B737NG训练手册-中文版 34-57-00_自动定向机系统
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B737NG训练手册-中文版 32-09-00_空地系统
有效性 YE201
R RA REF SBRK SMYD sys sw TCAS TE T/O V VHF VOR WW WX
—右 — 无线电高度表 — 基准 — 速度刹车 — 失速管理偏航阻尼器 — 系统 — 电门 — 空中交通防撞系统 — 后缘 — 起飞 — 伏特 — 甚高频 — 甚高频全向信标 — 轮舱 — 气象雷达
当地面扰流板在不安全状态打开时，速度刹车打开指示系统点亮 速度刹车伸出（SPEEDBRAKES EXTENDED）灯。参阅速度刹车控制系 统部分可得关于琥珀色速度刹车伸出（SPEEDBRAKES EXTEDED）灯的 详细信息。
飞机起飞警告系统在起飞前（在地面）或起飞后（在空中），当 飞机处于不安全状态时启动音响警告喇叭。参阅起飞警告系统可得关 于起飞警告系统的详细信息。（AMM 第 I 部分分 31—53）
位置
前起落架压缩传感器位于上扭力臂连接到前起落架外筒部位的 两侧。目标位于前起落架外筒的下部区域。
传感器托架上的传感器标识牌显示传感器号码。下面是前起落架 压缩传感器号码：
传感器号码
位置
S1014
左
S1015
右
位于前起落架轮舱左墙上的接线盒内有两个传感器线缆的接头。
功能介绍
当前起落架减震支柱压缩时，目标接近传感器。当飞机在地面时 向接近电门电子组件内的空/地系统发送信号。
空/地系统 — 介绍
目的
空/地系统为许多飞机系统提供离散信号。
接近电门电子组件（PSEU）是空/地系统的一个部件。许多飞机 系统通过传感器和电门向 PSEU 发送信号。PSEU 控制空/地继电器 （12）。
下面是接近电门电子组件（PSEU）控制的系统/部件：
— 起落架转换活门 — 起落架位置指示和警告 — 速度刹车打开指示 — 起飞警告 — 舱门警告 — 空/地继电器
B737NG训练手册-中文版 76-00-00_发动机操纵系统
AGB AMM ASM CDS/DEU EEC FDAU IDG HPSOV RLA TLA TO/GA TRA T/R
－附件齿轮箱 －飞机维修手册 －自动油门伺服马达 －公用显示系统／显示电子装置 －发动机电子控制器 －飞行数据采集装置 －整体传动交流发电机 －高压切断活门 －反推杆角度 －推力杆角度 －起飞／复飞 －推力杆解算器角度 －反推装置
推力杆
推力杆组件有两个，每台发动机一个。推力杆组件有许多零件。 这些零件机械地发送推力指令至解算器：
－ 正推力杆 － 反推力杆 － 操纵连杆 － 摇臂 － 拉杆
起反推力杆时，操纵连杆向下移动。当你向前推正推力杆时，操纵连 杆向下移动。
当你移动正推力杆时，反推力杆的位置锁住操纵连杆在正推力杆 上面。力量通过操纵连杆传至摇臂。
76—00—00—010 Rev 5 01/17/1999
有效性
YE201
76—00—00
76—00—00—010 Rev 5 01/17/1999
有效性 YE201
反推力杆 联锁锁销
杆 解算器
正推力杆 起动手柄 电门组件
反推力联锁电磁线圈 自动油门组件
发动机操纵系统 － 一般说明
76—00—00
－ S1 － 自动地面减速板控制和起落架警告 － S2 － 自动刹车系统 － S3 － 自动刹车系统 － S4 － 发动机反推装置同步轴锁 － S5 － 发动机反推控制 － S6 － 发动机反推控制 － S7 － 机翼热力防冰系统 － S8 － 口头警告 － 起飞警告和气象雷达 － S9 － 起落架警告
76—00—00—000 Rev 2 01/17/1999
发动机操纵系统 － 介绍
目的
发动机操纵系统提供控制发动机推力的大部分信号。它也提供信 号至使用发动机操纵状态的其它飞机系统。
B737NG训练手册-中文版 34-57-00_自动定向机系统
— 为 RF 组件产生自动增益控制（AGC） — 台站音频过滤 — 莫尔斯码语音探测 — 监控 BITE — 根据来自 ADF 控制面板的调谐数据为合成器编程。
方位、音频和莫尔斯码标识符数据从信号处理器到达 486 处理 器。双口 RAM 作为两个处理器间的数据连接。486 处理器处理来自信 号处理器的 BIT 数据用于在前面板上显示信息。它同时提供到输入／ 输出（I／O）部分的数据和控制信号。该处理器控制 ADF 接收机的 所有主要功能。它也提供到内存和数据记录／数据装载闪存卡装置的 接口。处理器在将来自信号处理器的方位数据输出到外部系统之前执 行 QEC 和上／下补偿。
