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正常程序NP章详细程序第20节外部安全检查—机长或副驾驶操纵面和轮挡・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・检查目视检查所有活动的操纵面无障碍以及轮挡挡好。
维护状态・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・检查证实维护状态适航。
如需要，应确定飞机符合放行标准。
驾驶舱安全检查—机长或副驾驶下列检查在假设飞行组进入正常位置之前实施。
电瓶电门・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・接通护盖—保险液压电动泵电门・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・关起落架手柄・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・放下所有起落架绿色指示灯—亮驾驶舱预先准备—机长或副驾驶地面电源电门（如地面电源可用）・・・・・・・・・・・・接通电源断开指示灯—灭故障/不工作探测・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・检查过热探测电门—正常测试电门—保持在“故障/不工作”位证实主警告、过热/探测信号牌、故障指示灯和APU火警探测器不工作指示灯亮。
如故障指示灯不亮，故障探测系统不工作。
如APU火警探测器不工作指示灯不亮，不得使用APU。
火警/过热警告・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・检查注：当APU工作时，进行这项测试前要提醒地面人员。
APU地面控制面板上的火警指示灯会亮且喇叭会响。
测试电门—保持在过热/火警位证实火警铃响，主火警指示灯、主注意指示灯和过热/探测信号牌亮。
主火警指示灯—按压证实主火警指示灯灭和警铃声响停止。
证实1号发动机、APU、2号发动机火警电门及1号与2号发动机的过热指示灯亮、如交流汇流条有电，证实轮舱火警指示灯亮。
如一个发动机火警电门和一个发动机过热指示灯不亮，表明一个火警探测环路不工作。
灭火瓶测试电门・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・检查将测试电门放在1位，证实绿色灭火瓶测试指示灯亮。
松开电门，证实所有指示灯灭。
2位的测试方法一样。
APU・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・起动/连接汇流条APU发电机断开汇流条指示灯亮时：APU发电机汇流条电门—接通电源断开指示灯—灭注：APU作为引气源之前，建议让APU先工作一分钟。
飞机维护手册第一节维护手册的概述和结构3．1．1维护手册的概述飞机维护手册是外场维护中使用最频繁的一本手册，是飞机工作人员的工作指南，这本手册的内容丰富、充实、多样。
而且，在维修文件历史的传承中，出现了很多维护手册内容的分支，在不同时代出现了不同内容的维护手册，新旧不同版本的维护手册的内容也不尽相同。
最新版本（波音737-600/700/800/900飞机）的维护手册在工作的分类上，将通用性、原理性的信息另成一册称为系统描述部分（Systems Description Section, SDS），继承了原来（波音737-300/400/500飞机）在01-99页部分的概述内容，由于这部分内容不涉及工作内容，波音公司可以免责其中的错误。
而原有的第五章定时性检修的数据，都写在维修计划数据MPD中，这部分不再写在AMM中，现在第五章的内容只包含非定时性的维修检查。
而原来停场封存数据专门成册的出版物，现在写在AMM手册11章中。
本书的第二章第一节简要介绍了AMM手册，AMM手册实际上是工作程序的集合，针对航线可更换件LRU进行的维护步骤和程序的集合。
它是由飞机制造厂商发布的，依据各种组件、系统、APU、发动机的供货商提供的数据和制造厂商的技术数据综合编写而成，手册基本上都是严格按照ATAl00格式进行编排的，所以，掌握ATA100内容对手册的查阅是非常重要的。
下面以波音737-300飞机为例介绍AMM手册。
学会查阅AMM的工作步骤，是机务维护人员的必修课程，是以维护手册为标准进行施工的必要前提。
3．1．2维护手册AMM的结构维护手册的结构图已经出现在第二章第三节的内容中，维修手册依据ATAl00的章节形式“**--**--**”进行划分。
除此之外维护手册根据自身的性质，按照工作的不同内容，将页码分成不同的区段。
从表3-1中不难看出，页码的第一位是功能位，代表该页码段的工作内容和性质。
而后面两位是顺序的页码，表明的是每页的排序，由于AMM手册的基本单位是页，因此页码对AMM手册的查询是一个关键点。
1.飞机加电；2．按压舱音记录器控制板上的 TEST按钮约 0．5秒；3．确信舱音记录器控制板上的 STATUS 灯亮一次。
4．如不需要则飞机断电。
注意事项：1.舱音记录器控制板在 P5 前头顶板；2.舱音记录器故障时只能飞往能维修舱音记录器的地方，不语音记录器（CVR）能进行商务飞行。
参见56页。
