簡介：代理航空機票業(yè)務集團客戶協(xié)議甲方乙方甲乙雙方本著“友好合作、共進雙贏、自愿平等”的原則，經(jīng)認真協(xié)商簽訂如下合作協(xié)議第一章第一章總則總則一、一、合作內容合作內容乙方利用郵政11185客戶服務中心、營業(yè)網(wǎng)點、客戶經(jīng)理等渠道，為甲方提從查詢、預訂航空機票等服務。二、二、合作期限合作期限年月日至年月日。第二章第二章權利與義務權利與義務三、三、雙方的權利與義務雙方的權利與義務（一）甲方1、甲方在協(xié)議期間向乙方所購航空機票需提供相關乘機人員資料。2、甲方的結款賬期為15天，即每隔15天甲方為乙方結算票款。3、甲方通過網(wǎng)銀匯款方式向乙方支付票款。乙方結款賬戶信息戶名開戶行賬號4、結算前，乙方需提供完整的行程單和結算憑證，否則甲方有權不予結算。協(xié)議，必須提前一個月通知對方，否則，承擔由此引起的一切損失。本協(xié)議簽訂后，協(xié)議雙方應嚴格履行，不得違約。若一方違反上述協(xié)議，將按中國人民共和國合同法有關條款執(zhí)行。3、自本協(xié)議簽訂之日起，甲方成為乙方定點服務的簽約單位。雙方應嚴格遵守協(xié)議中相關規(guī)定，如遇爭議，甲、乙雙方應首先通過友好協(xié)商方式解決，協(xié)商不成的交由本合同主要履行地司法機關處理。甲方（蓋章）甲方（蓋章）聯(lián)系電話聯(lián)系電話代表人（簽字）代表人（簽字）年月日乙方（蓋章）乙方（蓋章）聯(lián)系電話聯(lián)系電話代表人（簽字）代表人（簽字）年月日

簡介：低能見度運行,,,現(xiàn)代航空運輸機是快速、省時、高效率的交通工具。隨著經(jīng)濟的發(fā)展，國內外航空運輸業(yè)正迅猛發(fā)展。飛行安全是航空事業(yè)的靈魂和紐帶，是各航空公司最關心的頭等大事，是每個旅客踏進飛機客艙之后最大的愿望，是全體航空運輸服務人員的中心任務和職責。由于航空運輸活動是在空中進行的，而任何飛行都需要在一定氣象條件下進行，因此，目前航空運輸在很大程度上受天氣因素的制約。由于大氣的不斷運動變化，產(chǎn)生了各種天氣現(xiàn)象和天氣變化，如顛簸、風切變、雷雨、積冰、低云、低能見度等危險天氣，對飛行安全均構成極大威脅。,,氣象上所謂的能見度是指選定目標物在水平面上能被肉眼識別的最大距離。一般情況下，每個方向的能見距離不一樣，所以氣象站所報的都是最低距離之能見度。水平能見度決定了目視飛行（VFR）或儀表飛行（IFR）的條件。,,日常飛行中我們所使用的大多是主導能見度和跑道視程（RVR）。主導能見度是指氣象觀測人員在二分之一圓周（含）以上范圍內，白天辨認出物體的大小的最大水平能見距離，夜間能辨認出1000坎德拉燈光強度的最大水平能見距離。跑道視程的定義是在跑道中線上，航空器的駕駛員能夠目視跑道面上的標志或跑道邊界燈或中線燈的距離。而低能見度進近的定義是指當報告的能見度低于3/4英里（12公里）或跑道視程（RVR）低于4000英尺（1200M）的天氣條件下儀表進近。（此標準是基本的渦輪噴氣飛機著陸最低標準）,,能見度的重要性在于它是制定飛行天氣標準和決定機場開放、關閉的重要標準。機場根據(jù)導航設備和助航燈光的不同都制定有能見度標準，這在進近圖中都有公布，具體分為起飛機場運行標準和著陸機場運行標準。,,影響因素,影響能見度的天氣現(xiàn)象主要有霧、煙幕、風沙、吹雪、低云和降水，但出現(xiàn)最普遍對進近著陸影響最大的是大霧和低云。尤其當?shù)驮聘叨仍?00米以下，能見度在1公里左右，且低云和霧連在一起，處于接近邊緣天氣標準情況下，給起飛和進近著陸帶來不少困難，如飛行員操縱不當，機組配合不力，將給飛行安全帶來嚴重威脅。因此，無論是起飛站或是降落站，當出現(xiàn)影響能見度的天氣現(xiàn)象，例如大雪、大雨、大霧、揚沙而低于飛行員能見度標準時，飛行員就不能執(zhí)行起飛和降落，只得暫緩起飛或返航、備降，等天氣轉好后方可飛行。,內容天氣標準案例分析名詞解釋,,中國民航歷史上，在低能見度的情況下起飛和降落的過程中，由于疏忽大意造成的飛行差錯和飛行事故屢見不鮮。1985年有3架安24飛機因機場低云、低能見度，在著陸時發(fā)生飛行事故。1988年8月31日，三叉機2218號機在香港啟德機場進近，在暴雨中氣流不穩(wěn)、低能見度條件下著陸，機輪碰撞跑道頭外防坡堤偏出跑道，沖入海中失事。1993年10月26日，MD82/2103號機在福州機場低云中進近到最低下降高度不能轉為目視飛行的情況下，盲目下降，勉強著陸，操作不當失事。1994年7月20日，波音737/2540號機在昆明機場大雨、低能見度、顛簸中進近，大速度強行著陸，沖出跑道失事。1997年5月8日，南航深圳公司的波音737/2925號機在深圳機場夜間大雨中進近，發(fā)生著陸中跳躍，復飛后再次大速度進近，帶下滑角觸地失事。,,天氣標準案例分析,案例一B737800飛機在伊爾庫茨克低于著陸標準著陸；,案例二某些機場發(fā)布的天氣標準與機場實際情況不符或數(shù)值不明確；,,（一）事件經(jīng)過起飛前，簽派電話告知機組目的地機場處于天氣邊緣，經(jīng)機組與簽派協(xié)商考慮到天氣能見度為短時500米，為了減少不必要備降給公司造成成本浪費，決定多加額外等待油正常執(zhí)行航班。機組在到達伊爾庫茨克機場后從機場通波中獲知目前能見度低于機場運行標準（RVR720/VIS800，經(jīng)與ATC溝通決定在進場點（OSKEN處等待。大約等待40分鐘后，ATC通知機組能見度為1100米。機組決定進近，向ATC請示下高度，按照原計劃進場航線進港。ATC不同意下高度，并雷達引導通場加入（30號跑道）右航線。當引導至四邊時高度850米，機組能見地面。,天氣標準案例一,,伊爾庫茨克RWY30儀表進場及進近圖,,,,,天氣標準案例一,,在馬上到五邊延長線時，ATC通知機組RVR為600米，并詢問機組意圖。機組發(fā)現(xiàn)實際能見度與機場發(fā)布的能見度有很大差異，而且850米高度地面能見，這與ATIS公布的250米的垂直能見度相差很多。這時機組考慮到此時復飛由于油量關系必須備降呼和，將會給公司造成巨大成本浪費，因此聯(lián)系ATC決定繼續(xù)進近，并說明一旦天氣不夠標準立刻實施復飛備降。經(jīng)ATC同意后建立ILS進近。五邊進近過程中機組作好分工，并密切關注天氣變化。在高度500英尺全體機組確認跑道能見。隨后機組通知ATC跑道能見并經(jīng)ATC同意后正常落地。,,天氣標準案例一,,（二）相關民航規(guī)章從進近圖中可以看出RWY30ILS/DME進近程序中沒有最后進近定位點FAF。根據(jù)CCAR121第121667款及標準飛行操作手冊（B737800）第152款“中止進近”規(guī)定當一個包含程序轉彎的程序沒有規(guī)定最后進近定位點時，最后進近航段在完成程序轉彎的那一點開始。（121667）如果程序中沒有規(guī)定最后進近定位點FAF，當收到的氣象條件低于規(guī)定的著陸最低標準時，機長不得開始最后航段飛行。（標準飛行操作手冊）,天氣標準案例一,（三）原因分析在完成程序轉彎之前，機組收到管制RVR600米的通報。由此說明機組在開始最后進近航段前已得知天氣不滿足該機場公布的RVR720米的要求。在此種情況之下，機組仍決定執(zhí)行最后進近航段的飛行，是導致本次事件發(fā)生的根本原因。機組決定繼續(xù)執(zhí)行進近程序，主要考慮如下因素⑴在此之前因ATC通報天氣不滿足運行標準已等待40分鐘，備用油量有一定的消耗；⑵機組在空中850米高度已能見地面，空中實際判斷天氣條件已滿足著陸要求；⑶機組考慮如果放棄本次進近，因為油量關系，則需要備降呼和浩特，將給公司運行造成損失。綜上所述，機組出于當時空中實際天氣條件及公司整個利益考慮，決定與ATC溝通，實施本次進近及著陸程序。,,天氣標準案例一,（四）結論及措施此事件是一起飛行機組在時間壓力和運行壓力下未嚴格遵守規(guī)章和標準操作手冊要求，決斷錯誤導致的一起飛行安全不正常事件。飛行部已針對此事件制作案例，教育全體飛行員，任何條件下必須嚴格執(zhí)行規(guī)章和標準操作程序。我公司國外（含港、澳、臺）機場執(zhí)行的天氣標準均已根據(jù)CCAR97部進行了修訂，修訂后的標準是打印出來以飛行資料的方式提供給機組的，簽派和飛行人員只要嚴格按照此標準執(zhí)行是完全滿足規(guī)章和安全要求的。,天氣標準案例一,,天氣標準案例分析,案例二某些機場發(fā)布的天氣標準與機場實際情況不符或數(shù)值不明確；,案例一B737800飛機在伊爾庫茨克低于著陸標準著陸；,案例三國內航空公司波音737機長在新鄭機場不顧塔臺管制員關于天氣條件低于儀表進近最低標準的提醒，最后造成低于機場儀表進近最低天氣標準進近落地,,（一）事件描述1、滿洲里機場原RWY12ILS/DME程序的天氣標準中有RVR數(shù)值，但經(jīng)了解該機場并沒有RVR測量設備,,天氣標準案例二,,2、大連機場原起飛天氣標準中沒有標明是VIS還是RVR,天氣標準案例二,（二）解決措施1、滿洲里機場經(jīng)向機場核實，確認該機場確實沒有RVR測量設備，繼而將此情況反饋給局方，局方確認此為編輯錯誤并及時在NAIP周期修訂中予以了更正。2、大連機場我公司將問題反饋給大連機場后，機場組織場工對起飛標準數(shù)值進行了重新測量和確認，最后明確起飛標準中的500米和600米應為RVR數(shù)值，繼而機場向局方上報了修訂申請，目前局方已在NAIP周期修訂中予以了更正。,,天氣標準案例二,,天氣標準案例分析,案例二某些機場發(fā)布的天氣標準與機場實際情況不符或數(shù)值不明確；,案例一B737800飛機在伊爾庫茨克低于著陸標準著陸；,案例三國內航空公司波音737機長在新鄭機場不顧塔臺管制員關于天氣條件低于儀表進近最低標準的提醒，最后造成低于機場儀表進近最低天氣標準進近落地,天氣標準案例三,2007年8月9日，國內一家航空公司波音737機長在鄭州新鄭機場不顧塔臺管制員關于天氣條件低于儀表進近最低標準的提醒，一味要求試降，最后造成低于機場儀表進近最低天氣標準進近落地。期間，管制員先后5次通報機組機場能見度低于標準，建議備降。機組的行為違反了CCAR121R2部第667條，低于機場儀表進近最低標準進近。最終，局方根據(jù)CCAR61R2部第249條，對當班機長和副駕駛分別處以暫扣飛行駕駛執(zhí)照2個月和1一個月的行政處罰。,天氣標準案例三,該事件的發(fā)生說明部分駕駛員在如何把握和執(zhí)行儀表進近最低天氣標準問題上還存在模糊概念并具有一定的代表性。如果不從規(guī)章，標準，理論和操作上給予指正和行為規(guī)范，概念不清的駕駛員的飛行仍會存在著不安全隱患。,,針對以上講述的有關低能見度的情況下所發(fā)生的事故的特點來看，作為一名稱職的飛行員，應當熟悉各種低能見度情況下的飛行特點和操縱特點，做到了然于心，通過充分利用駕駛艙資源，合理分配注意力，從而沉著穩(wěn)定的確保操作正確，確保飛行安全。,,在低能見度情況下執(zhí)行飛行任務時，首先從滑行就應該注意，在滑行前機組成員按最新有效的機場平面圖認真準備，確認滑行路線。沒有確認前不要請示滑行。在起飛簡令中也要明確滑行程序，滑行路線及注意事項。在滑行中機組應交叉檢查飛機滑行的方向和路線，通過對照查看飛機航向和機場平面圖來確定飛機位置。在有低能見滑行引導的機場要嚴格遵照燈光滑行?