压活门，断开发电机，抑制反推。
     • 预位灭火瓶爆炸帽。
  2. 转动手柄释放灭火剂，对应灭火瓶释放灯亮（需数秒）。

APU防火系统

探测系统

• 单环路探测，温度超限触发失火警告，APU灭火手柄保持亮至温度下降。
• 故障指示：APU探测不工作灯亮。
• 失火指示：火警铃、主火警灯、APU灭火手柄亮，APU自动关车，地面时轮舱火警喇叭及灯闪烁。

灭火系统

• 组成：单个灭火瓶、灭火手柄、释放灯，地面控制面板含火警灯、释放电门等。
• 操作：
  1. 提起灭火手柄：关闭燃油、引气活门，预位爆炸帽。
  2. 转动手柄释放灭火剂，释放灯亮。
• 自动释放：地面发动机关车后APU失火，10秒后自动释放灭火瓶。

主轮舱防火

• 探测系统：单环路探测器（2号交流汇流条+电瓶供电），超温触发轮舱火警灯亮。
• 无灭火系统，仅探测。
• 失火指示：火警铃、主火警灯、轮舱火警灯亮。

货舱防火

探测系统

• 双环路烟雾探测（1/2号直流汇流条），双环路触发警告，失效时可手动切换单环路。
• 火警指示：火警铃、主火警灯、货舱火警灯亮。后续飞行中火警灯可能变化。

抑火系统

• 组成：前翼梁灭火瓶（部分机型1个，部分2个），由热电瓶汇流条供电。
• 操作：
  1. 按压预位电门。
  2. 按压释放电门：
     • 单瓶机型：释放后抑火75分钟（60飞行+15着陆）。
     • 双瓶机型：首瓶立即释放，次瓶缓释，总抑火195分钟（180飞行+15着陆）。
• 释放指示：DISCH灯亮（可能延迟30秒）。

盥洗室防火

• 烟雾探测：
  • JAMCO系统：红色警报灯+声响，需手动复位。
  • KIDDE系统：红色状态灯+声响，自动复位。
• 灭火：自动触发灭火瓶（水槽下方），无驾驶舱指示。变白即为已喷

系统测试程序

1. 故障/不工作测试：按压FAULT/INOP+OVHT/FIRE TEST电门至FAULT位。
   • 指示：主警诫灯、OVHT/DET信号牌、FAULT灯、APU DET INOP灯亮。
2. 过热/失火测试：按压电门至OVHT/FIRE位。
   • 指示：火警铃、主火警灯、发动机/APU灭火手柄亮、轮舱灯亮（有交流电时）。
3. 灭火瓶测试：
   • 发动机/APU：EXT TEST电门至1/2位，绿灯亮表示电路正常。
   • 货舱：按压TEST电门，火警铃、主火警灯、货舱灯及EXT灯亮。
4. 货舱探测器测试：单个探测器故障通过人工测试检测，主警诫灯不关联

飞行操纵

主飞行操纵系统

• 液压源由A、B液压系统提供动力，任一系统可独立操纵所有主飞行面。备用液压系统可在A/B失效时驱动方向舵。
• 机械连接驾驶盘、驾驶杆与脚蹬通过钢索机构机械联动操纵面。方向舵脚蹬为刚性连接，驾驶盘配备转换机构用于卡阻时切换控制权。
• 备用操纵
  • A/B系统失效时：副翼/升降舵可人工机械操纵（杆力增大）。
  • 方向舵备用：备用液压系统驱动。

横滚操纵

• 副翼
  • 由驾驶盘控制，A/B系统独立供压。
  • 转换机构：若副翼卡阻，副驾驶盘通过扰流板接管横滚控制；反之，机长盘接管副翼控制。
  • 配平：后电子面板双电门操作，配平量显示于驾驶杆顶部。自动驾驶接通时禁用配平。
• 飞行扰流板
  • 每侧机翼4块，A/B系统分组供压。
  • 功能：减速板（对称升起）、辅助横滚（随驾驶盘联动，超10°偏转时启动）。
  • 空中禁止手柄超“FLIGHT”卡位（特定构型机械限位）。

俯仰操纵

• 升降舵

  • A/B液压驱动，双系统失效时可人工机械操纵（杆力显著增大）。
  • 超控机构：驾驶杆卡阻时分离联动，保留有限行程供着陆拉平。
  • 马赫配平：>0.615马赫时自动调整升降舵中立位，维持速度稳定性。

• 水平安定面

  • 电动配平（主电路/自动驾驶控制），人工配平轮超控。
  • 配平限制：
    • 主电动：襟翼放出时0.05-14.5单位，收上时3.95-14.5单位。
    • 自动驾驶:0.05-14.5单位
    • 人工：-0.20-16.9单位。
  • 绿区警告：起飞配平范围外触发间歇警告喇叭。

• 速度配平系统（STS）

  小重量/后重心/高推力时增强速度稳定性，通过安定面配平抵消速度偏差（自动驾驶未接通时生效）。

偏航操纵

• 方向舵
  • 主PCU由A/B系统供压，备用PCU由备用液压驱动。
  • RSEP增强：>137节时主PCU液压压力降低25%，限制满舵效能（发动机转速差触发解除）。
  • 压差监控（FFM）：A/B系统压差超限时(并且襟翼放出时)自动启用备用液压，点亮警告灯。
• 偏航阻尼器
  • 主/备用阻尼器由SMYD控制，抑制荷兰滚与阵风影响。
  • 失效逻辑：B系统关闭或SMYD故障时自动断开，备用液压下可复位。

辅助操纵系统

减速板

• 飞行扰流板：对称升起增阻，禁止超“FLIGHT”卡位（特定构型机械限位）。
• 地面扰流板：右主起落架压缩后联动放出，反推启用时自动升起。
• 自动放出条件（着陆）：
  • 手柄预位+无线电高<10ft+双发慢车+任一主轮接地+机轮转动>60节。
    • 未预位时放出条件:机轮转动>60节+双发慢车+拉反推

襟翼与缝翼

• 增升逻辑：
  • 后缘襟翼（1-40单位）与前缘装置联动，前缘缝翼按襟翼位置分阶段放出。
  • 自动缝翼：近失速时缝翼全放出（襟翼1-25位有效，特定构型扩展至25位）。
• 备用操作：
  • B系统失效时，电动马达驱动后缘襟翼，备用液压驱动前缘全放出（无法收上）。
• 襟翼卸载：超速时自动收回至下一卡位+1-4（如襟翼40→30），LOAD RELIEF灯亮（特定构型）。

非指令移动保护

• 前缘：非指令移动触发FSEU关闭控制，点亮TRANSIT灯。
• 后缘：偏斜/不对称时关闭旁通活门

失速识别与增强

• EFS模块：大迎角时倍增杆力（抑制条件：RA<100ft/自动驾驶接通）。
• SMYD控制：减小偏航阻尼指令，速度配平系统介入安定面向下配平。
• 抖杆逻辑：前缘非指令移动/不对称时降低抖杆迎角阈值。

关键警告与指示

• FEEL DIFF PRESS灯：升降舵感觉系统压差异常。
• STAB TRIM绿区：起飞配平范围指示。
• 襟翼位置信号：前缘TRANSIT/EXT/FULL EXT状态，后缘指针差异显示不对称。
• 减速板放出灯：空中/低高度扰流板未收警告

飞行仪表、显示

故障旗

姿态、高度、速度不一致逻辑

• 空速不一致
  • 5节5秒
• 高度不一致
  • 200尺5秒
• 仰角不一致
  • 10度10秒 *400以上生效
• 显示系统故障
  • CDS MAINT(可放行)
    • 二发启动前显示
  • CDS FAULT(不可放行)
    • 二发启动前显示

