AV专业人员教程，不喜勿入.

Cod_XIII

本教程用于特定机型航空电子（AVIONICS，简称AV）专业人员培训用，维修请根据具体手册。

22章
自动飞行控制系统是单通道系统,分为自动驾驶,飞行指引和偏航阻尼。基于失效-随动式操作设计保证飞行时意外的故障不会导致飞机大的偏离.该系统核心是IAC 1,数据来源包括MADC和AHRS.其中自动驾驶用于提供飞机的稳定性,使飞机按指定的姿态要求飞行,在出现干扰时恢复到原状态.偏航阻尼用于提供航向稳定和协调转弯.飞行指引用于提供飞行员操纵指令.飞行指引除了垂直速度保持模式和双耦合进近模式外，都只使用耦合端的PFD数据。
AFCS由IAC, GP300面板，配平系统和俯仰、滚转、偏航伺服马达组成。IAC1->马达->舵面。图见22－9。
NOTE：复飞决断高度：200英尺。
1.IAC 1
IAC使用从GP300，DU键槽，转换面板和构型组件来的数据，这些数据从ASCB总线和RSB总线来。IAC内部的FGC功能：外环：FD, 内环：A/P,Y/D.

2.GP300面板
GPS300面板由两块显示控制板和一块单通道指引控制面板组成。单通道指引控制面板各钮作用：
右侧的AP：接通亮。需要和YD一齐工作。
YD：接通亮
CPL：用于确定耦合的是哪一侧PFD的数据。
PITCH  WHEEL：用于在VS或俯仰保持模式工作，在不改变工作模式的情况下改变大气数据指令基准或俯仰基准。但在GS CAP，TRK模式，ALT HOLD和ALT SEL CAPTURE模式下禁用。
左边三排是控制自动驾驶模式的:
左边第一排用于控制水平模式.
HDG用于航向选择,它和航向保持不一样.按下HDG钮以后在PFD上会显示出HDG字样.
NAV:用于预位,截获和跟踪水平导航源,如VOR,LOC等.
APP:按下后设置FGS(飞行指引计算机)预位和截获VOR,LOC水平导航源和水平、垂直方向的ILS导航信号以满足进近需要。
BC：用于预位,截获和跟踪背航道着陆时的LOC。背航道着陆时没有GS指示。
中间两个按钮：
BANK：用于在HDG模式下限制飞机的倾角在17度以内。
STBY: 在不断开自动驾驶的情况下断开飞行指引模式.
右边一排按钮用于控制垂直模式：
FLCH：指令FGS保持指引面板上IAS钮选定的指示空速，该选定的IAS显示在PFD空速带上方，同时也用于与FMS VNAV配合以保持FMS控制下V FLCH VNAV方式的目标空速。
VS：指令飞行指引按现在的垂直速度飞行，并允许飞机用俯仰滚轮或TCS钮选择新的垂直速度。垂直速度目标值显示在PFD上的垂直速度上方。
ALT：高度保持。
V NAV：指令飞行指引按FMS来的垂直路径工作。

自动驾驶最基本的水平模式是航向保持模式，当接通AP时没有选择其它水平飞行指引模式，且飞机倾角小于6度时进入。
自动驾驶当接通AP时没有选择其它水平飞行指引模式，且飞机倾角介于6度至35度时进入滚转保持模式。可用TCS在自动驾驶接通的情况下滚转。

自动驾驶垂直模式基本工作模式是俯仰保持模式。
断开自动驾驶的方法:驾驶杆上按钮,按下复飞按钮,断开YD,使用过大的俯仰操纵高度力矩.

当飞行员在GP－300控制面板或TCS上进行了相应的操作以后，有关指令就被送到第一部IAC内部,经处理后送入相应舵机内进行操纵。注意在GP300上按下按钮后信号会通过RS422总线送往IAC，IAC再将信号反馈回GP300，相应的灯才亮。因此，如果A/P不通但GP300面板上灯亮,很可能与IAC或其它传感器有关。

总结：
自动驾驶人工脱开方式：人工配平，GP-300上的AP、YD按钮按下，任一GA按钮，AP脱开钮（驾驶盘），TCS（不断开），油门杆收起，拨跳开关。
自动驾驶自动脱开方式：风切变逃离制导，FGC监控器脱开，AHRS,MADC失效，抖杆信号，WOW。

AP脱开时PFD上的指示：正常脱开，AP亮。不正常脱开，AP闪亮。

3.伺服电机离合器有一个输出花键槽与轴和支架相连。电机内的转速计反馈信号至IAC FGC内。电机轴和支架与飞机结构相连，平行于飞机主操纵安装钢索。当自动驾驶脱开或驾驶员按下TCS钮时离合器脱开，伺服电机不工作。马达电阻正常时是25欧，可通过插头量出来（MTM，P22－20）
伺服电机内部的转速计用于反馈舵机行程信号并确定马达保持在何位置。

