FCOM小结

第三十一章 指示和记录系统 1． 颜色代码

按照故障的重要性或指示情况，两部ECAM显示组件使用了颜色代码。

－红色：须立即采取行动的状态或故障。

－琥珀色：需注意但不必要立即采取行动的状态或故障。 －绿色：正常工作状态。

－白色：用于标题或执行程序的说明。 －蓝色：要采取行动或限制。

－洋红：适用于特殊设备或特殊情况的特殊信息(如抑制信息)。2．警告/注意分类 等级 情况说明 声响 目视 失效3级 红色警告：须立即采取连续－主警告灯 方式 行动的状态： 重复红色闪亮或 －飞机处于危险的状谐音特定红灯 态或极限飞行条件或特－在发动机/(比如：失速，0/速) 定声警告显示上－系统失效危急飞行音或的警告(信安全(如：发动机失合成息红色)信火，客舱高度过大) 语音 息 －在系统显示页面上自动显示相关系统* 2级 琥珀色注意：非正常状单谐－主注意灯琥况，机组不要立即采取音 珀色稳定地行动，但须立即注意： (SC) 亮 －系统故障对飞机没－注意信息有直接影响(例如：蓝(琥珀色)出色液压低压) 现在发动机/警告显示上。 －在系统显示上自动显示相关系统页

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1级 琥珀色注意：要求机组监控： －故障导致系统丧失余度或降级使用 (比如飞行操纵数据计算机故障) 信息 咨询 系统参数监控 面* 无 －在发动机/警告显示上的注意信息(琥珀色)，通常无程序 无 －在系统显示器上自动显示相关页面。受影响参数为绿色跳动显示。 无 －绿色，琥珀色或洋红色信息出现在发动机/警告页面上 备忘 信息：重新调出正常的功能或自动选择临时使用的功能 3．* 飞行员可通过以下动作来取消任何音响警告：

－按压ECAM控制板上的EMER CANC(紧急取消)按钮。 －除OVERSPEED(超速)或L/G NOT DOWN(起落架未放下)以外的警告都可用按压主警告按钮来取消。

** 飞行员可通过按压主注意按钮来取消连续的蜂鸣声 4．失效类型

单独失效：此种失效只会影响独立的设备或系统，而不会影响飞

机上的其他设备和系统。

主要失效：设备或系统的失效会影响飞机上其他设备或系统的功用。

次要失效：主要失效引起的设备或系统的失效。

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5．T.O. INHIBIT(起飞抑制)：飞行阶段345，即一发启动马力~~离地1500ft

LDG INHIBIT(着陆抑制)：飞行阶段78，即800ftAGL~~接地后80kts

6.

7. 地面滑跑引导指令杆(绿色)

飞机在地面或低于30英尺无线电高度时显示此符号。它表示指引仪偏航指令。 8．俯仰刻度(白色)

当俯仰角大于上仰250或下俯130时，所有PFD符号除姿态，

速度，速度趋势，航向，高度及垂直速度外都消失。超过300，

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红色大箭头(V形)指示过度的姿态以及需跟随的方向以减小姿态。当俯仰角度小于上仰220或下俯100时，显示恢复到正常。 9．横滚指针(黄色)

该指针指示坡度角。当坡度角超过45度时，除姿态、速度、航向、高度和垂直速度符号外，所有的PFD符号消失，当坡度角减少至40度以下时，该指示恢复正常。 10．侧滑指示(黄色)

梯形标在横滚标下方移动。它表示飞机在地面时的横向加速和飞行中的侧滑指示(由ADIRS提供)。1cm的偏转指示0.2g。 侧滑指示在0.3时达到止动点

若起飞或复飞时发动机失效，侧滑标由黄变蓝 。

注：在下列情况，侧滑目标为蓝色： －选择了形态1，2或3并且 －任一台发动机EPR＞1.25及 －两台发动机EPR间差异＞0.25 这种情况下，侧滑指示叫作?目标

11．垂直偏离

飞行员可以从高度刻度上直接读出VDEV。范围为±500英

尺

12．地面基准： 这条带由无线电高度表信号启动并且在低于570英尺时显示。

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13．

① 最小可选速度(VLS)

VLS信息在接地至离地后10秒钟内受抑制。 ② 迎角保护速度

它表示相应于迎角保护开始工作时迎角的速度(参看1.27.20)。在俯仰正常法则时显示。 ③ 迎角最大速度

它代表相当于在俯仰正常法则中的最大迎角的速度(参看1.27.20)。

俯仰正常法则时显示。 ④ VMAX(最大速度) ⑤ 失速警告速度(VSW)

它代表相应于失速警告的速度(参看1.27.20) VSW信息从接地至离地后5秒钟被抑制。

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俯仰备用或俯仰直接法则时显示。 14．下滑偏离刻度及指针