空速显示

• 正常显示：
  • 左侧刻度带+数字速度窗
  • 马赫数>0.40时显示于刻度带下方
  • 趋势矢量：10秒预测速度（箭头长度对应速度变化率）
  • 选择速度显示在刻度带上方
• 特殊情况：
  • 单发襟翼15°着陆：显示白色VREF游标（防擦尾）
  • VNAV PTH下降时：洋红色竖杆指示FMC目标速度（仅襟翼收上且FMA显示VNAV PTH时）
• 故障处理：
  • 无效数据时显示虚线或故障旗
  • 马赫数<0.40时显示地速(部份机型)

高度显示

• 正常显示：
  • 右侧刻度带+数字高度窗
  • 选择高度游标显示，接近时框选
  • QNH/QFE基准显示在刻度带下方
• 特殊情况：
  • 着陆高度基准杆（白色/琥珀色分段显示）
  • 气压/无线电最低高度指针（低于时变琥珀色）
• 故障处理：
  • 高度信号失效时显示故障旗

姿态指示

• 显示元素：
  • 俯仰刻度（2.5°增量）
  • 坡度指针（10°/20°/30°标记）
  • 打滑/侧滑指示（坡度指针下方矩形）
• 特殊情况：
  • 襟翼未收上或接近抖杆速度时显示俯仰限制
  • 非正常姿态时显示压缩刻度（±30°~90°，10°增量）

导航辅助显示

• ILS指示：
  • 下滑道指针（右侧刻度）
  • 航向道指针（底部刻度，偏离>0.5点扩展）
  • 1500ft RA自测：2秒LOC/G/S偏离警示
• TCAS/GPWS：
  • TCAS决断咨询显示在姿态区或垂直速度区
  • GPWS警告显示在姿态与航向罗盘之间

导航显示（ND）

显示方式

• 地图方式：
  • 航迹线、活动航路点、地形/气象叠加
  • 趋势矢量显示30/60/90秒预达位置
• VOR/APP方式：
  • 航道偏离指示、DME距离
  • ILS下滑道指针（洋红色实心<2.5点偏离）
• PLAN方式：
  • 真北基准的航路规划视图

特殊符号

• 气象雷达：
  • 颜色分级：红（强降水）→琥珀→绿→洋红（颠簸）
  • 衰减补偿区（外圈琥珀弧）
• 地形显示：
  • 颜色高度差：红（>2000ft）→琥珀（500-2000ft）→绿（<500ft）
  • 抑制条件：跑道6nm内且<3000ft AGL时关闭
• TCAS交通：
  • RA（红色）/TA（琥珀色）分级显示
  • 无方位信息时显示相对高度+垂直趋势箭头
• 数据超载处理：
  • 显示"EXCESS DATA"时优先删除地图信息
  • 范围>80nm时仅显示高空导航台
• 信号源失效：
  • IRS失效时显示ADIRU位置差异（星号标记）
  • FMC数据失效时回退原始导航数据

垂直状态显示（VSD）

• 核心元素：
  • 高度剖面（T/C、T/D、减速点标记）
  • 气压最低高度线（低于时变琥珀）
  • 飞行轨迹矢量+目标速度预测点
• 进近辅助：
  • 决断标记（1000ft白/500ft琥珀）
  • 跑道符号在200ft RA时上升至飞机符号

特殊情况

1. 混合信号源：
   • ILS与IAN同时生效时，优先显示有效信号源
   • 双FMC失效时切换为IRS原始数据
2. 显示抑制逻辑：
   • 无线电高度<100ft时抑制地形显示
   • 坡度>50度时抑制航向刻度
3. 故障指示：
   • 迎角信号失效时显示空白+故障旗
   • 双RA失效时气压高度显示红色框
4. 构型影响：
   • 襟翼放下时强制显示VREF参考速度
   • 起落架放下时抑制马赫数显示

飞行管理导航

一旦按压 TO/GA 电门或选择复飞推力开始了复飞，CRZ ALT(巡航高度)会变为下列高度中最高的高度:

• 复飞进近中最高的高度限制
• 高于机场标高1500英尺
• MCP高度。

注:如果 MCP 高度为三者中最低者，自动驾驶接通时飞机在 MCP 所选高度改平。

导航系统说明

导航系统核心模块与功能飞行管理系统(FMS)

GPS数据优先用于FMC位置更新，失效时由无线电或惯导替代。

全球定位系统(GPS)

双接收器独立工作，向FMC提供高精度地理位置。导航状态页面显示当前使用的GPS源，双GPS失效触发琥珀色警告灯。位置基准页面显示左右GPS经纬度，位置漂移页面对比GPS与FMC位置差异。导航选项页面允许人工取消GPS更新，系统无额外控制装置。

惯性基准系统(IRS)

依赖大气数据惯性基准组件(ADIRU)，通过激光陀螺和加速度计提供姿态、航向、地速及位置数据。校准需静止输入当前位置（通过FMC/CDU或ISDU手动），校准时间5-17分钟。快速重新校准（30秒）适用于地面短停，空中失去校准后切换至姿态模式（需人工输入磁航向，航向漂移上限15°/小时）。IRS电源由交流或备用直流供电，直流供电时触发ON DC灯及地面呼叫喇叭警示。

气象雷达

• 气象探测：降水强度以颜色区分（红-强，琥珀-中，绿-弱），颠簸模式探测水平流速≥5m/s的洋红色区域（限40海里范围）。
• 地图模式(MAP)：识别地形特征（海岸线、城市等），基于地面杂波反射生成，不依赖地形数据库。
• 自动模式(AUTO)：整合天气、颠簸及预测风切变(PWS)，显示飞行轨迹天气（±4000英尺包络）及次级天气（黑色条纹）。
• 人工模式(MAN)：选择特定高度切片（0-60000英尺MSL）分析风暴发展，屏蔽颠簸及次级天气信息。
• 风切变预测(PWS)：低于1800英尺AGL自动激活，1200英尺以下触发警诫/警告。图标“Windshear”自动切换至天气显示，无法探测干燥风切变或杂波屏蔽区域。

操作注意事项

• IRS校准期间飞机需静止，移动触发全校准；空中失去校准后仅姿态模式可用，需定期交叉检查磁航向。
• 气象雷达不可用于近地警告，地图模式仅辅助位置验证，不替代地形数据库。
• GPS失效时，FMC优先使用无线电更新，其次IRS数据；人工干预可通过导航选项页面取消GPS更新。

飞行管理计算机(FMC)数据库

FMC数据库组成

性能数据库

• 功能：提供俯仰与推力指令计算所需数据，替代机组查阅性能手册。
• 包含内容：
  • 飞机阻力与发动机性能参数
  • 最大高度、最佳高度、最大速度、最小速度
• 维护输入：维护人员可输入阻力和燃油流量校正系数以优化数据。

导航数据库

• 功能：集成导航图信息，支持航路规划与显示。
• 包含内容：
  • VHF导航台位置、航路点、机场、跑道
  • 公司航路、SID（标准仪表离场）、STAR（标准终端进场）、进近程序
• 扩展能力：
  • 辅助数据库：机组可自定义机场、导航台及航路点，永久存储（需手动删除）。
  • 临时数据库：飞行结束时自动清除，容量为40个导航台、6个机场及20个航路点（按“先入先存”原则）。
• 更新周期：导航数据库每28天更新，与航图周期同步。

推力管理逻辑

自动油门控制

• 基准推力计算：FMC根据飞行阶段（起飞、爬升、巡航等）自动计算N1限制，显示于N1限制页面。
• 方式转换：
  • 起飞阶段可选择减功率、假设温度减推力等方式。扩展:FOM减推力起飞的使用条件
  • 爬升阶段可选CLB1（减3%N1）或CLB2（减6%N1），15000英尺后逐渐恢复全推力。
• 自动唤醒逻辑：VNAV模式下，空速低于目标速度5节时自动油门介入修正。

减推力操作

• 假设温度减推力：
  • 输入高于实际温度的假设值，最大减量不超过全推力的25%。
  • 紧急时可手动恢复全推力。
• 减推力爬升：CLB1/CLB2降低发动机维护成本，但可能增加航程油耗。