；兄羞€要控制好滑行速度，不要過快。注意向外觀察，保持高度警覺，發(fā)現(xiàn)問題應隨時停止滑行。此外還要保持與ATC的聯(lián)系，不要介意詢問和證實。遇有跑道更換或滑行路線改變，應及時停止滑行，重新確認滑行路線后方可繼續(xù)滑行。低能見下滑行非常重要的一點是，遇到紅色停止信號一定要停。在不能確認路線及位置或進入不明區(qū)域都應立即停止并告知ATC。,機組應對措施,（一）起飛前適當增加備份油量；（二）預選合適的備降場?？衫枚ㄎ豁撁娼浣岛铰菲瘘c或預先制定好備降航路；（三）認真做好進近簡令，明確機組分工，強化復飛和備降意識，熟悉復飛動作，切實做好進近各項準備工作。特別是在簡令中要強調，所需導航設備的頻率、呼號等內容一定要充分確認，防止調錯導航臺或ILS。在進近過程中還要特別注意對導航臺進行識別，在很多機場都存在同一頻率用于不同的跑道，但其呼號及識別碼不同的情況。這一點在進近簡令中一定要引起高度重視，否則會造成進近過程中距離和方向的差錯，導致修正的錯誤，這樣便使飛機在低空、低能見度的情況下處于一種非常危險的狀態(tài)。（四）盡早建立著陸形態(tài)，及時達到儀表穩(wěn)定進近要求；（五）建議充分利用儀表和自動駕駛系統(tǒng)，合理分配駕駛艙資源，采用監(jiān)控式的進近方式，這樣進近會更有把握，更為安全。,內容天氣標準案例分析名詞解釋。,附錄名詞解釋,航空上使用的能見度，有地面能見度、空中能見度和跑道視程三種，具體定義如下1、地面能見度又叫氣象能見度，是指晝間以靠近地平線的天空為背景的，視角大于20’的地面灰暗目標物的能見度。由于觀測點四周各方向上的大氣透明度有時差異甚大，使各方向的能加讀很不一致，為了反映這種差異，地面能見度又可分為以下幾種有效能見度測站視野180°以上范圍都能達到的最大能見距離。最小能見度在測站各方向的能見度中最小的那個能見度。跑道能見度沿跑道方向觀測的地面能見度。當能見度接近機場最低天氣標準時，應觀測跑道能見度。,,附錄名詞解釋,3、著陸能見度與跑道視程著陸能見度飛機著陸時，從飛機上觀測跑道的能見度稱為著陸能見度。著陸能見度也屬于空中能見度，觀測著陸能見度時，目標是跑道，背景是跑道兩旁的草地，由于跑道與周圍草地之間的亮度對比值通常小于觀測地面能見度時選用的灰暗目標與天空的亮度對比，同時著陸能見度還具有空中能見度的其他特性，因而著陸能見度一般比地面能見度要小。,附錄名詞解釋,2、空中能見度航空活動中，從空中觀測目標時的能見度。按觀測方向的不同，空中能見度可分為空中水平能見度、空中垂直能見度和空中傾斜能見度。由于飛行過程中所觀察的目標物及其背景是在不斷變化的，所經(jīng)大氣透明度也在隨時變化，影響空中能見度的因素多變，觀測相對困難，因此對空中能見度一般不作觀測，只大致估計其好壞。當空氣混濁、大氣透明度差時可進行垂直能見度的觀測，其數(shù)值等于飛機爬升到開始看不清地面較大目標物或飛機下降到剛好能看見地面較大目標物時的高度。,附錄名詞解釋,跑道視程所謂跑道視程，是指飛行員在位于跑道中線的飛機上觀測起飛方向或著陸方向，能看到跑道面上的標志或能看到跑道邊燈或中線燈的最大距離。對于某一機場來說，跑道標志和燈光設備室確定的，燈光強度、探測系統(tǒng)的基本數(shù)據(jù)也是一定的，而人眼的亮度對比視覺閾（音YU，意為門檻），燈光視覺閾可由經(jīng)驗給定，因而跑道視程的大小只與大氣透明度有關，只要測出了大氣透明度，就可通過一定的關系式計算出跑道視程。,附錄名詞解釋,跑道視程與地面觀測的氣象能見度是不同的，其主要區(qū)別是跑道視程是在飛機著陸端用儀器測定的，其方向與跑道平行；氣象能見見度是在氣象臺測的，觀測方向為四周所有方向。跑道視程一般只測1500米以內的視程；氣象能見度則是觀測者目力所及的所有距離。跑道視程的目標物是跑道及道面上的標志，它們的形狀、大小和顏色是固定的；而氣象能見度的目標物的形狀、顏色、大小則不盡相同。夜間，跑道視程的目標燈是跑道中線燈和邊燈，光強可以調節(jié)；氣象能見度則利用周圍已有燈光，其顏色、光強有隨意性，且光強不可調節(jié)。跑道視程的探測高度在210米間，視透明度儀的安裝高度而定；氣象能見度的觀測高度一般在16米左右。,謝謝,,

簡介：第1章數(shù)制與編碼數(shù)制與編碼11轉換下列二進制數(shù)為等值的十進制數(shù)、八進制數(shù)、十六進制數(shù)。（1）1011001；（2）010110；（4）100110101。解解（1）（1011001）2＝（89）10＝（131）8＝（59）16（2）（010110）2＝（06875）10＝（054）8＝（0B0）16（4）（100110101）2＝（965625）10＝（1152）8＝（9A8）1612轉換下列十進制數(shù)為等值的二進制數(shù)、八進制數(shù)、十六進制數(shù)。（1）76；（3）04375；解解（1）（76）10＝（1001100）2＝（114）8＝（4C）16（2）（04375）10＝（00111）2＝（034）8＝（07）1613把下列十進制數(shù)轉換為二進制數(shù)，小數(shù)點后保留4位。（3）057；（4）1375。解解（3）（057）10＝（01001）2（4）（1375）10＝（10110）215轉換下列十六進制數(shù)為二進制數(shù)。（1）10A；（2）0521。解解（1）（10A）16＝（100001010）2（2）（0512）16＝（0010100010010）216完成下列二進制數(shù)的加法、減法運算，并轉換成十進制數(shù)進行檢查。（1）010101＋100111；（2）10111－10111；解解（1）010101＋100111＝111100（2）10111－10111＝1011117以二進制數(shù)完成下列運算。（2）365＋28625；（3）116－78。解解（2）（3）10010010011100101100000100111101001001110_10011019將下列自然二進制數(shù)轉換成格雷碼。（1）011010；（2）10011001。解解（1）（011010）2＝（010111）GRAY（2）（10011001）2＝（11010101）GRAY115將下列各數(shù)轉換成8421BCD碼。（1）101011012421BCD200111001余3碼（3）110001015421BCD解解（1）101011012421BCD＝（47）10＝（01000111）8421BCD（2）00111001余3碼＝（00000110）8421BCD（3）110001015421BCD＝（95）10＝（10010101）8421BCD116試用8421BCD碼完成下列十進制數(shù)的的運算。（1）58＋27；（2）432－379。解解（1）（2）

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簡介：青島旅游學校青島旅游學校20102010級3班劉在峰劉在峰23職業(yè)調查訪問職業(yè)調查訪問P1324航空行業(yè)分析航空行業(yè)分析P14三、三、職業(yè)定位職業(yè)定位P1531短期職業(yè)規(guī)劃及行動計劃P1632中期職業(yè)規(guī)劃及行動劃P17、33長期職業(yè)規(guī)劃及行動計劃P18四、四、目標調整目標調整P22五、五、結束語結束語P23

簡介：項目名稱高性能近紅外高性能近紅外INGAASINGAAS探測材料基礎研探測材料基礎研究及其航天應用驗證究及其航天應用驗證首席科學家起止年限20121201682012120168依托部門中國科學院中國科學院上海市科委上海市科委細結構及其理論修正方法；高IN組分多層異質探測材料少數(shù)載流子輸運的物理過程，定量的少子輸運及光電轉化模型；基于能帶調控和結構設計的多層異質探測材料晶格質量、失配應力、摻雜構型的改進方法。主要研究內容包括探索高IN組分異質探測材料緩沖層新結構，獲得寬帶隙INALAS組分非單調變化及非線性遞變的緩沖層、改進界面特性的短周期數(shù)字遞變超晶格異質界面過渡層和寬帶隙INASP組分遞變緩沖層。研究緩沖層結構、應變與弛豫和晶格完整性對高IN組分多層異質外延材料能帶結構的影響，通過理論模擬數(shù)值分析方法研究不同材料體系和材料能帶結構對載流子輸運的影響，指導緩沖層物理結構設計包括晶格質量、緩沖層參數(shù)以及能帶結構優(yōu)化等；針對基于INGAAS光吸收層及以INXGA1XAS為基礎的近紅外探測材料體系的能帶結構和導帶價帶帶階進行研究與調控，分析異質結構界面、失配應力、位錯、缺陷和摻雜情況對相關材料體系的能帶、光學和電學參數(shù)的影響，研究較大失配多層異質材料界面能帶不連續(xù)性，利用界面量子結構調控界面能帶結構，分析失配應力、摻雜情況對多層異質材料能帶結構的影響；研究不同材料體系和能帶結構對載流子輸運的影響，明確少數(shù)非平衡載流子產(chǎn)生、擴散、復合的物理過程，完善定量的少子輸運及光電轉化模型和結構參數(shù)優(yōu)化模型，建立擴散系數(shù)、少子壽命、遷移率與材料結構設計、晶體質量復合中心能級位置、摻雜濃度的關系，提出多層異質探測材料組分、晶格質量、失配應力、摻雜構型的改進要求。2、高探測靈敏度的亞波長結構光場增強和局域化物理機理采用薄層高IN組分INGAAS材料作為吸收區(qū)可望降低器件的暗電流，但是INGAAS材料厚度的降低將帶來光吸收的減小和量子效率的降低。采用金屬亞波

簡介：26航空制造技術2011年第20期專稿FEATURE方面，呈現(xiàn)出以預浸料熱壓罐工藝為主，積極開發(fā)液體成型工藝及其他低成本成型工藝的態(tài)勢，對復合材料構件的制造綜合考慮性能成本因素；在結構方面，隨著全復合材料飛機4設計理念的廣泛認知，復合材料已逐漸在主承力結構上站穩(wěn)了腳跟，而且，為了進一步將復合材料的優(yōu)點充分發(fā)揮，飛機結構設計越來越趨向于整體化和大型化。復合材料在主承力結構上的應用技術是體現(xiàn)航空復合材料水平及應用程度的重要標志。目前復合材料主承力構件仍是以預浸料熱壓罐工藝為主?；诖耍疚闹荚诮榻B目前與航空預浸料熱壓罐工藝相關的復合材料技術。主承力結構用預浸料1高性能復合材料體系航空預浸料熱壓罐工藝復合材料技術應用概況中航工業(yè)北京航空制造工程研究所梁憲珠孫占紅張鋮劉天舒雖然近年來各種各樣的低成本制造技術層出不窮，也在航空飛行器復合材料結構制造當中得到較大的應用，但預浸料熱壓罐工藝仍以其優(yōu)異的產(chǎn)品質量占據(jù)著重要的地位。且隨著自動化、數(shù)字化水平的不斷提高及相關技術的不斷完善，其一直讓人詬病的成本高、周期長的缺點也逐漸得到了改善，并被相關領域的人們所接受。APPLICATIONSTATUSOFPREPREGAUTOCLAVECOMPOSITESTECHNOLOGYINAVIATION先進復合材料自問世以來，由于其輕質、高強、耐疲勞、耐腐蝕等諸多優(yōu)勢，一直在航空材料領域得到重視。隨著近幾十年來的發(fā)展，尤其是最近10年在大型飛機上井噴式的應用，先進復合材料已經(jīng)證明了其在未來航空領域的重要地位，它在飛機上的用量和應用部位也已經(jīng)成為衡量飛機結構先進性的重要標志之一1。