航道刻度上一个点代表?0.8?的偏离，下滑道刻度上一个点代表?0.4?的偏离。VOR进近，航道刻度，一个点偏差5度 15．信标指示

飞机飞过远台时，蓝色的OM(远指点标)出现 飞机飞过中台时，琥珀色的MM(中指点标)出现

飞机飞过一个航路信标台或近台时，白色的IM(近指点标)出现 16．非精密进近

垂直偏离刻度及游标每格指示刻度为100英尺，限制范围是±200英尺。

17．检查姿态：两部PFD之间姿态信息有偏差的情况下(至少5o)显示 18．检查高度

--250英尺，选择QNH(海平面气压)时 －500英尺，选择标准气压时

19．检查航向： 机长和副驾驶的航向指示偏差(50)时，CHECK HDG 20． 风切变(红色)

探测到有风切变时显示该信息(对风切变作出反应的警告) FAC具有风切变的探测功能并且需在襟翼/缝翼放下时满足以下条件才具有该功能。

－起飞，从离地后5秒至1300英尺无线电高度 －着陆时，从1300英尺至50英尺无线电高度

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探测到风切变后，保持显示15秒并伴有3声“风切变”的音响警告。

21．：如果电子设备通风不足(如吹风扇和抽风扇故障)，气象雷达图

像被抑制以限制导航显示损耗并防止它们过热。

22．气象雷达天线仰角/增益方式： 它相当于水平线与雷达波束轴之间的夹角。

23．数字式飞行数据记录器(DFDR)：DFDR可储存最后25小时的数据

在地面，第二台发动机关车5分钟后，记录系统自动停止。 在地面，DFDR可以用按下GND CTL(地面控制)按钮的方法人工通电。

24．飞机综合数据系统(AIDS)

AIDS记录器(DAR)将数据储存在一盒磁带，该磁带有50小时的容量

25．DFDR事件按钮 －按下(暂时)：在DFDR磁带上设臵事件标记

第三十章 防冰和排雨

1．机翼防冰：空中飞行时每边机翼的3个外侧缝翼(3－4－5)由供气系统供给的热空气加温

选择机翼防冰时，N1(EPR * )极限自动减小，慢车

N1(EPR * )自动增加。

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在地面时将系统选择到接通(ON) 位只可启始30秒的

自测顺序，然后自动关闭

探测到泄漏时，机翼防冰控制活门自动关闭

2．发动机防冰活：每一发动机吊舱都通过高压压气机独立引气防冰

一台发动机防冰活门打开时，它的N1 (EPR * )限制自

动减小，慢车N1自动增大。

如果无气供给时(发动机不工作)，活门自动关闭

3．风挡加温 ：每一风挡防冰和驾驶舱侧窗除雾都由电加温来完成

风挡加温在地面工作是低功率方式，空中为正常功率

方式。自动转换

4．电加温，在地面，全温(TAT)探头未加温，空速管加温以低功率工

作(飞行中以正常功率加温，自动转换)

第二十一章 自动飞行系统

1．每部FMGC分为两个主要部分：

－飞行管理部分控制以下功能： ? 导航和导航无线电管理 ? 飞行计划管理 ? 性能预测和优化 ? 显示管理

－飞行引导部件提供： ? 自动驾驶指令(AP) ? 飞行指引仪指令(FD) ? 自动推力指令(A/THR)

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2．FMGS有3种工作方式： －双套方式(正常方式)

如果两部自动驾驶接通，FMGC1为主 如未接通AP/FD，FMGC1控制A/THR

－独立工作方式，每个FMGC由它自己的MCDU控制。 INDEPENDENT OPERATION”(独立操作)。

每部MCDU只向同侧的FMGC发送数据信号，并且只影响同侧的EFIS和RMP(无线电管理面板) －单个FMGC工作方式(仅使用一套FMGC) OPP FMGC IN PROCESS”(对侧的FMGC工作)

效一侧的ND必须与另一侧的ND距离圈和方式一致。否则

ND将显示琥珀色信息“SELECT OFFSIDE RNG/MODE” 3．位臵的计算

每部FMGC通过一个混合的惯导位臵(见下)以及一个计算的无线电台位臵计算出自己的飞机位臵(也叫“FM位臵”)。 逻辑：IRS1+2+3得出一个混合惯导（MIX IRS），然后与GPS结

合得出混合惯导/GPS位臵（GPIRS），每部FMGC接收这三个GPIRS位臵，然后根据灵敏度和优先性来选择其中一部。如果没有装载或者失去GPS，则每部FMGC都使用自己的导航设备来计算自己的无线电位臵（RADIO）和MIX IRS结合成FM位臵给FMGC接收.