1.飞机上电，确保发动机已经关车；2.P5板上飞行数据记录器面板上NORMAL/TEST电门放置到NORM位； 3.按压遮光板P7上的MASTER CAUTION灯,确保MASTERCAUTION灯熄灭,P5面板上飞行数据记录器面板上的OFF灯点亮; 4. P5板上飞行数据记录器面板上NORMAL/TEST电门放置到TEST位置,确保P5面板上飞行数据记录器面板上的OFF灯熄灭; 5. P5板上飞行数据记录器面板上NORMAL/TEST电门放置到NORM位置,确保OFF灯点亮,MASTER CAUTION灯点亮; 6.按压任一个MASTER飞行数据记录器（DFDR）CAUTION灯.设置电动液压泵电门到 ON位,确保A 和 B 系统压力正常(2800-3200PSI), 相应 LOW PRESSURE灯熄灭, 然后返回到 OFF位. 确保 1号、2号油箱中至少有 1675 磅/760 公斤燃油,检查 P5板上液压泵 “LOW PRESSURE”灯亮; 将 “HYD PUMPS A ELEC 2” 及“HYD PUMPS B ELEC 1” 放到ON 位, 检查 A、B液压系统压力稳定在 2800 至 3200PSI 之间, 且相应 “LOW PRESSURE” 灯灭.检查仪表、面板、控制杆、按钮、开关、灯、信号器、显示器和电路跳、内外照明灯光.检查前缘装置信号板状态良好 按压 P5-12 前缘襟翼指示信号板上测试按钮, 检查所有灯工作正常, 故障放行参见 MEL 27-4操作检查下货舱防火系统、轮舱过热探测警告系统、APU防火过热探测系统和发动机防火过热探测系统工作正常.检查 APU和发动机灭火瓶爆炸帽灯（绿色）指示正常. 一、下货舱防火系统操作测试:1. 按压并保持货舱防火控制面板上的TEST电门, 确保在货舱防火控制面板上看到下列指示:1) FWD 和 AFT 红色灯亮, DETECTOR FAULT灯灭.2) 确保P7遮光板上机长和副驾驶的“FIRE WARN”灯亮并在驾驶舱内听到火警铃.3) 按压机长或副驾驶的“FIRE WARN”灯确保P7遮光板上的“FIRE WARN”灯灭, 且火警铃停止。
第52章舱门一概述舱门是一种活动的部件用于进出各机舱和区域1. 组件及组件位置登机门位于飞机的左侧用于旅客机组上下机勤务门位于飞机右侧用于厨房服务翼上紧急出口门位于飞机客舱中部两侧货舱门位于飞机右侧机翼前后方用于进出货舱其他的接近门则位于其服务系统的附近注意在风速低于40节的时候可以安全地打开登机门厨房勤务门和货舱门而没有结构损伤当风速低于40节的时候可以将以上门锁在开位而没有结构损伤如果一扇门要打开一段比较长的时间必须在门框上加装保护盖以防恶劣天气损伤飞机另外如果一扇登机门或厨房勤务门被打开而没被使用时必须栓上警告带二组件功能描述1. 前后登机门和厨房服务门前后登机门是开插销式门它由门中央机构门上部和下部组成一条衬条覆盖着门的内表面登机门均可从飞机内外部开启或关闭1利用外部手柄开门的程序首先确保哥特棒没有与紧急滑梯的夹子连接上否则开门时会放出滑梯并伤及人员在机外将手柄从凹槽内拉出目的是使手柄衔接上门驱动机构顺时针转动外部手柄180度使门解锁将手柄推回凹槽内利用门的辅助把手将门向外前侧推直到门被锁定机构锁住此时登机门与机身平行有必要的话在门上拉上警告条2利用外部手柄关门如果有请摘除拦住舱门的警告条通过使用处于扭力管上的UP TO RELEASE手柄或者引导力臂上的DOWN TO RELEASE按钮释放门锁用辅助把手将门关上将门手柄从凹槽内拉出逆时针旋转手柄180度将门锁住释放外部手柄使其回到凹槽内3利用内部手柄开门首先确保哥特棒没有与紧急滑梯的夹子连接上否则开门时会放出滑梯并伤及人员逆时针旋转手柄180度使门解锁利用门的辅助把手将门向外前侧推直到处于门上部铰接点的锁定机构衔接上而且门被保持在全开位为止此时登机门与机身平行 有必要的话在门上拉上警告条4利用内部手柄关门如果有请摘除拦住舱门的警告条通过使用处于扭力管上的UP TO RELEASE手柄或者引导力臂上的DOWN TO RELEASE按钮释放门锁用辅助把手将门关上顺时针旋转手柄180度使门关闭2. 紧急出口门紧急出口门位于客舱中部两侧共有四扇可从机内或机外开门通过装在出口门顶部的弹簧预紧人工操纵手柄开门在手柄下方有一个窗子1从内打开从机内拉下操纵手柄可将门打开手柄的动作将锁定滚子脱出使门向机内下方移动然后一弹簧作动筒将门向外打开最后当门打开大概125度时门的铰接臂锁定机构会将门锁定在全开位2从外打开从机外按压进出口门顶部的小面板再将门推入机内即可将门打开注意当从机外打开紧急安全门时应注意不要被门伤及3. 货舱门货舱门为嵌入式向内开启铰接点在门的上缘前后货舱门的形状设计和操作都是类似的但在尺寸上有少许的不同1开门将门手柄从凹槽内拉出并反时针旋转并从机外打开货舱门一旦门脱离锁扣接头即可松开手柄手柄内的弹簧会使其回到正常锁定凹陷位此时用很小的力即可开门如果从飞机内部打开货舱门同样使用飞机内的不可藏的手柄但要顺时针旋转手柄便可打开货舱门2关门向下拉松紧绳上的手柄可将门拉下然后顺时针旋转门手柄并将门锁上4. 外部勤务门1前设备接近舱门前设备接近舱门为嵌入式向内开启并只能从机外打开按压门手柄上的扳机使手柄从平齐位弹出反时针旋转手柄可将门锁销松开然后向上推开门至锁定位当关门时要注意门关好后手柄必须推回至平齐位2电子/电气设备舱门该舱门为嵌入式向内开启并只能从飞机外部打开门按压手柄上的扳机使手柄弹出反时针旋转手柄可使四个锁销松开然后将门向上及右推开至锁定位当要关门时向后按压安装在E3架上的锁销把手即可将门从锁定位松开然后门沿滑轨向下及向左滑下当门到位后向下并顺时针转动手柄将门锁上注意门关好后手柄必须推回平齐位5. 驾驶舱门驾驶舱门是朝客舱方向开启该门上有一个机械锁和一个电子锁在门上有四块泄压板其中两块上泄压板可用作紧急出口驾驶舱门门锁为电子门锁其操控开关在中央操纵台上三舱门警告系统舱门警告系统用于向机组提供某些门打开或未锁定的视觉警告在舱门上安装有邻近传感器在驾驶舱的P5面板上有门警告组件提供门未锁指示当门上的传感器接通或断开时警告灯也接通或断开注意前设备接近舱门与电子/电气舱门共用一个门警告灯四舱门的检查1. 登机门的检查1检查内外蒙皮是否有划伤和腐蚀铰接整流罩是否有松弛和漏掉的螺钉2检查构架内部托架手柄机构箱和铰链是否有划伤腐蚀和松弛的螺钉3检查门和构架是否有划伤和腐蚀4检查舱门操纵机构是否有划伤和腐蚀过度磨损和松弛的螺栓5检查排漏孔是否被堵塞6检查舱门密封带是否有划伤裂口撕裂当舱门在关闭位置时密封带是否在正确的放置2. 货舱门的检查1检查内外蒙皮有无裂纹毛边和腐蚀现象2检查框架内部支架铰链臂接头手柄和手柄凹槽有无裂纹腐蚀现象以及安装是否牢固3检查舱门操纵机构有无裂纹腐蚀过度磨损的现象以及安装是否牢固4检查锁钩滚钩锁钩舱门止动装置和止动销有无裂纹锈蚀现象以及有无外来物积聚在锁钩内或粘在止动接头上5检查舱门封严有无裂纹划伤撕裂的现象和变质的迹象以及在舱门处于关闭位置时封严的放置是否正确。
737操作手册波音737飞行操作程序及检查单驾驶舱安全检查──电瓶电门接通位（ON），护盖盖好。
