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737NG甚高频全向信标系统【机务放单考试精品资源】

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B737NG-通信系统——机务经验交流

B737NG-通信系统——机务经验交流
• 甚高频（VHF）通信系统提供视距范围内的通信。它为飞 机与飞机之间及飞机与地面站之间提供通信。
甚高频（VHF）通信系统
VHF通信系统 － 驾驶航部件位置
E/E舱部件位置
天线部件位置
VHF通信系统 － 无线电通信面板
VHF通信系统－TEST
高频通信系统
• 高频（HF）通信系统提供远距离的声音通信。它 为飞机与飞机之间或地面站与飞机之间提供通信。
• 飞行机组呼叫系统可使飞行机组与乘务员之间相互呼叫。可进行 如下呼叫：
• － 驾驶舱到乘务员位 • － 乘务员位到驾驶舱 • － 乘务员位到乘务员位 • 系统的声音和视频指示告诉飞行和座舱机组使用座舱内话。
飞行机组呼叫系统／座舱内话 － 介绍
驾驶舱部件位置
系统接口
地面机组呼叫系统 － 介绍
高频（HF）通信系统系统介绍
E/E舱部件位置
天线部件位置
HF通信系统
• HF通信系统用天线耦合器提供一个50Ω阻抗使收发 机与天线匹配。这个匹配阻抗降低了经RF输出电路 送回到收发机的反射功率。HF通信系统用功能方式 完成接收，调谐和发射操作。这些是HF通信系统的 功能方式： • － 归零 • － 接收／等待 • － 调谐 • － 接收／操作 • － 发射
HF通信系统－TEST
选择呼叫系统 — 介绍
选择呼叫系统（SEL CAL）向飞行机组提供来自航空公司地面台站 的呼叫显示。驾驶员不必连续监听公司通讯频道。
系统接口及功能介绍
驾驶舱部件
E/E舱部件
话音记录器
• 话音记录器连续记录： • － 飞行机组通讯 • － 驾驶舱声音 • 话音记录器保留最后120分钟的音频
飞行内话系统 概述
驾驶舱部件位置

737NG TCAS系统【机务放单考试精品资源】

737NG TCAS系统【机务放单考试精品资源】
介绍(0.75学时)
• 概述 TCAS系统可以协助机组避免与其他装有ATC应答机的飞机相撞。TCAS是在空
中发生的，和地面塔台的ATC系统是各自独立的系统。 TCAS发送询问信号给附近的飞机，装备有ATCRBS应答机或者ATC MODE S应
答机的飞机回答询问询问信号。TCAS系统利用这些回答信号计算目标机的 距离、相对方位和高度。如果回答信号没有高度信息，TCAS将不能计算出 入侵机的高度。被TCAS询问的飞机叫做目标机。 利用回答信号和自己飞机的高度信息，TCAS可以计算出本机和入侵机的相 对运动，还可以得出两者的最接近点。 根据两架飞机到达最接近点所需要的时间和距离，目标机被分为四种类型： 其他飞行的飞机、比较接近的飞机、入侵机和危险的飞机。
2处理电路得到方位信号然后把这些信号变成数字信号， 信号处理器有如下的功能：
用时间计算逻辑信息和方位信息计算入侵机的方位和距离 探测MODE C或者MODE S脉冲 当TCAS发射信号时，控制抑制电路发射抑制脉冲 通过发射/接收电路发射和接收MODE S或者ATCRBS询问信号 • 抑制
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功能描述
• BITE TCAS计算机还有自测试功能。它不停的监控计算机的系统故障和正常情况
下的内部故障。同时，当开始TCAS的自测试时，BITE产生测试信号，并把它 们送给信号处理器和发射/接收电路。在自测试的同时，BITE监控系统故障 和内部故障。 当BITE电路探测到故障时，故障将会被存储到故障存储器中，它同时还通 过I/O电路输出到DEU和FDAU。 当BITE探测到故障信号时，这些故障信号通过I/O送到如下系统： ✓DEU ✓REU ✓FDAU • 当测试完成时在计算机面板上有系统的状态灯显示 • 方向性天线 方向性天线有四个电子元件，它们各自间隔90度。每个电子元件都是独立 的，有着各自的同轴接头。

737NG无线电高度指示系统【机务放单考试精品资源】

737NG无线电高度指示系统【机务放单考试精品资源】
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系统工作1
• 跑道上升符号 跑道上升符号在以下时候显示在PFD上:
飞机在2500英尺以下 LOC偏离在PFD上显示出来 • 上升跑道符号从200英尺开始上升到0英尺时跑道符号上升到飞机符号的下
面
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系统工作2
• 无线电决断高度数据无效 • 无效的EFIS控制面板数据将显示琥珀色控制面板旗，同事RADIO字符和决断
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部件位置
• 概述 无线电高度收发机位于电子设备舱的E3架上，无线电高度天线位于 机身的底部。
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部件位置2
• 描述 驾驶舱RA系统接口的组件有以下几个：
左右EFIS控制面板 通用显示系统（CDS）显示组件（DU）
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RA收发机
• 用途 RA收发机计算无线电高度 RA收发机有一个非易失存储器，可以存储最近63个航段故障信息。每个航
高度值将消失。 • 同样，垂直升降速率指示（VSI）变成灰色，但这种情况下不会出现VSI失效
2
一般描述
• ARINC429数据总线2发送数据到以下部件： 近地警告计算机（GPWC） 交通警告和防撞系统计算机（TCAS） 飞行数据采集组件（FDAU） 气象雷达（WXR） 通用显示系统（CDS）显示电子组件（DEU）
收发机利用临近开关电子组件（PSEU）获得空地离散量用来记录飞行航 段的故障。
红色或绿色LRU STATUS LED 指示收发机的工作状态，当收发机工作状态好的 时候该灯指示为绿色，当收发机有故障时该灯指示为红色。
红色XMIT ANT FAIL LED 指示发射天线或电缆故障 红色REC ANT FAIL LED 指示接收天线或电缆故障
我们可以通过按压测试按钮来进行自测试。