4.TCS作用：不断开自动驾驶仪的情况下人工操纵飞机。

5.A/P脱开按钮：驾驶盘上，同时脱开A/P和Y/D，消除告警音响。

6.GA:1）复飞 2）脱开A/P，但不脱开Y/D. 3）设置风切变逃离制导。
风切变逃离制导：GPWS送信号到FGC,提供飞机的风切变制导，补偿飞机的升力和高度。
自动接通条件：油门杆>51.3度，PFD上出现风切变警告。
人工接通：按压复飞电门。


偏航阻尼器：
YD与FD无关.IAC接收信号判断是否需要在YD接通时提供偏航阻尼.

故障实例：
1.接通驾驶仪时驾驶盘横向抖动：软件升级问题。按下TCS1-2分钟后再恢复。
2.AP自动脱开：此时需到IMT里了解当时各系统情况。
3.L NAV判断（OFF).与：IAC 1,AHRS,MADC有关。
4.GP-300:灯泡坏得较多。
5.DU黑屏，注意插座的松动。
6..BEZEL按钮容易坏。
7.FMS不能进入状态：拨跳开关30秒后再接通。

IMT:综合维护测试。
OMS:机载维护系统。条件：WOW, IAS<50节，系统有效。

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23章
飞机系统天线图见23-6。系统图23-8。系统部件图23-9。
部件：
1.RMU.
RMU是整个无线电系统的核心控制部分，用于控制无线电系统的工作模式、频率、代码，并将一边的操作转到另一边。
RMU是一个平面彩色液晶显示器，通过自身的按钮对其进行控制。RMU的屏幕分为五个区域，COM,NAV,ATC,ADF,MLS各自提供相应系统的控制与调节。RMU还提供其他系统的设置与维护。操作见23-16。
任何一个部件如不能对RMU的指令作出反应，则RMU上的显示将变为一行短线，用于警告飞行员该系统不能正常工作。RMU的维护模式允许地面时进入无线电系统的维护模式。
RMU的操作包括：
A.光传感器。
B.转换键，用于转换现行的频率与预设的频率。RMU能存储12个频率。地面上同时按下两个转换键可进入RMU的维护模式。
C.行选键.第一次按下该键可使黄色光标框在相应数据上，此时用旋钮可以调节该值。如是ADF和ATC,按下并保持行选键使系统回到储存值来。
D．旋钮，用于改变光标框住的信号。也可用于调节亮度。
E．SQ，静噪钮，用于通信机找开静噪电路，允许噪音进入音频系统。按下该钮时屏幕上会出现SQ字样。
F．DIM，用于调节RMU的亮度。
G．1/2，用于将一侧的RMU操作与显示全部转到另一侧，此时被超控的一侧数据会变为洋红色。
H．STO。储存键。光标框在当前频率时按下此键可使该频率存入记忆中并得到一个地址。每个ADF和ATC码都有一个地址。
I. ID键，按下此键使应答机处于身份识别模式，发射自身的识别码18秒。
J．PGE，转换RMU的页面。
K．TST，使黄色光标框住的系统进行一次端对端的测试，包括组件，电缆和天线的测试。
L．DME键，用于使DME工作在另一个DME台.

2.CDH
CDH设计为RMU失效时的备用控制器，用于控制NO.1 VHF COM 和NO.1 VHF NAV.在RSB失效不能调谐时使用。也可在发动机未开时做为低耗电控制器使用。
通电时CDH可能会发出一个ERR 13通电错误信息。随意旋动CDH上任意一个旋钮即可消除这一信息。

3.ICU
ICU内部包含了VHF通信组件、ATC组件。当连续发射信号超过2分钟时，收发机将自动转为接收状态以保护接收机。ICU功率：19-36W。
ICU关于飞机和自身构型的信息来自ICU后方的跳线板。
CAS区可能出现的通信系统信息：见23-22图。
VHF天线机背为第一部，机腹第二部。工作模式：宽带25K，窄带8.33K。
4. HF收发机：150W，同天线耦合器一同装于后货舱。
在HF通话时VHF被抑制。

5.ACP面板
ACP面板允许驾驶员进行相对独立的操作。例如机长可以选COM1高音量，COM2低音量，同时副驾驶可选VOR高音量，COM2低音量而COM1中等音量，只要在ACP面板上进行了相应操作即可，互相不造成干扰。
ACP面板使用上的注意事项：
ST和SPKR ON/OFF：用于调节从ICU来的音频侧音大小。当ST在弹出位时驾驶舱扩音器工作。按下ST时除非选择了MASK MIC，否则驾驶舱扩音器不工作。
MKR控制：用于控制指点标的音量。此音量有一个最小值，以保证驾驶员不会忽略。
MDR BECON MUTE和HI/LO控制：指点信标接收机的灵敏度通过ACP面板上的HI/LO调节。按下MUTE使指点信标的音响暂时不工作，实现哑音功能；此时只要MUTE处于按下位且指点信标实际接收的音频高于设置的门限，指点信标就不发出音响，直至收到的音频已低于设置时后过一段系统内部预设的延迟时间，指点信标哑音功能才被解除。