──直流电流表选择电瓶位（BA T），检查电压26±4伏，电流表指零。
──电动液压泵电门在关闭位（OFF）。
──起落架手柄在放下位，三个绿灯亮。
——检查地面电源电门打开。
如有地面电源可用，可接通汇流条并核实“汇流条断开灯”灭。
APU起动（如需要）──检查电瓶电压26±4伏，火警测试正常后方可起动APU。
起动：将APU起动电门扳致“起动位”瞬间保持，然后松开至“ON”位，当APU发电机关断汇流条灯亮（蓝色），APU起动完毕。
──接通APU电源。
注：地面APU工作时，电瓶电门必须保持在接通位，否则APU将停车。
APU作引气源之前，必须先让APU运行1分钟。
注：如果在地面要求APU长时间工作，而中央油箱加有燃油，应把左中央油箱燃油泵电门放在ON位，以防起飞前燃油不平衡。
注：当APU正在工作，而且飞机汇流条上有交流电的任何时候，至少应该接通一个燃油增压泵给APU压力供油，以延长APU燃油控制组件的使用寿命。
──襟翼手柄位置与襟翼位置指示器一致。
──惯导基准系统（IRS）方式选择钮扳至导航位（NA V）。
注：在惯导开始校准之前，飞机必须停住并保持不动，直到校准结束。
注意核实两个直流接通灯（ON DC）亮，三秒钟后灭，校准灯（ALIGN）亮。
显示选择钮放在航向/状态位（HDG/STS）。
驾驶舱预先准备FMC/CDU………………………………输入现在飞机实际位置（PPOS）位置起始页……………………………………………………………选择使用可用的最精确的信息，在调定IRS位置线上输入现在位置，证实方框提示符由输入的现在位置替代。
音频选择板－一调定。
飞行操纵面板…………………………………………………………检查所有5个电门护盖——盖好。
备用襟翼主电门－OFF。
偏航阻尼器电门………………………………………………………OFF仪表和导航转换电门………………………………………………正常位导航转换和显示电门……………………………自动和正常（737-800）燃油系统………………………………………………………………检查翼梁活门关闭灯暗亮（737-800）。
波音737操作手册(总18页)--本页仅作为文档封面，使用时请直接删除即可----内页可以根据需求调整合适字体及大小--波音737-800本场五边飞行教程FSXCN-1205 王达各位飞友，大家好，很高兴又和大家聚在了一起。
上一次课我们学习了塞斯纳172飞机的自动仪表本场五边飞行，相信大家经过这一段时间的练习，已经熟悉了这个简单轻松的飞行环节。
上次课结束的时候，我们已经说过，这次课我们学习的内容将接触到喷气式客机。
想必大家已经摩拳擦掌了吧？别着急，在开始登机前，我们还要稍稍做一点讲解。
我们这次课程将使用波音737-800型客机进行学习。
估计大家在刚刚来到飞行模拟的时候，就已经摔过无数737、747了吧呵呵~放心，这次有我陪着你，你会飞得很漂亮的。
首先，我们为什么选择737-800作为我们训练的机型呢原因有几个：1 波音737-800大小适中，在FS的默认飞机中真实度和操控性能相对较好，适合新手学习；2 737-800的自动驾驶系统相当典型，学习了737-800的自动驾驶，其他机型一般都可以触类旁通，以后接触插件机也能打下不错的基础；3 737-800是当前技术最先进的客机之一，全电子的仪表可以让大家学会使用MFD显示屏。
今天我们就要使用737-800进行仪表自动的本场五边飞行，按照正常的飞行训练，在这之前，应该练习喷气机的目视手动操作，可是考虑到那个训练项目相对比较难，不适合没有摇杆的朋友，我在这里提前带大家来进行仪表自动飞行。
当然了，喷气机的目视手动飞行也是必须自己练习的，推荐大家使用CRJ700进行目视手动飞行的训练，这样可以简单一点。
飞行喷气式客机，我们需要考虑的东西要更多一些。
首先，喷气式飞机的发动机存在延迟，也就是说，每次你调整油门，都要经过若干秒时间，发动机的动力输出才会改到理想的水平，这就需要我们要有一定的提前量。
其次，喷气式客机的襟翼一般有很多级，以737为例，就有1、2、5、10、15、25、30、40等很多档位，需要大家时刻留心。
CHAPTER15---ICE AND RAIN PROTECTION SYSTEMPage TABLE OF CONTENTS15--00 Table of Contents15--00--1INTRODUCTION15--10 Introduction15--10--1ICE DETECTION SYSTEM15--20 Ice Detection System15--20--1 System Circuit Breakers15--20--5WING ANTI-ICE SYSTEM15--30 Wing Anti--Ice System15--30--1 System Circuit Breakers15--30--6ENGINE COWL ANTI-ICE SYSTEM15--40 Engine Cowl Anti--Ice System15--40--1 System Circuit Breakers15--40--5 AIR DATA ANTI-ICE SYSTEM15--50 Air Data Anti--Ice System15--50--1 System Circuit Breakers15--50--4 WINDSHIELD AND SIDE WINDOW ANTI-ICE SYSTEM15--60 Windshield and Side Window Anti--Ice System15--60--1 System Circuit Breakers15--60--5WINDSHIELD WIPER SYSTEM15--70 Windshield Wiper System15--70--1 System Circuit Breakers15--70--2LIST OF ILLUSTRATIONSINTRODUCTIONFigure15--10--1Anti--Iced Areas15--10--2ICE DETECTION SYSTEMFigure15--20--1Ice Detection System--Schematic15--20--2 