737NG全球定位系统【机务放单考试精品资源】

737NG全球定位系统【机务放单考试精品资源】
• 概述 这些是驾驶舱中与GPS有关的部件：
控制显示组件 主警告灯 IRS主警告组件 警告牌和亮暗组件 IRS方式选择组件
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部件位置
• 概述 GPS传感组件在多方式接收机（MMR）内部。MMR在电子设备舱。MMR 1在 E1-2架上，MMR 2在E1-4架上。
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天线位置
• 概述 GPS天线在机身顶部。
出于安全的考虑，美国国防部故意降低民用精度到95%的固定位置100公尺。 军用接近精确定位服务（PPS）。PPS在95%的固定位置具有18公尺精度。
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工作原理2
• 测距 • GPS接收机利用测距原理来测量接收机到卫星的距离。接收机存储器中总是存
有卫星在其轨道上的位置。 • 接收机测量无线电信号从卫星到飞机所用的时间。因为接收机知道卫星的位置
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工作原理2
• 为了计算飞机位置（纬度、经度、高度）和△tBIAS，接收机必须知道最少4 颗卫星的位置。接收机同时测量到所有卫星的距离，然后用4组方程式解算 如下4个未知数：
纬度 经度 高度 △tBIAS • GPS时间
所有卫星同步到世界协调时（UTC）。卫星将这个时间传送给接收机，卫 星UTC的精度大约1000万分之一秒。接收机使用ARINC 429格式传输UTC。接 收机每秒钟还传送一个非常精确的时间标记。
个糟糕的卫星覆盖条件的例子就是：至少有4颗卫星可用，但是飞机收不到 或丢失卫星信号。 在辅助模式，GPS从ADIRU接收惯性高度、航迹角和地速。当又有好的卫星 覆盖条件时，GPS使用ADIRU数据快速返回导航模式。在此模式，GPS输出为 NCD（无计算数据）。 如果GPS在30秒钟或更长时间不能跟踪到任何卫星，GPS将返回到截获模式。

B737NG机型执照试题集

B737NG机型执照试题集

B737NG机型执照考试题库B738 正常程序1.完成正常程序的目的是：A 满足飞行条件B 使驾驶舱构型正确C 确保飞机各系统无故障D 以上 A 和 B2.检查单用于证实哪些项目已完成：A 正常程序中包括的所有项目B 影响飞机操纵形态的重要项目C 影响飞行安全的重要项目D 以上 A 和 B3.在执行程序的过程中，机组应确定系统对所实施的动作会有正确的反应。

如发现指示异常，机组应首先检查：A 系统控制电门或手柄位置是否正确B 相应的跳开关C 测试有关的系统灯光4.起飞前，当在发动机启动好后，主注意灯和系统指示灯亮，应查阅＿＿，确定是否符合＿＿的要求后，才可以起飞。