6.旅客广播系统
A．PA放大器，也控制PSU的灯光、谐音。
B．呼叫面板，服务面板（2个）及地勤插座。
C．盒式放音机
D．内话系统。

7.放电刷，21个。

8.CVR
CVR记录2小时驾驶舱话音，3G作动开关控制组件工作。控制面板在驾驶舱，地面上可抹音。见23-44图。电池寿命：6年。

故障：
1.ACP面板按钮保持不住。
2.耳机噪声大。1）ACP,ICU问题。2）客舱灯光故障引起干扰。
3.PTT按钮：发射时时断时续：更换。
4.VHF发射距离短：1）天线2）ICU. 测试仪一般在地面测得12.5W。
5.不能自动调谐：检查RMU上FMS AUTO TUNE功能是否取消。
6.HF天线。
7.HF控制合显示失常：更换。
8.PA跳开关跳出：很可能是PA放大器故障。
9.CVR FAIL： 1）G电门复位。2）CVR故障。
10.与塔台联系不上：ACP上SPEAKER开关未打开。
PA系统
PA系统允许驾驶员向客舱广播并与地面和乘务联系。见图23-23。系统图见图23-24。
PA放大器装在左电子设备架上，接收驾驶舱、客舱和地面信号并放大后进行相应输出。
呼叫面板。注意上面有驾驶和紧急两个灯，不同情况下使用。
地面直流电源接口板上有一块面板可供地面与机组联系。

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31章:
1.总线系统
DORNIER飞机系统总线包括如下几种总线:
(1) ASCB总线
    PRIMUS2000系统主要使用ASCB总线进行通讯和传输.该系统由四条总线构成,如31-13页图1所示.包括左、右主总线和左、右备用总线。设计上的考虑防止了ASCB总线闪电、短路和射频干扰。线缆符合防火、防烟的要求，并能防液压油和燃油的侵蚀。
    ASCB上的数据是双向传输的，其速率达到50000字/秒，能与50个电子件交联，充分满足系统的要求。系统包括两个总线控制器，它们都有失效通行能力；但只有一个施行对总线的控制，另一个则处于备用状态。当一个控制器失效时该控制器立即转为通行，由另一个控制器对总线进行监控。两个总线控制器位于两个IAC内。所有总线的用户均只与4条总线中的3条相连，这样每个用户能与自已的数据保持双向联系，并同时单向地与所有数据保持联系。
    维护ASCB系统主要是通过驾驶舱内的两个接头，通过它们测量总线的终端电阻。两端对地都是127欧，并联后是63.5欧。总线的电压是3~4伏。当电压大于5伏时则说明线路有断路情况，小于3伏时是有短路情况。
(2)RSB
RSB总线是用于PRIMUS II综合无线电系统的总线。除了音频控制板外其它无线电系统的部件都是通过这条总线连接的。如图3（31－15)所示，系统有一条主RSB总线和两条侧总线。主总线故障时不会影响系统工作，但左、右总线将不能交连。该总线同样能防止射频干扰影响。
RSB上的数据传输率是2/3兆，无需总线控制器，系统使用内部时钟和软件来实现对总线的控制。
无线电系统内的CDH只接收信息，而不向总线发送信息。
（3）DAB数字音频总线
PRIMUS2000系统使用数字音频总线从远控无线电系统的组件向音频控制板传输音频信息。总线每侧各由屏蔽的一对线组成，可向四个音频控制板输送信号。数据在总线上以1.0M速率传输，没有总线控制器。
（4）ARINC 429总线
PRIMUS2000总线使用ARINC429总线进行某些数据的传输，如将备份发动机数据从DAU传送到RMU上。这种总线是单向总线，双向的通信必须要通过两部总线完成。
ARINC 429是民用大型飞机使用较多的通用总线。
（5）柯林斯商用标准数字总线CSDB
PRIMUS2000使用CSDB用于某些数据的传输，例如备用导航显示数据就是由CSDB从第一部INV送到RMU上的。
CSDB由屏蔽的双股导线组成，单向。双向通信必须要通过两部总线完成。
（6）RS-422总线
RS422是由电气工业协会（EIA）制定的规范。用于GP300向IAC传输数据，雷达接收机向显示屏传输数据，及数据装载机与FMC间的数据传输。
（7）RS232总线
RS422也是由电气工业协会（EIA）制定的规范。主要用于PRIMUS2000系统内的部件与电脑间的ASC II码间的传输。如个人电脑与IAC，DAU，AHRS测试功能间的连接，及校正磁传感器时用。
（8）电子显示总线
IAC内包含有字符发生器，用于字符显示。所有IAC字符发生器的输入都从ASCB和显示控制器的RS422总线来。SG处理这些信号并输出到五个DU里。