ADF 接收机计算相对于 ADF 地面站的方位并将它发送到 DEU 用于 显示。ADF 方位同时送到无线电磁指示器（RMI）。ADF 接收机处理 来自地面站的音频信号并把它送到遥控电子组件（REU）。
34—57—00—002 Rev 13 10/02/2000
有效性
控制面板
ADF 控制面板输入
ADF 接收机系统处理器在一条 ARINC 429 数据总线上接收来自 ADF 控制面板的人工调谐输入和控制面板模式选项。
PSEU
接近电门电子组件（PSEU）向系统处理器发 一个空／地离散信 号。该离散信号为故障存储器设置飞行阶段计数。
程序销钉输入
ADF 接收机从一个插座电门接收程序销钉离散信号。方位计算机 电路使用象限误差修正（QEC）程序销钉输入来调整由飞机结构引起 的信号失真。
描述
天线组件是一片模制壳。天线用 12 个螺栓连接到飞机上。天线 组件包含下列部件：
— 环形天线组件（2） — 垂直天线（1） — 电子组件
ADF 天线电子组件包含每个天线组件的放大器。放大器接收来自 ADF 接收机的 12V 直流电源。
方位、音频和莫尔斯码标识符数据从信号处理器到达 486 处理 器。双口 RAM 作为两个处理器间的数据连接。486 处理器处理来自信 号处理器的 BIT 数据用于在前面板上显示信息。它同时提供到输入／ 输出（I／O）部分的数据和控制信号。该处理器控制 ADF 接收机的 所有主要功能。它也提供到内存和数据记录／数据装载闪存卡装置的 接口。处理器在将来自信号处理器的方位数据输出到外部系统之前执 行 QEC 和上／下补偿。
ADF 接收机计算相对于 ADF 地面站的方位并将它发送到 DEU 用于 显示。ADF 方位同时送到无线电磁指示器（RMI）。ADF 接收机处理 来自地面站的音频信号并把它送到遥控电子组件（REU）。
34—57—00—002 Rev 13 10/02/2000
有效性
控制面板
ADF 控制面板输入
ADF 接收机系统处理器在一条 ARINC 429 数据总线上接收来自 ADF 控制面板的人工调谐输入和控制面板模式选项。
PSEU
接近电门电子组件（PSEU）向系统处理器发 一个空／地离散信 号。该离散信号为故障存储器设置飞行阶段计数。
程序销钉输入
ADF 接收机从一个插座电门接收程序销钉离散信号。方位计算机 电路使用象限误差修正（QEC）程序销钉输入来调整由飞机结构引起 的信号失真。
描述
天线组件是一片模制壳。天线用 12 个螺栓连接到飞机上。天线 组件包含下列部件：
— 环形天线组件（2） — 垂直天线（1） — 电子组件
ADF 天线电子组件包含每个天线组件的放大器。放大器接收来自 ADF 接收机的 12V 直流电源。
07 737NG使用手册
… … … … … … … … … … … … … … … … … ....E… … … … … … … … … … … … … … … … …
E/D… … … … … 下降终点(end of descent) EFIS… … … … ..电子飞行仪表系统(electronic flight instrument system) EGPWS… … … 增强型近地警告系统(enhanced ground proximity warning system) EGT… … … … ...尾气温度(exhaust gas temperature) ELEC… … … … 电源(electrical) EMER… … … ...紧急(emergency) ENG… … … … ..引擎(engine) ETOPS… … … .双发飞机延伸航程运行(extended range operation with twin engine airplanes) 注：详见国际民航相关规定。 EXEC… … … ...执行(execute)
波音 737NG 操作指南
第七章 737NG 使用手册
资料来源：PMDG
PMDG 737 THE NEXT GENERATION
波音737-600/700/800/900
飞行器Байду номын сангаас作指南
中文译本
飞行器操作指南 &
飞行管理计算机手册
本手册用于 PMDG 公司的 737NG 模拟软件
其中的资料内容来源于多种渠道。本手册仅用于以娱乐为目的的模拟飞行软件，不可作为真实 飞行学习资料和任何航空器飞行参考资料。
… … … … … … … … … … … … … … … … … ....D.............................................................