A 非正常检查单，正常检查单B 非正常检查单，最低设备放行清单C 正常检查单，最低设备放行清单D 放行偏差指南，最低设备放行清单5.驾驶舱责任区是如何分工的？A 按机长与副驾驶分工B 按操纵飞行员（PF）与监控飞行员（PM）分工C 按左右座分工D 飞行前和飞行后按机长与副驾驶分工，飞行中按操纵飞机的飞行员（PF）与监控飞机的飞行员（PM）分工6.操纵飞行员（PF）负责：A 飞行航径、空速、飞机形态、导航B 飞行航径、飞机形态、导航、通讯C 飞行航径、空速、导航、通讯D 飞行航径、空速、飞机形态、启动手柄7.监控飞行员（PM）负责：A 读检查单、通讯、PF 分派的任务、监控滑行、飞机航迹、空速、飞行C 飞行航径、读检查单、导航、通讯D MCP 板、读检查单、通讯、起动手柄、火警电门8.MCP 板应由谁操纵？A 机长B 副驾驶C 操纵飞行员（PF）D 自动飞行时由操纵飞行员（PF）操纵，人工飞行时由监控飞行员（PM）在 PF 的指令下操作9.谁对所有行动的指令和执行有最后决定权？A 机长B 操纵飞行员（PF）C 自动飞行时为操纵飞行员（PF），人工飞行时为机长D 自动飞行时为机长，人工飞行为操纵飞行员（PF）10.使用自动驾驶、飞行指引仪或自动油门时，如何证实选择或计划的方式改变了？A 按压了某个方式电门B 方式电门上的绿灯亮了C 飞行方式信号显示上出现了改变D 飞机的飞行姿态发生了改变11.CDU 由谁负责输入和证实？A 始终由副驾驶输入，由机长证实B 始终由右座输入，由左座证实C 始终由监控飞行员 PM 输入，由操纵飞行员（PF）证实D 在地面，由机长或副驾驶输入，另一人证实；飞行中，由监控飞行员PM 输入，由操纵飞行员（PF）证实12.执行通电程序，如果没有外部电源，对火警系统进行测试时，哪个系统不能被测试？A 发动机火警警告系统B APU 火警系统C 轮舱火警系统D 货舱火警系统13.对火警系统进行测试时，APU 地面控制面板上会出现什么情况？A 火警指示灯不亮，火警喇叭不响B 火警指示灯亮，火警喇叭不响C 火警指示灯不亮，火警喇叭响D 火警指示灯亮，火警喇叭响14.APU 提供引气前，建议让 APU 先工作多长时间？A 半分钟D 三分钟15.驾驶舱预先准备期间，应将襟翼手柄放在哪个位置？A 收上位B 5C 起飞襟翼位D 与襟翼位置指示一致的位置16.对货舱火警系统进行测试时，如一个货舱火警指示灯不亮且探测故障指示灯亮，则说明：A 系统工作正常B 至少有一个探测环路不工作C 两个探测环路都不工作17.驾驶舱预先准备期间，如果将旅客氧气电门扳到“ON”位，是否会导致旅客氧气面罩放出？A 会B 不会18.驾驶舱预先准备期间，应检查机组氧气压力：A 不低于 1850PSIB 不低于 2000PSIC 不低于 1000PSID 符合放行要求19.驾驶舱预先准备的 IRS 校准期间，飞机必须停住到什么时候？A 将 IRS 电门放到“导航”位后 5 分钟B 两个直流接通指示灯瞬时亮以后C 校准指示灯稳定地亮以后D 校准指示灯由稳定地亮变为熄灭后20.低温天气下，由于燃油温度低，机翼下表面会结霜，霜的厚度超过多少时，不允许起飞？A 1 毫米B 3 毫米C 5 毫米D 8 毫米21.起动前程序中，应检查刹车储压瓶指示器指示压力不小于多少?A 1000PSIB 2000PSIC 2800PSID 3000PSI22.飞行前准备期间，灯光测试时，发动机火警警告灯是否会亮？23.对氧气/内话机检查时，音频控制面板上选择了内话发射机和面罩位MASK，将氧气面罩上的复位/测试电门和紧急/测试按住，同时按压音频控制板上的话筒电门，但在驾驶舱扬声器中听不到氧气流动的声音，说明：A 可能没有氧气流到面罩B 扬声器可能有故障C 可能是氧气面罩麦克风故障了D 以上都有可能24.起动前，中央油箱油量超过多少时，中央油箱燃油泵电门应放到 ON 位？A 0B 1000 磅C 1000 公斤D 460 磅25.风挡加温电门应在什么时候打开？A 驾驶舱准备期间B 发动机启动后C 地面滑行期间D 起飞后26.通常情况下，探头加温电门应在什么时候打开？A 驾驶舱准备期间B 发动机启动后C 地面滑行期间D 起飞后27.驾驶舱准备期间，应首先接通哪一侧的飞行指引仪？A 机长一侧B 左侧C 操纵飞行员 PF 一侧D 哪一侧都可以28.显示发动机次要参数后，什么时候会出现 EGT、燃油流量、滑油压力等指示？A 任何时候B 发动机启动电门放到地面位后C 发动机达到慢车稳定转速后D 发动机出现非正常情况后29.飞机加油期间，不允许使用：A VHFB HFC ACARSD IRSA 必须等 N1 达到 25%后B 必须等 N2 达到 25%后C N1 达到 25%或在最大马达转速下 N1 不低于 20%时D N2 达到 25%或在最大马达转速下 N2 不低于 20%时31.如果发动机启动不成功，再次启动的间隔不少于多长时间？A 10 秒B 30 秒C 1 分钟D 2 分钟32.发动机每次尝试启动最多不超过多长时间？A 30 秒B 1 分钟C 2 分钟D 5 分钟33.发动机启动期间，如果过早地将发动机启动手柄提到慢车位，会导致：A 启动悬挂B 启动活门关闭C “热”启动D 启动中止34.在地面，出现以下哪种情况时，应中止启动？A 启动手柄还未提到慢车位前就出现了 N1B 启动手柄还未提到慢车位前就出现了滑油压力C N2 达不到 25%D 启动手柄提到慢车位后 10 秒钟，EGT 仍不上升35.牵引飞机时，如果没有插前轮转向锁销，则必须：A 关断 A 系统液压泵B 关断 B 系统液压泵C 关断 A 和 B 系统液压泵D 将前轮转弯电门扳到备用位36.起始爬升阶段最小应保持＿＿速度A V2B V2+15C V2+25D V2+3037.在APU 电门放到“OFF”位后多长时间才可以把电瓶电门关断：A 10 秒B 20 秒C 30 秒D 2 分钟的项目：A 导航B 念检查单C 通讯D 火警电门39.飞行中，正常情况下，以下哪个是监控飞机驾驶员（PM）负责的项目：A 空速控制B 起落架手柄C 飞机形态D 导航40.人工飞行时，方式控制板应由谁调置：A 机长B 副驾驶C 监控飞机的飞行员D 监控飞机的飞行员在操纵飞机的飞行员的指令下调置B738 补充正常程序1.什么情况下需要使用补充正常程序？A 每次飞行都要使用B 在特殊情况下，需要使用时C 当系统出现不正常情况时2.如何完成补充正常程序？A 凭记忆完成B 先复习程序再完成C 对照着程序完成D 以上均可3.使用外部气源车启动期间，如果使用飞机空调系统，电瓶电门应放在：A 接通位B 关断位C 接通或关断位都可以4.使用外部气源车启动期间，如果管道压力低于 20PSI 且 APU 在工作，应该：A 将 APU 关车B 将 APU 引气电门关断C 选择较高的座舱温度D 利用 APU 给左组件供气，外部气源只给右组件供气。

737NG测距机系统【机务放单考试精品资源】

737NG测距机系统【机务放单考试精品资源】
• 测试 当CPU接收到从导航控制面板送来的测试命令时，CPU将做询问机测试工作， 同样的你也可以在询问机前面板按压测试按钮。在导航控制面板上做测试 时，询问机前面板LED灯并不会显示
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导航控制面板
• 测试 按压导航控制面板测试开关，导航控制板通过输出总线发送一个测试命令。
如果当前频率窗为VOR频率时，测试命令送到VOR接收机；如果当前频率窗 为ILS频率时，测试命令仅送到ILS接收机。如果一个DME频率与VOR或ILS频 率成对时，测试命令同时也送到DME询问机。 当进行系统的主暗测试测试时，导航控制面板将显示188.88，这种显示为2 秒亮1秒暗，直至测试结束。
脉冲，发射脉冲再通过循环器送到DME天线。 发射机发送一个信号到抑制电路，在发射期间，DME询问机内部的抑制电
路发送一个抑制脉冲到下列单元： ✓DME2询问机 ✓ATC1和ATC2应答机（XPNDR） ✓TCAS计算机
抑制脉冲将阻止其他LRU接收机工作防止损坏内部电路。 • 接收
循环器将从天线接收的RF脉冲对送到接收机，接收机将脉冲对送到CPU， CPU计算斜距。它使用从发射脉冲对到接收地面台回答之间时间来计算距离。 当其他L波段系统发射时，抑制脉冲将阻止接收机工作
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Hale Waihona Puke 问机• 概述 DME可以调谐252个频道并计算在DME范围内所有频道的距离信息。在甚高频 频率范围总共有200个DME频道，另外其他52个频道是和军队TACAN结合在一 起的。波道间隔为1MHZ。DME接收频率在比接收频率高或低63MHz。
• 用途： 询问DME地面站 接收地面站的答复 接收地面站的识别码 计算斜距 • 频率,在VHF频段DME调谐的频率如下： 108～117.95－DME台和VOR或ILS台配对 133.30～135.95－单独的DME台 • 前面板,DME询问机前面板有以下功能： LED状态指示 一个自测试按钮