燃油监控与异常处理

燃油数据来源

• FMC接收燃油量指示系统数据，显示于性能起始页和进程页。
• 异常处理：
  • 燃油数据失效时，需人工输入估计值并定期更新。
  • 警告信息：
    • VERIFY GW AND FUEL（燃油/全重需核实）
    • CHECK FMC FUEL QUANTITY（燃油异常下降警告）
    • INSUFFICIENT FUEL（预计剩余燃油≤2000磅时触发）。

电源与FMC失效

• 电源中断：
  • ＜10秒：LNAV/VNAV断开，数据保留，恢复后自动工作。
  • ≥10秒（地面）：需重新输入飞行数据；空中需人工选择生效航路点恢复导航。
• FMC失效影响：
  • 单部失效：导航显示VTK，需切换信号源（BOTH ON L/R）恢复。
  • 双部失效：导航显示失效，LNAV/VNAV断开，需人工导航。

软件异常管理

• 软件版本差异：
  • U10.8前：连续三次重置导致FMC关闭。
  • U10.8后：优化异常处理，降级模式保留LNAV/地图功能，VNAV需重新输入成本指数恢复。
• 异常提示：
  • VNAV INVALID-PERF：需重新输入性能数据。
  • INVALD MOD PLAN/INVALDINACTIVE PLAN：修改或非生效计划异常时提示。

燃油

燃油警示指示

燃油油量低

• 低于2000lb
• 高于2500lb恢复

燃油形态

指示config

• 中央超过1600lb并没有接两个中央油箱泵
• 变为琥珀色之后只能两台发动机关车或者低于800lb之后警示消失

燃油不平衡

• 主油箱之间相差1000lb
• 当差值小于200lb后恢复
• 油量低时被抑制

电门和灯光

油滤旁通灯

• 即将发生油滤旁通

中央油箱燃油泵低压灯

燃油泵电门

中央油箱泵低压灯持续15秒后将自动关断燃油泵，关断之后再打开可以重置

• 相关资料：

  为了减小中央油箱燃油泵长时间干转的可能性，NG系列安装了一个中央油箱增压泵自动关断系统，在燃油低压指示持续15秒之后将自动关断受影响的中央油箱燃油泵。中央油箱燃油泵电门将保持在ON位，低压(LOWPRESSURE)灯将会亮，直至飞行机组将该燃油泵电门置于OFF位。自动关断特性将单独控制中央油箱燃油泵，可通过将相应的中央油箱燃油泵电门置于OFF位，再置于ON位进行人工重置。如果没有可用燃油，在持续低压15秒后该泵将再次关断。

中央油箱回流引射泵

• 1号主油箱燃油泵FWD电门接通时,1号主油箱油量低于一半,可以将中央油箱的剩余燃油传输到1号主油箱

燃油温度

• 燃油温度表显示1号主油箱的燃油温度
• 使用交流电

NGS(氮气发生系统)

将引起转换成富含氮气的气体填充油箱,降低易燃性

在起飞后开始运行,在爬升、巡航、下降、着陆期间和滑行的一小段时间内持续工作

在以下非正常条件下自动关断

• 飞机在地面且不在测试
• 飞行中任一发动机不工作
• 货仓或者主舱区域探测到失火或烟雾
• 左空调组件过热
• 中央油箱加油活门打开

液压

A 和 B 液压系统

灯光和显示

电动液压泵过热灯

• 液压油过热或者泵本身过热

液压油量和压力指示

参考限制章节

液压系统用户

A系统

• 副翼
• 升降舵
• 方向舵
• 自动驾驶A
• 1发反推
• 部份飞行扰流板
• 飞行扰流板
• 正常前轮转弯
• 备用刹车
• 起落架
• 动力转换组件
• 起落架转换活门

B系统

• 副翼
• 升降舵
• 方向舵
• 自动驾驶B
• 2发反推
• 部份飞行扰流板
• 正常刹车
• 备用前轮转弯
• 自动缝翼
• 前缘襟翼和缝翼
• 后缘襟翼
• 偏航阻尼器
• 起落架转换活门

液压泵

液压油通过油箱中(分别在1,2号主油箱中)的热交换器通过燃油冷却,同时燃油也可以加热

动力转换组件

作用

• 使自动缝翼、前缘襟翼和缝翼以正常速率工作

工作条件

• 2发驱动的液压泵低压
• 在空中
• 襟翼未收上

起落架转换组件

当以下条件都存在时,液压B系统提供所需的液压油量以正常速率收起落架

• 在空中
• 一号发动机转速降低至限制值以下(N2低于50%)
• 起落架手柄放在收上位
• 任一主起落架未收上锁定

备用液压系统

可以自动或者人工接通

人工操作

将任一飞行操纵电门放在备用方向舵位后

• 接通备用电动马达驱动泵。
• 关闭飞行操纵关断活门，关断至副翼、升降舵和方向舵的相关液压系统压力。
• 打开备用方向舵关断活门。
• 当备用方向舵关断活门打开时，相应的飞行操纵低压灯不工作。
• 允许备用系统给方向舵和反推提供动力。
• 备用方向舵接通灯、主警诫灯和飞行操纵灯亮。

备用襟翼主电门预位操作：

• 接通备用电动马达驱动泵。
• 关闭后缘襟翼旁通活门。
• 预位备用襟翼位置电门。
• 允许备用系统给前缘襟翼和缝翼以及反推提供动力。

自动操作

当以下所有条件都存在时,自动操作开始

• A或B系统失效
• 襟翼放出
• 在空中或者轮速超过60kts
• 飞行操纵电门A或B液压系统接通 或 主PCU压差监控器(FFM)跳开

自动操作

• 接通备用电动马达驱动泵
• 打开备用方向舵关断活门
• 允许备用系统给方向舵和反推提供动力
• 备用方向舵接通灯、主警诫灯和飞行操纵灯亮

备用液压系统用户

• 反推
• 备用方向舵
• 备用偏航阻尼器
• 前缘襟翼和缝翼(只能放)

灯光和显示

备用液压油量低灯

• 始终预位
• 只是备用液压油量低

备用液压低压灯

• 备用泵输出压力低
• 只有备用泵工作或者启动自动备用功能才预位

漏油专题

以上4个泵和相关管路漏液压油,从左往右,剩余油量分别为 20.0.0.0

如果备用液压系统漏油,B液压系统剩余70%左右的油量

起落架

起落架转换活门

当以下条件都存在时,液压B系统提供所需的液压油量以正常速率收起落架

• 在空中
• 一号发动机转速降低至限制值以下(N2低于50%)
• 起落架手柄放在收上位
• 任一主起落架未收上锁定

前轮转弯

工作条件

• 前轮在放下位且受到飞机重量压缩后,前轮转弯可用

扩展阅读

737NG 故障现象背后的机型知识——起落架转换活门控制原理

小白刚学完机型那会总有一种感觉：虽然学了很多知识，但不知道如何应用到日常排故。后来随着工作经验的增加，发现主要原因是没能理论与实践相结合。近期遇到一个漏油故障，起初看到现象时没有头绪，后来逐步分析找到原因。