2．仪表和控制面板
驾驶舱控制面板包括：
主仪表板、遮光板、头顶板、中央操纵台、顶部跳开关板。
主仪表板上有五个显示屏：第一部PFD，MFD，中间是EICAS（电子指示提示与咨询系统）显示屏，第二部PFD，MFD。此外还有备用HSI，备用地平仪，备用控制盒CDH，红色警告面板，两个TCAS告警开关（当有TA情况时按下此开关，显示屏自动转到2.5海里TCAS显示），两个侧滑仪，一个襟翼超控开关（当襟翼不能正常到位时，某些情况下近地告警系统会告警，此时用此开关超控），一个COM 1热开关。
遮光板上有GP300面板，两个时钟，两个主警灯和两个低于下滑道告警灯。其中主警灯不仅有提示功能，而且有重置功能。
头顶面板，见31-25，图11。
中央操纵台，见31-26，图12。要注意上面的转换面板。
电子设备架有三个，见图13（31-27）。

时钟系统。提供当地时间，格林威治时间，飞行时间和计时，第一部时钟还向IAC 1提供时钟信息。时钟只在BAT开关接通的时候才亮，其内置电池保证飞机断电时时钟仍然有电，电池寿命是10年。
START-STOP钮：用于开始和停止计数功能。
RESET钮：用于重置计数器。
各模式如下：
LT:当地时间。设置当地时间小时是在LT模式下按下RESET按钮，只能调整小时数。
UTC:通用时间。当更改该时间时LT也会相应发生变化。使用RESET钮来调整时间。
FLIGHT：飞行时间统计。地面按下RESET钮重置该值，而当空中计时时不能重置。
SW用于计时。同时按下STOP-START钮开始和停止。
DC：用于倒计时，也是用STOP-START钮开始和停止。
DATE:用于设置日期，在DATE模式下同时按下RESET,START-STOP钮可重置日期，然后按下START-STOP钮增加月的值，按下RESET设置日期值，最后都设置完后按下RESET钮完成设置。


FDR飞行数据记录器
飞行记录器装在后货舱电子设备架上，桔红色。能记录25小时的飞行数据，在飞行中或地面上一发启动时工作。
31-37页电路图:三轴加速度计记录三轴的加速度信息并输往DAU,FDR的数据从第一部DAU 1A通道中通过ARINC717传来,FDR将FDR FAIL/MAINT送到1B中去。电路图中的G开关装在FDR旁边，当冲击加速度超过3G时作动，切断电源以防止电源不正常导致抹音。当DAU CHA 或FDR内部故障时有FDR MAINT信息，表明是数据来源方面问题，此时FDR不能记录信息。而当G开关或FDR内部电源部分有问题时出现FDR FAIL信息，表明是电源方面问题。这两种信息均显示在CAS区。
实际工作中可能会碰到由于货舱装货鲁莽导致G开关误动作，FDR出现FAIL信息的情况，此时只需复位G开关即可。
FDR上有水下定位信标ULB，信标工作频率在35-40赫兹间。信标遇水工作，发出声波。ULB上有电池到寿日期，其它情况可以查CMM。