Figure15--20--2Ice Detection System15--20--3 Figure15--20--3Anti--Ice System EICAS Indications15--20--4WING ANTI-ICE SYSTEMFigure15--30--1Wing Anti--Ice System Schematic15--30--2 Figure15--30--2Wing Anti--Ice Controls15--30--3 Figure15--30--3Anti--Ice Synoptic Page15--30--4 Figure15--30--4Wing Anti--Ice System EICAS Indications15--30--5ENGINE COWL ANTI-ICE SYSTEMFigure15--40--1Engine Cowl Anti--Ice System--General15--40--2 Figure15--40--2Anti--Ice Synoptic Page15--40--3 Figure15--40--3Engine Cowl--Anti--Ice EICAS Indications15--40--4 AIR DATA ANTI-ICE SYSTEMFigure15--50--1Air Data Sensor Anti--Ice System15--50--2 Figure15--50--2Air Data Sensor Anti--Ice EICAS Indications15--50--3WINDSHIELD AND SIDE WINDOW ANTI-ICE SYSTEMFigure15--60--1Windshield Temperature Control15--60--2 Figure15--60--2Windshield and Side Window Anti--Ice Controls15--60--3 Figure15--60--3Windshield and Side Window Anti--Ice EICAS Indications15--60--4 WINDSHIELD WIPER SYSTEMFigure15--70--1Windshield Wiper Control Panel15--70--11.INTRODUCTIONIce and rain protection is provided for the wing leading edges,engine intake cowl,windshields,side windows and the air data probes and sensors.An ice detection system alerts the flight crew of impending icing conditions.Hot bleed air from the engine compressors is used to anti-ice the wing leading edges and engine intake cowl.Electrical power is used to anti-ice the windshields,side windows,air data probes and sensors.Electrical windshield wipers provide rain removal for the pilot and copilot’s windshields.A bleed air leak detection system monitors the bleed air ducting for leaks andovertemperature(refer to Chapter19).Ice and rain protection system warnings and cautions are displayed on the EICAS primary page.Status and advisory messages are displayed on the EICAS status page.A general view of the pneumatic anti-icing system is presented as a diagram on the EICAS A--ICE synoptic page.Anti---iced AreasFigure15---10---11.ICE DETECTION SYSTEMThe aircraft is equipped with an ice detection system that alerts the flight crew of impending icing condition.The ice detection system consists of two independent ice detectorassemblies located on each side of the forward fuselage.Each detector assembly includesa detector unit and a probe that extends into the airstream.The ice detection system isoperational whenever AC power is available on the aircraft.The ice detectors interface with the data concentrator units(DCU)to provide visualindications of icing conditions.When the probes detect an ice build up,a signal is sent by the unit to the EICAS and at the same time electrical power is used to de--ice