E/D… … … … … 下降终点(end of descent) EFIS… … … … ..电子飞行仪表系统(electronic flight instrument system) EGPWS… … … 增强型近地警告系统(enhanced ground proximity warning system) EGT… … … … ...尾气温度(exhaust gas temperature) ELEC… … … … 电源(electrical) EMER… … … ...紧急(emergency) ENG… … … … ..引擎(engine) ETOPS… … … .双发飞机延伸航程运行(extended range operation with twin engine airplanes) 注：详见国际民航相关规定。 EXEC… … … ...执行(execute)
波音 737NG 操作指南
第七章 737NG 使用手册
资料来源：PMDG
PMDG 737 THE NEXT GENERATION
波音737-600/700/800/900
飞行器Байду номын сангаас作指南
中文译本
飞行器操作指南 &
飞行管理计算机手册
本手册用于 PMDG 公司的 737NG 模拟软件
其中的资料内容来源于多种渠道。本手册仅用于以娱乐为目的的模拟飞行软件，不可作为真实 飞行学习资料和任何航空器飞行参考资料。
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27-31-00_自动油门系统 B737NG训练手册-中文版
22—31—00—001 Rev 4 01/14/1999
自动油门系统 — 介绍
概述
自动油门（A / T）计算机使用来自飞机传感器的数据来计算发 动机的推力。自动油门系统经由 DFCS MCP 和驾驶舱中的电门响应 飞行机组的方式请求或响应 FMC 的方式请求控制发动机的推力。自 动油门系统从起飞到接地之间工作。
ADIRU
ADIRU 向 A/T 计算机传送下列数据：
— 真空速 — 马赫数 — 气压高度 — 大气压力 — 外界大气静温 — 惯性垂直速度 — 加速度
在改变飞行条件过程中当计算 T/L 速率指令以设置发动机推力 作为精确推力调整时，A/T 使用 ADIRU 的数据。
EEC
DEU 向 EEC 传送 FMC N1 目标。EEC 使用该数据计算相当的 TRA 目标。在起飞、爬升和最大推力复飞期间，A/T 使用 EEC TRA 目标来设置推力。对于起飞及最大推力复飞，A/T 最初使用 EEC TRA 目标来前推 T/L。当 T/L 达到 FMC N1 限制 4 至 6 度内时，A/T 计 算机再使用 FMC N1 目标来进行 T/L 的最后调整到 FMC N1 限制。
— 从 DFCS MCP 上人工方式选择 — 当 DFCS 衔接时，由 DFCS 自动的方式选择 — 从油门杆 TO/GA 电门人工选择
取决于所选择的方式及 DFCS 的工作方式，自动油门系统可被 衔接于 N1 方式或速度方式。A/T 的工作方式显示在共用显示器系统 的飞行方式通告（FMA）上。
A/T 系统部件
22—31—00—002 Rev 5 09/24/1999
27—31—00
A/T 断开电门 TO/GA 电门
A/T 预位电门 A/T 方式电门
自动油门系统 — 介绍
概述
自动油门（A / T）计算机使用来自飞机传感器的数据来计算发 动机的推力。自动油门系统经由 DFCS MCP 和驾驶舱中的电门响应 飞行机组的方式请求或响应 FMC 的方式请求控制发动机的推力。自 动油门系统从起飞到接地之间工作。
ADIRU
ADIRU 向 A/T 计算机传送下列数据：
— 真空速 — 马赫数 — 气压高度 — 大气压力 — 外界大气静温 — 惯性垂直速度 — 加速度
在改变飞行条件过程中当计算 T/L 速率指令以设置发动机推力 作为精确推力调整时，A/T 使用 ADIRU 的数据。
EEC