操作检查应急定位发射机【机务放单考试精品资源】

操作检查应急定位发射机【机务放单考试精品资源】
• 注：LED闪亮5次可以忽略（这是因为ELT/NAV接口部件没有安 装）。LED闪亮7次代表ELT电池故障。LED闪亮3次或4次代表ELT 发射系统故障。LED闪亮1次,代表G-开关回路故障。
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➢ 如果需要，则通知相关部门ELT测试已完成。 ➢ 恢复飞机至正常状态，断开电源。
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操作检查应急定位发射机
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• 概述
• ELT：EMERGENCY LOCATOR TRANSIMITTER,应急定位发射 机；
• 根据CCAR-91R2第91.435条规定：任何批准载客19 人以 上的所有飞机必须至少装备一台自动应急定位发射机或 两台任何类型的应急定位发射机 ；
• 公司737NG除了XIA001-006没有固定式ELT（亦称自动ELT） 外，其余飞机均已安装固定式ELT。
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• 固定式ELT概述
当飞机垂直速度变化超过一定标准，固定式ELT自动开 始发射
机组可在驾驶舱控制面板上通过扳动电门促使ELT发射 ELT在VHF和UHF频道发射导向信号，用于机组的搜救工
作 ELT同时将信号通过卫星发送至地面台，用于应急信号
的定位计算
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• ELT部件定位
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• ELT功能框图
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• 注意事项：
如需更换ELT本体，需记录拆下件和装上件的件号、序号、15位发射机编码。
安装电池组件时，要确保电池的导线正确安装，电池没有 损坏。如果忽略这些情况，可能导致起火或冒烟，从而伤 及人员和设备。
紧固的时候力矩不要超过规定的最大值，以免损坏部件。 需跟有关单位通告这是一次测试,并非真正的意外, 否则
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• 执行该工卡，应该遵守下列规定：

737NG测距机系统【机务放单考试精品资源】

737NG测距机系统【机务放单考试精品资源】
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天线
• 概述 L波段的DME天线发射询问机的输出信号并接收地面台的回答和识别信号。 • 物理描述 天线有一个防潮的O型密封圈，通过四个螺钉固定在机身。DME和ATC天线
是同样的、可互换的。 • 培训要点
为了去除防风雨密封胶，外力作用在天线是必需的，为了防止损伤飞机表皮 和天线基座电缆，必需使用密封胶清除工具小心清楚天线周围。
示。 DME系统往下列组件发送数据： ✓飞行控制计算机（FCC） ✓飞行管理计算机系统（FMCS） ✓飞行数据采集组件（FDAU） ✓遥控电子组件（REU）
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一般描述
在自动驾驶VOR模式，FCC利用DME输入数据来计算VOR截获点。VOR模式中 DME数据也用来飞越VOR地面台。
FMCS利用DME数据来计算FMC位置更新。 飞行采集组件接收DME数据，然后转换格式并送往飞行数据记录器。 REU接收从DME电面台的音频，然后将其送到机组耳机和喇叭。 DME系统发送和接收下面组件的抑制脉冲： ✓DME ✓ATCs ✓TCAS DME接收地面台的音频识别码并将其送到遥控电子组件
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控制
• 概述 音频控制板允许机组收听DME台识别信号，识别信号为1350Hz。 在EFIS控制板方式选择电门放在NAV显示模式以便显示DME距离。 • 音频控制 在音频控制板做以下设置来收听DME音频： 按下NAV接收机音量控制按钮（NAV1为DME1，NAV2为DME2） 在声音波段滤波开关选择B（BOTH）或者R（RANG） 设置NAV接收机音量按钮音量 声音/波段选择电门允许你收听DME音频，当声音/波段选择电门放在R或B位
故障，琥珀色的DME故障旗将代替DME距离。NCD和故障旗都是琥珀色的。
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737NG放行考试题库

737NG放行考试题库

电动调节 左 机外 右组件/区域 控制器、左 再循环风扇 1 主电子舱 OFF，AUTO， ON 1 前货舱后壁 板 内外压差 前货舱
从前货舱后 部接近 风扇内部过 170 700型飞机再循环风扇电门在自动位，风扇不工作，则可能是 热电门跳开 风扇未过热 171 800型飞机在地面时，右再循环风扇电门在AUTO位，则 时将一直工 再循环风扇 172 737-700哪种情况再循环风扇会工作? 电门在AUTO B737-700再循环风扇电门在自动位时，下面哪个条件不会使风扇自动关断（ 左或右组件 173 ） 电门断开 风扇控制电 174 关于800型飞机左再循环风扇描述正确的是 门在OFF 位 风扇电门在 175 下面关于700型飞机再循环风扇描述正确的是 OFF位时风扇 只有供气冷 176 设备冷却系统使用： 却 当设备冷却系统供气控制电门失效，即不在正常位也不在备用位时，各相应风扇 正常供气风 177 工作情况。（ ） 扇工作，备 178 设备冷却系统总个有几个风扇？ 179 737NG设备冷却的OEV的中文全称是 180 737NG设备冷却的设备冷却风扇装在 181 设备冷却系统在地面将热气排到什么位置 182 外排活门是如何操作的？ 183 737NG的OEV有几种工作模式 184 737NG设备冷却的设备冷却风扇要拆主电子舱地板接近的是 185 不是设备冷却OEV工作模式的是 1 外部排气活 门 .前电子舱内 货舱地板下 面 弹簧打开， 电动关闭 1 排气风扇 .正常模式
186 737NG设备冷却的设备冷却风扇要拆主电子舱地板接近的是 187 设备冷却低流量传感器探测到低流量时 ）
排气风扇 相应的设备 冷却OFF灯亮 三个：正常 、高流量、 任一组件电 门在HIGH 737NG的供气 和排气风扇 如果把电门 放到ALTN位 2个马达控制 的超压释压 1 有两个增压 控制器，位 .主电子舱 高度 2个正压释压 活门和1个负 两个都增压 1 8000FT 两个马达， 由各自对应 AUTO FAIL和 ALTN灯，信 350 350 15000ft 7.45psi 控制引气系 统流入飞机 依据MEL2114，将增压 关小后溢流 活门 8000FT 输入于控制 面板P5的目 飞机在8000 英尺高度 改变空气输 入流量率 客舱压力比 外界压力大