the probe.When the probe is de--iced,it is then ready to detect ice formation again.Ice Detection System---SchematicFigure15---20---1Figure15---20---2<1001> Figure15---20---3A.System Circuit BreakersSYSTEM SUB--SYSTEM CB NAME BUS BAR CBPANELCBLOCATIONNOTESIce Detection ICE DET1ACESSENTIAL1T11System Ice DetectorsICE DET2AC BUS22A14THIS PAGE INTENTIONALLY LEFT BLANK1.WING ANTI--ICE SYSTEMThe wing anti-ice system prevents ice formation on the wing leading edge by heating the surface using hot engine bleed air.The hot bleed air is supplied through insulated ducting and released through piccolo tubes to the inner surface of the wing and slat leading edges.The wing anti-ice system is divided into identical left and right systems.In normal operation, each engine supplies bleed air to its respective wing anti-ice system.The systems areconnected by a,normally closed,wing anti--ice cross bleed valve.In the event one system fails,the cross bleed valve is opened to permits cross bleed between systems.This ensures that wing anti--icing is maintained to both systems.The system is manually activated and is automatically controlled by a dual channel digital anti-ice and leak detection controller(AILC).The AILC controls the wing anti-ice system using electrical inputs received from skin temperature sensors located at each wing leading edge.The AILC modulates the respective wing anti-ice valve open or closed as necessary to prevent ice formation.Each of the two channels of the AILC has the capability to control both left and right anti-ice valves.Figure15---30---1Wing Anti---Ice ControlsFigure15---30---2Figure15---30---3<1001> Figure15---30---4A.System Circuit BreakersSYSTEM SUB--SYSTEM CB NAME BUS BAR CBPANELCBLOCATIONNOTESIsolation Valve WING A/ICEISOL BATTERYBUS2N5Wing Anti-IceA/ICE CONTCH A DC BUS11D7 ControllerA/ICE CONTCH BDCESSENTIAL2T11.ENGINE COWL ANTI--ICE SYSTEMThe engine cowl anti-ice system is used to prevent ice formation on the engine intakeleading edges.This is done by using hot engine bleed air to heat the leading edge surface.The hot bleed air is supplied to the intake leading edges through respective L/R cowlanti--ice shutoff valves.Bleed air is distributed through insulated ducting and an air mixing tube before entering a double walled duct in the engine cowl leading edge.The innerportion of the duct carries the bleed air.In the event of a rupture of the inner wall,a bleed leak detector transducer mounted in the outer wall supplies a bleed leak signal to the EICAS to illuminate the L/R COWL A/I DUCT warning message.The left and right cowl anti-ice shutoff valves are manually controlled by respective