故障现象

某飞机地面滑行阶段发现A系统低压灯亮，液压油量为0，机组将前轮转弯控制切换到备用模式，后续发现B系统油量也开始下降，直至飞机无法转弯，检查B系统油量为20%。

故障分析

根据故障现象，推测有地方漏液压油了，A系统漏油在先，B系统在切换备用转弯系统后开始渗漏。

为了找到原因，我们从一个关键的节点入手：前轮转弯主/备用切换。

二、系统原理

首先需要了解前轮转弯的主、备液压来源。

1、前轮转弯液压来源

控制前轮转弯的液压压力来自前起收放控制液压压力（注：前轮转弯仅使用起落架放下控制压力），而起落架收放控制液压源正常情况是A系统，B系统作为备用液压压力。

（点击图片可以放大查看）

因为前轮转弯控油路在起落架收放控制油路下游，所以下一个知识点就是起落架控制系统的A/B液压切换是如何实现的。

2、起落架控制系统A/B压力切换

起落架收放控制系统A/B液压切换是由起落架转换活门（landing gear transfer valve）实现的，下面介绍该活门的工作条件。

转换活门可以自动工作也可以人工操作工作，具体实现条件如下：

（1）自动工作

当下述5个条件满足时（4个电控条件，1个液动条件），转换活门由normal位切换至备用位：

• Airplane in the air
• Landing gear lever not down
• One main landing gear not up
• Left engine N2 speed less than 50%
• Hydraulic system B pressure to valve

提示：上述5个条件缺一不可，其中四个电控条件满足时，转换活门内的SOLENOID VALVE作动，让B系统压力至SLIDE VALVE（液动条件），将其从normal位推动至备用位，完成A/B压力源切换。（所以转换活门也是一个电控、液动活门）

（点击图片可以放大查看）

（2）人工操作工作条件

当下述条件满足时，转换活门由normal位切换至备用位：

• airplane on the ground
• normal quantity in the hydraulic system B reservoir（≥21%）
• move alternate nose wheel steering switch to the ALT position

（点击图片可以放大查看）

注：本次故障发生在地面阶段，我们重点理解人工操作条件。

在熟悉系统原理后，我们把它和故障现象结合起来。

三、理论与故障现象相结合

注：下述黑色字体为现象，红色字体为根据系统原理做出的解释

飞机地面滑行时（airplane on ground），A系统低压灯亮并且检查油量为0（真实渗漏，油液漏光）。

机组将前轮转弯切换至备用位（正常情况下前轮转弯使用A系统压力，此时A系统已经失效，需要切换至B系统压力，确保飞机可正常转弯。所以机组将前轮转弯电门切换备用位，此时转换活门人工工作条件成立，转换活门切换至B系统供压）

机组完成切换后，发现B系统油量开始下降（说明漏油部件在起落架控液压控制这一路，否则B系统开始漏油的节点不会是机组切换前轮转弯主/备用液压）

后续飞机无法转弯，检查B系统油量为20%（B系统压力至20%时，人工操作转换活门的条件不满足，此时转换活门从备用位恢复至normal位，所以B系统油量后续没有再下降，前轮转弯系统将继续使用A系统压力，但因为A系统油量为0，无法提供压力，所以飞机无法转弯）。

最终检查发现主起落架收放作动筒放下液压软管漏油，和上述一致

起落架指示灯(红色)

红灯亮：起落架手柄不一致、800尺以下任一油门慢车

刹车系统

只有正常刹车有自动刹车功能

备用刹车系统

正常由B系统提供压力,备用使用A系统压力

当B液压系统压力低或失效,A液压系统会自动给备用刹车系统提供压力

防滞保护

正常备用都有防滞保护

类似于ABS,正常刹车对每个机轮控制,备用刹车给每对主起落架机轮

自动刹车(RTO和着陆)

由B液压系统供压,中断起飞时刹车减速率比人工大

只有正常刹车系统起作用时,系统才工作,备用刹车没有自动刹车功能

RTO预位条件

• 飞机在地面
• 防滞和自动刹车系统工作
• 旋钮转到RTO位
• 机轮速度小于60节
• 推力手柄在慢车位

RTO工作逻辑

• 88节前中断起飞,自动刹车不工作,解除预位灯不亮,RTO仍然预位
• 88节后中断起飞,油门慢车时,自动使用最大刹车
• 空地电门在空中方式时,RTO方式自动解除预位且灯不亮
• 如果起飞后一直在RTO位(没有调整过),着陆时自动刹车不工作,且解除预位灯接地后2秒亮

着陆自动刹车

选择时会自测,自测不成功解除预位灯会亮,且不会工作

工作条件

• 两个推理手柄在慢车位
• 主起落架机轮旋转

自动刹车解除预位灯亮(琥珀色)

在RTO或着陆时

• 减速板手柄移动到下卡位
• 使用人工刹车
• 前推推力手柄
  • 着陆接地后的头 3 秒钟除外

其他情况

• 选择中断起飞(RTO)进行着陆
• 在地面选择RTO方式
  • 灯亮1至2秒然后熄灭
• 自动刹车系统存在故障

刹车储压瓶压力区间

• 正常压力—2900-3600psi
• 最大压力—3600-4000psi
• 正常预充—1000psi

空地系统

组成

6个传感器,每个起落架2个

空/地系统逻辑表

警告系统

间歇性的机舱高度/起飞形态警告

前推推力手柄时预位：

• 后缘襟翼不在1-25

• 前后襟缝翼歪斜不对称非指令移动

• 减速板不在放下位,给地面扰流板联锁活门提供施压的液压油

• 配平不在起飞范围

• 停留刹车刹住

• 扩展阅读：

  参考文章:

  当速度刹车手柄移动31度时，地面扰流板控制活门发送液压源给地面扰流板内锁活门

  737NG 地面扰流板相关

  概述

  扰流板分为飞行扰流板和地面扰流板，在着陆和中断起飞阶段起到增加阻力减小升力的作用，飞行扰流板在空中辅助副翼完成滚转，或减小飞行速度。

  飞行员使用减速板手柄来人工放出地面扰流板，自动扰流板作动筒自动控制地面扰流板，当飞机在地面，移动地面减速板手柄，地面扰流板才能作动。

  减速板手柄通过速度刹车前鼓轮及刹车制动组件给扰流板混频器及比例变换器提供机械输入。扰流板混和器机械移动地面扰流板控制活门，地面扰流板控制活门发送A系统压力给地面扰流板内锁活门，当飞机在地面时，来自右主起扭力臂的钢索移动地面扰流板内锁活门。内锁活门然后输出液压给地面扰流板作动筒使得地面扰流板打开。外侧地面扰流板有一个作动筒，内侧地面扰流板有两个作动筒。地面扰流板没有人工收上控制。

  减速板手柄位置传感器发送数据给FDAU用于数据记录。

  以下部件发送信号给PSEU：

  • 减速板手柄位置电门
  • 速度刹车起飞警告电门
  • 地面扰流板内锁活门临近传感器
  • 地面扰流板内锁活门压力电门

  PSEU使用这些数据用于起飞警告和减速板放出灯

  地面扰流板内锁活门临近传感器和压力电门均给FDAU发送信号用于数据记录

  在着陆和中断起飞过程中，自动刹车模块通过继电器发送指令给自动刹车作动筒。自动刹车作动筒移动速度刹车前鼓轮和速度刹车手柄。这使得自动刹车手柄移动。给扰流板混频器和比例变换器的输入和人工控制一样。这将使得所有的地面减速板升起，同时FDAU记录一次信号。

  自动刹车组件控制琥铂色的SPEED BREAK DO NOT ARM灯和绿色的SPEEDBREAK ARM灯，速度刹车预位灯在速度刹车的自动操作正确时点亮。速度刹车不预位灯在速度刹车的自动操作不正确的时候点亮。当这两个灯亮的时候，自动速度刹车模块发送信号给FDAU用于数据记录。