737NG无线电高度指示系统【机务放单考试精品资源】

737NG无线电高度指示系统【机务放单考试精品资源】
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系统工作1
• 跑道上升符号 跑道上升符号在以下时候显示在PFD上:
飞机在2500英尺以下 LOC偏离在PFD上显示出来 • 上升跑道符号从200英尺开始上升到0英尺时跑道符号上升到飞机符号的下
面
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系统工作2
• 无线电决断高度数据无效 • 无效的EFIS控制面板数据将显示琥珀色控制面板旗，同事RADIO字符和决断
段可以存储13个故障信息。只有厂家人员才可以读出这些存储在非易失存 储内的信息。 • 描述 收发机的工作限制如下： 频率：4235Mhz～4365Mhz 发射功率：500mw标称 工作范围：-12～2500英尺 前面板上的测试接口可以接上测试设备来进行相关的测试。
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RA收发机
• 工作 在收发机前面板上有三个LED状态指示器
高度值将消失。 • 同样，垂直升降速率指示（VSI）变成灰色，但这种情况下不会出现VSI失效
旗。
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RA天线
• 用途 RA系统共有四个天线来发射或接收射频信号。每个RA收发机有一个发射和 一个接收天线。发射和接收天线是同样的并且可互换的。
• 物槽上有一个O型密封圈。O型密封圈用来防潮的。天线的发射面涂有红色 的“FWD”和“DO NOT PAINT”
• 培训要点 不要在天线的发射面和底面涂漆。涂漆将影响天线的发射和接收。
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系统工作1
• EFIS控制面板 EFIS控制面板控制着无线电高度决断值和复位无线电高度决断警告显示至 正常显示。无线电决断高度显示在正副驾驶的显示器上。左EFIS控制板控制 着正驾驶的显示器，右EFIS控制板控制副驾驶显示器。
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部件位置
• 概述 无线电高度收发机位于电子设备舱的E3架上，无线电高度天线位于 机身的底部。

波音737NG-甚高频通讯系统

波音737NG-甚高频通讯系统
实现对任一收发机的调谐。 RCP把调谐信息记录在内存中，通常RCP是把内存里的调谐信息传送到总
线上去的。 RCP在以下情况下把CROSSTALK1总线直接连接到输出总线上。 RCP掉电 RCP关闭 RCP失效
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调谐
端口选择离散信号
RCP1,2传送端口选择离散信号到各个相应的收发机。
ACARS管理组件通过ARINC429总线把调谐信息传送到3号VHF收发机的端口 A。关于调谐接口的内容请参考”甚高频通讯系统调谐”。 VHF收发机提供本机状态信息给各个RCP。
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3号甚高频收发机接口
VHF天线 VHF天线从收发机接收RF信号，然后把它发射到其他飞机或地面站，同时天
线也接收外来的RF信号，并把它传送给收发机以解调出音频信号。 外部接口
发射时，收发机同时会传送一个PTT信号给飞行数据 采集组件，采集组件把这个信号当作一个发射事件 记录下来。
在接收过程中，天线把收到的RF信号传送给收发机 ，收发机解调并分离出语音信号，然后通过REU传 送到飞行内话喇叭和头戴式耳机。
选呼解码器从收发机接收音频信号用于监控是否有 从地面站来的呼叫信号。
737NG AV II
甚高频通信系统(3学时)
1
课件目录
介绍 一般描述 甚高频系统部件位置 甚高频系统接口 调谐 甚高频系统部件描述 甚高频系统工作 系统自测试 RCP自测试 系统总结
2
功用
甚高频通讯系统是一种视距传播的通讯系 统,用于飞机之间以及飞机与地面之间的 通讯联系
培训要点
飞机上电后,如果RCP没有故障,系统将按以下格式选择默认的工作方式.
RCP1VHF１
RCP3VHF3
RCP2VHF2
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调谐

737NG仪表着陆系统【机务放单考试精品资源】

737NG仪表着陆系统【机务放单考试精品资源】
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一般描述
• MMR接收机发送ILS偏离信号到下面LRU组件 DEUs REU GPWC FCC FDAU FMC 备用姿态仪
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天线和电子设备舱部件位置
• 电子设备舱 MMR在电子设备舱里，MMR1位于E1－2架，MMR2 位于E1－4架，LOC天 线转换开关位于E1架的侧边。
• 前电子设备舱 GS和LOC天线在前电子设备舱，GS天线位于气象雷达的上部，LOC天线位于 气象雷达的下部。
介绍(0.5学时)
• 用途 多模式接收机（MMR）包括仪表着陆系统和全球卫星定位系统的功能。本 节仅涉及仪表着陆系统功能。ILS在进近时向飞机提供沿跑道的垂直方向和 水平方向的引导信息，该系统利用来自（GS）地面台和（LOC）地面台的信 号。下滑（GS）地面台发射信号给飞机形成到跑道着陆点的一条下滑道。 航向偏离（LOC）地面台发射信号给飞机形成到跑道中心线的一条航道。
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模拟接口
• 概述
• 当在导航控制面板上对一个ILS频率进行调谐时，离散信号送到DEU去分辨 ILS频率或VOR频率。每个导航控制面板送离散信号到DEU1和DEU2。
• 在处于APP工作模式下，FCC发送一个ILS调谐抑制信号到MMR的ILS功能部分， 在这种模式下，ILS接收机将不会接受其他的调谐频率。
• 正常显示 LOC偏离指针和刻度显示在姿。偏离指示表示偏离跑道中心线左边或右边。LOC刻度为白色， LOC指针为洋红色。 LOC刻度能进行标准显示或扩展显示，琥珀色的两点刻度代替了白色的4点 刻度，作为扩展刻度显示，每一点代表0.5度的偏离。当自动驾驶发送ILS警 告时，白色的扩展指针会变成闪烁的黄色指针。扩展刻度显示了以下状态： LOC偏离小于5/8点 LOC或APP方式设置 ILS航向与飞机轨迹相差在5度范围内 自动驾驶在CMD方式