LH and RH COWL switches on the ANTI--ICE control panel.Crew activation of each system,opens the respective engine cowl anti-ice shutoff valve.The shutoff valves are electricallycontrolled and pneumatically operated.Valve status is displayed on the EICAS,ANTI--ICE synoptic page.2.T2SENSOR PROBE ANTI--ICINGA fan inlet temperature sensing probe(T2),mounted on the engine cowling,is used toprovide temperature data to the FADEC.The FADEC uses the information as one of the sensing parameters to set engine power and to control the compressor variable geometry stator vanes.The probe also contains a built--in heating element that is used to anti--ice the probe.Electrical heating power to the probe heating element is controlled by the FADEC.Testing of the T2heater function is done automatically by the FADEC,which initiates asystem check after engine shutdown on the ground.Following right engine shutdown,electrical power must be maintained on the aircraft for at least one minute to make sure that the FADEC has sufficient time to successfully complete the test.The FADEC verifies T2heater function by energizing the heater and looking for an appropriate temperature rise during a30second period.Following a successful test,the next test will be initiated after the next ground engineshutdown.If the FADEC(through channel A)cannot energize the T2heater,the FADEC will automatically switch to channel B to conduct the test(after a30second time delay).If the T2heater test fails on both channels,the respective L/R ENG TAT HEAT caution message will be displayed on the EICAS primary page and the FADEC will not attempt to energize the T2heater.Engine Cowl Anti---Ice System---GeneralFigure15---40---1Anti---Ice Synoptic PageFigure15---40---2<1001> Figure15---40---3A.System Circuit BreakersSYSTEM SUB--SYSTEM CB NAME BUS BAR CBPANELCBLOCATIONNOTESAnti-Ice A/ICE VALVEL ENG BATTERY N3Engine Cowl Anti-Ice Anti IceValves A/ICE VALVER ENGBUS2N4Anti IceT2HEATER L DC BUS11F4 T2HeatersT2HEATER R DC BUS22F4THIS PAGE INTENTIONALLY LEFT BLANK1.AIR DATA ANTI--ICE SYSTEMAir data probes and sensors are located on the left and right sides of the forward fuselage and extend into the airstream.The air data sensor(ADS)anti-ice system consists ofintegral,self regulating,heating elements for the air data sensors and probes.The ADS heaters prevent ice formation that may cause erroneous air data information.ADS anti-icing is achieved by electronically controlling the heating elements.The air data sensor heating system is activated automatically on the ground and in flight.The ground mode has two operational heating modes,automatic and manual.In