  PSEU控制琥铂色的SPEEDBREAKS EXTENDED灯，在近进时操作速度刹车这个灯便点亮。

  • 钢索系统

  速度刹车控制系统有以下部件：

  • 速度刹车手柄
  • 自动速度刹车作动筒
  • 地面扰流板控制活门
  • 地面扰流板内锁活门
  • 地面扰流板作动筒

  速度刹车手柄

  速度刹车手柄发送机械的输入给扰流板比例变换器，比例变换器发送信号给混频器，当速度刹车手柄移动29度，扰流板混合器移动地面扰流板控制活门。

  自动速度刹车作动筒

  在着陆和中断起飞阶段，自动速度刹车作动筒移动速度刹车手柄。

  地面扰流板控制活门

  当速度刹车手柄移动31度时，地面扰流板控制活门发送液压源给地面扰流板内锁活门。

  地面扰流板内锁活门

  当飞机在地面时，一个压缩拉伸钢索移动地面扰流板内锁活门，当内锁活门移动时，将使得A液压从地面扰流板控制活门流向地面扰流板作动筒。

  地面扰流板作动筒

  地面扰流板作动筒使用A系统压力使得地面扰流板升起。

  • 速度刹车手柄（减速板手柄）

  速度刹车手柄有以下几个制动位置：

  • DOWN
  • ARM
  • FILGHT
  • UP位置显示手柄最大的位置。

  速度刹车手柄整个行程为48°，摩擦力大约为25磅。

  • 当速度刹车手柄超过29度时，地面扰流板6和7移动52度，1和12移动60度。
  • 当速度刹车手柄在飞行下卡位时（35.5度），飞行扰流板2和11移动15.5度，3和10移动17.5度，4、5、8、9移动23度。
  • 当速度刹车手柄在UP位（48度），飞行扰流板2、3、10、11移动33度，4、5、8、9移动38度。

  下表为飞行扰流板和地面扰流板在不同的刹车手柄位置下的展开角度。

  • 前部件

  速度刹车手柄将位置改变传递给前鼓轮，速度刹车手柄同时存在摩擦力以防止手柄意外移动。速度刹车前鼓轮连接速度刹车手柄至速度刹车手柄钢索，速度刹车前鼓轮有操作电门的凸轮。

  电门操作自动速度刹车功能，给其他系统发送数据。

  **在着陆和中断起飞阶段，自动速度刹车作动筒移动速度刹车手柄来操作地面扰流板。**在驾驶舱地板下有以下部件：

  • 速度刹车手柄制动器
  • 速度刹车前鼓轮
  • 速度刹车预位电门
  • 速度刹车手柄位置电门
  • 速度刹车手柄位置传感器
  • 自动速度刹车作动器

  速度刹车手柄制动器

  接收来自速度刹车手柄和自动速度刹车作动器的输入，手柄刹车使用这些输入来移动前鼓轮。手柄制动器有一个无反馈刹车组件，这允许自动速度刹车作动筒反过来带动速度刹车手柄，但是阻止速度刹车手柄移动自动速度刹车作动筒。无反馈刹车组件同样允许飞行员超控自动速度刹车作动筒的位置。

  无反馈刹车组件上的刹车盘直接与自动速度刹车作动器连接，当作动筒伸出时，刹车盘转动，同时带动速度刹车手柄移动到UP位，此时作动器未完全伸出，锁机构通过解锁机构上的解锁螺钉解锁，手柄保持不动，而作动器继续移动直到全伸出。

  视频来自公众号：我爱修飞机

  速度刹车前鼓轮

  速度刹车前鼓轮接收手柄制动器的输入，操作以下部件：

  • 速度刹车手柄钢索
  • 速度刹车预位电门
  • 速度刹车手柄位置电门
  • 速度刹车手柄位置传感器

  速度刹车前鼓轮有一个限动凸轮，分别为速度刹车手柄的预位限动和飞行位限动。速度刹车手柄钢索给扰流板比例变换器提供输入。

  速度刹车预位电门

  速度刹车预位电门提供输入给自动刹车组件，当速度刹车手柄从DOWN移动到ARM位时，这个电门工作。

  速度刹车手柄位置电门

  这个电门给P3板上的SPEEDBRAKES EXTENDED灯提供信号。这个电门在速度刹车手柄从DOWN位移动7.5°时工作。

  速度刹车手柄位置传感器

  速度刹车手柄位置传感器有一个单通道内部同步机，它接收28VAC，400HZ激励，传感器发送数据给DFDAU。

  自动速度刹车作动器

  自动速度刹车作动器连接到速度刹车手柄制动器，作动器使用28VDC，有内部限制电门，当作动器伸出后，手柄制动器移动速度刹车手柄和前鼓轮。前鼓轮控制速度刹车手柄钢索来操作扰流板。当机组人工操作速度刹车手柄，自动速度刹车作动器不会移动。当作动器带动减速板手柄至UP位后，作动器还会通过解锁螺栓解锁，继续移动至全伸出。（见刹车手柄制动器部分）

  • 速度刹车RTO和起飞警告电门

  速度刹车RTO电门给自动速度刹车组件发送信号，在中断起飞阶段操作自动速度刹车。速度刹车起飞警告电门发送信号给PSEU用于起飞警告。

  当反推手柄拉起时速度刹车RTO电门工作，反推手柄移动反推凸轮，凸轮转动从动部件，凸轮从动部件转动提升摇臂并操作速度刹车RTO电门，提升摇臂碰撞提升接头，这将使得速度刹车手柄抬起。

  当速度刹车手柄移出DOWN下卡位时，速度刹车起飞警告电门工作。当速度刹手柄在DOWN下卡位时，速度刹车手柄上的卡片作动速度刹车起飞警告电门。

  • 发动机油门电门

  发动机油门电门提供数据给自动速度刹车组件用于自动速度刹车，自动刹车操作之后自动刹车组件使用这个数据来移动减速板收回。当推力手柄超出慢车位时（超过44度油门解析角度），发动机油门电门工作。

  • 自动速度刹车继电器

  当飞行高度超过10英尺时，自动速度刹车继电器阻止自动速度刹车工作。

  总共有7个自动速度刹车继电器，其中自动速度刹车组件控制4个，FCC飞行控制计算机控制2个，速度刹车预位电门和速度刹车RTO控制1个。

  • 自动速度刹车组件

  自动速度刹车组件控制自动刹车功能。

  该组件从以下部件接收信号：

  • 速度刹车预位电门
  • 速度刹车RTO电门
  • 自动油门微电门组件
  • AACU
  • 空地继电器
  • 防滑传感继电器

  自动速度刹车组件控制以下部件

  • 4个自动速度刹车继电器
  • 自动速度刹车作动器
  • 速度刹车预位灯
  • 速度刹车未预位灯
  • 自动速度刹车组件前面板上机轮旋转灯
  • 速度刹车SOV继电器

  自动速度刹车组件发送信号给FDAU

  机轮旋转灯

  在自动速度刹车组件前面板，有4个机轮旋转灯，当机轮旋转速度超过60节并且速度刹车预位电门闭合或者速度刹车RTO电门任一闭合时，该灯点亮。每一个机轮对应一个灯。

  飞机从空中模式转换到地面模式时，两个灯（DS3和DS4）点亮4S。

  • 自动卸载作动器

  速度刹车自动卸载系统防止飞机在高速大重量时机翼结构承受超出它的设计限制荷载。

  当SMYD探测到高速大重量飞行时，使自动卸载作动器作动，减速板手柄回收到FILGHT DETENT与DOWN位之间1/2处，减少减速板1/2的伸出量，从而保护大翼结构负载不超过设计限制，此时，飞行员需要给速度刹车手柄施加超过正常操作力才能超控自动收回系统的影响。对于800飞机，当SMYD探测到空速大于320节，总重大于155000磅时，该系统工作；当空速小于315节或者总重小于154000磅时，该系统停止工作。

  当该系统被激活时，如果速度刹车自动卸载作动筒没有收回，SPEEDBRAKE DO NOT ARM灯就会点亮，此时提醒机组需要执行非正常操作程序。

  • 地面扰流板控制活门

  地面扰流板控制活门接收来自扰流板混合器的输入，并将A系统液压供给地面扰流板内锁活门。

  一个控制杆连接地面扰流板控制活门至扰流板混合器，在速度刹车手柄移动时，控制杆移动地面扰流板控制活门。

  • 地面扰流板内锁活门

  地面扰流板内锁活门使得地面扰流板只能在地面时工作。当右主起压缩时，这个活门将A系统液压从地面扰流板控制活门传递给地面扰流板作动筒。

  地面扰流板内锁活门是一个机械操作的液压活门，由弹簧加载在空中位置。

  一个推拉钢索连接地面扰流板内锁活门和右主起上扭力臂，着陆时右主起压缩，钢索拉内锁活门的输入曲柄，内锁活门移动至地面位置，然后将液压从地面扰流板控制活门传输到扰流板作动筒。