737NG飞机34-32-00指点信标系统

737NG飞机34-32-00指点信标系统

34—32—00—009 Rev 4 11/20/2000
有效性
YE201
34—32—00
34—32—00—009 Rev 4 06/03/1999
VOR／MB 接收机
30 秒后显示 返回正常状态
有效性 YE201
按压
指点信标系统 — 检测－１
34—32—00
指点信标系统 — 检测－2
概述
可通过导航控制面板执行导航接收机的远程检测。导航控制面板 可实施下列接收机的检测：
当飞机飞越近台，反向信标台或航路信标台时，IM 出现在主飞 行显示器上。TM 字母为白色。
NCD／FAIL 显示
如果指点信标数据故障或为未计算数据（NCD），以上显示不出 现。
音频概述
ACP 向遥控电子组件（REU）提供控制信号。REU 用该控制信号 选择送往飞行内话扬声器和头戴式收受话机的音频信号。
驾驶舱
指点信标系统 — 部件位置
电子设备舱
34—32—00
指点信标系统 — 接口
电源
甚高频全向信标／指点信标（VOR／MB）接收机 1 使用来自备用 汇流条的 115V 交流电。
天线
指点信标天线向 VOR／MB 接收机 1 发送无线电频率（RF）信号。
RSEU
接近电门电子组件（PSEU）向 VOR／MB 接收机 1 提供一个空／ 地离散信号。VOR／MB 接收机将该信号用于以下功能：
有效性
YE201
34—32—00
34—32—00—002 Rev 3 03/06/1998
有效性 YE201
显示电子组件（2）
指点信标天线
VOR／MB 接收机 1
指点信标系统 — 概述
遥控电子组件

737-NG_全向信标系统

737-NG_全向信标系统

工作
音频处理器向音频输出电路发送音频和莫尔斯码台站标 识符信号，然后到达遥控电子组件。
莫尔斯解码器电路解码台站标识符并将它转换为数字格 式，然后将它发送到ARINC429发射机。显示电子组件 （DEU1和2）使用该数据显示台站标识符。
VOR／MB VOR接收机电路将天线输入传送到计算VOR 台站方位的方位处理器。数据从方位处理器到达ARINC 429发射机。VOR／MB接收机在两条输出总线上发送 VOR方位和接收机状态数据。 输出总线1到达同侧FCC。输出总线2到达下列部件：
无线电磁指示器显示
无线电磁指示器（RMI）显示相对于飞机磁航向的VOR或 ADF台站方位数据。 RMI有两个方位指针。方位指针1有一个故障指示旗，方位指 针2有一个故障指示旗。方位指针1和指示旗1显示来自VOR／ MB接收机1或ADF接收机1的方位和状态。方位指针2和指示 旗2显示来自VOR／MB接收机2或ADF接收机2的方位和状态 。 将方位指针VOR／ADF选择器设定到VOR位，在方位指针1和 2上显示VOR方位。 当VOR／ADF选择器在VOR位时，故障指示旗显示来自VOR ／MB接收机的数据无效。
当执行主暗亮和检测系统的检测时，导航控制面板显示 188.88。该显示点亮2秒后熄灭1秒钟循环显示，直到检测 结束。
工作
来自导航控制面板的频率调谐输入到达VOR／MB接收 机内的一个ARINC429接收机，然后到达处理器。处理 器将调谐输入送到频率合成器来调谐接收机电路。 当调谐VOR频率时，控制面板向REU发送一个离散信号 。REU使用该离散信号选择VOR音频输入。 当调谐VOR频率时，控制面板同时向DEU发送一个离散 信号。DEU使用该离散信号将VOR或ILS作为显示在机 长和副驾驶导航显示器左下角的频率数据来源。 来自PSEU的空／地离散信号输入禁止当飞机在空中时 的VOR检测。接收机同时使用该离散信号用于飞行阶段 计数。 来自VOR／ILS天线的RF输入信号经过电源分配器然后 到达VOR／MB接收机内的接收机电路。接收机电路将 来自地面站的音频和莫尔斯码台站标识符信号发送到音 频处理器。

737NG大气数据惯性基准系统【机务放单考试精品资源】

737NG大气数据惯性基准系统【机务放单考试精品资源】
• 物理特性 警告：某些开关必须先提起才能转动。如果没有提起而强行转动这些开关， 将会造成开关的损坏。
• MSU有两个模式选择开关。一个用于左ADIRU，一个用于右ADIRU。每个模 式选择开关有四个位置，分别是：
OFF，使ADIRU停止工作。 ALIGN，使ADIRU进行校准。 NAV，使ADIRU在成功校准后进入导航模式 ATT，使ADIRU进入姿态模式。
• ADIRU使用直流电工作 ADIRU传送一个28V的直流电给IFSAU内部的与逻辑电路。当ADIRU 感觉自身使用直流电时，它传送一个使用直流的离散信号给IFSAU。 这个离散信号先经过一个20秒的延迟电路后再连接到与门电路。如 果使用直流超过20秒，与门电路将开始向地面人员呼叫喇叭继电器 供电。如果空地继电器的位置是地面时，喇叭继电器闭合。此时28V 的直流电通过使得喇叭发出警报。
ADM通过两侧的两个安装面固定在机身上。ADM重量小于2磅，无须冷却， 可以互换。
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迎角传感器
• 概述:迎角（AOA）传感器用于测量气流与机身的夹角。 • 物理特征： 长 7.5英寸（1.9厘米） 直径 3.2英寸 （8.1厘米） 重量 2.5磅（1.1公斤） • 每个AOA传感器内有两个分解器。
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方式选择组件
• 方式选择开关有一个机构可以防止机组误操作使得ADIRU进入另一种工作模 式。当开关在NAV位时，必须提起开关才可以转动到ATT位。当开关在ALIGN 位时，必须提起开关才转动到OFF位。其他位置下改变位置不需要提起开关。
• MSU有两套指示器。一套指示左ADIRU，另一套指示右ADIRU。每套的指示 有：
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主飞行显示器和导航显示器在校准后的显示
• ND上的显示的是： 航向或航迹 真磁指示 航迹/航向刻度 选择航向 地速 航迹线 • 飞行时，ND上还显示： 真空速 风速 风向