automatic mode,when either engine generator is on and the LH and RH PROBES switches,(on the ANTI--ICE control panel)are OFF,the LH and RH pitot probes and the standby pitot probe are heated at half power(automatic mode is not functional when the aircraft is beingpowered by the APU generator or external power).The static ports and the AOA vanes are not powered automatically in the ground mode.For manual mode,the static ports and the AOA vanes can be heated by selecting the LH and RH PROBES switches to ON.In the flight mode,the automatic control function is completely independent of the control switches.The controllers automatically supply full power to all the air data probes andsensors.The LH and RH PROBES switches have no effect on the function of thecontrollers.The air data probes and sensors are monitored and controlled by three independent and identical controllers.Controller1monitors the heater elements for the left pitot,left angle of attack(AOA)vane and left static port.Controller2monitors the right pitot,right AOA vane and right static port.Controller3monitors the standby pitot and total air temperature(TAT) probe.Air Data Sensor Anti---Ice SystemFigure15---50---1Air Data Sensor Anti---Ice EICAS Indications <1001>Figure 15---50---2Status PageA.System Circuit BreakersSYSTEMSUB--SYSTEMCB NAMEBUS BARCB PANEL CB LOCATIONNOTESTAT HeaterHEATERS TATA12HEATERS PITOT R AC BUS 1A14Pitot HeatersHEATERSPITOT L T7HEATERS PITOT STBY ACESSENTIAL1T9HEATERS AOA LT8Air Data Sensor AOA HeatersHEATERS AOA R AC BUS 1A13Anti-IceHeatersHEATERS STATIC RDC BUS 1G14Static HEATERS STATIC L S1HEATERS ADS CONT 1DC2S2ControllersHEATERS ADS CONT STBY ESSENTIALS3HEATERS ADS CONT 2DC BUS 11G131.WINDSHIELD AND SIDE WINDOW ANTI--ICE SYSTEMWindshield and side window anti-icing is achieved by electrically heating the windshield and side windows.Each windshield and side window incorporates an electrical heating element and three temperature sensors.One sensor is used for normal temperature control and another is used for overheat detection.The third sensor is a spare,and is used should one of the other sensors fail.The amount of heat supplied to the windshields and side windows is controlled by fouridentical temperature controllers,one for each window.The controllers automaticallyregulate power to the heating elements as selected by the LOW/HI WSHLD switches on the ANTI--ICE control panel.When an overheat condition is detected,the associated controller removes the power to the heater element and posts a caution message on the EICASprimary page.Windshield Temperature ControlFigure15---60---2<1001> Figure15---60---3A.System Circuit