4. 成本指数(CI)

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成本指数是飞行时间成本(CT)与燃油成本(CF)之比。 CI＝CT/CF 公斤/分钟或100磅/小时

成本指数考虑飞行时间成本与燃油成本之比计算出要飞的最佳经济速度和马赫数。

CI＝0 最小燃油消耗(最远距离) CI＝999 最短时间

5. 单发预测

单发最大高度按远程巡航速度计算，显示在进程页面上。 当飞机单发时，在起飞、爬升、巡航阶段所有现用飞行计划预测将失去。但是，在下降和进近阶段可恢复双发的预测 6．能量圈

能量圈是一道绿弧，以飞机位臵为圆心，以当前航迹线为方向。它在下降中显示在ND上，如果选择了HDG或TRK方式。它代表了遵守垂直剖面上所有速度限制，以VAPP速度从飞机位臵下降到机场标高的所需着陆距离 7．自动驾驶脱开

--如果APPR方式接通并选择了非仪表着陆进近时无MDA/MDH，飞机到MDA－50英尺(MDH－50英尺)或高于地面400英尺

－当飞机在地面时，两个油门杆均设臵到高于最大连续推力(MCT)卡位

如果接通条件之一失去。

此外，在正常法则，当所有的保护有效时，自动驾驶会在下述

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5．扰流板

在液压供给失效的情况下，扰流板保持在失效时的偏转位臵，或如果在空气动力的推动下，保持在较小的位臵。 6．减速板控制

扰流板2、3、4实际上就是减速板

在下列情况下减速板伸出受抑制： －SEC 1＋3故障

－升降舵(左或右)故障(在这种情况下只有3和4扰流板被抑制) －迎角保护工作时。 －在襟翼全放出时。

如果出现抑制时减速板已伸出，它们会自动收回且保持收回直到抑制条件消失和手柄复位。(在手柄复位后至少10秒钟，减速板可再伸出)。

当一侧机翼上的某块扰流板舵面失效，在另一侧机翼上对称的扰流板被抑制。

注：1．为了维护目的，1号扰流板可在飞机在地面停止时由减速板手柄指令伸出，而不管缝翼/襟翼形态。 2．当飞行速度大于315 海里/小时或马赫数0.75且自动驾驶接通时，减速板收回率减小(全伸出位至收回位25秒左右)。 在自动驾驶仪接通时减速板手柄放到一半，可获得最大减速板偏转。

－如果减速板伸出，SPEED BRK(减速板)信息显示为绿色。如果飞行中一台发动机N1大于50%时，该信息为琥珀色并闪亮。 7．地面扰流板控制

1至5扰流板作为地面扰流板 完全放出

速度大于72海里/小时中断起飞或着陆两主轮已接地(1)时，下列情况下，地面扰流板将自动完全放出：

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〃地面扰流板预位且油门杆都在慢车位(2)，或

〃如果地面扰流板未预位，选择了反推(至少在一发上，另一发油门杆在慢车位(2))。

注：自动着陆时两主轮都接地1秒钟后地面扰流板以半速完全放出。 部分放出

当选择了反推(至少在一发上，另一台发动机在慢车位(2))并且一个主起落架减震支柱被压缩时，地面扰流板部分放出(10o)。这种部分放出通过减小升力使得每二个主起落减震支柱易于压缩，并将使地面扰流板正常放出。 收回

地面扰流板收回：

〃着陆或中断起飞后地面扰流板解除预位时。

注：如果地面扰流板没有预位，选择反喷时，它们放出，再选择慢车时，它们收回。 〃连续起飞至少有一油门杆前推至20o以上时。

注：飞机在地面跳跃时，油门杆在慢车位(2)将使地面扰流板保持在放出位。 〃连续起飞至少有一油门杆前推至20o以上时。 8．偏航操纵

偏航是由一个方向舵舵面来控制的

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方向舵电动控制

偏航阻尼和协调转弯功能是自动的。

由ELAC计算转弯协调和偏航阻尼指令并将信号传给FAC。 9．方式逻辑：

（离地后） （50ftAGL） (接地后)

地面方式----------------→飞行方式------------→拉平方式-------------→地面方式

*离地抬轮过程是直接法则，离地后变为正常法则

*人工飞行50ftAGL(自动飞行100feAGL)，冻结方向舵自动配平，故人工飞行脱开A/P时，应该方向舵配平回中立以恢复最大偏转 *拉平方式

当飞机下降经过50英尺高度时飞行方式变为拉平方式。 在50英尺姿态被记忆并且成为俯仰姿态控制的初始基准。 当飞机下降过30英尺时，系统开始减小俯仰姿态，8秒钟内记忆值不断地减小至机头向下20。这意味着飞行员需轻拉杆改平飞机的姿态。 10．保护

正常法则按如下所示提供整个飞行包线内的保护： －载荷因素极限

襟翼收上时＋2.5g至－1g

襟翼伸出时＋2g至0

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－俯仰姿态保护

在形态0至3(在低速时逐渐减少至250)机头上仰300。

在全形态里(低速时逐渐减少至200)机头上仰250

机头下俯150[由绿色符号“＝”显示在PFD俯仰刻度上]。 当俯仰姿态上仰超过250或下俯超过130时，飞行指引杆消失。当俯仰角度在上

仰220和下俯100之内时，飞行指引杆重现。

－大迎角(AOA)保护

迎角＞迎角平台(形态0为905；形态1，2为150；形态3为140；全形态为130) 该保护提供失速和风切变保护，优先于其它所有的保护

自动驾驶将在迎角保护+1o时断开

迎角平台功能从飞机离地到着落前100英尺RA一直有效 －高速度保护

高速保护在等于/大于VMO/MMO时被起动。

高速保护工作时自动驾驶脱开

注：在VMO＋4海里/小时和MMO＋0.006时ECAM显示“O/SPEED”警告。 11．水平操纵 *正常法则：空中飞行员对横滚率的指令与侧杆的偏转成比例，

侧杆在止点位时达到最大150/秒的横滚率

**坡度角保护：如果在坡度角大于330时侧杆松开，坡度角自

动回至330。330坡度角以内时，如果侧杆在中立位臵，横滚姿态保持不变。如果侧杆向左或向右压到底，坡度角限制到670(由绿色符号“＝”显示在PFD上)，并且不会再增加。