DEU 向 EEC 传送 FMC N1 目标。EEC 使用该数据计算相当的 TRA 目标。在起飞、爬升和最大推力复飞期间，A/T 使用 EEC TRA 目标来设置推力。对于起飞及最大推力复飞，A/T 最初使用 EEC TRA 目标来前推 T/L。当 T/L 达到 FMC N1 限制 4 至 6 度内时，A/T 计 算机再使用 FMC N1 目标来进行 T/L 的最后调整到 FMC N1 限制。
— 从 DFCS MCP 上人工方式选择 — 当 DFCS 衔接时，由 DFCS 自动的方式选择 — 从油门杆 TO/GA 电门人工选择
取决于所选择的方式及 DFCS 的工作方式，自动油门系统可被 衔接于 N1 方式或速度方式。A/T 的工作方式显示在共用显示器系统 的飞行方式通告（FMA）上。
A/T 系统部件
22—31—00—002 Rev 5 09/24/1999
27—31—00
A/T 断开电门 TO/GA 电门
A/T 预位电门 A/T 方式电门
34-11-00_静压和全压系统——【737NG机型培训手册】
有两种类型的空气压力：
— 静压是飞机周围环境的空气压力 — 全压是由于飞机向前运动而在空速管管路内产生的空气压力。
静压和全压系统有下列部件：
— 三个空速管 — 六个静压探口 — 五个排水接头
软、硬空气管路用于连接全—静压系统部件。 系统排水口作为一个集水槽，去除全一静压管内的凝集水份。 主静压和全压系统
静压和全压系统 — 部件位置 — 外部
空速管位置 飞机有三个空速管。机长空速管在飞机的左侧。副驾驶和辅助空速 管位于飞机的右侧。
静压探口位置 飞机有六个静压探口。在飞机的每一侧都有一个机长、副驾驶和备 用静压探口。
备用静压探口位置 飞机有两个静压探口。飞机的每一侧有一个探口。
有效性
YE201
34—11—00
操作
排水接头下部有一个被卡口管接头顶盖覆盖的活门 。要排放全—静 压管内的水份，卸下顶盖，并将顶盖上的活门释压器插入该活门。当推 动活门时，集水槽内的液体在重力作用下流出。
排水接头
每根静压管有一个排水接头。机长和副驾驶全压管也有排水接头。
辅助全压管没有排水接头。因为该探头位于管路的最底部。水份可 从探头排出。
有效性
YE201
34—11—00
辅助空速管
副驾驶空速管
右侧 全压 ADM 右 ADIRU
机长 静压 探口
副驾驶 静压 探口
备用 静压 探口
右侧 静压 ADM
备用高度计/ 空速表 座舱压差指示器
辅助空速管连接到备用高度计/空速表，备用静压探口连接到备用 高度计/空速表和座舱压差指示器。
备用静压管有一个排水接头。
有效性
YE201
34—11—00
右静压探口（2）
空速管（2）
— 静压是飞机周围环境的空气压力 — 全压是由于飞机向前运动而在空速管管路内产生的空气压力。
静压和全压系统有下列部件：
— 三个空速管 — 六个静压探口 — 五个排水接头
软、硬空气管路用于连接全—静压系统部件。 系统排水口作为一个集水槽，去除全一静压管内的凝集水份。 主静压和全压系统
静压和全压系统 — 部件位置 — 外部
空速管位置 飞机有三个空速管。机长空速管在飞机的左侧。副驾驶和辅助空速 管位于飞机的右侧。
静压探口位置 飞机有六个静压探口。在飞机的每一侧都有一个机长、副驾驶和备 用静压探口。
备用静压探口位置 飞机有两个静压探口。飞机的每一侧有一个探口。
有效性
YE201
34—11—00
操作
排水接头下部有一个被卡口管接头顶盖覆盖的活门 。要排放全—静 压管内的水份，卸下顶盖，并将顶盖上的活门释压器插入该活门。当推 动活门时，集水槽内的液体在重力作用下流出。
排水接头
每根静压管有一个排水接头。机长和副驾驶全压管也有排水接头。
辅助全压管没有排水接头。因为该探头位于管路的最底部。水份可 从探头排出。
有效性
YE201
34—11—00
辅助空速管
副驾驶空速管
右侧 全压 ADM 右 ADIRU
机长 静压 探口
副驾驶 静压 探口
备用 静压 探口
右侧 静压 ADM
备用高度计/ 空速表 座舱压差指示器
辅助空速管连接到备用高度计/空速表，备用静压探口连接到备用 高度计/空速表和座舱压差指示器。
备用静压管有一个排水接头。
有效性
YE201
34—11—00
右静压探口（2）
空速管（2）
【二类机型培训】B737NG电子34章导航