如目前代表世界最先進戰(zhàn)機的美國F22和F35，其復合材料占飛機結構重量達到了26（F22機身、機翼、襟翼、垂尾、副翼、口蓋、起落架艙門；F35機身、機翼、進氣道、操縱面、副翼、垂尾），歐洲EF2000戰(zhàn)機更是達到了3540（機翼、垂尾、方向舵）2；民機領域的兩大巨頭波音和空客，在其最新型的大型客機波音787、A350XWB機型中，大幅使用復合材料，分別達到50和523在機身主承力結構中，除一些特殊需要外，基本上實現(xiàn)了全復合材料化。從當前新機型的復合材料應用來看，航空復合材料具備以下幾個方面的特點在材料方面，飛機主承力結構應用高韌性復合材料；在工藝梁憲珠畢業(yè)于北京航空航天大學飛行器設計專業(yè)，研究員，畢業(yè)至今一直從事飛行器復合材料制造技術研究工作，主持完成了多個型號的尾翼、機翼和機身復合材料結構的制造技術攻關項目和預研課題。榮獲集團科技進步獎一等獎3項、二等獎2項、三等獎2項，國防科技進步獎二等獎1項、三等獎1項。28航空制造技術2011年第20期專稿FEATURE裝配連接。目前，預浸料熱壓罐工藝的整體化制造技術可分為共固化、共膠接和二次膠接3種方案。每種均有各自的特點，因此需根據(jù)實際的結構和工藝要求來選擇相應的整體化制造技術。在整體化制造中，各構件之間連接區(qū)域的制造質量得以保證是其中最為關鍵的環(huán)節(jié)，因為它往往是整個結構最為薄弱的環(huán)節(jié)。如盒段整體結構中，骨架與蒙皮連接的R區(qū)（T形或Π形接頭的拐角區(qū)域），與金屬相比，其弱點是承受面外載荷的能力較差，因此需要使用一些手段對該位置面外拉伸方向的性能進行加強。從目前的研究來看，ZPIN、縫合技術雖然能改善面外拉伸性能，但其對結構的面內力學性能有一定的影響。針對整體化結構R區(qū)的面外承載能力弱的特點，國內有關研究在這方面獨辟蹊徑，從提高材料性能的角度，開發(fā)了ZXC195、ZXC190、ZXC185等系列增強芯材。該類增強芯材主要通過改善整體結構中R區(qū)材料的韌性，來提高整體結構接頭的面外承載能力，因此對于該區(qū)域結構的面內性能沒有任何影響。目前，部分增強芯材已完成了相關整體化結構的工程應用，并取得了很好的應用效果10。2各主承力結構成型工藝21壁板類成型工藝飛機復合材料壁板主要用于飛機尾翼、機翼和非筒體成型的機身。該類結構主要由蒙皮和長桁組成。由于復合材料結構設計經(jīng)歷過等代設計，早期復合材料制造的壁板通常是由各自成形好的蒙皮和長桁通過機械連接組裝而成。這樣的方式增加了結構的自重，不能很好地發(fā)揮復合材料的優(yōu)點。隨著復合材料整體化制造技術的出現(xiàn)，壁板類復合材料結構也逐漸擺脫了機械連接，實現(xiàn)了一體化制造。其制造工藝方案主要有以下幾類。（1）蒙皮與長桁共固化。分別鋪疊蒙皮和長桁；通過模具工裝將其組合在一起，接觸面鋪膠膜（或不鋪膠膜）；之后整體進熱壓罐完成共固化。（2）蒙皮先固化，再與長桁共膠接。先蒙皮固化；鋪疊長桁，通過模具工裝將其固定在已固化好的蒙皮上，接觸面鋪膠膜，之后進罐完成共膠接。（3）長桁先固化，再與蒙皮共膠接。先固化長桁，并進行必要的機加；鋪疊蒙皮，通過模具工裝將固化的長桁與其組裝，接觸面鋪膠膜，之后進熱壓罐完成共膠接。（4）二次膠接。分別固化蒙皮和長桁；將長桁進行必要的加工；通過模具工裝將蒙皮與長桁組裝，接觸面鋪膠膜，之后進熱壓罐完成二次膠接。（5）混合工藝。該工藝主要用于結構復雜的壁板結構。其制造工藝根據(jù)蒙皮和加筋的先后固化順序分為多種工藝方案，統(tǒng)稱為混合工藝。圖1為采用混合工藝成型的國內某縱橫向加筋機身壁板。以上的壁板類制造工藝方案各自具有不同的優(yōu)缺點，在實際的工藝方案制定時，設計人員需要考慮具體的情況和相應的工程經(jīng)驗，來選用不同的成型工藝。22大長細比長桁和C形梁成型工藝在飛行器復合材料構件中，有一類大長細比的結構件，如機翼長桁、機翼C形梁、機身長桁、機身地板梁等。這類構件結構雖然相對簡單，但卻無法使用自動鋪帶設備直接鋪疊出毛坯，如果用手工鋪疊卻又不能在成本和周期上滿足批量生產(chǎn)的要求?；谶@類構件的結構特征，國內外工藝研發(fā)人員相繼開發(fā)出了基于自動鋪帶技術的適用于大長細比構件的毛坯制備工藝。（1）隔膜成型。隔膜成型工藝是在歐洲推出的ALCAS計劃中，開發(fā)的一種用于加工飛機前梁的一種典型成型工藝方法。隔膜成型原是一種為熱塑性復合材料開發(fā)的成型工藝，后發(fā)現(xiàn)用于熱固性復合材料具有很廣泛的用途。它具有成型過程中纖維不易滑動、不易產(chǎn)生皺褶的特殊功效，非常適于加工大型飛機機翼前梁的C形截面11。在近年推出的A400M飛機的C形前梁的毛坯制備采用了這種工藝方法。需要指出的是，該工藝方法并非針對所有的預浸料都適用，相應的樹脂應具有一定的流動性。有資料表明，空客A350XWB在選材中由于堅持選用三代增韌的M21EIMA預浸料，其所用樹脂是用熱塑性樹脂韌化的，缺乏流動性，用隔膜成型較困難，因此只好用自動鋪絲技術來完成12。（2）疊層滑移工藝。疊層滑移工藝是國內研發(fā)的專用于大長細比構件的毛坯制備工藝。該工藝首先將構件的復合材料模型進行平面展開，并可用自動鋪帶機鋪疊展開后的平面毛坯。將平面毛坯放入專用裝置并進行加熱軟化，利用壓力使其貼于相應的模具表面，形成圖1國內某縱橫向加筋機身壁板

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簡介：航空服務質量現(xiàn)狀及發(fā)展戰(zhàn)略研究－以海南航空公司為例摘要航空服務質量現(xiàn)狀及發(fā)展戰(zhàn)略研究－以海南航空公司為例摘要隨著我國已經(jīng)加入WTO以及民航業(yè)的各項改革不斷深化，航空公司的服務質量管理受到各大航空公司的重視。但就國內航空公司的服務質量現(xiàn)狀來看，在航班正點性、機上服務、訂票售票、值機服務、貨物運輸?shù)仍S多方面的質量指標還存在很多問題。航空公司屬于提供航空運輸業(yè)務的服務行業(yè)。本文以海南航空公司為例，首先展示了航空業(yè)的服務質量，從海航的投訴情況分析和“旅客話民航”活動揭示了海航的服務質量現(xiàn)狀，并對航空公司存在服務質量問題的成因進行了根源分析。通過對民航服務質量發(fā)展階段的分析，引出服務質量的建設是現(xiàn)階段提高競爭力的重要手段，應提升到戰(zhàn)略的高度，并對海航的一些戰(zhàn)略戰(zhàn)術進行服務質量方面的研究。文中對海南航空公司的資源組合進行了分析選擇了增長型的發(fā)展戰(zhàn)略為配合這樣的戰(zhàn)略服務質量需要進一步提升。文中對常見的一些質量方面采取的措施進行了闡述，這樣的服務措施并沒有使海航的服務質量達到領導層期望的目的。筆者認為適合海南航空公司現(xiàn)狀的，對海航服務質量提高有所幫助的主要應從人的角度出發(fā)，從關注客戶和關注員工兩個方面來達到目的，希望能對目前海航以及國內民航的服務質量改善起到一些借鑒作用。ABSTRACTTHESERVICEQUALITYOFTHEDOMESTICAIRLINESTHESTUDYONDEVELOPINGSTRATEGYTAKEHAINANAIRLINEASANEXAMPLEWITHCHINASENTRYINTOWTOWLDTRADEGANIZATIONTHECONTINUINGLYDEEPENINGREFMSOFCIVILAVIATIONDOMESTICAIRLINESISPAYINGMEIMPTANCEONSERVICEQUALITYREGARDINGTHECURRENTSERVICEQUALITYOFTHEDOMESTICAIRLINESHOWEVERTHERESTILLEXISTSOMEPROBLEMSONPUNCTUALITYONBOARDSERVICETICKETINGCARGOTRANSPTATIONSOONAIRLINEISTHESERVICEINDUSTRYTHATOFFERSTHEAERIALAFFAIROFTRANSPTSERVICEGIVEANEXAMPLEASHAINANAIRLINEFIRSTTHISPAPERSHOWTHESERVICEQUALITYINAIRLINESTHENANALYZEHAINANAIRLINE’SCURRENTSERVICEQUALITYTHENANALYZETHEREASONOFTHISPROBLEMFROMTHEDEVELOPMENTPHASESOFCIVILAVIATION’SSERVICEQUALITYWECANRECOGNIZETHATTHEIMPROVEMENTOFSERVICEQUALITYISTHECECOMPETENCEOFANAIRLINEWHICHSHOULDBESEENASASTRATEGYWECANALSOANALYZESOME

簡介：聯(lián)合維修程序2007年1月30日－第三版12007年1月30日第三版日第三版中國民用航空總局中國民用航空總局香港特別行政區(qū)民航處香港特別行政區(qū)民航處澳門特別行政區(qū)民航局澳門特別行政區(qū)民航局聯(lián)合維修程序聯(lián)合維修程序聯(lián)合維修程序2007年1月30日－第三版3第一章背景第一章背景1、中國民用航空總局、香港特別行政區(qū)民航處、澳門特別行政區(qū)民航局2000年12月15日在香港特別行政區(qū)民航處舉行了會議并簽署了會議備忘錄。備忘錄中承諾上述當局將－參與制訂聯(lián)合程序，以使技術上的發(fā)現(xiàn)問題能夠以一種三方當局共同接受的方式一次性提出；－接受聯(lián)合程序中的基本原則，在檢查本地民用航空規(guī)章的符合性時有針對性地使用其原則，并盡最大努力為聯(lián)合工作小組提供有關專家。－在不實施進一步現(xiàn)場技術工作的情況下，及時對已經(jīng)符合其他民航當局要求的產(chǎn)品、服務、機構或人員提出合理的發(fā)現(xiàn)問題；