BreakersSYSTEMSUB--SYSTEMCB NAMEBUS BARCB PANEL CB LOCATIONNOTESHEATERSL WSHLD AC BUS 1A10--A11HEATER L WIND ACESSENTIAL 1U10HeatersHEATERS R WSHLD A10--A11Windshield HEATER R WIND AC BUS 22C7and Side Window Anti-Ice HEATERS CONT L WSHLDDC BUS 11G12Anti IceHEATERS CONT L WIND DCESSENTIAL S4ControllersHEATERS CONT R WSHLD2G13HEATERS CONT R WINDDC BUS 2G14Flight Crew Operating Manual CSP C--013--0671.WINDSHIELD WIPER SYSTEM The windshield wiper system is designed to remove rain and/or snow from the pilot and co-pilot’s windshields at speeds up to 250knots.The windshield wiper system consists of independent pilot and copilot systems.Each system consists of a windshield wiper and motor with both systems being controlled by an electronic control unit.Each pilot has a selector,located on the WIPER control panel that actuates both wipers.Under normal operations,both wipers will operate in the same mode when selected from either panel.If each selector is set to a different mode,the last selection made overrides the previous selection.If one wiper system fails,the remaining system will still be functional.Flight Crew Operating Manual CSP C--013--067A.System Circuit Breakers SYSTEM SUB--SYSTEM CB NAME BUS BAR CB PANEL CB LOCATION NOTESWindshield WIPER PILOT DC BUS 11G5Wiper System Wipers WIPER C/PLT DC BUS 22G5。
737ng 飞行手册
737NG飞行手册是一本详细介绍波音737NG系列飞机操作和管理的手册。
该手册涵盖了飞机的系统、设备、操作和维护等方面的知识，是飞行员、机组人员和维修工程师的重要参考手册。
手册内容通常包括以下部分：
1. 概述：介绍737NG系列飞机的历史背景、设计特点和应用范围等。
2. 飞行计划：提供飞行前的准备工作，包括气象条件、航路选择、飞行计划和导航等。
3. 飞机系统：详细介绍飞机的各个系统，包括发动机、起落架、导航系统、通信系统、电气系统等。
4. 飞行操作：提供飞机的起飞、巡航、着陆等操作的详细说明。
5. 紧急情况处理：介绍各种紧急情况的应对措施，包括紧急备降、发动机失效、失去通信等。
6. 维护与检修：提供飞机的维护和检修要求，包括日常检查、定期检修和维修计划等。
7. 飞行安全：强调飞行安全的重要性，提供安全措施和规定等方面的信息。
手册的每一部分都由专业人员编写，以确保内容的准确性和可靠性。
同时，手册会定期更新以反映飞机的新技术和改进，以适应航空工业的发展。
如果您需要了解更多关于737NG飞行手册的信息，建议您查阅相关资料或咨询专业人士。
飞机维护手册A M M查询飞机维护手册第一节维护手册的概述和结构3．1．1维护手册的概述飞机维护手册是外场维护中使用最频繁的一本手册，是飞机工作人员的工作指南，这本手册的内容丰富、充实、多样。
而且，在维修文件历史的传承中，出现了很多维护手册内容的分支，在不同时代出现了不同内容的维护手册，新旧不同版本的维护手册的内容也不尽相同。
最新版本（波音737-600/700/800/900飞机）的维护手册在工作的分类上，将通用性、原理性的信息另成一册称为系统描述部分（Systems Description Section, SDS），继承了原来（波音737-300/400/500飞机）在01-99页部分的概述内容，由于这部分内容不涉及工作内容，波音公司可以免责其中的错误。
而原有的第五章定时性检修的数据，都写在维修计划数据MPD中，这部分不再写在AMM中，现在第五章的内容只包含非定时性的维修检查。
而原来停场封存数据专门成册的出版物，现在写在AMM手册11章中。
本书的第二章第一节简要介绍了AMM手册，AMM手册实际上是工作程序的集合，针对航线可更换件LRU进行的维护步骤和程序的集合。
它是由飞机制造厂商发布的，依据各种组件、系统、APU、发动机的供货商提供的数据和制造厂商的技术数据综合编写而成，手册基本上都是严格按照ATAl00格式进行编排的，所以，掌握ATA100内容对手册的查阅是非常重要的。
下面以波音737-300飞机为例介绍AMM手册。
学会查阅AMM的工作步骤，是机务维护人员的必修课程，是以维护手册为标准进行施工的必要前提。
3．1．2维护手册AMM的结构维护手册的结构图已经出现在第二章第三节的内容中，维修手册依据ATAl00的章节形式“**--**--**”进行划分。
除此之外维护手册根据自身的性质，按照工作的不同内容，将页码分成不同的区段。
从表3-1中不难看出，页码的第一位是功能位，代表该页码段的工作内容和性质。