  地面扰流板内锁活门有一个临近传感器和一个压力电门，临近传感器的靶标在空中时临近传感器，在地面时远离传感器。当地面扰流板作动筒压力超过750PSI时，压力电门闭合。临近传感器和压力电门发送数据给PSEU，这些数据将用于起飞警告和操作SPEEDBRAKES EXTENDED 灯。

  • 地面扰流板作动筒

  地面扰流板作动筒使用A系统的液压来移动地面扰流板。

  每一个地面扰流板作动筒有以下部件：

  • 活塞组件
  • 锁活塞
  • 锁销
  • 弹簧

  每一个地面扰流板作动筒有一个内部机械锁，在地面扰流板收回时将作动筒锁在收上位置。当没有伸出压力时，弹簧使得锁活塞向锁销方向移动，这将使得锁销撑开，活塞组件便保持在收回位置；当作动筒收到放出压力时，压力使得锁活塞压缩弹簧，锁销缩回，活塞组件解锁，作动筒放出。

  • 地面扰流板

  地面扰流板在着陆和中断起飞时，帮助减小升力增加阻力，仅在地面作动。

  当速度刹车手柄移动超过31度时，地面扰流板升起，1和12号升起60度，6和7号升起52度，地面扰流板作动筒内的制动装置限制地面扰流板的移动。

  自动速度刹车功能描述

  自动速度刹车组件和自动刹车继电器控制速度刹车的自动操作。自动速度刹车组件和自动速度刹车继电器使用下边的数据来源

  • 速度刹车预位电门
  • 速度刹车中断起飞电门
  • 自动油门微电门组件
  • AACU
  • 防滑感觉继电器
  • FCC
  • R/A＜10英尺继电器

  着陆

  着陆阶段，当下边所有情况发生时，自动速度刹车工作：

  • 从FCC到R/A＜10英尺继电器，都探测到飞机高度低于10英尺
  • 主起接地或者机轮转动
  • 速度刹车手柄在预位
  • 左右油门杆在慢车位

  着陆之前，机组将速度刹车手柄预位。在拉平或者触地时，机组将两个推力手柄移动到慢车位。刚刚触地，自动速度刹车作动筒完全伸出速度刹车手柄，这将使得所有的扰流板升起。

  如果任一推力手柄移动超过慢车位，自动速度刹车作动筒收回。

  注意：当把速度刹车手柄人工移动到DOWN位时，自动速度刹车作动筒不会收回，如果要收回自动速度刹车作动筒，需要将任一油门杆前推大于慢车位。

  RTO

  中断起飞期间，当机组移动至少一个反推手柄时，速度刹车RTO电门闭合，这将使得自动速度刹车作动筒完全伸出，此时，所有扰流板伸出。

  如果任一推力手柄超过慢车位，自动速度刹车作动筒收回。

  指示：

  自动速度刹车组件控制琥珀色的SPEEDBRAKE DO NOT ARM灯和绿色的SPEEDBRAKE ARM灯，这两个灯用来指示自动速度刹车系统的状态。自动速度刹车组件也发送信号给飞行数据记录组件。

  • SPEEDBRAKE DO NOT ARM灯

  正常情况下，将速度刹车手柄放在预位，速度刹车预位灯点亮。当速度刹车系统自动操作没有正确预位时，SPEEDBRAKE DO NOT ARM灯亮。当系统存在下述故障，将速度刹车手柄放在ARMED位，或者任一反推手柄放出时，该灯亮：

  • 防滞系统失效
  • 自动速度刹车作动筒没有收回
  • 机轮旋转速度和空地信号不一致
  • 自动速度刹车组件内部故障

  注意：着落时，如果轮速＜60节，速度刹车手柄在UP位，SPEEDBRAKE DO NOT ARM灯会点亮直到速度刹车手柄收回。这是该灯正常的操作，并不指示系统故障。

  飞机在地面，SPEEDBRAKE DO NOT ARM灯亮，由灯亮的条件可知：首先手柄预位，然后探测到上边情况中的任意一种，不预位灯才会点亮。一般飞机在地面，不预位灯亮，先看看速度刹车手柄是不是在预位，如果在（预位条件满足），可能是由于自动速度刹车作动筒没有收回导致，此时需要将任一油门杆前推TRA＞44°，作动筒收回，不预位灯就会熄灭。另一种情况为速度刹车手柄在DOWN位，左右全行程转动驾驶盘，不预位灯点亮，可能由于S276速度刹车预位电门和速度刹车位置电门与速度刹车前鼓轮之间的间隙不正确导致的。当操作副翼，驾驶盘的输入通过混合器和比例变换器升起相应的扰流板，比例变换器里边相应的扇形盘位移会带动速度刹车手柄输入扇形盘产生稍许位移，通过速度刹车控制钢索SBA/SBB传递给速度刹车前鼓轮，前鼓轮发生轻微移动，如果S276电门与前鼓轮间隙小，就会触该电门接通，从而给速度刹车控制组件一个预位的信号，此时如果自动速度刹车作动筒没有收回，则预位条件不满足，不预位灯会点亮。此时前推手柄，不预位灯就熄灭。

  • SPEEDBRAKE ARMED 灯

  SPEEDBRAKE ARMED灯在速度刹车系统正确预位时点亮。当速度刹车手柄在ARMED位或者任一推力手柄在反推位并且以下所有情况发生时，该灯点亮：

  • 一个或者多个防滞通道工作
  • 自动速度刹车作动筒收回
  • 轮速和空地信号没有不一致信号

  当自动速度刹车模块发送一个升起的指令给自动速度刹车继电器时，SPEEDBRAKE ARMED灯也会点亮。

  在自动速度刹车模块面板上有四个机轮旋转灯，当主起上的机轮转速超过60节时，或者人一个速度刹车预位电门闭合，或者速度刹车RTO电门闭合，相应的灯会点亮。

  当飞机从空中落到地面之后，DS3和DS4灯会点亮。

  SPEEDBRAKES EXTENDED灯

  当以下所有情况发生时，这个灯点亮：

  • 飞机在空中
  • 速度刹车手柄超过7.5°
  • 后缘襟翼移动超过10个单元或者高度低于800英尺。

  如果在着陆进近时，机组使用速度刹车手柄，以上情况将会发生。

  SPEEDBRAKE EXTENDED灯同样会在以下情况都满足时点亮：

  • 飞机在地面
  • 地面扰流板内锁活门压力电门测量出压力超过750PSI
  • 速度刹车手柄在DOWN位

  如果速度刹车手柄在DOWN位，地面扰流板作动筒接收到液压，以上情况会发生。这是一个故障情况。

  当液压压力超过750PSI时，地面扰流板内锁活门压力电门会发送信号给FDAU。

  系统功能描述

  机组使用速度刹车手柄来操作地面扰流板。在地面上，自动速度刹车组件自动操作所有的扰流板。

  • 人工速度刹车控制

  当速度刹车手柄移动，速度刹车手柄钢索驱动扰流板比例变换器中的扇形盘，比例变换器移动扰流板混合器，混合器给地面扰流板控制活门提供输入，当速度刹车手柄移动31°时，地面扰流板控制活门发送液压给地面扰流板内锁活门。