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簡介：第8章航空儀表的其他相關系統(tǒng),,,2,81大氣數(shù)據(jù)計算機系統(tǒng),82飛行數(shù)據(jù)記錄系統(tǒng),返回,81大氣數(shù)據(jù)計算機系統(tǒng),大氣數(shù)據(jù)信息即自由氣流的靜壓、動壓、靜溫、高度、高度偏差、高度變化率、指示空速、真空速、馬赫數(shù)、馬赫數(shù)變化率及大氣密度等參數(shù),是飛機發(fā)動機、自動飛行控制系統(tǒng)、導航系統(tǒng)、空中交通管制系統(tǒng)及飛行駕駛儀表顯示、警告系統(tǒng)等不可缺少的信息。大氣數(shù)據(jù)信息的準確性對提高飛行安全和經(jīng)濟性起著重要作用。由于各系統(tǒng)需要的大氣數(shù)據(jù)信息的形式不同包括各種形式的模擬量及數(shù)字量,需要的信息量也各不相同,有的飛機各系統(tǒng)需要大氣數(shù)據(jù)信息上百個。顯然,靠數(shù)目很多的分立式測量系統(tǒng)提供大氣數(shù)據(jù)信息,造成重量大、成本高、功能少、可靠性差、延遲誤差大及維護不便等缺點,而且測量精度也無法提高。,下一頁,返回,81大氣數(shù)據(jù)計算機系統(tǒng),大氣數(shù)據(jù)計算機系統(tǒng)就是測量靜壓、動壓、總溫及參與修正作用的迎角和氣源誤差,經(jīng)過解算裝置或計算機的運算,輸出大量的大氣數(shù)據(jù)信息,這一系統(tǒng)稱為大氣數(shù)據(jù)計算機系統(tǒng)。大氣數(shù)據(jù)計算機系統(tǒng)主要分為三大部分①傳感器測量裝置,即靜壓傳感器、動壓傳感器或全壓傳感器、總溫傳感器、迎角傳感器等②具有可進行誤差修正和補償?shù)慕馑悴糠纸馑阊b置或計算機③座艙指示、顯示裝置及信號輸出裝置。它們將傳感器感受的全壓PT、靜壓PH和大氣總溫TT進行相應的計算,輸出所需要的大氣數(shù)據(jù),送給相應的指示儀表和系統(tǒng)。,上一頁,下一頁,返回,81大氣數(shù)據(jù)計算機系統(tǒng),大氣數(shù)據(jù)計算機除對上述數(shù)據(jù)進行處理和計算外,還要對靜壓源誤差進行校正SSEC,使計算的大氣數(shù)據(jù)更加精確。目前,廣泛用于現(xiàn)代飛機上的是數(shù)字式大氣數(shù)據(jù)計算機。從飛機的發(fā)展歷程來看,大氣數(shù)據(jù)計算機有三種類型第一種類型是模擬式大氣數(shù)據(jù)計算機ADC,它為機電式伺服儀表提供信號第二種類型是數(shù)字式大氣數(shù)據(jù)計算機DADC,它用于現(xiàn)代飛機上,其輸出數(shù)據(jù)通過數(shù)據(jù)總線傳送至各數(shù)字儀表第三種類型是混合式大氣數(shù)據(jù)計算機,它既可以輸出數(shù)字數(shù)據(jù),也可以輸出模擬信號,實際上也是屬于數(shù)字式計算機,因此,一般將其也稱為數(shù)字式大氣數(shù)據(jù)計算機。,上一頁,下一頁,返回,81大氣數(shù)據(jù)計算機系統(tǒng),811模擬式大氣數(shù)據(jù)計算機系統(tǒng)模擬式大氣數(shù)據(jù)計算機根據(jù)靜壓傳感器、全壓傳感器、總溫傳感器,利用閉環(huán)伺服回路技術,通過高度、空速、馬赫數(shù)等函數(shù)解算,向所需要大氣數(shù)據(jù)信息的系統(tǒng)傳送參數(shù),這種綜合設備就是眾所周知的中央大氣數(shù)據(jù)計算機CADC。如圖811所示為模擬式大氣數(shù)據(jù)計算機系統(tǒng)。靜壓源誤差SSE修正模塊也是一種機電式修正機構。它根據(jù)飛機飛行的迎角和馬赫數(shù)對靜壓源影響的關系曲線,接收迎角傳感器測量的實際迎角及機內模塊計算出的馬赫數(shù),消除靜壓測量誤差引起的高度誤差。,上一頁,下一頁,返回,81大氣數(shù)據(jù)計算機系統(tǒng),812數(shù)字式大氣數(shù)據(jù)計算機系統(tǒng)數(shù)字式大氣數(shù)據(jù)計算機按照航空運輸工業(yè)規(guī)范ARINC標準,應用先進的微處理器和半導體存儲器技術,由工作程序直接完成大氣數(shù)據(jù)的計算、輸入/輸出,計算機有處理模擬量、離散量和數(shù)字輸入的能力,經(jīng)計算提供數(shù)字和離散量輸出。如圖812所示為數(shù)字式大氣數(shù)據(jù)計算機系統(tǒng)。數(shù)字式大氣數(shù)據(jù)計算機簡稱DADC,多用于現(xiàn)代飛機。它們也接收全靜壓信號和全溫信號。然而,在DADC中使用的傳感器與模擬式的不同。因此,在介紹DADC之前,首先對其使用的壓力傳感器進行簡單的描述。,上一頁,下一頁,返回,81大氣數(shù)據(jù)計算機系統(tǒng),另外,由于迎角Α和側滑角Β是大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)中產(chǎn)生靜壓源誤差的因素之一,大氣數(shù)據(jù)計算機還要接收角度傳感器的信號,因此,也有必要對角度傳感器進行介紹。1傳感器元件1壓力傳感器壓力傳感器有壓容式、壓阻式和壓頻式振膜式?，F(xiàn)在多數(shù)飛機的數(shù)字式大氣數(shù)據(jù)計算機采用壓頻式壓力傳感器,振膜式就是其中一種。振膜式壓力傳感器直接將壓力變換成頻率輸出,而頻率很容易變換成數(shù)字量。靜壓和動壓采用相同的傳感器。,上一頁,下一頁,返回,81大氣數(shù)據(jù)計算機系統(tǒng),如圖813所示為振膜式壓力傳感器。傳感器利用一個簡單的平膜片振蕩膜片,將傳感器分成兩個氣室,一個是標準氣室,一個是實際壓力氣室。該膜片的自然振蕩頻率是壓力負載的函數(shù)。激勵器安裝在中心體上,當它加電后使膜片在兩個氣室之間產(chǎn)生振蕩,當標準氣室的壓力與實際氣室的壓力相等時,膜片以其固有頻率振蕩然而,當標準氣室的壓力與實際氣室的壓力不相等時,膜片的振蕩頻率將隨實際壓力的變化而變化。膜片振蕩頻率拾取器也安裝在中心體上,它將接收到的實際壓力轉換為頻率的變化輸出到轉換器,再將頻率變化轉換為數(shù)字信號輸出。因此壓頻式傳感器又叫作頻率式傳感器。,上一頁,下一頁,返回,81大氣數(shù)據(jù)計算機系統(tǒng),2總溫傳感器總溫傳感器又稱為總溫探頭,如圖814所示。它是一個金屬管腔,裝在機身外部沒有氣流擾動的蒙皮上,其對稱軸與飛機縱軸平行總溫探頭不屬于大氣數(shù)據(jù)計算機的一部分,但它是大氣數(shù)據(jù)計算機重要的信號源。傳感器感受通過其腔內的氣流溫度,空氣從前口進入,從后口及周圍幾個出口流出。探測元件感溫電阻被封裝在兩個同心管內,氣流在探測元件附近處于全受阻狀態(tài)。感溫電阻是由高純度的全退火無應力鉑絲制成,其電阻值與全受阻溫度相對應。該電阻值經(jīng)電路轉換,輸出與全受阻溫度相對應的電壓值。,上一頁,下一頁,返回,81大氣數(shù)據(jù)計算機系統(tǒng),總溫探頭測量的是環(huán)境大氣溫度靜止空氣溫度,即靜溫和運動空氣受阻時動能所轉化的溫度動溫之和,所以叫作總溫。在馬赫數(shù)低于02時,總溫非常接近于靜溫。隨著馬赫數(shù)的增加,靜溫與總溫逐漸變化。在高空飛行時,空氣中的水分由于低溫可能結冰堵塞感溫探頭的進氣孔或排氣孔,故溫度探測器設置了由加溫電阻組成的防冰加溫元件。由于氣流首先流過感溫電阻周圍,然后流過加溫電阻元件,從而氣流將加溫元件散發(fā)的熱量帶出,使加溫元件的熱量不會影響感溫電阻的測量。,上一頁,下一頁,返回,81大氣數(shù)據(jù)計算機系統(tǒng),在地面或飛行速度較低時,可以利用小流量的發(fā)動機引氣流動在金屬探頭腔體內造成的負壓,使進入腔體的氣流順暢流動,同時還能將傳感器加溫的熱量帶出,確保測量全溫TAT的指示準確。無論是在地面對加溫電路測試,還是在拆卸時都要注意探頭的溫度。在拆卸時,拔掉探頭的電插頭,斷開發(fā)動機引氣,警告維修人員不要觸摸熱探頭以免燙傷。3氣流角度傳感器迎角Α和側滑角Β是大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)中產(chǎn)生靜壓源誤差的因素之一,在現(xiàn)代高速飛機上,已越來越受到人們的重視,在DADC中對氣流角產(chǎn)生的靜壓源誤差必須加以校正。,上一頁,下一頁,返回,81大氣數(shù)據(jù)計算機系統(tǒng),為了測量迎角Α和側滑角Β,通常將傳感器設計成能伸出到飛機外的氣流中,但安裝處應無擾動氣流。常用的傳感器形式如圖815所示。2數(shù)字式大氣數(shù)據(jù)計算機如圖816所示為數(shù)字式大氣數(shù)據(jù)計算機的基本原理方框圖,它由靜壓傳感器、動壓傳感器、總溫傳感器及迎角傳感器提供原始信息。為了計算出不同基準高度,大氣數(shù)據(jù)計算機中引入了氣壓修正信號。所有原始信息的模擬量,經(jīng)輸入多路轉換器進入采樣保持電路,依次在模/數(shù)A/D轉換器中把它們變換為適于計算機處理的數(shù)字量,隨后引入到計算裝置中。,上一頁,下一頁,返回,81大氣數(shù)據(jù)計算機系統(tǒng),中央處理機的計算結果經(jīng)過數(shù)/模D/A轉換器把它變成所要求的模擬量形式,或經(jīng)過數(shù)字輸出格式形成器又叫作數(shù)字信息變換器把它們變成所要求的不同格式的數(shù)字碼形式,然后經(jīng)過輸出多路分配器,把同一總線上的各種信號分別接至相應的輸出線上。3誤差校正壓力傳感器的輸出或多或少都具有非線性特性,且各個傳感器的輸出特性有一定的分散性,這將使設計計算復雜化,使傳感器之間缺乏互換性,給大氣數(shù)據(jù)計算機的維護造成一定困難。,上一頁,下一頁,返回,81大氣數(shù)據(jù)計算機系統(tǒng),因此,必須對傳感器的特性進行校正,使其輸出線性化和標準化,即校正后的傳感器輸出應以規(guī)定的比例系數(shù)與實際輸入壓力成正比。數(shù)字式大氣數(shù)據(jù)計算機利用軟件進行校正,即軟件校正法。壓力傳感器無論是壓容式、壓阻式還是振膜式都采用了軟件校正法。1傳感器的靜特性校正方法傳感器的靜特性是指在一定條件下,它的輸出和輸入之間的關系。同類型的傳感器應有相同的靜特性,但實際上不是精確地相等,故每個傳感器組件內帶有一個存儲器,里面存有修正信息,計算機中有對每個傳感器都適用的特性校正程序,對傳感器的輸出進行修正。這樣,對計算機來說,把傳感器和該傳感器的專用存儲器視為一個整體,各傳感器組件之間就具有了互換性。,上一頁,下一頁,返回,81大氣數(shù)據(jù)計算機系統(tǒng),2傳感器的溫度補償環(huán)境溫度對傳感器的測量值有一定的影響。對于高精度的測量系統(tǒng)來說,傳感器的溫度誤差已成為提高系統(tǒng)精度的嚴重障礙,依靠傳感器本身附加一些簡單電路或其他裝置進行完善的溫度補償是很困難的。在裝有微機的測量系統(tǒng)中,利用微處理機對傳感器進行溫度補償是比較方便的,只要求出溫度誤差與一些變量之間的函數(shù)關系,就可以利用軟件算出溫度誤差的補償量,使誤差得到較完善的補償。3靜壓源誤差校正由于全壓、靜壓和迎角探頭處不可避免地有空氣擾動,探頭也有安裝誤差,從而會造成測量參數(shù)的誤差。靜壓源誤差影響到各飛行參數(shù)的計算,故要在系統(tǒng)中加入靜壓源誤差校正SSEC。,上一頁,下一頁,返回,81大氣數(shù)據(jù)計算機系統(tǒng),4顯示儀表大氣數(shù)據(jù)計算機經(jīng)運算處理和輸出處理后,輸出高度、校準空速、馬赫數(shù)、真空速、靜溫、總溫、迎角、高度速率、馬赫速率、動壓、全壓、靜壓及其函數(shù)值。根據(jù)大氣數(shù)據(jù)計算機的形式不同及飛機電子設備的數(shù)字化程度不同,輸出信息的形式也各有差異。例如,某些大氣數(shù)據(jù)計算機經(jīng)輸出處理后可以輸出模擬信息如三相交流同步輸出、交流電壓、直流電壓以及離散開關信號,還可以部分輸出數(shù)字信息包括并行輸出和串行ARINC429格式輸出。數(shù)字式大氣數(shù)據(jù)計算機主要以ARINC429數(shù)據(jù)格式向飛機其他電子系統(tǒng)提供所需要的數(shù)字信息。,上一頁,下一頁,返回,81大氣數(shù)據(jù)計算機系統(tǒng),早期飛機上大氣數(shù)據(jù)計算機計算出的參數(shù)多以分立式儀表的形式指示,指示儀表多為電動儀表?，F(xiàn)代飛機以電子飛行儀表系統(tǒng)EFIS為平臺顯示大氣數(shù)據(jù),多為數(shù)字、圖形方式顯示。1電動大氣數(shù)據(jù)指示儀表1電動高度表。電動高度表用于指示飛機的氣壓高度,還用于按高度基準的設置進行氣壓修正。