数据装载系统
该系统用于上载导航数据库，客户定义的飞行计划，飞机数据库以及下载维护信息。
数据装载机在RS232接头处与飞机相连。见图23（31-40）。

IAC
飞机上一共有两部IAC,左、右各一部，件号、功能不同。左边的IAC比右的IAC多出两项功能：FMS,AFCS.
第一部IAC包括:
FMS、FWC、I/O处理器、AFCS数字电路及模拟电路、RSB总线（用于与PRIMUS II交联）、I/O离散接口。
图27，P31-46。注意：
1.左IAC向左三个显示屏输送信号，右IAC向右两个显示屏输送信号。数据由显示屏再通过DU WRAP AROUND总线（ARINC 429)送回IAC,由IAC判断显示信号是否一致。当DU显示有误时显示CHECK DU X字样，EICAS显示有误时在PFD上有黄色ENG显示，而当PFD显示不一致时在红色警告面板上红色PFD灯亮。
2.IAC的CONFIG MODULE通过RS232与IAC相连，向IAC提供飞机构型信息。这是一个专门的组件。
3.两部IAC通过ASCB总线相连。
4.5VE面板，观察员座椅下面。从PSEU来的空-地信息通过5VE送出。
注意31-47各信号输出。尤其是FD/AP面板输出，通过RS422。IAC向面板输出照明灯电源，而俯仰轮信号则直接输往IAC.此外IAC内部的TONE GENERATOR从FWC接收信号并将告警信号送至ACP中。
IAC的很重要的功能是FWC.见31-52.其中对显示控制和DU上的输入逻辑的监控是通过GP300面板送往IAC的，对WXR控制总线输出也是通过GP300面板输入的。EICAS上的系统页面中的RED WARNING是从FWC中来的。
DAU:
当DAU的左右通道（A和B)不一致时PFD上会显示黄色的带框？号。而当左右FWC不一致时则显示黄色FWC。如IAC能判断出FWC 1失效，则将自动转为FWC 2.
维护注意事项：更换IAC时应先断电，断开跳开关，换IAC,通电，让另一侧IAC工作，然后再恢复4个跳开关。此时更换的IAC会从未更换的IAC处读取信息。否则要进IMT中再设一遍，路径是进入GND MAINT后到SYS STATUS里。
DAU内部有两个通道，信息同时输入。DAU从各系统收集数字，模拟和离散信号并将其滤波，处理后转成ASCB,ARINC 429,ARINC573/717总线上的信息，这些信息广泛地用于FWC,字符发生，EICAS显示和告警及其它系统页面上。ARINC429总线数据还被用于提供两个RMU上的备用发动机数据显示，ARINC717数据被用于给FDR提供数据，但只有第一部能提供，第二部DAU与FDR无联接。因此第一部DAU失效时FDR得不到数据记录。
DAU还用于处理发动机来的数据。第一部DAU接左发，第二部DAU接右发。每个DAU都有两个通道，正常情况下使用A通道。
DAU自身还有进行失速告警计算的功能。见31-64页.失速告警推杆器只有在两部DAU均有效且有一部有效的FWC工作正常的情况下才能进行。不需要PUSHER时只需按下操纵台上的PUSHER OFF按钮即可。抖杆器则在地面上和起飞后前10秒钟，以及DAU通电10秒钟内不工作。地面测试抖杆器要求：1.WOW信号，2.PITOT/AOA HEAT ON（因此在地面时容易烧坏加温的元件，要注意），3.释放阵风锁；4.按下两个STALL WARN钮。
地面复位推杆器在前轮舱内区域，见31-67页。
31-70页的红色警告面板注意：只有起飞构型和PFD是从FWC处来的信号，其它的都来自传感器。

中央显示屏
每个显示组件内部有两个风扇，表面可用50％的酒精和50％的水清洁。DU的显示由GP300面板左右两块板控制。
GP300面板各按钮的功能：
左右两板的不同处在于上部中间的旋钮，左边是IAS,用于设置指示空速，右边是ALT，用于预设高度。其它各钮功能如下：
CRS:预设飞行航道。当按下PUSH DIR时以当前航道为航道。
HDG:与水平模式中的HDG模式共用，用于设定航向。在按下PUSH SYNC时HSI显示上将预选航向与当前航向保持一致。
DH/MDA:用于选择显示的是决断高度还是最小下降高度。按下PUSH PRE将使高度值自动回到预设值。
BARO：选择显示高度的单位是英寸汞柱还是毫巴。按下PUSH STD将使高度回到标准气压高度。
中间下部的六个按钮功能：
FMT:用于改变显示方式。
O和方块键：用于改变ADF和VOR的显示。
下面的三个键是用于飞行的。V/L用于选择VOR/LOC导航模式。与NAV或APP配合使用。MLS指微波着陆，飞机上没装，因此无用。FMS指让FMS控制飞机按航路飞行。当按下CPL耦合端的FMS钮后接通水平导航和垂直导航，即可让飞机按FMS预定航路飞行。


转换控制面板
转换控制面板可用于部件失效时转换，也可用于排故。
1.MFD1转换键。选择MFD1是显示PFD 1还是显示EICAS数据。用于当PFD 1或EICAS显示DU失效时转换。当EICAS失效时第二部RMU自动转至备份发动机显示。
2.SG1/2转换键。选择使用第一部IAC内的字符发生器还是第二部IAC内的字符发生器。当左SG不好时1，2，3号DU会黑屏，此时可用此钮进行转换。
3.MFD2转换键。功能同MFD1转换键。
4.ATT/HDG：用于选择在失去左ATT,HDG时转换到右边的ATT/HDG.
5.DAU：用于选择左右侧DAU的两个通道。这个功能对排故有帮助。如：右发发动机参数在EICAS上无显示，选2B（注意不是1B)可使右发数据从右DAU的B通道送至EICAS.如此时有显示，则可说明是第二部DAU A通道故障。
6.ADC:用于选择左右ADC。