737NG飞机34-32-00指点信标系统

737NG飞机34-32-00指点信标系统

有效性
YE201
34—32—00
34—32—00—002 Rev 3 03/06/1998
有效性 YE201
显示电子组件（2）
指点信标天线
VOR／MB 接收机 1
指点信标系统 — 概述
遥控电子组件
34—32—00
指点信标系统 — 部件位置
概述 指点信标天线在飞机机体底部。 VOR／MB 接收机 1 在电子设备舱 E1－2 托架上。 指点信标数据显示在下列显示组件上： — 左外侧显示组件 — 右外侧显示组件。
指点信标系统 — 功能
指点信标信号
PSEU
指点信标天线接收 75 MHz 信号并把它发送到 VOR／MB 指点信标 （VOR／MB）接收机 1 的 75 MHz 过滤器。该过滤器调谐并滤去不需 要的信号。该输出到达一个无线电频率（RF）放大器。一个检波器接 收该放大器输出并将已解调信号送到三带通过滤器。
有效性 YE201
指点信标系统 — 指点信标天线
34—32—00
指点信标系统 — 显示和音频输出
概述 当飞机飞越指点信标发射机时，指点信标数据出现在主飞行显示
器（PFD）上。
如果要收听指点信标音频，在音频控制面板（ACP）上选择指点 信标音频。
显示类型
当飞机飞远台时，OM 出现在主飞行显示器上。OM 字母为青色。 当飞机飞越中台时，MM 出现在主飞行显示器上。MM 字母为黄色。
TEST COMPLETE NO FAILURES 信息用于显示故障通过状态。TEST COMPLETE FAILURES 信息用于显示检测失败状态。
以下是在检测顺序中可在接收机前面板电门上方显示的选项：
— MAINT － 此选项显示含有程序销钉选项和离散接口状态的 页面

737NG大气数据仪表【机务放单考试精品资源】

737NG大气数据仪表【机务放单考试精品资源】

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部件位置
• 备用高度/空速仪表位于驾驶舱里。
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备用高度/空速仪表指示器
• 概述 备用高度/空速指示器可以指示气压高度、指示空速等大气数据信息。 备用高度/空速指示器从备用ቤተ መጻሕፍቲ ባይዱ托管得到大气全压，而从备用静压孔 得到大气的静压。
• 操作 数字高度的显示1000到50000英尺，它是用千英尺来表示的。而高
从备用静压孔得到静压，然后得到飞机的指示空速。
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有关参数定义（续）
• 马赫数（M）―真空速与本地音速之比。 • 指示空速（IAS）-空速表根据动压计算的空速， 未经任何补偿，也称表速。IAS是动压q的单值函 数，测量动压便能反映IAS的大小。 • 计算空速（CAS）―补偿了静压源误差后的指示 空速。（即： IAS修正了气源误差（SSE）及非 线性误差后为CAS（校准空速）。） • 真空速（TAS）―补偿了由于空气密度和压缩性 变化所引起的误差后的计算空速。
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功能描述
• 概述 备用高度/空速指示器包括以下的气压仪表：
备用高度表 备用空速指示器 • 备用高度表 仪表框内内有一个振动器，它可以减少机械连接处的摩擦引起的误
差，还可以改善指示器的响应。该振动器从28V直流备用汇流条得到 28V的直流电。 备用高度表从两个备用静压孔得到静压。随着静压的变化压力传感 器也会移动，而传感器驱动高度传动机构，最后带动高度计数器和 指针工作。 旋转前面板的BARO选择旋扭可以修正当地的气压压力。 • 备用空速指示器 备用空速指示器有两个压力口输入，一个是输入静压而另外一个是 PITOT压力。压力传感器随着皮托管-静压压力的变化而膨胀和缩小， 而这个变化量被用改变高度计数器和指示空速的大小。