它以數(shù)字顯示窗和模擬指針形式來顯示氣壓高度,并顯示人工設置的氣壓基準值。表上還有設置氣壓基準的調節(jié)旋鈕,以及高度基準游標和調節(jié)旋鈕。,上一頁,下一頁,返回,81大氣數(shù)據(jù)計算機系統(tǒng),高度表的同步信號來自大氣數(shù)據(jù)計算機。高度信號經(jīng)機械式的氣壓修正后,通過伺服放大器放大驅動數(shù)字高度顯示和模擬式高度指針指示。如圖817所示為電動高度表。指針在度盤上也以20FT1小格和100FT1個數(shù)字增量指示高度,并多圈指示。數(shù)字顯示窗也以20FT的增量顯示高度數(shù)字,在低于標準大氣海平面時,數(shù)字顯示器的最左端兩位顯示負“NEG”旗標志,表示為負高度。當伺服信號、高度表故障或大氣數(shù)據(jù)計算機斷電,數(shù)字顯示器的最左端兩位顯示“OFF”。高度表的左下角設有“BAR0”氣壓基準旋鈕,人工轉動旋鈕時,在氣壓顯示窗上可分別以INHG英寸汞柱和MBAR毫巴顯示測量高度的氣壓基準,顯示范圍分別為22013100INHG和74531050MBAR。,上一頁,下一頁,返回,81大氣數(shù)據(jù)計算機系統(tǒng),如氣壓基準調整到標準海平面氣壓時,指示高度為標準氣壓高度當氣壓基準調到當?shù)貓雒鏆鈮簳r,指示為相對高度。2馬赫空速表。馬赫空速表從大氣數(shù)據(jù)計算機接收同步計算空速信號。馬赫空速表指示飛機的計算空速、空速極限、馬赫數(shù)和目標空速,可以人工選擇目標空速,并提供最大馬赫空速的音響警告。馬赫空速表包括三位計數(shù)器計算空速顯示窗、模擬式空速指針、紅白相間的最大計算空速指針、目標空速游標和三位計數(shù)器馬赫空速顯示窗。如圖818所示為電動馬赫空速表。,上一頁,下一頁,返回,81大氣數(shù)據(jù)計算機系統(tǒng),當計算空速、馬赫數(shù)、目標空速游標和最大空速指示失效時,對應的故障旗會出現(xiàn)。沿著空速刻度盤外圈還裝有幾個可手動的基準空速游標。指令空速是表上的空速游標指示的空速,可用方式選擇板上的空速基準旋鈕人工設置,它是為自動油門系統(tǒng)服務的。它可以提供顯示自動油門所要保持的指令空速產(chǎn)生自動油門計算機保持指令空速所需的差值信號。高于目標空速,伺服機構控制油門桿后移低于目標空速,伺服機構控制油門桿前推。如果銜接性能管理計算機PMC代替自動油門計算機,則由性能管理計算機相當于現(xiàn)代飛機的飛行管理計算機FMC來控制目標空速。,上一頁,下一頁,返回,81大氣數(shù)據(jù)計算機系統(tǒng),超速警告電路感受從大氣數(shù)據(jù)計算機來的高度、計算空速和馬赫數(shù),這些信號通過多路調制器和模數(shù)轉換器加到中央處理器,它的輸出驅動最大空速指針。當空速達到最大限速時,內部的綜合計算裝置將送出一個警告信號,馬赫空速警告器發(fā)出警告。在表的右下角有一個正常/備用燃油開關,它提供一個接地輸入到超速電路,并控制超速電路,輔助油箱加載時,最大空速受限。測試時,開關若在備用位,副油箱內必須有油。當最大空速指示失效時,最大空速VMO故障警告旗會出現(xiàn)指令空速游標不工作時INOP旗出現(xiàn)計算空速超過最大空速無警告時,超速警告計算機故障旗OVSP出現(xiàn)大氣數(shù)據(jù)計算機輸入的信號無效時,警告旗出現(xiàn)。,上一頁,下一頁,返回,81大氣數(shù)據(jù)計算機系統(tǒng),3溫度表。①全溫表。全溫表用于顯示全溫傳感器所感受的空氣全受阻溫度,如圖819所示。黃色的“OFF”故障旗在系統(tǒng)故障和儀表斷電時出現(xiàn)。②靜溫表。靜溫表用于顯示大氣數(shù)據(jù)計算機來的空氣靜溫。靜溫在四位數(shù)字鼓輪計數(shù)器上讀出。計數(shù)器左邊兩個鼓輪顯示零上溫度,右邊兩個鼓輪顯示零下溫度。指示器發(fā)生故障時,一個黃色的“OFF”故障旗顯示在窗口,如圖819所示。,上一頁,下一頁,返回,81大氣數(shù)據(jù)計算機系統(tǒng),2電子飛行儀表顯示的大氣數(shù)據(jù)1空速馬赫數(shù)。在EFIS為平臺的顯示系統(tǒng)中,主飛行顯示器PFD的左側是空速帶,移動的空速帶隨速度高低變化顯示數(shù)值。如起飛時顯示決斷速度V1、起飛安全速度V2及參考速度正常飛行時顯示當前飛行速度進近著陸時顯示失速速度緩沖區(qū)及失速速度。另外,在速度帶的頂部顯示預選空速,在速度帶的底部還可以顯示馬赫數(shù)。有的飛機速度帶上還可以顯示速度趨勢矢量。在本例中,馬赫數(shù)MA04不顯示,故障時出現(xiàn)馬赫旗。如圖8110所示為主飛行顯示器空速、馬赫數(shù)、高度顯示。,上一頁,下一頁,返回,81大氣數(shù)據(jù)計算機系統(tǒng),2高度與氣壓。高度數(shù)據(jù)是數(shù)字式大氣數(shù)據(jù)計算機的主要參數(shù)之一,它顯示在主飛行顯示器的右側高度帶上。使用EFIS控制板可以同時顯示英尺和米制高度。高度帶的頂部可顯示預選的高度,底部顯示氣壓基準值。使用電子飛行儀表系統(tǒng)EFIS控制板可以選擇場壓值、標準大氣壓力值。若高度信號源有故障,高度帶變?yōu)楦叨裙收掀?如圖8110所示。,上一頁,下一頁,返回,81大氣數(shù)據(jù)計算機系統(tǒng),3其他參數(shù)。在綜合顯示系統(tǒng)的電子飛行儀表EFIS的導航顯示器ND和控制顯示組件CDU的進程頁面上,可顯示大氣數(shù)據(jù)計算機計算出來的真空速TAS數(shù)據(jù)在主EICAS和輔助EICAS的發(fā)動機性能維護頁面及控制顯示組件CDU的進程頁面上,可顯示大氣數(shù)據(jù)計算機計算出來的靜溫SAT數(shù)據(jù)在主EICAS和輔助EICAS的發(fā)動機性能維護頁面上,可顯示全溫TAT的數(shù)值在輔助EICAS的發(fā)動機性能維護頁面可顯示氣壓高度ALT值、計算空速CAS值和馬赫數(shù)MACH值,如圖8111所示。,上一頁,下一頁,返回,81大氣數(shù)據(jù)計算機系統(tǒng),3自檢與故障監(jiān)控自檢與監(jiān)控是計算機最基本的功能之一,是提高系統(tǒng)的可靠性和便于維護的重要手段。自檢通常是在起飛前或飛行后進行的,維護人員在數(shù)字式大氣數(shù)據(jù)計算機的前面板上可以進行功能測試,并將測試結果顯示在前面板上。外部傳感器的故障在窗口內顯示故障號。維護人員通過操作控制顯示組件CDU又稱為多功能控制顯示組件MCDU,進入中央維護計算機系統(tǒng)CMCS,按章節(jié)索引選擇大氣數(shù)據(jù)計算機系統(tǒng),按照屏幕上的提示,進行交互式測試。如圖8112所示為數(shù)字式大氣數(shù)據(jù)計算機和測試參數(shù),當系統(tǒng)加入一定的測試信號后,按照測試順序觀察指示器上的讀數(shù)變化,駕駛艙內會出現(xiàn)一系列的反映,如電子飛行儀表上顯示數(shù)據(jù)、有超速警告聲等。,上一頁,下一頁,返回,81大氣數(shù)據(jù)計算機系統(tǒng),具體被測數(shù)值可參照表811,表中第一列為被測參數(shù),第二、三和四列表示按時間順序系統(tǒng)的響應。例如測量高度。從開始至2S,高度帶上顯示10000FT27S之間,在主飛行顯示器的高度帶上出現(xiàn)高度旗7S后到測試結束,高度帶上重新顯示10000FT。其他被測參數(shù)的方法與高度相同。,上一頁,返回,82飛行數(shù)據(jù)記錄系統(tǒng),821概述按照航空法的規(guī)定,在大型商業(yè)飛機上必須安裝飛行數(shù)據(jù)記錄器FDR。國際民航組織對于飛行記錄器記錄的參數(shù)有統(tǒng)一的約定,稱為指定參數(shù)。但航空公司也可設置需要監(jiān)控的其他參數(shù)記錄,該數(shù)據(jù)存儲在飛機狀態(tài)監(jiān)控系統(tǒng)ACMS中,稱為非指定參數(shù)選擇參數(shù)。飛行數(shù)據(jù)記錄器在發(fā)動機工作或飛機離地后,自動實時地記錄飛機的飛行狀態(tài)參數(shù)和發(fā)動機工作狀態(tài)參數(shù),為分析飛行情況及飛機性能提供必要的數(shù)據(jù)。,下一頁,返回,82飛行數(shù)據(jù)記錄系統(tǒng),因此,飛機制造廠根據(jù)試飛數(shù)據(jù)改進設計方案或制造工藝,消除飛機上的各種隱患,使飛機有更好的安全性能和經(jīng)濟性能在飛行培訓中,可利用記錄的數(shù)據(jù)來評定駕駛員的駕駛技術,確保訓練質量航空工程部門根據(jù)數(shù)據(jù)的衰變,快速準確地判明飛機的故障、飛機性能及發(fā)動機性能的變化趨勢,以便確定維修實施程序進行維修。此外,當飛機出現(xiàn)事故后,可以根據(jù)記錄數(shù)據(jù)幫助分析事故原因等。,上一頁,下一頁,返回,82飛行數(shù)據(jù)記錄系統(tǒng),機載飛行數(shù)據(jù)記錄器記錄飛機最近25H的實時飛行狀態(tài)參數(shù)與系統(tǒng)數(shù)據(jù)以及飛機系統(tǒng)工作狀況和發(fā)動機工作參數(shù)等。飛行數(shù)據(jù)記錄器從最初僅記錄幾個參數(shù)發(fā)展到可記錄幾十類上萬個參數(shù)。例如,時間、航向、高度、空速、垂直加速度、發(fā)射監(jiān)控信號、發(fā)動機參數(shù)、襟翼位置、橫滾角、俯仰角、縱軸和橫軸的加速度、飛行控制舵面的位置、無線電導航信息、自動駕駛儀的工作情況、大氣溫度、電源系統(tǒng)的參數(shù)和駕駛艙警告等?，F(xiàn)代飛行數(shù)據(jù)記錄器有兩種類型,一種是磁帶式飛行數(shù)據(jù)記錄器,另一種稱為數(shù)字式飛行數(shù)據(jù)記錄器。目前,飛機大多選用數(shù)字式飛行數(shù)據(jù)記錄器為固態(tài)飛行記錄器存儲數(shù)據(jù)。為使記錄器上的信息在較為惡劣的環(huán)境下不丟失,記錄器必須具有抗墜毀、耐火燒、耐海水和各種液體浸泡的能力。,上一頁,下一頁,返回,82飛行數(shù)據(jù)記錄系統(tǒng),822數(shù)字式飛行數(shù)據(jù)記錄系統(tǒng)1基本組成典型的數(shù)字式飛行記錄器系統(tǒng)主要由以下幾部分組成數(shù)字式飛行數(shù)據(jù)記錄器DFDR、數(shù)字式飛行數(shù)據(jù)采集組件DFDAU、飛行記錄器測試組件、程序開關組件、三軸加速度計和對話式顯示組件選裝組件。如圖821所示為數(shù)字式飛行數(shù)據(jù)記錄系統(tǒng)方框圖。另外,數(shù)字式飛行數(shù)據(jù)采集組件有一個軟盤驅動器,可用于記錄存儲在飛機狀態(tài)監(jiān)控系統(tǒng)內的選擇參數(shù)。,上一頁,下一頁,返回,82飛行數(shù)據(jù)記錄系統(tǒng),2數(shù)字式飛行數(shù)據(jù)采集組件DFDAU數(shù)字式飛行數(shù)據(jù)采集組件DFDAU收集飛機多個系統(tǒng)和傳感器的輸入信號數(shù)字、離散和模擬,經(jīng)多路調制,轉換成標準的數(shù)字格式哈佛雙相脈沖格式,然后送到數(shù)字式飛行數(shù)據(jù)記錄器DFDR。