备份显示
发动机参数在RMU上的备份显示是通过DAU通道A传输的。如果DAU的通道A失效，则发动机的备份显示也随之失去。
当左右IAC探测主EICAS显示已不可用时，右侧RMU自动跳到发动机参数显示页面。如果在此后IAC又探测到EICAS可用，则2秒后RMU又跳回无线电调谐页面。

31-86~91页图讲解

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34章
导航系统基本上属于PRIMUS2000系统的一部分，主要包括如下几个子系统：
AHRS,无线电高度表，大气数据系统，气象雷达系统，TCAS,GPWS,飞行管理系统，GPS.(34-11图）
1.大气数据系统
大气数据系统由ADZ840数字大气系统与两个大气数据计算机组成，它与两部IAC一齐工作。34-13图。
系统提如下数据：毫巴高度，压力高度，指示空速，马赫数，升降速度，最大操作速度，静温和总温，真空速。
MADC进行如下计算和信号转换：SSEC（静压源误差转换），离散开关信号，向PFD及其它系统输出的系统可用信号，低速警告抖杆速度。
大气数据系统最主要的部件是MADC.MADC有两个气压接头和一个79销钉的电气接头。它的输入包括全静压，飞机构型数据，气压修正及静压源误差修正解除。
全温输入是由一个500欧姆的ARINC575温度探头完成。
在GP300面板上可以通过一个控制旋钮设置场压，调节范围从22.00英寸汞柱到31.99英寸汞柱。调节的单位可选为汞柱或HPA.
MADC的输出总线是ASCB和ARINC 429.此外还有五个离散信号输出。FWC与MADC间有数据交联，用于控制MADC的工作状态和输出。MADC接收FWC的信息以确认故障信息存储地址。见34-18。注意内容：
2.3.3 FWC VALIDITY,
2.3.7 EVENT MAKER,
2.3.9 ASCB FUNCTINAL TEST,
2.3.10 BARO-CORRECTION DISPLAYED,
2.3.11 ALTITUDE/AIRSPEED MISCOMPARE,
2.3.12~16 FLIGHT NUMBER, DATE, A/C S/N, TIME
2.3.18 POWER DOWN DATA
MADC有三种工作方式：
A．NORMAL，正常工作模式。
B．SELF TEST 自检模式。通过MFD上面的按钮可进入自检菜单，只有在有WOW信号且空速小于50节时才能进入该模式。此时MADC会输出一批预设值用于自检。见34-24图（表）。
C．维护模式。此模式在组装和修理厂内通过向ASCB输送特定指令激活。
名词解释：PAST(PILOT ACTIVE SELF TEST)
          POST(POWER ON SELF TEST)          -这两个名词不一样


AHRS:
D-328飞机使用AHRS来提供飞机的姿态信息。AHRS包括两个AHRU和一个地磁传感器，一个记忆组件。AHRU内的传感器是光纤陀螺。AHRS用于感受飞机运动、航向及飞行动态信息送往EDS,飞行指引系统，气象雷达及其它系统。见34-23图（表）。
AHRS系统交联见34-27图。
AHRU安装在电子舱内的安装架上，采用强制冷却通风。AHRU的气滤一旦堵塞就会引起过热。实际工作中要注意AHRU的安装架是出厂时精确校准的，无特殊理由不能随意拆卸。
D-328飞机上的系统是捆绑式，不同于平台式系统。二者的区别在于：
平台式系统使用2.5或3自由度陀螺，其转子通过万向结与机体隔离，输出量与位移成正比。
捆绑式系统无万向结，转子随机体过动，输出量与速率成正比。
AHRS内部使用光干涉陀螺，利用两束行程方向相反的光在光纤里的行程差制造干涉波，从干涉波相移里计算出运动信息。
在EICAS MAIN菜单里选择设置AHRS的工作模式。AHRS有六种工作模式：
1.起始模式。地面通电时进入该模式，AHRU自检确定工作正常。地面检查要耗2分钟，空中自检只耗15秒。自检结束后通常进入全性能模式。当电源中断200毫秒以内时系统不会丢失数据，但200毫秒以上时则要重新自检。
2.全性能模式。这是AHRS的正常工作模式。此时系统用真空速补偿飞机俯仰、倾斜姿态，地磁传感器则被用于长时间航向基准。
3.DG模式。此模式下系统不参照地磁传感器数据。当地磁传感器故障或飞行区域磁场不稳时可用此模式。
4.BASIC模式。当AHRU没有真空速数据时进入此模式，此时AHRU的精度同常规转子式陀螺精度相同。
5.测试模式，飞机在地面进行测试时进入此模式。测试时PFD应显示如下姿态：
右倾15度，机头上仰5度，航向30度。
6.维护模式，此模式用于AHRS安装和维护中。