当坡度保护工作时，自动配平不工作

如果坡度大于450，自动驾驶脱开，飞行指引杆将消失。飞

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行指引杆在坡度角低于400时重现

12．减载功能(LAF)

减载功能通过副翼和扰流板4和5实现。仅在颠簸条件下开始工作，以便减轻机翼结构载荷(飞行员操纵指令不修正)

13．备用法则 俯仰操纵 地面方式

在备用法则，接地后5秒钟地面方式开始工作。与正常法则地面方式相同。 ---飞行方式

飞行中，备用法则俯仰方式基本同正常法则俯仰方式一样都遵循载荷因数指令法则，但其自身保护功能降低(降级保护)。 ---拉平方式

俯仰备用法则在飞行员选择了起落架放下时改为拉平方式。拉平方式中，侧杆与升降舵是直接关系 水平操纵

当俯仰为备用法则飞行时，水平操纵是由与偏航备用或机械相关的横滚直接法则来提供的。 横滚直接法则

横滚直接法则中侧杆与操纵面有直接关系。

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偏航备用法则

只有偏航阻尼功能是有效的。阻尼器极限为方向舵偏转±50。

降级保护 载荷因数极限 与正常法则相似。 俯仰姿态保护

R

没有俯仰姿态保护，PFD上的符号“＝”由琥珀色“X”代替 备用大迎角保护

低速稳定性代替正常迎角(AOA)保护。

无论缝翼/襟翼形态如何，根据飞机全重和缝翼/襟翼形态，低速稳定性在空速高于失速警告5海里/小时至10海里/小时时开始工作

另外失速音响警告[蟋蟀声＋“STALL”(失速)人工合成声音]在离失速某一余度时出现。 ?平台功能不工作。 备用高速保护

超过VMO或MMO时产生上仰指令以避免速度过大，飞行员可超控此指令。

在VMO＋4或MMO＋0.006时，提供常规的超速音响警告。 坡度角保护

没有坡度角保护

注：如果速度超过VMO/MMO或如果坡度角大于450，自动驾

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驶仪(AP)将断开。

无降级保护的备用法则

除没有低速稳定性或高速稳定性外，其他与备用法则相同。只提供载荷因数极限

14. 直接法则 俯仰操纵

俯仰直接法则中侧杆与升降舵是直接关系( 没有自动配平，飞行员必须使用人工配平

PFD上显示USE MAN PITCH TRIM(使用人工俯仰配平)琥珀色信息

无保护

?平台功能不工作

与备用法则一样，有超速和失速警告 水平操纵

当飞机用“直接法则”飞行时，由与偏航机械操纵相应的横滚直接法则提供水平控制。 横滚直接法则

横滚直接法则中侧杆与操纵面有直接关系。

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为限制横滚率，横滚直接法则只使用副翼和扰流板4和5。 如果扰流板4已失效，由扰流板3代替。 如果副翼已失效，所有横滚扰流板都工作。 偏航机械操纵

偏航是由方向舵脚蹬人工操纵的。 失去转弯协调和飘摆阻尼能力。 15. 非正常姿态法则

如果飞机在飞行中超过下列任一极限，则提供一个俯仰及横滚的非正常姿态法则：

－俯仰姿态＞500机头上仰或300下俯 －坡度角＞1250

－迎角＞300或＜－100(A319/A321型飞机为－150)

－速度＞440海里/小时或＜60海里/小时 －马赫数＞0.91或＜0.1

俯仰法则是备用法则，无保护，无自动配平，但有载荷因素保护。横滚是一个全权直接法则，偏航为机械法则。 当飞机从不正常姿态改出后，飞行操纵法则为： －在俯仰方式：备用法则没有保护，有自动配平。 －在横滚方式：全权直接法则，偏航为备用法则。 起落架放下时不会进入直接法则。 16. 机械备用 俯仰

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在飞机电源暂时全部失去期间，机械备用方式允许飞行员操纵飞机。

飞行员使用人工配平来控制俯仰。

PFD上显示红色“USE MAN PITCH TRIM”(使用人工俯仰配平)信息。 水平

机械备用法则是使用方向舵脚蹬来完成飞机的水平操纵。

17. 俯仰配平轮

注：转动俯仰配平轮时并不断开ELAC(微动电门由超控机构作动，以保证计算机在人工选择位时仍保持同步)。

接地后，当俯仰姿态小于2.50时(在地面5秒钟)俯仰配平自动回到0。

18. 翼尖刹车(WTB)