飛行數(shù)據(jù)記錄器存儲來自采集組件的信號。采集組件從數(shù)字式飛行數(shù)據(jù)記錄器得到返回數(shù)據(jù)并監(jiān)視數(shù)據(jù),以檢測數(shù)字式飛行數(shù)據(jù)記錄器是否工作。如圖822所示為數(shù)字式飛行數(shù)據(jù)采集組件。數(shù)字式飛行數(shù)據(jù)采集組件DFDAU也為飛機狀態(tài)監(jiān)控系統(tǒng)ACMS收集數(shù)據(jù)。DFDAU存儲飛機狀態(tài)監(jiān)控系統(tǒng)ACMS數(shù)據(jù),并將這一數(shù)據(jù)傳到數(shù)據(jù)裝載機控制面板的光盤上或DFDAU前面板的光盤或磁盤上。,上一頁,下一頁,返回,82飛行數(shù)據(jù)記錄系統(tǒng),FDAU從P18板經(jīng)系統(tǒng)測試插頭得到115V、400HZ單相交流電源。一內部電源產(chǎn)生所有必需的直流電。FDAU也取得26V交流電用作模擬式發(fā)送器和傳感器的參考電壓。FDAU向飛行記錄器加速度計提供28V直流電。接口電路接收模擬、離散和數(shù)字輸入信號,經(jīng)模/數(shù)A/D轉換器將模擬信號轉換成ARINC429數(shù)字信號,將其變成一個序列,并以串行方式將其送往ARINC573/717接口,這一接口將數(shù)字數(shù)據(jù)格式化成哈佛雙相制編碼。接口將編碼送往飛行數(shù)據(jù)記錄器。,上一頁,下一頁,返回,82飛行數(shù)據(jù)記錄系統(tǒng),DMU主控制器處理ACMS數(shù)據(jù)。DMU監(jiān)視FDAU輸入中規(guī)定的ACMS參數(shù)。當DMU主控制器檢測到數(shù)據(jù)變換成一個要記錄的數(shù)值時,ACMS進行有關參數(shù)的報告。同樣在航行期間的不同時刻,ACMS儲存報告,由ACMS存儲器保存這些報告。DMU主控制器包括ACMS接口,通過一條內部數(shù)據(jù)總線從FDAU主控制器上取得數(shù)據(jù),并將報告送到數(shù)據(jù)裝載機控制面板和磁盤驅動器。航空公司可以使用數(shù)據(jù)裝載機或一張軟盤儲存報告。FDAU和FDR連續(xù)進行自測試。當一臺發(fā)動機工作或飛機升空后,機內自檢BITE連續(xù)對系統(tǒng)進行檢查,BITE數(shù)據(jù)結果顯示在前面板的顯示器上顯示故障代碼,引起故障燈點亮,保留故障信息。,上一頁,下一頁,返回,82飛行數(shù)據(jù)記錄系統(tǒng),如果FDAU為飛行記錄器進行數(shù)據(jù)處理時出現(xiàn)故障,下列燈點亮,如圖823所示。1DFAUFAIL數(shù)字式飛行數(shù)據(jù)采集組件DFDAU指定參數(shù)故障2飛行記錄器/馬赫空速警告測試組件上的飛行記錄器“OFF”燈3兩個主警告燈4“OVERHEAD”警告牌。如果FDAU為飛機狀態(tài)監(jiān)控系統(tǒng)ACMS進行數(shù)據(jù)處理時出現(xiàn)故障,“DFDAUCAUTON”燈點亮,表示飛機狀態(tài)監(jiān)控系統(tǒng)ACMS處理故障。,上一頁,下一頁,返回,82飛行數(shù)據(jù)記錄系統(tǒng),3固態(tài)飛行記錄器現(xiàn)代飛機多采用數(shù)字式飛行數(shù)據(jù)記錄器系統(tǒng),該部件消除了任何活動部分,用固態(tài)的存儲器作為存儲部件,要求最低可存儲25H的飛行參數(shù)。固態(tài)飛行記錄器的外殼由堅硬的合金鋼制造,以作保護。內部的存儲器組件抗壓能力高、抗沖擊、耐重載荷、耐高溫火燒、耐深海水20000FT壓力持續(xù)30天,耐腐蝕性液體浸泡。如圖824所示為固態(tài)飛行數(shù)據(jù)記錄器。,上一頁,下一頁,返回,82飛行數(shù)據(jù)記錄系統(tǒng),固態(tài)飛行記錄器包括一些電路卡、控制器、電源調壓器、電源濾波器和存儲器。控制器主要完成控制功能,利用微控制器控制飛行數(shù)據(jù)的接收和發(fā)送,通過控制電路卡進行數(shù)據(jù)輸入,然后轉存在存儲器組件中。自動測試插頭是固態(tài)飛行記錄器的外部插頭,安裝在固態(tài)飛行記錄器的前面板?？梢酝ㄟ^自動測試插頭將固態(tài)飛行記錄器中的數(shù)據(jù)取出,轉到譯碼設備中去,也可以將數(shù)據(jù)傳送到顯示部件以檢查飛機上的信號傳感器。背部的飛機系統(tǒng)接口是與外部設備的接口,通過該插頭進行數(shù)據(jù)存儲和讀取。115V交流電源從后部插頭輸入,經(jīng)過濾波和調壓,然后送到固態(tài)飛行數(shù)據(jù)記錄器其他電路。同時FDR包含監(jiān)控電路,對輸入/輸出電源性能進行綜合監(jiān)控。,上一頁,下一頁,返回,82飛行數(shù)據(jù)記錄系統(tǒng),固態(tài)飛行記錄器的前面板上有水下定位裝置ULD。4水下定位裝置ULD飛行數(shù)據(jù)記錄器前面板上安裝著水下定位裝置又稱為水下定位信標機,如圖825所示,它不是記錄系統(tǒng)的一部分,但兩者必須固定在一起。當飛行記錄器和水下定位信標機墜入海中,信標機的電源自動接通,啟動晶體振蕩電路,產(chǎn)生375KHZ的聲波信號,經(jīng)放大驅動揚聲器件,發(fā)出單音調音頻信號,穿過海平面向空氣中輻射。使用聲波探測裝置可以接收到這一特定頻率的信號,從而確定聲源的方位和距離,便可順利地找到飛行記錄器。水下定位裝置在水下的輻射范圍是1830KM,最大工作水深可達20000FT,聲波信號可保持發(fā)射30天。,上一頁,下一頁,返回,82飛行數(shù)據(jù)記錄系統(tǒng),水下定位信標機的電源是干電池,一般選用鋰電池,所以飛機墜入大海中,它能獨立工作。水下定位信標系統(tǒng)在維護中應注意以下事項要按規(guī)定時間檢査和更換水下定位裝置的電池,并應在干凈的維修車間內進行更換。每次檢查和更換電池時,都應注意“O”形密封圈是否老化、變形,表面是否光潔,以防漏水或電池受潮。除規(guī)定的標簽外,不允許把任何其他的標簽貼在水下定位信標的殼體上。更換電池時,應避免將電池極性裝錯,否則會損壞水下定位裝置。避免將油泥、沙子、纖維等弄入裝配螺紋中,以防影響密封蓋壓緊“O”形密封墊圈,如圖826所示為水下定位裝置。,上一頁,下一頁,返回,82飛行數(shù)據(jù)記錄系統(tǒng),5飛行記錄器測試組件如圖827A所示,飛行記錄器測試組件向飛行機組提供飛行記錄器系統(tǒng)的工作狀態(tài)的目視指示,在這個面板上,可以人工控制記錄器的電源。飛行記錄

簡介：第7章航空儀表警告與顯示系統(tǒng),,,,2,71航空儀表警告系統(tǒng),72電子飛行儀表系統(tǒng),73發(fā)動機指示和機組警告系統(tǒng)與電子中央飛機監(jiān)控系統(tǒng),返回,71航空儀表警告系統(tǒng),711警告系統(tǒng)的組成及功能現(xiàn)代飛機使用的綜合警告系統(tǒng),不僅對超速狀況警告,同時還監(jiān)控其他飛機系統(tǒng)。在不同型號的飛機上使用的警告系統(tǒng)部件、輸入信號以及所監(jiān)控的對象有所不同,但總體上的警告輸出分為信息、警告燈、警告音響。警告系統(tǒng)由電源組件、飛機系統(tǒng)信號收集組件、警告計算機、警告信息顯示器、警告燈和警告音響裝置等組成,如圖711所示為警告系統(tǒng)組成方框圖。1電源組件電源組件滿足警告系統(tǒng)工作多種規(guī)格的用電需要。警告系統(tǒng)電源多為雙套,確保警告信號發(fā)出。,下一頁,返回,71航空儀表警告系統(tǒng),2傳感器信號收集計算機在不同機型的飛機上,用于不同系統(tǒng)的警告信號來源不同。有的使用飛機系統(tǒng)的傳感器和計算機,有的使用飛機信息管理系統(tǒng)等,監(jiān)控飛機系統(tǒng)并將飛機系統(tǒng)的故障信息發(fā)送給警告系統(tǒng)。3警告計算機該計算機收集、監(jiān)控來自飛機系統(tǒng)傳感器或計算機的信息,對上述數(shù)據(jù)進行計算、處理、分類并生成相應的警告信息顯示在發(fā)動機警告顯示器上,同時會有警告燈和警告音響出現(xiàn)。4警告裝置警告裝置包括警告燈、警告喇叭、警告信息顯示器、失速抖桿器。,上一頁,下一頁,返回,71航空儀表警告系統(tǒng),1警告燈出現(xiàn)警告時燈亮,可按壓燈罩復位。警告燈出現(xiàn)警告信息時顯示為紅色,出現(xiàn)警戒信息時顯示為琥珀色。2警告喇叭警告系統(tǒng)的發(fā)聲裝置。3警告信息顯示器相應系統(tǒng)的警告信號顯示器,EICAS或ECAM顯示器。4失速抖桿器失速抖桿器由28V直流電動機使操縱桿抖動。抖桿器安裝在正、副駕駛的駕駛桿上,安裝位置有的在駕駛員地板上部的操縱桿上,多數(shù)飛機都裝在地板下部的操縱桿上。5測試裝置警告系統(tǒng)都有自己的測試裝置。在駕駛艙頂板測試面板或控制顯示組件CDU及音響警告系統(tǒng)的計算機前面板上實施測試,觀察測試結果。,上一頁,下一頁,返回,71航空儀表警告系統(tǒng),712高度警告1概述塔臺指揮飛機飛行在不同的飛行層面,飛機必須按照塔臺航空管制員指令的高度飛行,以防碰撞。機載高度警告系統(tǒng)可以探測到飛機是否偏離了指定的高度,它將來自大氣數(shù)據(jù)計算機的真實高度與塔臺指揮所要求飛機飛行的高度進行比較。一旦比較結果超出規(guī)定的范圍,將發(fā)出視覺和音響信號警告飛行員。指定的高度由飛行員在方式控制板上選定。高度警告系統(tǒng)有的集成在自動駕駛系統(tǒng)或采用中央警告計算機,還有的是由獨立的高度警告計算機組成。,上一頁,下一頁,返回,71航空儀表警告系統(tǒng),此外,高度警告系統(tǒng)目前已作為飛機最小垂直間隔空域標準RVSM飛行放行的標準之一。世界范圍內實施最小垂直間隔空域標準RVSM的國家已相當普及,我國飛機飛越RVSM空域的越來越多,如果飛越RVSM空域,要向塔臺申請,同時機載設備必須滿足要求。高度警告系統(tǒng)就是飛越RVSM空域的條件之一,要確保飛機在垂直方向的高度偏差在一定的范圍之內,若達不到要求,必須離開RVSM空域,以免影響飛行安全。2高度警告系統(tǒng)的組成和原理飛機在自動駕駛工作狀態(tài),正常情況應保持飛行在自動飛行控制系統(tǒng)方式控制板MCP上預選的高度,若出現(xiàn)小的干擾量使飛行俯仰姿態(tài)改變時,飛機系統(tǒng)靠自身的縱向穩(wěn)定就可以修正到正確的姿態(tài),但會產(chǎn)生一定的高度偏差。,上一頁,下一頁,返回,71航空儀表警告系統(tǒng),因此,高度穩(wěn)定系統(tǒng)必須有測量飛行高度的傳感器、高度給定裝置和高度偏差計算裝置。一般可以采用大氣數(shù)據(jù)計算機作為測量飛行高度的傳感器,高度給定裝置可以使用自動駕駛方式控制板上的高度選擇旋鈕設定高度,高度偏差計算裝置采用高度警告計算機,如圖712所示為高度警告系統(tǒng)方框圖和高度給定裝置。如果垂直氣流干擾或在自動駕駛方式控制板上人工輸入?yún)?shù)而改變飛行高度,則飛機改變了原來的飛行軌跡。