AHRS系统的故障指示：
见34-30图（表）。注意AHRS一通电风扇就工作，而ICU,INV在探测到过热时风扇才工作。

仪表着陆系统
仪表着陆系统原理及背航道时无GS原因。
仪表着陆系统的接收机位于INU内，其余部件包括RMU,备用控制盒，两个ACU.见34-54图。
34-56图21，INU内部构造。INU内包括VOR接收机、LOC接收机,GS接收机和ADF,MB接收机，此外还有一个母板、温度传感器和风扇。如INU内温度过高，风扇会自动工作。INU与系统其他部件的联接主要是靠RSB进行的。INU需要的飞机高度信息是由ADC通过ASCB送至IAC，再从IAC通过RSB送至INU内部。
INU及导航系统的一些工作特点：
1.由于HF的发射功率很大，HF发射对ADF往往会被干扰。因此在HF发射时系统会使ADF指示指针停在原位。如HF发射超过5秒，EFIS上的ADF指针会消失。
2.为防止L波段的设备收发上互相干扰，INU在内部设置了抑制总线以防止它们互相应答。
3.INU的系统构型跳线板装在电子设备架上，由INU内的母板在每次通电时读出上面的数据。数据包括左、右侧识别等。
导航系统操作：
MB操作。见图34-60。注意MB的音量不能调得很小，以防飞行员没有得到及时的提示。
备用导航显示:见34-62图。


DME系统
DME属六通道扫描DME,四个用于定位，两个用于识别。工作距离最大可达到300海里，最大地速1000节，最大到台时间999分钟。在FMS控制飞行时，VOR/ILS频率与DME同时由FMS控制调节。RMU上的DME键允许在不改变现行VOR频率的情况下转到另一个DME台。

ADF系统
ADF频率从1000K至1799.5KHZ，紧急情况下可用2181KHZ到2183KHZ。信道间隔0.5KHZ.

ATC系统
ATC包含在ICU内部，与TCAS有交联。
见34-90图，HF PTT用于防止串扰，SIMULCOM用于防止左右ATC互相干扰。

TCAS系统
TCAS系统已升级为TCAS7.0，性能有所提高但工作原理没有变，只是主机使用软件进行了升级。TCAS底部天线是无方向性的刀型天线，顶部天线是方向性的圆天线。见34-96图。图中没有标出RSB接口。
实际工作注意设备架的风扇电从TCAS计算机中来。TCAS计算机不工作时风扇也不工作。
TCAS的显示有TA和RA.TA可在MFD的键盘上选择是否显示，RA在PFD上显示。
TCAS的控制，见34-100。
由于只能有一部ATC处于工作状态，当一边的RMU在控制ATC/TCAS时，另一边的RMU上的数据会随之变化（呈黄色）。
34-101页TCAS/ATC的控制：TCAS/ATC工作方式：ATC ON,ATC ALT,TA ONLY,TA/RA.见图34-100。
按下PGE按钮进入RMU PAGE页，选ATC/TCAS进入系统控制。可输入航班号。退出后按下MAINTENANCE钮进入RMU SETUP，选择是否不设ATC航班号。如TA DISPLAY被设为OFF,则出现TA情况时不能显示在MFD上，要按下TA指示灯。
TCAS显示：红色实心方块，表明RA情况，有立即威胁并需立即反映。20-30秒反映时间。
           黄色实心圆圈，表明TA情况，建议进行目视搜索并反映。35-45秒反映时间。
           洋红色实心菱形，表明有接近情况，TCAS正在跟踪但尚不达到TA。
           蓝色空心菱形，表明其他飞机位置。  见34-106图。
在MFD上设置TCAS的方法，见34-107。按下MFD MAIN1/2后选DSPLY,按下TCAS可选TA TACS显示为ON或OFF.当TA选为ON时用旋钮选显示距离圈大小，距离等于或大于50海里时将不会有TA显示。将距离选回25海里会显示TCAS。
TCAS系统测试可在地面进行。而PAST(PILOT ACTIVATED SELF TEST）可在空在进行，无论此时TCAS是在工作还是备用状态。如果PAST在进行时出现了TA或RA情况，系统会立即中止测试，显示正常的TCAS信息。
POST:指POWER ON SELF TEST,TCAS通电进进行的测试。当系统从无电到通电时，RMU指令进行一次所有组件的测试，但在MFD上不会有相应显示。此时在MFD上TCAS的显示是TCAS DISPLAY OFF.