在不对称、超速、对称失控或非指令移动的情况下开始工作。它们在飞行中不能松开

注：如果襟翼翼尖刹车工作，则仍可操作缝翼，如果缝翼翼尖刹车工作，仍可操作襟翼 19. 缝翼迎角/速度锁定功能

在大迎角和低速度时该功能抑制缝翼收回

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第二十八章 起 落 架 系 统

1． 所有起落架和舱门由绿色液压系统起动。空速大于260海里/小

时，液压输入由安全活门自动关断，空速小于260海里/小时，只要起落架手柄处于“UP”(收上)位，就一直保持关断位。 2．LGCIUS起落架控制和连接组件电动控制起落架和舱门的顺序。

每一起落架控制和连接组件控制一完整的起落架收放周期，并在起落架每收起周期结束时或有故障时自动转换。

3．在空中，机组使用紧急放轮系统来训练后可以对它再进行复位(若可提供绿色液压)。

4．前起落架舱门必须关上，绿色液压系统才可供压。

5．前轮转弯角度：脚蹬 GS小于或等于40kts 6度 gs130kts自动脱开

手轮 --------------------20kts 75度 gs70kts 自动脱开

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手轮控制能提供±750前轮转弯角度。牵引电盒(在前起落架上)上的手柄可以让地面机务在牵引时 使转弯系统不工作。这样可以使前轮转弯±950

6．起飞后，一内部凸轮机构使前轮回到中央位臵

7．如果前轮转弯选择器在牵引位，“NW STRG DISC”(前轮转弯断

开)信息显示为绿色，如果一台发动机运转，显示成琥珀色。 8．主起落架轮上装有可熔插头以防因过热而引起轮胎爆破。 9．防滞系统

防滞系统保持机轮打滑极限内提供最大的刹车效率。 当速度低于20海里/小时(地速)时，防滞被中止 原理

每一主轮的速度(由一转速表提供)与飞机速度相比(基准速度)。当轮速降到是基准速度的0.87倍以下时，发出松开刹车指令。使机轮滑行保持在比值处(最有效刹车值)。

在正常操作中，基准速度由BSCU决定来自ADIRU1或ADIRU2

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或ADIRU3的水平加速。

如果ADIRU1和ADIRU2和ADIRU3故障，基准速度等于任一的最大主起落架轮速度，减速限制1.7m/S2(5.6ft/s2) 10. 系统预位

－至少一个ADIRS可用 11. 系统启动

自动刹车由地面扰流板伸出的指令开始起动(参见1.27减速板和地面扰流板)，因此若发生加速停止的情况，如果速度低于72海里/小时时开始减速，自动刹车不会工作，因为此时地面扰流板不会伸出。

若要启动自动刹车，至少两台SEC计算机必须正常工作。 12. 工作

共有四种工作方式 －正常刹车 －带防滞的备用刹车 －不带防滞的备用刹车 －停留刹车

正常刹车-------------------绿液压可用

带防滞的备用刹车-------绿低压，黄可用--------------自动刹车不工作 不带防滞的备用刹车----绿黄低压，蓄压器工作------可供7次全刹车1000psi

停留刹车-------------------黄或蓄压器工作--------------可保持12小时

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逻辑：笔记

13．这时飞机实际减速率等于所选减速率的80%时，绿色DECEL灯亮。

注：在湿滑跑道上，由于防滞工作可能达不到预选的减速率。这时DECEL灯将不亮。这并不意味着自动刹车不工作。 第二十八章 导航系统

1． 大气数据惯性基准系统(ADIRS)向EFIS系统PFD和ND提供温

度，气压及惯性参数，同时向机上其它系统(FMGC、FADEC、ELAC、SEC、FAC、FWC、ATC、GPWS、CFDIU(中央故障显示界面装臵)、CPC(客舱压力控制器))提供上述数据

2．每个ADIRU被分成两部分，如果一部分失效，另一部分能独立工作。

? ADR部分(大气数据基准)提供气压高度、速度、马赫数、迎角、温度、超速警告。

? IR部分(惯性基准)提供姿态，飞行航迹引导、航迹、 航向、加速度、角速率、地速及飞机位臵。 3．① IR1(2)(3)方式旋钮

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OFF：ADIRU未通电。ADR及IR 数据不可用。 NAV：正常工作方式。给飞机各系统提供全部惯性数据。 ATT：在失去导航能力时，IR方式只提供姿态及航向信息。

必须通过CDU控制组件输入航向并需不断地更新，(大约每10分钟一次)。

4．航向差异

机长航向和副驾驶航向显示差大于50 姿态差异

机长和副驾驶的横滚或俯仰角差异显示大于50 高度差异

机长和副驾驶的高度显示差异大于 －500英尺，(选择标准气压) －250英尺，如选择QNH(或QFE)