  右主起上的推拉钢索给内锁活门信号，当飞机在地面，钢索使得内锁活门打开，液压从地面扰流板控制活门供往地面扰流板作动筒，地面扰流板升起。

  • 自动速度刹车控制

  在着陆个中断起飞阶段，自动速度刹车组件操作自动速度刹车作动器，作动器移动速度刹车手柄。这个操作和人工操作一样，最后使得地面扰流板升起。

  当速度刹车手柄移动时，扰流板比例变换器同样操作飞行扰流板。

  • 如果在着陆或者中断起飞时，速度刹车手柄无法自动伸出的故障现象，我们需要进行自动速度刹车地面伸出测试，如果能伸出则为间歇性故障。
  • 速度刹车预位和不预位灯亮的前提都是将速度刹车手柄置于预位，也就是S276给速度刹车控制组件发送了预位信号。
  • 落地后，当前推油门TRA＞44°时，自动速度刹车作动筒才会收回，如果机组在滑行时，油门杆解析角度不大于44°，那么作动筒无法收回。
  • 飞机在地面，不预位灯点亮。此时观察手柄位置，如果在预位，则可能是速度刹车作动筒没有收回，可拔出气象雷达跳开关，前推油门杆TRA＞44°，如果灯熄灭，无需做工作。
  • 飞机在地面，如果机组反应左右转动驾驶盘时，不预位灯点亮，则可能是S276电门与速度刹车前鼓轮的间隙过小且速度刹车作动筒没有收回。此时可以拔出气象雷达跳开关，前推油门杆，如果不预位灯熄灭，可正常执行航班。时间充足时，调节S276与前鼓轮间隙。
  • 速度刹车手柄在飞行中是禁止拉出超过飞行卡位（FLIGHT DETENT），如果超出，将会导致飞行扰流板伸出更大的角度，使得机翼上表面气流被严重破坏，升力快速下降，机身抖动，甚至造成飞机结构损坏，因此飞行中不允许拉出手柄超过飞行下卡位。有些800飞机，速度刹车手柄机械装置中增加了手柄制动功能，可以防止空中襟翼收上时拉出超过飞行下卡位，但是在没有电源的情况下止动功能丧失，速度刹车手柄可以全行程操作。

PSEU(临近电门电子组件)

PSEU灯

亮(琥珀色):

• PSEU探测到故障(并非PSEU有故障)
• 或,发出指令时,翼上出口飞行锁没有脱开

PSEU监控以下系统

• 起飞形态警告
• 着陆形态警告
• 起落架
• 空地传感器

扩展阅读

结合QRH和MEL来看PSEU指示灯点亮的处置思路

FCOM针对临近电门电子组件指示灯（后续简称PSEU灯）作如下描述：

实际上，按照上述描述来理解将导致错误的认识，这是一个典型的因中文翻译错误而导致飞行员理解偏差的例子。

本文从PSEU灯点亮的真实含义、两种故障逻辑出发，结合QRH和MEL中关于PSEU故障处置的描述，具体讨论在航班运行过程中遇到PSEU故障时的处置思路。

01

PSEU灯点亮的含义和逻辑

The Meaning and Illumination Logic of PSEU Light

PSEU的功能可以简单理解为：

1、PSEU处理从空/地传感器来的信号，并将空/地信号作为参数发送到飞机的其它系统以备使用。

2、PSEU监控以下系统并在必要时提供警告：

⚪ 起飞形态警告

⚪ 着陆形态警告

⚪ 起落架

⚪ 空/地传感

⚪ 舱门警告

⚪ 减速板伸出警告等

我们来看一下英文原文的描述：

根据英文描述，应理解为：PSEU探测到某个故障（而非PSEU本身故障）。

PSEU逻辑图也能很好的反映这点：

故障的类型可以分为内部和外部两种，也就是说，手册中（包括FCOM、MEL、QRH等）所谓的【PSEU故障】应进一步理解为：PSEU探测到内部或外部故障：

内部故障：（PSEU本身故障）

⚪ 软件和硬件的故障

⚪ 系统互通讯

⚪ 电源供应 A/B 通道失效

⚪ 传感器驱动电路 1/2

外部故障：（PSEU监控的系统发生故障）

⚪ 临近传感器线路

⚪ 前缘襟翼外部线路故障

⚪ 外部输入构型故障

⚪ 外部输入探测故障

P.S.关于PSEU灯点亮还有一条描述为“发出指令时翼上应急出口飞行锁无法断开”，虽然单独列出，但是实际上，【飞行锁无法根据PSEU发出的指令正常断开】本身可以被视作一种特殊的【外部故障——外部输入探测故障】：

目前在用的PSEU组件有多个型号，不同型号PSEU的指示灯有不同的点亮逻辑。为了便于理解，笔者将逻辑相同的常用型号归为一类，尽可能简单地用【老构型】和【新构型】来区分：

当飞机处于地面逻辑持续至少30秒，双发油门杆角度小于53度（可以简单理解为推力较小 or 接近慢车）——

★ 老构型：  — 件号：285A1600-4 或更早

出现可放行故障：按压主警告牌将点亮PSEU灯，再次按压主警告灯可复位。

出现不可放行故障：按压主警告灯无法复位。

★ 新构型： — 件号：285A1600-5 或-6

出现可放行故障：PSEU灯主动点亮，通过双发关车或设置好停留刹车可复位。

出现不可放行故障：通过双发关车或设置好停留刹车都无法复位。

02

快速检查单：PSEU故障检查单

QRH：Proximity Switch Electronic Component Fault

当PSEU灯点亮时，机组需执行相应检查单：

在处置故障的过程中，飞行机组无需查询本架飞机所安装的PSEU是哪种构型，这是因为QRH在设计流程时已将不同构型指示灯对应的不同点亮逻辑都考虑在内了：

解释：根据前文所述的新、老构型不同逻辑，按压主警告牌，若PSEU灯熄灭，说明是**【老构型PSEU + 可放行故障】。若PSEU灯无法熄灭，则有两种可能：要么是【老构型PSEU + 不可放行故障】，要么是【新构型PSEU + ？】**——由于无法通过按压主警告牌判断故障是否能够放行，因此需要执行步骤二进一步证实：

解释：通过双发关车或设置停留刹车，如果不能熄灭PSEU灯，则说明是**【新/老构型PSEU + 不可放行故障】。如果PSEU灯能够通过双发关车或设置停留刹车熄灭，则说明是【新构型PSEU + 可放行故障】**。

03

最低设备清单：PSEU故障

MEL：Proximity Switch Electronic Component Fault

MEL中涉及PSEU故障放行的依据主要有两处，分别截图如下：

Part.

1

如上图所示，由“PSEU故障——每次放行前进行PSEU的故障检查”可知，此附带维修程序（M）的放行依据主要是给地面放行人员使用的。当放行人员发现头顶板PSEU灯点亮后，他们需按照上图所示步骤接近PSEU控制盒（位于电子设备舱）并操作程序自检，以自检结果作为是否能够放行的依据。

Part.

2

如上图所示，可以发现QRH的步骤本质上就是验证是否符合该MEL放行依据。

同理可知，由“PSEU故障——PSEU灯可以熄灭”可知此项放行依据偏向于飞行机组使用。比如，当双发启动好，或者飞机滑出之后，机组发现PSEU灯点亮，按照QRH进行处置并成功熄灭PSEU灯之后，联系地面机务告知故障状况。根据笔者了解，一般像这种情况，在与机务简单沟通确认之后就可以继续运行，无需滑回。

04

综合讨论（结合场景）

The General Discussion (Combined with Scenes)

大家可以想象以下几种场景：

场景A：

机组尚未进场，地面放行人员对飞机进行检查的时候发现PSEU灯亮，于是他心里头浮现出两个问题：1、这架飞机到底还能不能放行？2、到底是什么问题导致PSEU灯亮？如果是比较严重的问题（不可放行），还涉及到如何安排接下来的排故工作。因此，该放行人员根据MEL要求来到电子设备舱，通过PSEU自检功能调取故障代码来确认：

这一折腾差点导致飞机延误。

场景B：

与场景A相同的情况，这次是一个比较有经验的放行人员，当他发现PSEU灯亮时，他并没有第一时间去电子设备舱，而是学着飞行机组的操作，通过按压复位电门发现能够熄灭SPCU灯，因此判断为可放行故障。