當飛機偏離自動駕駛預選保持的高度時,機載高度警告系統(tǒng)將警告機組人員飛機正在偏離預選高度。,上一頁,下一頁,返回,71航空儀表警告系統(tǒng),高度警告系統(tǒng)通過駕駛艙警告喇叭發(fā)出音頻警示音,高度警告信號燈亮。在裝備EICAS的飛機顯示器上還會顯示“ALTALERT”高度警告字樣信息。3工作過程自動駕駛銜接后,作為高度測量裝置的傳感器大氣數(shù)據(jù)計算機ADC,將氣壓高度值送入高度比較器,與自動駕駛方式控制板的預選高度信號比較,按方式邏輯判斷高度警戒系統(tǒng)的工作方式,如圖713所示為高度警告系統(tǒng)操作。,上一頁,下一頁,返回,71航空儀表警告系統(tǒng),1若飛機飛行偏離預選高度在300900FT之間,則發(fā)出警戒ALERT信號,警示飛行員飛機已偏離當前方式控制板上的預選高度。2若飛機接近預選高度在900300FT之間,則發(fā)出提醒ADVISE信號,提醒飛行員已接近當前方式控制板上的預選高度。3若飛機飛行偏離預選高度在900FT以上,系統(tǒng)不發(fā)出任何警告,表明飛機已向選定的新的飛行高度飛行。,上一頁,下一頁,返回,71航空儀表警告系統(tǒng),空客飛機的高度警告系統(tǒng)的方式邏輯有所不同從高于或低于預選高度900FT以外向預選高度接近時,飛到距離預選高度900FT的高度,有警戒音響,琥珀色“ALERT”燈亮繼續(xù)接近到300FT時,警戒音響消失,“ALERT”燈滅如果飛離預選高度300FT時,有警戒音響,琥珀色“ALERT”燈閃亮繼續(xù)飛離到距離預選高度900FT的高度時,警戒音響消失,“ALERT”燈滅。4警告信息早期飛機的高度警告是當飛機偏出預選高度后,高度警告計算機發(fā)出C調音響,琥珀色的“ALTITUDEALERT”信號器亮。,上一頁,下一頁,返回,71航空儀表警告系統(tǒng),而現(xiàn)代飛機的高度警告是由高度比較器的輸出信號進入方式邏輯電路,由方式邏輯電路向EFIS/EICAS顯示管理計算機發(fā)出警戒ALERT或提醒ADVISE信號。若飛機飛行偏離預選高度在300FT以上,顯示管理計算機將處理的信息送到EICAS的顯示器上,EICAS上顯示“ALTITUDEALERT”B級高度警戒信息,將警告燈的離散信號送到正、副駕駛的主警戒燈,正、副駕駛員前方遮光板上的琥珀色的“CAUTION”燈亮偏離預選高度在300900FT之間時,音響合成卡將電子合成出來的貓頭鷹叫聲通過正、副駕駛的警告喇叭發(fā)出,如圖714所示為高度警告系統(tǒng)B級警戒指示。,上一頁,下一頁,返回,71航空儀表警告系統(tǒng),綜上所述,若飛機飛行偏離自動駕駛方式控制板上的預選高度300900FT之間時,在駕駛艙發(fā)出的警告包括有警告音響、EICAS信息和警告燈指示從900FT以外,向300FT接近預選高度時,有EICAS咨詢信息,無警告燈和警告音響。到接近預選高度300FT時,表示已經(jīng)截獲到預選高度,無任何指示。在進近著陸過程中,當飛機的起落架和襟翼在著陸布局或儀表著陸系統(tǒng)的下滑道截獲后,高度警告系統(tǒng)抑制高度警告信號的發(fā)出,此時需要飛行員精神高度集中,避免外部干擾,完成進場著陸的過程。,上一頁,下一頁,返回,71航空儀表警告系統(tǒng),713超速警告1概述馬赫空速警告系統(tǒng)是警告系統(tǒng)的一個組成部分。由空氣動力學可知,飛行速度越大,則空氣流過飛機前方的壓力也變大,引起空氣壓縮量越大,會對飛機結構造成損壞。因此,出現(xiàn)超速飛行時,超速警告信息就會以一定方式出現(xiàn),引起駕駛員的注意。在分立式儀表上,如前面已經(jīng)講到的馬赫空速指示器,對飛機的超速狀況進行監(jiān)控、警告。在屏幕顯示的飛機上,速度限制在主飛行顯示器PFD的空速帶上用紅黑相間區(qū)域表示。,上一頁,下一頁,返回,71航空儀表警告系統(tǒng),2馬赫空速警告系統(tǒng)1馬赫空速指示器馬赫空速表是將空速指示器和超速指示器組合在一起,構成一組合式儀表。馬赫空速指示器顯示出實際空速和速度限制最大操作速度。馬赫空速表上的白色指針代表計算空速CAS,表上的窗口還用數(shù)字形式指示出計算空速和馬赫數(shù)。紅、白相間指針指示最大操作速度VMO、最大操作馬赫數(shù)MMO。若馬赫空速警告計算機出現(xiàn)故障,窗口內顯示VMO和MACH故障旗,如圖715所示為電動式馬赫空速表。,上一頁,下一頁,返回,71航空儀表警告系統(tǒng),2馬赫空速警告系統(tǒng)的組成及原理大氣數(shù)據(jù)計算機ADC根據(jù)全靜壓系統(tǒng)提供的全壓值、靜壓值、全溫探頭的溫度信號,計算出所需的指示空速IAS、計算空速CAS、馬赫數(shù)MACH等大氣數(shù)據(jù)參數(shù),發(fā)送到馬赫空速警告計算機和指示器上。馬赫空速指示器內部設有最大操作馬赫數(shù)、最大操作速度探測裝置。當探測到超速狀況時,系統(tǒng)提供目視和音響警告。除大氣數(shù)據(jù)輸入外,還有系統(tǒng)測試、各種條件如放下起落架及方式選擇的輸入,如圖716所示為馬赫空速警告系統(tǒng)的組成。,上一頁,下一頁,返回,71航空儀表警告系統(tǒng),大氣數(shù)據(jù)計算機ADC輸出的大氣數(shù)據(jù)信號和直流電源,發(fā)送到馬赫空速指示器內的超速微處理器。指示器上的白指針指示的是計算空速CAS,紅白指針指示的是馬赫空速超速微處理器計算出的空速極限值VMO。超速微處理器根據(jù)起落架是否放下、副油箱是否有油、是否掛了第五臺發(fā)動機等條件,分別計算出不同條件下的超速極限值。裝有兩部大氣數(shù)據(jù)計算機的系統(tǒng),機長和副駕駛的馬赫空速指示器采用不同的電源,音響警告喇叭也使用獨立的電源。,上一頁,下一頁,返回,71航空儀表警告系統(tǒng),當飛機在不同條件下飛行接近超速時,馬赫空速指示器內部的超速微處理器的輸出信號使指示器上的白色空速指針超越紅白指針的限制值,并且使音響警告喇叭發(fā)出超速警告聲。所有噴氣式飛機都有獨立的音響超速警告。因為飛機超速飛行是非常危險的,它會造成飛機結構的損壞,另外,高速飛行時產(chǎn)生的激波也會對飛機造成傷害,并使飛行的安全性下降。音響超速警告揚聲器既可以由主警告系統(tǒng)觸發(fā),也可以由分離系統(tǒng)觸發(fā)。只要空速大于VMO或MMO,超速警告都將發(fā)生。通過中央維護計算機或測試按鈕可以對超速警告進行測試。,上一頁,下一頁,返回,71航空儀表警告系統(tǒng),3電子顯示器上的馬赫空速警告現(xiàn)代飛機上裝備的電子飛行儀表顯示飛行速度、超速和馬赫數(shù)信息,是在主飛行顯示器速度帶上。顯示器上的輸入源來自大氣數(shù)據(jù)計算機。大氣數(shù)據(jù)計算機除計算當前速度外,也可以用于計算飛機在不同布局、不同飛行階段時的最大操作速度VMO和最大操作馬赫數(shù)MMO,超速指示在速度帶的上部,馬赫數(shù)的指示則在空速帶的底部。速度帶的讀數(shù)框內白色數(shù)字表示當前空速、超速時變?yōu)榧t色。它的超速信號來自大氣數(shù)據(jù)計算機,超速信號還送往警告系統(tǒng)的計算機,產(chǎn)生超速警告。在波音EICAS顯示器警告區(qū)域顯示紅色超速“OVERSPEED”警告信息,超速時還伴有音響警告和紅色主警告燈。如圖717所示為主飛行顯示器速度帶上巡航和下降時的馬赫數(shù)指示。,上一頁,下一頁,返回,71航空儀表警告系統(tǒng),4警告曲線不同型號的飛機有不同的飛行速度限速值,如波音737300飛機正常布局最大操作馬赫數(shù)為0826,空客330飛機的限速值馬赫數(shù)為086,波音747400飛機正常布局最大操作馬赫數(shù)為092。飛機在不同構型情況下的速度限制是不同的。如圖718所示為某型飛機的馬赫空速警告曲線。飛機正常構型時,在海平面時的最大操作速度VMO為365KN,而在24477FT高度時的最大操作速度VMO為395KN,最大操作馬赫數(shù)MMO為092當起落架放下時,在海平面時的最大操作速度VMO為270KN,而在30840FT高度時的最大操作馬赫數(shù)MMO為073當飛機副油箱有油時,在海平面時的最大操作速度VMO為340KN而掛第五臺發(fā)動機時的最大操作速度VMO為330KN,在不同的高度,飛機的限速也各有不同。,上一頁,下一頁,返回,71航空儀表警告系統(tǒng),如圖718所示為某型飛機的馬赫空速警告曲線。714失速警告1概述飛機之所以能夠在空中飛行,是因為機翼上產(chǎn)生了足夠的升力,而升力的大小取決于機翼的翼剖面、飛行速度和飛機迎角。要想使飛機的速度減小,而又要保持恒定的升力,就必須增加迎角,或者通過伸出襟翼、縫翼來增加機翼的翼剖面。當飛機達到最大迎角時,氣流不能流過飛機機翼的上表面,而產(chǎn)生氣流分離。如果迎角再繼續(xù)增大,則氣流分離嚴重,飛機出現(xiàn)失速現(xiàn)象。失速是非常危險的,因為此時升力急劇地下降。,上一頁,下一頁,返回,71航空儀表警告系統(tǒng),如果飛機不在足夠的高度上飛行將難以恢復,從而導致飛機墜毀。因此,在發(fā)生失速之前,必須盡可能早地警告駕駛員,這就是失速警告系統(tǒng)的任務。飛機在高速飛行時,也可能導致失速。當飛機速度接近音速時,某些部位可能產(chǎn)生局部激波,阻力急劇增加,飛機速度反而下降,將會導致飛機的穩(wěn)定性和操縱性變壞,甚至產(chǎn)生激波失速。此時,若駕駛員不能有效地控制飛機,就會發(fā)生機毀人亡的危險。所以,在飛機進入失速狀態(tài)之前,必須及早讓駕駛員得到警告。,上一頁,下一頁,返回,71航空儀表警告系統(tǒng),2失速警告系統(tǒng)的組成和功能1失速警告系統(tǒng)的組成如圖719所示,典型的失速警告系統(tǒng)由輸入部件、兩部失速警告計算機、警告顯示組件、失速警告測試組件、警告燈和抖桿電動機組成。其中輸入部件包括迎角傳感器,襟翼位置傳感器,大氣數(shù)據(jù)計算機,發(fā)動機指示系統(tǒng)的高、低壓軸轉速信號、空地信號和失速警告測試組件。2失速警告系統(tǒng)部件的功能1迎角傳感器。迎角傳感器又稱為氣流角度傳感器或失速警告?zhèn)鞲衅?它安裝在機身兩側、駕駛員側窗下,用于測量飛機迎角又稱為攻角。兩側的傳感器可以互換,空中需要加溫以免結冰。,上一頁,下一頁,返回,71航空儀表警告系統(tǒng),2襟翼位置傳感器。安裝在大翼前、后緣的襟翼位置傳感器傳送襟翼位置信號。有的飛機只裝有后緣襟翼位置傳感器。傳感器向失速警告系統(tǒng)、自動駕駛系統(tǒng)和襟翼位置指示器或EICAS、ECAM發(fā)送信號。3大氣數(shù)據(jù)計算機。ADC用于迎角、計算空速、馬赫數(shù)、VMO/MMO的計算。4失速抖桿器。失速警告計算機監(jiān)控飛機在接近低速或大迎角閾值時,失速抖桿器由28V直流電動機作動操縱桿抖動。失速抖桿器安裝在正、副駕駛的駕駛桿上,安裝位置有的在駕駛員地板上部的操縱桿上,多數(shù)飛機都裝在地板下部的操縱桿上。如圖7110所示為某型飛機失速警告系統(tǒng)的部件。,上一頁,下一頁,返回,71航空儀表警告系統(tǒng),5失速警告計算機。