5．GPS

---全球定位系统(GPS)是一种基于卫星的无线电导航设备。

全球有24个卫星发射台提供精确的导航数据，飞机可用GPS来确定其精确位臵。

飞机有两个独立的GPS接收机。每台接收机由一部GPS探测组件(GPSSU)和相应的天线组成。

GPSSU将接收到的数据进行处理，然后将飞机的位臵信息传给ADIRU，由ADIRU来进行GP－IRS的混合位臵计算。FMGC使用这种混合位臵。MCDU1或MCDU2上的GPS监控页面可以

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显示实际的GPS位臵、真航迹、地速、预计的位臵、精确度以及机组使用的方式。

---正常情况下GPS1号接收机向ADIRU1和ADIRU3提供数据，GPS2号接收机向ADIRU2提供数据。 失效情况下的操作

如果一台GPS接收机失效，三部ADIRU自动选择工作的GPS接收机。

如果ADIRU1失效，由GPSSU1向ADIRU3提供数据，GPSSU2向ADIRU2提供数据。

万一ADIRU2失效，为了保证1和2分开，ATT HDG选钮必须放到F/O位，这样GPSSU2才能向ADIRU3提供数据。

如果两部ADIRU失效，剩下的ADIRU由自侧的GPS接收机提供数据。

6．备用地平仪

备用地平仪通常是由主直流汇流条供电。若所有电源失效，显示可持续5分钟

7．⑧ BFO(差频振荡器)键： 如选用了ADF接收机，当按下BFO键时，BFO方式变为现用。

绿色监控灯亮

8．飞机上安装有两个ATC应答机，

高度报告由相应的ADIRS提供。(ADIRS1提供高度信息给应答机1，

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以此类推)。如果失效，当大气数据转换选择器做了相应的选择时，由ADIRS 3提供。 9．气象雷达：

③ 方式选择：

气象方式 (WX) ：颜色取决于降水强度(黑色为最低强

度，绿色，琥珀色及红色表示递增的高强度)。

气象/紊流(WX/TURB) ：颠簸区(在降水区内)显示的洋红色被

叠加在正常方式(40海里范围内)的显示上。

地图(MAP) ：雷达工作在地面地图方式：黑色(水)

绿色(地面)琥珀色(城市、山脉)。 ④ 倾斜旋钮：

人工控制天线的倾斜度。0表示天线水平，由ADIRS1提供。(如果机长用3则由ADIRS 3提供)。 10．风切变预测功能

－飞机低于1500英尺AGL －ATC电门在ON或AUTO位臵

系统可扫视飞机前方5海里范围是否有风切变。探测到有风切变时，根据ND上选择的范围，ND 上出现警告、注意或咨询信息。预测的风切变警告和注意都有音响警告。

起飞滑跑期间，3海里以内既有主警告也有主注意信息。

起飞时，速度大于100海里/小时直到飞机离地50英尺之间，警戒信息被抑制。 着陆时：

－50英尺以下警戒信息受抑制。

－370英尺AGL和50英尺AGL之间，0.5海里和1.5海里之间，目视和音响警告降级为注意信息。 风切变预测系统的音响警告：

－优先于TCAS、GPWS和其他FWC音响警告。 －被风切变探测、FAC和失速警告音响信息抑制。 笔记：

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11．近地警告系统GPWS

在无线电高度30英尺至2450英尺之间存在下列条件时，近地警告系统(GPWS)产生音响和目视警告。 －方式1：下降率过大：10—2450Raft “sink rate” “pull up”

－方式2：地形接近率过大

2A 襟翼不在着陆状态且飞机不在下滑道上。

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当飞机进入方式2A区(如图)GPWS(警告系统)灯亮，并有重复的音响警告声：“TERRAIN”(“地形”)。当TERRAIN信息重复两次后，警告转换成“ PULL UP”(“拉起来”)，该声音连续重复直到飞机离开警告范围。离开该范围后，GPWS仍亮且声音信息“TERRAIN”将仍然保持。当气压高度或惯性高度增加了300英尺时，警告将会解除。如果在增加高度期间进入另一范围，那么整个进程又以新的参考高度重新开始直到获得300英尺高度增量时止。

* 根据速度的改变(在220海里/小时至310海里/小时之间)上部边界在无线电高度1650英尺到2450英尺之间。同样在某些机场上限的范围降低到1250英尺，以降低警告灵敏度和减少烦人的警告 2B 襟翼在着陆形态。

放襟翼到着陆位自动地转换GPWS至方式2B。在这种情况下下部边界从200英尺到600英尺，取决于高度率。在ILS进近时(下滑道偏离＜±2点)，下部边界被固定在30英尺。 当飞机进入包线时，警告方式和2A一样。当起落架和襟翼在着陆状态时，声音信息也只是“TERRAIN”(“地形”)且如果飞机仍在包线内，该声音信息后也不会接着“WHOOP WHOOP PULL UP”(“呜呜，拉起来”) －方式3：起飞或复飞后掉高度

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如果在开始起飞爬升或复飞期间掉高度，GPWS灯亮且重复的音响警戒“DON’T SINK”(“不要下降”)会产生。 下部切断限制为10英尺无线电高度。