无线电高度表系统
无线电高度表向地面发射脉冲，从反射回的脉冲波与发射波的时间差来确定飞机的高度。其高度范围是0-2500英尺，属精密高度表。每个高度表系统包括一部收发机和两个天线（收/发）。高度在显示屏上显示。收发机从IAC接收自检命令。见图34-124。
DH和MDA的设置：在GP-300面板上进行设置。MDA的设置在0-16000英尺间，不常用。
拆装高度表天线时必须按JIC步骤来，要注意天线的箭头方向，否则会对系统造成严重伤害。


雷达系统
我司飞机装的是PRIMUS 880型雷达。该型雷达收发机与天线联为一体，在MFD上进行设置和控制，无单独的控制面板。在地面可通过设置一个开关（收发机上）使雷达不发射电磁波。雷达天线18英寸，工作模式在MFD上设置。如果两侧MFD距离、工作模式、天线俯仰设置不一致，则向右到左扫掠按左边设置工作并在左边显示，从左到右扫掠按右边设置工作并在右边显示。
由于雷达波对人体有影响，地面必需保证前方至少30米无障碍物且2.75米内无人员的情况下才可进行雷达测试。厂家推荐安全距离见图34-134。
加油时严禁发射雷达波。
地面测试雷达时只有同进按下两个MFD雷达页面的TEST位才能启动测试。此时雷达要向外发射电磁波。
在MFD上设置时先进入MFD MAIN，再按下RADAR位。选GAIN控制增益，选RNG控制探测距离，TILT控制俯仰，RCT选择是否进行雨量衰减补偿。
雷达通电以后自动进入备用模式，用45秒时间预热。此后系统进行自检，此时会有能量从天线发射出来。要防止这一情况，可对收发机上的开关进行设置，但此时显示屏上会出现一个黄色FAIL信息。飞行前必须将开关设回原位，否则会导致航班延误！
雷达在备用模式时天线在上扫位置，不发射、接收电磁波。系统有一个强制进入备用功能，用于其他开关信号（如WOW)将雷达强行设至备用。此时会显示一FSBY字符以说明情况。驾驶员可通过在MFD雷达菜单上选择工作模式来超控这一模式。
雷达工作模式有：
  气象WX。此时进行气象探测。
  地图GMAP.此时天线进行向下扫掠，探测地形。
  雨量衰减REACT。补偿雷达波反射造成的失真。
  飞行计划FP。此模式与远程导航系统联用，用于在远程导航系统上显示出实施的飞行计划。
  测试TEST。已讲过。
  稳定STAB。将雷达天线设置于稳定的扫掠角度。此模式如置OFF位，则雷达天线将随飞机运动。
  矢量扫描SECT选择扫描角度是60度还是120度。
  目标警告TA:注意与TCAS的TA。当7.5度内的前方有严重的气象情况时告警。告警级别见34-138。
  湍流TRB。此模式下雷达分析信号以确定是否存在湍流。存在区域用灰白色显示，在50海里及以下的区域内可进入此模式。
气象雷达失效时的显示见34-140图。黄色WX字符。



飞行位置计算
在D-328飞机里位置计算是由第一部IAC内部的FMS功能模块进行的。FMS的功能包括如下几点：自动无线电频率控制，飞行计划建立和存储，航路点产生与存储，导航信息存储与使用。但FMS最重要的功能是提供飞机精确的远/近距垂直/水平导航。这些导航信息由VOR,DME,AHRS,ILS,GPS等提供，由FMS进行计算和修正。FMS输出信息和指令给飞行员/自动驾驶完成导航。
注：导航不仅指飞机定位，还指飞行轨迹的建立与控制。执行由AFCS完成。
水平导航功能可视为一个区域导航系统。
垂直导航（VNAV)包括VNAV高度保持，高度预选，飞行层改变及垂直航路引导。VNAV允许飞行员定义航路点高度和下降角度，FGS按这些数据对飞机进行控制。
FMS包括三个部件：CDU(FMS与驾驶员的人机接口)，IAC,数据装载机。数据装载机的作用在31章里已讲过。导航数据库通过磁盘载入，每28天更新一次。
CDU的键盘要注意功能键：
  PERF：进入性能索引页面。
  NAV：进入导航页面，选择导航模式。
  FPL：进入飞行计划页面，此时选择要实施的飞行计划的第一页。如果此时无要实施的
    飞行计划，飞行员可手工输入或上载飞行计划，或从储存的计划中调出一个来。
  PROG：进程键，用于显示目前的飞行进程，包括预计时间，距离及燃油消耗，当前导
    航模式，当前导航源等。
  DIR：按下此键飞行中直接切入航道。驾驶员用。
CDU上有六个指示灯，黄白两色。黄色表示警告信息，白色表示咨询信息。CDU自动调节亮度，也可用亮度调节钮人工调节。
FMS接口见图34-112。FMS的三种工作模式：全性能模式，地速模式，燃油流量模式。
FMS关闭学习功能：在CDU上设置。

Cod_XIII

此教程为Dornier328-300专用

monkeyboyz88

很好。。。。

won428

太专业了～
看不懂～

robert1thong

好像在中国网的机务在线

alanwin

版主，感謝分享...很專業...



可是我一句都看不懂