737NG无线电磁指示器【机务放单考试精品资源】

737NG无线电磁指示器【机务放单考试精品资源】
据给RMI。开关在NORMAL和BOTH ON L的时候，RMI接收左ADIRU的航向数 据，开关在BOTH ON 2的时候，RMI接收右ADIRU的航向数据。 • VOR/ADF方位 RMI从VOR和ADF接收机接受数字方位信号，然后利用这些方位信号来转动 方位指针。 每个方位指针都可以指示VOR方位和ADF方位。用VOR/ADR选择开关可以选 择VOR或者ADF。
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导航参数
• 1、航向 • 飞机的航向是指飞机的机头方向。
导航参数
• （1）真航向 • 真子午线（即地理经线）与飞
机纵轴在水平面上的夹角为真 航向角。 • （2）磁航向 • 磁子午线(即地球磁经线)与飞 机纵轴在水平面上的夹角为磁 航向角。 • 磁航向与真航向的关系为： • 真航向＝磁航向＋磁差
• VOR/ADF方位 RMI从VOR和ADF接收机接收方位数据。RMI利用这些方位信号转动 指针。
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部件位置
• 概述 RMI在驾驶舱里的P2中央仪表板上。
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无线电磁指示器
• 作用 无线电磁指示器（RMI）是一个备用仪表，它可以指示飞机的航向和 方位信息。
• 物理特性 以下就是RMI的物理特性：
高 3.26英寸（8.28厘米） 宽 3.26英寸（8.28厘米） 长 10英寸（25.4厘米） 重 4.83磅（2.2公斤） • 控制和指示
RMI有两个控制开关，它们是ADF/VOR 1和ADF/VOR 2方位指针开关。 旋转这两个开关可以用来控制1和2号ADF/VOR的方位指针显示。6无线电磁指示器10
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功能描述
• 电源 无线电磁指示器（RMI）从115V交流备用汇流条得到115V的交流电，它是 通过P18板的RMI跳开关得到电源的。
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介绍(0.5学时)
• 用途 甚高频全向信标（VOR）系统可以提供从VOR地面台到飞机的磁方位数据的
导航设备。 VOR地面台发射包含从0~359度磁径向线的信号，所有VOR台都是以磁北0度
为参考基准的。
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有关的角度定义
• VOR方位角
VOR方位角是指从飞机所在位置的磁北方向顾时针测量到飞机与 VOR台连线之间的夹角。VOR方位也称电台磁方位。 • 飞机磁方位
收机利用射频信号计算出台的方位并解调出台的莫尔斯代码和音频。 接收机将VOR方位送到无线电磁指示器（RMI），利用RMI方位指针选择器可以
选择该指针用来做VOR台方位指示或ADF台方位指示。 接收机发送VOR方位数据到显示电子组件显示。NAV选择电门让机组选择
VOR/MB接收机1或者VOR/MB接收机2作为机长和副驾驶的显示源。 接收机发送地面台的音频和台的莫尔斯识别码信号到遥控电子组件（REU）。 接收机将VOR方位数据到FCC作为DFCS 的VOR/LOC模式的操作。该方位数据也送
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导航控制面板
导航控制面板的内部监视器监控28V直流输入信号。当监视器没有28V直流 时，将在现行和108MHz～117.95MHz备用频率指示器上显示“BLANK”信息。
当在范围内设置一个频率时，导航控制板发送一个频率到VOR/MB接收Байду номын сангаас和 DME询问器。同时控制面板发送数据字到ILS接收机，让其无计算数据。
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天线
• 概述 VOR/LOC 天线位于飞机垂尾的顶部，VOR天线接收108MHz～117.95MHz的 无线电信号，天线接收VOR和LOC频率，VOR/LOC 天线同时向两部VOR/LOC 接收机提供VOR信号。
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导航控制面板
• 概述 导航控制面板提供频率控制和测试信号给DME，ILS和VOR无线电导航系统。 • 工作 导航控制面板有一个现行频率指示器和一个备用频率指示器，显示在现行频 率指示器上的频率是无线电导航的工作频率。而备用频率显示的是将要用到 的频率。 频率转换开关是一个瞬态电门。它将备用频率转换到现行频率指示器上，而 现行频率也同时转换到备用频率指示器上。 频率选择器是一个连续旋转选择器，它包括外层旋钮和内层旋钮。外层旋钮 选择十位和个位的数字，内层旋钮选择十分位和百分位的数字。频率选择器 仅改变备用频率指示器的数字。 接通电源后，频率显示器显示出前一次工作时输入的最后一个频率数。 导航控制面板有连续BITE功能监视其操作，当控制面板故障时，将在现行和 备用频率指示器上显示“FAIL”信号。
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功能描述
从PSEU来的空/地输入抑止飞机在空中进行VOR测试，接收机也用这个离散 量来进行飞行航段的计数。
VOR方位=飞机磁方位+180
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一般描述
• 概述 VOR系统有两个VOR/指点信标（VOR/MB）接收机。.接收机有VOR和指点信标
功能，该节仅涉及VOR/MB接收机中的VOR功能。 导航（NAV）控制面板将人工调谐送到VOR/MB收发机。系统有两个导航控制
面板，一个给机长用，另一个给副驾驶用。 射频信号从VOR/LOC天线经过信号分配器然后送到VOR/MB接收机。VOR/MB 接
• 测试 按压导航控制面板测试开关，一个测试命令送到VOR/MB接收机、ILS接收机
和DME询问器。如果当前频率窗为VOR频率时，测试命令仅送到VOR接收机； 如果当前频率窗为ILS频率时，测试命令仅送到ILS接收机。如果一个DME频 率与VOR或ILS频率成对时，测试命令同时也送到DME询问器。 当进行系统的主暗测试测试时，导航控制面板将显示188.88，这种显示为2 秒亮1秒暗，直至测试结束。
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功能描述
• 概述 接收机包含VOR和指点信标功能，本节只仅涉及VOR部分。
• 操作 从导航控制面板过来的频率调谐输入送到VOR/MB接收机内的一个ARINC429
接收器，然后送到处理器。处理器将调谐输入信号送给频率合成器去调谐 接收机电路。 当我们调谐一个VOR频率时，控制面板送一个离散信号到REU，REU利用这 个离散量来选择VOR音频输入。 当我们调谐一个VOR频率时，控制面板用样也送一个离散信号到DEU，DEU 使用这个离散量来显示在正副驾驶显示器左下角上的VOR或ILS频率数据。 处理器将故障数据送到存储卡内，只有供应商能够读出存储卡上的内容。
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VOR/MB接收机
• 概述 VOR/指点信标（VOR/MB）接收机包含VOR接收机功能和指点信标功能。
VOR/MB接收机接收VOR地面台信号提供VOR磁方位数据。 • 描述
VOR/MB接收机是一个标准的ARINC 3 MCU单元，尺寸大约为 3.74X7.87X14.76。接收机重6磅，使用115V ac 400Hz工作。 • 测试和指示 在VOR/MB接收机前面板上有两个发光二极管（LED）和一个测试按钮。在 做VOR/MB接收机的测试时LED显示接收机的测试状态。红色的控制失效LED 灯显示调谐输入状态。绿色或红色LRU状态LED灯显示接收机的测试状态。 可以从导航控制面板或接收机的前面板测试按钮来做VOR/MB接收机的测试。 在做左VOR/MB接收机的VOR功能测试时，我们同时进行VOR功能和指点信 标功能的测试。
从VOR台的磁北方向顺时针测量到VOR台与飞机连线之间的夹角， 叫飞机磁方位。它是以VOR台为基准来观察飞机相对VOR台的磁方位。 • 磁航向 磁航向是指飞机所在位置的磁北方向和飞机纵轴方向（机头方向） 之间顺时针方向测量的夹角。 • 相对方位角
飞机纵轴方向和飞机到 VOR台连线之间顺时针方向测量的夹角， 叫相对方位角，或称电台航向。 • VOR方位=飞机磁航向+相对方位
到FMC作为无线电导航辅助当前位置计算。
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驾驶舱部件位置
• 概述 在驾驶舱和VOR系统有接口的部件如下：
机长主次EFIS显示器 左右EFIS控制面板 副驾驶主次EFIS显示器 机长和副驾驶的NAV控制面板 机长和副驾驶的音频控制面板 VHF NAV转换电门
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天线和电子设备舱部件位置
• 概述 VOR/LOC天线在垂尾顶部 VOR/MB接收机1在E1－2架，VOR/MB接收机2在E1－4架。