根据离场后的时间长短和无线电高度的增加，方式3的灵敏

度将被降低

－方式4：不在着陆形态时，不安全离地高度 4A ：起落架收上且襟翼不在着陆状态

根据进入区域的不同可产生两种音响警告：

“TOO LOW－GEAR”或“TOO LOW－TERRAIN”(“太低－起落架”或“太低－离地太近”) 4B ：起落架放下且襟翼不在着陆状态

*：－襟翼不在着陆形态时为“TOO LOW－FLAPS”。

－起落架收上时为“TOO LOW－GEAR”。

取决于进入的区域和飞机形态会产生3种音响警

告：“TOO LOW－

GEAR”(太低－放起落架“)TOO LOW－FLAPS”(太

低放襟翼)或“TOO LOW －TERRAIN(离地太近)

－方式5：低于下滑道太多 30—1000Raft

在两个地区警告是重复音响信息《GLIDE SLOPE》《下滑道》()

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且两个下滑道灯亮。

当进入强警告区时，声音越来越大。 当ILS 1接收到有效信号时，进入预位方式。 上部切断限制为1000英尺无线电高度。 下部切断限制为30英尺无线电高度。

12．EGPWS

除了基本的GWPS功能外，GPWS还有增强功能(EGPWS)，可以提供世界范围的地形数据库：

－地形意识显示(TAD)，可以预测地形冲突并在ND上显示地形。 －地形间隔平台(TCF)，可在着陆时改善低地形警告。

? 在地面或飞行中，在1000英尺无线电高度以上且低于8000英尺无线电高度时瞬时按压此按钮时，起始GPWS测试 地形意识和显示(TAD)功能可以根据飞机高度、最近跑道高度、离最近跑道头距离、地速和转弯率来计算出飞机前方的注意和警告包线。当这些包线的边界与数据库中记忆的地形有冲突时，系统就会发出相关的警戒：

警戒等级 警告 TERRAIN AHEAD PULL UP －出现地形显示* 两边飞行员 音响警告 ND(见1.31.45) 局部警告 －ND上红色实仪表板上的 40

前面有地形，拉心区域 起 －TERR AHEAD(红色) 注意 TERRAIN AHEAD －出现地形显示* 按钮灯亮 前面有地形 －ND上黄色实心区域 －TERR AHEAD(琥珀色)

* 当TERR ON ND(在ND上显示地形)电门放在ON位，且选择了ARC或ROSE方式时，ND会根据飞机位臵显示数据库里记忆的地形。地形以绿色、黄色、红色或洋红色显示并且根据危险性的大小强度也不同(见1.31.45，ND上的指示)。如果TERR ON ND没有打开，那么有出现警戒(注意或警告)后地形显示弹出功能会使地形显示自动出现且TERR ON ND按钮上的ON灯亮。

注：选择了TERR ON ND时，气象雷达图象不显示。 地形间隔平台

对于存在地形数据的每条通道，数据库里都储存有地形间隔平台包线。不管飞机处于什么形态，地形间隔平台(TCF)功能都能对下降到此平台以下发出警告。

如果飞机下降低于此平台，就会发出TOO LOW TERRAIN(太低地

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形)音响警告，且遮光板上的按钮灯也会亮。

① 系统按钮

OFF ：抑制所有警告。

FAULT(故障灯) ：基本的GPWS方式1到5故障时，琥珀色故障灯亮并伴有ECAM信息。

注：如果ILS 1失效，只有方式5受到抑制。所以，故障灯不亮，也不触发GPWS FAULT警告。 ② 下滑道方式按钮

OFF ：下滑道方式受抑制(方式5) ③ 襟翼方式按钮

OFF ：襟翼方式(TOO LOW FLAPS)受抑制(方式4)。

(在减小襟翼调定值的情况下着陆时使用，避免烦人的警告)。

④ 着陆襟翼3按钮

ON ：当选择FLAPS CONF3(襟翼形态3)时，襟翼方式被抑制。

(以襟翼3着陆时避免烦人的警告)。 同时在LDG MEMO(着陆备忘)里显示

FLAPS．．．3而不是CONF．．．FULL(形态全)信息。

⑤ 地形按钮

OFF ：抑制地形意识显示(TAD)地形间隔平台(TCF)

方式，但不影响GPWS基本方式1至5。如果选了OFF，则会显示ECAM注意信息NAV GPWS TERR DET FAULT。

FAULT(故障)灯 ：琥珀色灯亮，伴有ECAM注意信息，如果TAD

或TCF方式失效。ND上不显示地形。如果系统按钮上的OFF或FAULT灯不亮，那么GPWS基本方式1至5仍工作。 13．TCAS

TCAS(空中警戒和防撞系统) －监测周围是否有装有应答机的飞机 －显示潜在的或预计的相撞目标 －发出垂直指令以防冲突

TCAS通常独立于地面的空中交通控制系统。

TCAS监测范围限于30NM距离内的冲突飞机和受威胁飞机的2700英尺高度内。 原理

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TCAS问询冲突飞机的应答机，根据应答机的回答，TCAS判定冲突飞机： －其方位 －范围和接近率