如圖7110所示,無論是獨立安裝的失速警告計算機SWC,還是警告電子組件WEU,它們的功能相近。在不同的飛行狀況下,失速警告計算機作動抖桿器,向駕駛員發(fā)出警告。①正常失速警告。根據(jù)襟翼位置的多少確定迎角的閾值。迎角超過閾值表711中所列閾值為波音747400型飛機時,失速警告計算機作動抖桿器發(fā)出警告。,上一頁,下一頁,返回,71航空儀表警告系統(tǒng),②不對稱失速警告。若兩側的襟翼位置不匹配,迎角作動抖桿器的閾值將降低。③大推力失速警告。對于雙發(fā)飛機而言,在對邊發(fā)動機的N2轉速高于75的情況下,迎角作動抖桿器的閾值將降低。迎角值降低的多少取決于襟翼位置和推力斜率的系數(shù)CTG。失速警告計算機使用空速和臨近的發(fā)動機N1轉速計算推力斜率的系數(shù)CTG值。④速度閾值失速警告。在不同的襟翼位置,當空速低于表712中所列速度閾值時,失速警告計算機作動抖桿器發(fā)出警告下表中所列速度閾值為波音737300/400/500型飛機。,上一頁,下一頁,返回,71航空儀表警告系統(tǒng),6失速警告測試組件。用于起始系統(tǒng)測試。在裝有中央維護計算機CMC的飛機上,可以從控制顯示組件起始測試,另外也可以在計算機的前面板上使用測試電門測試,如圖7110所示。3失速警告系統(tǒng)原理失速警告系統(tǒng)將飛機特定的最大迎角與實際的飛機迎角進行比較。最大迎角取決于襟翼和縫翼的位置,該位置也必須進行計算。這一計算可以在獨立的計算機內完成,也可以在主警告系統(tǒng)或自動油門系統(tǒng)中完成。通常飛機上有兩個獨立計算系統(tǒng),這樣可以提供足夠余度。當飛機到達臨界迎角時,系統(tǒng)將驅動抖桿馬達工作,使之產(chǎn)生抖動來模擬真正失速時產(chǎn)生的效應。,上一頁,下一頁,返回,71航空儀表警告系統(tǒng),正常時兩部計算機控制其相應的抖桿器作動,若其中一部計算機不工作時,另一部計算機也可以同時作動兩個抖桿器,因為兩個駕駛桿都連接在扭力管上。飛機在地面時可以對系統(tǒng)實時測試,抖桿器作動。若系統(tǒng)不正常時,機器前面板上有故障指示燈亮,不能作動抖桿器抖動,故障排除后方可作動。在某些飛機上,還安裝有駕駛桿推力器。當探測到失速時,它將自動推動控制桿向前以減小飛機的迎角。,上一頁,下一頁,返回,71航空儀表警告系統(tǒng),4失速警告系統(tǒng)的操作方式1空中方式失速警告系統(tǒng)工作在“空中”方式,由失速警告計算機監(jiān)控。當前起落架和主起落架的下蹲電門指示“空中”位,前輪和主輪在“空中”位并且指示空速達到110KN機輪不在“空中”位,但指示空速已達160KN參數(shù)適用于波音737飛機。2起飛方式當起落架減振支柱伸出時,空地繼電器銜接失速警告系統(tǒng)工作。失速警告計算機接收迎角和襟翼位置傳感器的信號,這些信號用于確定飛機是否接近失速狀態(tài)。,上一頁,下一頁,返回,71航空儀表警告系統(tǒng),3飛行階段當飛行中出現(xiàn)大迎角或以低速飛行時,失速警告計算機的輸出控制繼電器作動,向抖桿電動機提供28V直流電源,抖桿器抖動。5失速警告系統(tǒng)的信號顯示在現(xiàn)代飛機上裝備有電子飛行儀表系統(tǒng),主飛行顯示器的左側是空速帶,失速警告計算機的輸出信號發(fā)送到機載顯示管理計算機或EICAS/EFIS交聯(lián)組件EIU計算機,信號處理后送往主飛行顯示器PFD,有的飛機在主飛行顯示器的姿態(tài)指示器上顯示俯仰極限,在速度帶上顯示最大操作速度和最小操作速度或抖桿速度,如圖7111所示為失速警告在主飛行顯示器速度帶上的顯示。,上一頁,下一頁,返回,71航空儀表警告系統(tǒng),空速帶上用醒目的紅色表示不同飛行階段時的抖桿速度,用琥珀色表示最小機動速度或稱緩沖速度。俯仰極限參數(shù)可用于限制起飛時機身的仰角。除了速度帶上的顯示外,接近失速時,抖桿電動機作動抖桿器使升降舵扭力管和駕駛桿抖動。在主EICAS或ECAM上出現(xiàn)紅色的失速信息,警告喇叭發(fā)出語音“STALLWARNING”警告聲,紅色的主警告燈被點亮。,上一頁,返回,72電子飛行儀表系統(tǒng),隨著航空器技術的發(fā)展和需要,基于大規(guī)模集成電路、微處理機、總線傳輸接口技術及多路切換技術的高度發(fā)展,為計算機微型化和控制功能的集成化開辟了道路,從而使微型計算機控制系統(tǒng)及微處理器應用于機載設備領域成為可能。在現(xiàn)代飛機駕駛艙儀表板的設計上采用了數(shù)字式電子顯示技術,且改變了過去機電式儀表顯示信息縱向排列,從屬各其他系統(tǒng)只充當其顯示部件的構成形態(tài),經(jīng)功能集成化形成了獨立的與其他系統(tǒng)并列的導航參數(shù)顯示系統(tǒng),并將飛行、導航等大量信息進行了綜合,設計成“綜合電子儀表系統(tǒng)”。,下一頁,返回,72電子飛行儀表系統(tǒng),綜合電子儀表系統(tǒng)主要由電子飛行儀表系統(tǒng)EFIS和電子中央飛機監(jiān)控系統(tǒng)ECAM或發(fā)動機指示機組警告系統(tǒng)EICAS組成。在駕駛艙儀表板上主要有6個顯示組件,其中包括兩個主飛行顯示器PFD、兩個導航顯示ND和兩個ECAM或EICAS顯示器。它們的顯示由多個余度計算機來驅動。機組可以通過相應的控制面板來控制它們的顯示與轉換。如圖721所示為綜合電子儀表系統(tǒng)。,上一頁,下一頁,返回,72電子飛行儀表系統(tǒng),電子飛行儀表系統(tǒng)EFIS是綜合電子儀表系統(tǒng)的子系統(tǒng),它是一種綜合的彩色電子顯示系統(tǒng),完全取代了獨立式的機電式地平儀、航道羅盤、電動高度表、馬赫空速表和其他機電式儀表等,提供最重要的飛行信息。EFIS系統(tǒng)所顯示的信息十分廣泛,如圖722所示,其主要顯示內容為1主要飛行參數(shù),如飛機的姿態(tài)、高度信息、速度信息、A/P和A/T的銜接狀態(tài)及工作方式、甚至重要的警告信息等2主要的導航信息各種導航參數(shù)和飛行計劃等3系統(tǒng)的故障信息。,上一頁,下一頁,返回,72電子飛行儀表系統(tǒng),駕駛員通過EFIS的顯示信息,能實時地對相應飛機系統(tǒng)的工作狀態(tài)進行全程監(jiān)控。機務人員利用電子飛行儀表系統(tǒng),可進行故障分析和隔離。從某種意義上講,可以將EFIS看成是機載航行及飛行制導系統(tǒng)與駕駛員和維修人員的人機交互界面。,上一頁,下一頁,返回,72電子飛行儀表系統(tǒng),721EFIS的組成及功能該系統(tǒng)的基本部分有顯示組件DU、顯示管理計算機和相應的控制面板。不同型號的飛機,由于所選裝電子飛行儀表系統(tǒng)的廠家不同,部件的名稱也不盡相同?？湛惋w機上的每個顯示管理計算機DMC都包含兩種顯示處理功能模塊,它們負責驅動EFIS和ECAM的顯示而波音飛機也由相應的計算機來完成,如波音737/757稱為符號發(fā)生器,新一代波音737稱為顯示電子組件DEU,波音747稱為EFIS/EICAS接口組件EIU,波音777的此功能組件安裝在飛機信息管理系統(tǒng)AIMS柜里,稱為核心處理組件/圖像產(chǎn)生器CPM/GG,但它們的基本功能都相同。在現(xiàn)代的大型飛機上,所有EFIS和EICAS或ECAM功能都由一個計算機來完成。,上一頁,下一頁,返回,72電子飛行儀表系統(tǒng),如圖723所示為EFIS的基本組成,它是由4個顯示器、3個顯示管理計算機符號發(fā)生器有些飛機只選裝兩套、兩個選擇控制板和轉換控制面板及光傳感器組成的。其中,顯示器包括主飛行顯示器PFD和導航顯示器ND,每個駕駛員前儀表板都裝有PFD和ND兩個顯示器。早期的飛機,顯示器有電子姿態(tài)指引儀EADI和電子水平指示儀EHSI。左、右顯示管理計算機分別提供給正、副駕駛員PFD和ND顯示信息,中顯示管理計算機處于備份狀態(tài)。各個計算機之間有數(shù)據(jù)總線交聯(lián),進行數(shù)據(jù)比較監(jiān)控,當某一個計算機失效時,通過控制板人工選擇備用計算機,以確保系統(tǒng)的正常工作,如果某個顯示器出故障時,顯示的信息可自動或由人工轉換到另一個顯示器工作。確保那些重要的飛行數(shù)據(jù)不因某一部件出現(xiàn)故障而丟失。,上一頁,下一頁,返回,72電子飛行儀表系統(tǒng),1顯示管理計算機顯示管理計算機的主要作用是收集各種模擬、離散和數(shù)字輸入信號,經(jīng)處理后輸入到顯示器產(chǎn)生符號顯示,并進行系統(tǒng)監(jiān)控、電源控制以及系統(tǒng)所有工作的協(xié)調控制。三個相同的計算機為各顯示器提供顯示。正常時,左顯示管理計算機提供機長的信息顯示,右顯示管理計算機提供副駕駛的顯示,中顯示管理計算機作為備份功能。當左或右顯示管理計算機故障或同時故障時,通過選擇控制繼電器的工作來控制中顯示管理計算機的輸出。當顯示管理計算機故障時,在波音飛機上,相應的顯示器顯示空白空客飛機即顯示白色交叉線。,上一頁,下一頁,返回,72電子飛行儀表系統(tǒng),2顯示組件如圖724所示為顯示組件外觀示意圖,顯示管理計算機將接收到的數(shù)據(jù)轉換成顯示格式,在顯示器上顯示飛行參數(shù)。顯示器輸出監(jiān)控信號到顯示管理計算機,實現(xiàn)顯示器的保護。,上一頁,下一頁,返回,72電子飛行儀表系統(tǒng),EFIS有4個相同可互換的顯示器,兩個外側顯示器顯示主要飛行參數(shù),稱為主飛行顯示器PFD而兩個內側顯示器顯示航路信息,稱為導航顯示器ND,它們甚至與EI鄄CAS或ECAM的顯示器都可以互換。根據(jù)每個顯示器在飛機上的位置外側PFD還是內側ND,對應著顯示器背后的程序銷釘?shù)摹翱铡薄暗亍边壿嬯P系,決定了顯示器顯示的格式。若顯示器改變位置,只要改變其背后的程序銷釘即可。在早期的飛機上,顯示飛機姿態(tài)的顯示器叫作電子姿態(tài)指引儀EADI,顯示航路信息的顯示器叫作電子水平指示儀EHSI。每個顯示器的底部邊緣都裝備一個光傳感器,用于亮度控制。顯示器可采用陰極射線管CRT或液晶顯示LCD。,上一頁,下一頁,返回,72電子飛行儀表系統(tǒng),CRT顯示器內部設有溫度監(jiān)控電路,如果溫度超溫,顯示將被關斷,當自動冷卻后,顯示又恢復正常同樣,LCD顯示器內部也有電源供應和背景燈的溫度探測器,當探測的溫度分別達到110℃和95℃時,會自動切斷顯示器的顯示。當這種情況出現(xiàn)時,拆下相應的顯示器,并清潔冷卻濾網(wǎng),即可恢復正常工作。3EFIS控制面板機長和副駕駛分別裝有EFIS控制面板,可以獨立操作。它們提供系統(tǒng)工作方式和顯示方式的控制以及顯示器亮度的調節(jié)。機型不同,所安裝的EFIS控制面板型號略有不同,但基本功能是相同的。為了增加控制面板的余度,有些飛機在控制顯示組件CDU上設置了備份EFIS控制面板功能的菜單,當激活后可控制顯示,并操控相應的EFIS控制面板上的各項功能鍵。,上一頁,下一頁,返回,72電子飛行儀表系統(tǒng),每個EFIS控制板在板面結構上可分為主飛行控制和導航控制兩個部分,如圖725所示。1主飛行控制部分主飛行控制部分的主要功能是用來改變高度計算的氣壓基準值。有兩種不同氣壓基準方式選擇英寸汞柱或百帕斯卡。外旋鈕可設定英寸汞柱或百帕斯卡,中間旋鈕用來調整氣