基于以上判断，若时间允许，该放行人员才会开电子设备舱去查询故障代码，根据故障代码放行：

若时间紧张，则该放行人员会直接根据以下MEL放行：

场景C：

在飞行前准备过程中，机组确认飞机无MEL项。

滑行过程中，机组发现PSEU灯亮，立即报告塔台，同时查找QRH找到了相应内容，通过主警戒按压复位，发现未能熄灭PSEU灯，然后设置停留刹车，发现能够熄灭PSEU灯。于是，机组联系地面告知具体情况，经过简单的沟通，且有MEL放行依据，因此获悉能够继续执行本次航班。本次放行依据如下：

从以上三个场景可以看出，两个MEL放行依据，一个带M程序，一个不带M程序，看似矛盾，归根结底是给不同的对象使用的：当放行人员负责时，并不看故障灯是否能够熄灭，而是偏向于以PSEU自检之后的故障代码作为放行依据的。当然，在时间紧张的情况下，放行人员也被允许使用不带M程序的放行依据（后续还需补充M程序）；当飞行机组负责时（比如飞机已滑出），仅以故障灯复位作为放行的依据（尽管并不直接参考MEL，但是所执行的QRH本质上就是验证是否符合MEL）。

这两个放行依据本质上是等效的，也即是说：如果是可放行的故障，那么在驾驶舱内或者PSEU自检都是可以复位PSEU灯的。反之同理。

05

补充讨论一些细节

Let’s Discuss Some Knowledge Points As A Supplement

1、当新构型PSEU灯点亮时，根据手册描述，当故障是可放行的时候，机组通过双发关断或者设置停留刹车都可以熄灭故障灯，也就是说，双发关断和设置停留刹车是【或】的关系，这一点我们也可以通过详细的逻辑图得知：

如图所示，停留刹车信号和双发关断信号共同接入一个【或非】门。

也即是说，当你按照QRH执行第二步时，你发现设置停留刹车无法熄灭PSEU故障灯，那么，你就无需再抱着侥幸的心态尝试通过关车来熄灭故障灯已达到放行条件了。

2、还有一个与PSEU相关的放行依据截图如下：

仅当能够确认PSEU灯本身发生故障时进行此项，以进一步通过PSEU自检功能确认是否有故障、故障是否允许放行。

3、还有一种很普遍的现象：飞机落地后在旅客下客期间，因为此时可能也在卸货，因此前起落架减震会翘起来点，导致前起落架空/地传感器判断飞机不在地面进而触发PSEU指示灯主动亮。由于飞行机组无法判断是真故障还是假故障，因此还是需要报地面机务来确认情况。

高度警示系统

• 接近900,偏离300发出高度警示
• 襟翼大于等于25或截获下滑道,被高度警示系统被抑制

马赫/空速警告系统

• 只能在地面测试,在空中被抑制
• 琥珀色末端指示最大和最小机动空速

失速警告系统

• 在地面且有交流电时可以测试,空中被抑制

SMYD的对何时提供失速警告判断条件

• 仰角叶片输出
• ADIRU输出
• 防冰控制
• 机翼形态
• 空地传感
• 推力

SMYD的输出包括

• 抖杆
• 俯仰限制指示
• 空速显示
• GPWS风切变探测和警示

起落架形态警告

红灯亮：起落架手柄不一致、800尺以下任一油门慢车

警告声响：

• 襟翼10，800下双发任一低于20度，单发低于34，响可切。200不可切
• 15-25，双任一低20，单34，响不可切
• 大于25，任何位置不可切

GPWS及EGPWS

低于下滑道灯

• ILS/GLS下滑道或FMC生成的飞行轨迹偏差过大时亮
• 在RA1000ft以下可以抑制

INOP灯

灯亮(琥珀色)—近地警告系统计算机故障或电源丧失

• 从RA、ADIRU、ILS接收机、IRS、FMC、失速管理计算机或EFIS控制面板接收的输入无效

测试电门

• 瞬时按压和长按区别
• 在空中被抑制
• EGPWS测试说明：
  1. Level 1测试：短时按压测试按钮启动Level 1（短时）测试，ND上显示测试图像。该级测试完成时，无“PRESS TO CONTINUE”语音提示，听完直接按压测试按钮启动2级测试，如果超过3秒无按压，全部测试终止。
  2. 2级到5级测试结束，你会听到“PRESS TO CONTINUE”语音后，按压测试按钮进行下一级。
  3. 如果不想测试相应级别或项次，取消方法见上述每级测试括号内容。
  4. 短取消SHORT CANCEL：短时按压测试按钮不超过2秒。
  5. 长取消LONG CANCEL：按压测试按钮大于2秒。
  6. Long Level 1测试：按压保持测试按钮超过5S启动Level 1长时测试，该测试包括短时Level 1测试和语音报数。

ND上的地形显示

绿色虚线

低于飞机2000ft到500ft的地形

琥珀色虚线

低于飞机500ft,到高于飞机2000ft的地形

红色虚线

高于飞机2000ft的地形

GPWS

数据来源

• 无线电高度
• 气压高度
• 空速
• 下滑道偏离
• 飞机形态

声响提示

*2450ft即无线电高度表生效时工作

警戒

• GLIDE SLOPE

  • 1.3个点低音量,超过2个点高音量

• SINK RATE

  • 低高度为RA高度+1000ft的警戒范围

• TERRAIN

• TOO LOW FLAPS

• TOO LOW GEAR

• TOO LOW TERRAIN

• DON’T SINK

  • 低高度只要掉高度,1500ft掉148ft就会响

• BANK ANGLE

  • 超过35度坡度

• AIRSPEED LOW

  • 速度进入黄区

• CAUTION TERRAIN

• CAUTION OBSTACLE

警告

• PULL UP

EGPWS

数据库包含

• 主要机场附近的详细地形
• 机场之间的概括地形

数据来源

• 飞机位置
• 气压高度
• 垂直轨迹
• 地速

声响提示

警戒

• CAUTION TERRAIN
  • 预计撞地前40-60秒
• TOO LOW TERRAIN

警告

• TERRAIN TERRAIN PULL UP
  • 预计撞地前20-30秒
• 扩展阅读(待补充)

风切变警示

GPWS提供实际的风切变警告

气象雷达提供预测性风切变警示

工作逻辑

• 语音提示：1200ft以下声响

• 自动探测条件：油门起飞位后12秒或雷达开启，到1800ft或2300ft之间。

• 探测范围:ahead正前方,go around正前方1.5nm,monitor前方3nm

• 抑制条件：新的警戒在80kts-400ft抑制，新的警告在100kts-50ft抑制。

• 实际的风切变警告抬头到1500ft之间工作*着陆到10ft

• 相关资料

  

TCAS

接近点40秒产生TA,25秒产生RA

接近的飞机(符号变实心)

6sm 1200ft 以内的飞机

一般不会使TCAS产生告警

上述范围以外是其他活动

抑制

无线电高度约1500英尺以下，INCREASE DESCENT受抑制。 无线电高度约1100 英尺以下，DESCEND 受抑制。

无线电高度约1000英尺以下 RA受抑制

无线电高度1000英尺以下且应答机面板选定TA/RA 方式时，仅 TA 方式目动接通，导航显示上显示 TCAS信息 TA ONLY。

所有 TCAS 语音信号在大约500英尺无线电高度以下时受抑制。

GPWS 和风切变警告抑制所有 TCAS 告警

RAAS

跑道灯(Runway Inop)不工作

• RAAS失效
• GPS位置不够精确
• 机场不在GPWS或RAAS数据库内
• 近地跑道抑制电门不合理:近地跑道抑制电门在抑制(INHIBIT)位时，空速为250节或者更高持续60秒以上

数据来源

• GPWS地形和机场跑道数据
• RAAS跑道数据库
• GPS且满足精度要求