－其相对的高度(若可以)(ATC的C方式或S方式)

然后，TCAS在两架飞机到达CPA之前计算出冲突飞机的航迹，最接近的点(CPA)和预计进入时间(TAU)

每次冲突飞机间的相对位臵表明有相撞的危险时，产生音响和能见咨询。

TCAS将所有冲突飞机考虑在内以确定一最佳垂直指令以确保足够的航迹间隔和最小垂直速度变化。 冲突飞机的分类

冲突飞机分为以下四种： 级别 接近 冲突飞机位臵 显示信息 －无相撞危险 －ND(导航显示) －冲突飞机在附冲突飞机的位臵 近 (水平距离为6海里，垂直距离为±1200英尺) 交通咨询(TA) －有相撞的潜在－导航显示：冲突危险 飞机位臵 －预计进入时间－音响信息 为40秒 决断咨询(RA) －有相撞的实际－导航显示：冲突飞危险 机的位臵 －预计进入时间－音响信息 为25秒 －主飞行显示：垂

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直指令 〃保持实际的V/S (预防咨询) 或 〃更新的V/S(修正咨询) 其他冲突情况－无相撞危险 －在监视范围内 －ND：冲突飞机( * ) 无接近、TA、RA位臵 情况 (水平距离：小于30NM) 垂直距离：参见1.34.80P6)

TCAS的工作方式 TCAS有两种工作方式

－TA/RA：可在ATC/TCAS面板上选择，该方式可以 按TCAS的

分类显示所有冲突飞机。

－TA ：可由以下几种方法选择

〃如果飞机性能降低(发动机失效，起落架放出)或在相

距较近的平

行跑道附近操作，机组可由ATC/TCAS面板选择，或 〃出现下列信息时自动选择 －风切变 ( ★ ) －失速 －GPWS信息

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接着：

〃所有RA(决断咨询)被抑制并转为交通咨询(TA) 〃交通咨询(TA)限定TAU(预计进入时间)调为≤20秒，与飞机高度无关。 〃PFD上无垂直速度咨询

〃导航显示上显示《TA ONLY》(仅有交通咨询) 如果出现优先信息，所有TCAS音响信息被抑制。

咨询抑制

根据飞机的高度某些咨询被抑制：

－飞机在1700AGL(高于地面高度)英尺以下时，所有冲突飞机在380英尺AGL以下。

－爬升时1100英尺以下和下降时900英尺以下所有TA音响信息和RA信息。这时，RA就变为TA。

－起飞时1200英尺AGL以下或进近时1000英尺AGL以下，所有“下降”类的咨询被抑制。

－1450英尺AGL以下，《增加下降》的RA信息被抑制。 ① ACT/TCAS方式的选择 TA/RA ： 正常位

假如高度报告开关打开而且应答机不在STBY位，则显示RA，TA。

TA ： TCAS不产生垂直指令。在飞机性能降低(单发，起落架

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放下等)或在平行跑道上操作时，应该使用此方式。 所有RA转为TA。如果高度报告电门打开，则显示TA。 假如高度报告电门打开，则根据TRAFFIC * 选择情况，显示TA和邻近的以其它的冲突飞机： ND上显示白色的TA ONLY备忘信息。

ON ： TCAS在备用状态而所选的ATC工作。 STBY ： TCAS和应答机在备用状态。

第三十三章 灯光系统

1． 电瓶供电时，只给右圆顶灯供电。

2．注：(ANN LT)信号灯测试时，禁止任何ECAM和ND之间的数据传送和EIS/DMC(电子仪表系统/显示管理计算机)的转换。

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3．跑道脱离灯开关

控制跑道脱离灯的开关。

注：起落架收上时，这些灯自动灭

4．频闪灯开关STROBE LT

(自动) AUTO：减震支柱未压缩时频闪灯自动打开。 5．? 地板应急逃生路径标识系统可由供电12分钟的内部电池供电。

逃生滑梯是配有内部照明系统的设备。滑梯预位和舱门或应急出口打开时，逃生滑梯灯和翼上逃生路线灯自动亮，它们由内部电池供电。 6．① 系好安全带开关

AUTO：当缝翼放出超过17o(位臵1，2，3或全)或主轮放下

时，FASTEN SEAT BELT和RETURN TO SEAT灯亮，并伴有低谐音(取决于CIDS/CAM上的编程)。着陆后，即使缝翼在放出状态，标志灯仍亮。

7．② (NO SMOKING)禁止吸烟选择开关

AUTO ：起落架放下时NO SMOKING(禁止吸烟)和EXIT(出

口)标志灯亮，起落 架收上时，则灭。灯亮和灯灭时伴有低谐音(取决于CIDS/CAM上的编程)。

8．如果客舱高度超过11300英尺(±350英尺)，不论SEAT BELTS(安全带)和NO SMOKING(禁止吸烟)选择开关的位臵如何，NO SMOKING(禁止吸烟)、FASTEN SEAT BELT(系好

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安全带)、RETURN TO SEAT(回到您的座位)和EXIT(出口)标志灯都会亮。

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