SYSTEM） • 近地警告系统（GROUND PROXIMITY WARNING SYSTEM） • VHF全向信标系统（VHF OMNIDIRECTIONAL RANGING SYSTEM） • 空中交通控制系统（AIR TRAFFIC CONTROL SYSTEM） • 测距机（DISTANCE MEASURING EQUIPMENT） • 自动定向机（AUTOMATIC DIRECTION FINDER SYSTEM） • 全球定位系统（GLOBAL POSITIONING SYSTEM） • 飞行管理计算机系统（FLIGHT MANAGEMENT COMPUTER SYSTEM）
数据，初始位置信息由ISDU或FMCS提供。
ADIRS系统概述
ADIRS系统部件位置
ADIRS系统部件位置
ADIRS系统部件位置
ADIRS系统部件位置
ISDU部件描述
• SYS DSPL（系统显示）电门 选择左或右ADIRU数据显示到 IRS显示屏上。
• DSPL SEL（显示选择）电门 选择来自ADIRU的数据并加以 显示。
TAT探头
惯导当前位置的输入
惯导当前位置的输入
ADIRS维护代码
ADIRS自检-主菜单
ADIRS自检-当前状态
ADIRS自检-飞行中故障
ADIRS自检-地面测试
ADIRS自检-地面测试-IR测试
ADIRS自检-地面测试-ADR测试
ADIRS自检-维护代码页
综合备用飞行显示系统
色信号灯稳定点亮。当ADIRU需要 信息时该信号灯会闪亮。 — ON DC。当ADIRU有28V直流电源 时，琥珀色信号灯稳定点亮。 — FAULT。当ADIRU的IR功能失效时， 一个琥珀色信号灯稳定点亮。 — DC FAIL。当直流电源低于18V时， 琥珀色信号灯稳定点亮。 • 在MSU上的琥珀色GPS信号灯显示机 载全球定位系统的故障。
数据，初始位置信息由ISDU或FMCS提供。
ADIRS系统概述
ADIRS系统部件位置
ADIRS系统部件位置
ADIRS系统部件位置
ADIRS系统部件位置
ISDU部件描述
• SYS DSPL（系统显示）电门 选择左或右ADIRU数据显示到 IRS显示屏上。
• DSPL SEL（显示选择）电门 选择来自ADIRU的数据并加以 显示。
TAT探头
惯导当前位置的输入
惯导当前位置的输入
ADIRS维护代码
ADIRS自检-主菜单
ADIRS自检-当前状态
ADIRS自检-飞行中故障
ADIRS自检-地面测试
ADIRS自检-地面测试-IR测试
ADIRS自检-地面测试-ADR测试
ADIRS自检-维护代码页
综合备用飞行显示系统
色信号灯稳定点亮。当ADIRU需要 信息时该信号灯会闪亮。 — ON DC。当ADIRU有28V直流电源 时，琥珀色信号灯稳定点亮。 — FAULT。当ADIRU的IR功能失效时， 一个琥珀色信号灯稳定点亮。 — DC FAIL。当直流电源低于18V时， 琥珀色信号灯稳定点亮。 • 在MSU上的琥珀色GPS信号灯显示机 载全球定位系统的故障。
B737NG训练手册-中文版 34-46-00_近地警告系统
语音报数 — 方式 7 — 风切变的警告
除了 1 — 7 方式以外，还有两种附加功能：
— 地形净空基底 — 进近中下降过界 — 地形觉察 — 显示飞机周围的地形
缩略语
ADI ADIRU alt AOA approx BITE capt DEU DFCS FDAU FMC F/O FPM FPS GND PROX GPS GPWC GPWM
34—46—00—002 Rev 10 12/19/2000
飞行管理计算机 系统（FMCS）
有效性 YE201
数字式飞行控制系统 方式控制板（MCP）
近地警告计算机（GPWC）
GPWS — 概述
避撞计算机
远距电子组件（REU）
34—46—00
GPWS — 驾驶舱内的部件位置
驾驶舱部件位置
以下 GPWS 部件为在驾驶舱内的： — 机长和副驾驶的下滑禁止电门 — 近地警告模件板
有效性
YE201
34—46—00
34—46—00—005 Rev 11 12/19/2000
有效性 YE201
115 交流 转换汇流条
近地警告
1 号 28 伏 直流汇流条
地形显示
P—18 板 跳开关板
地形/气象 继电器
地形/气象 继电器
起落架位置 起落架手柄电门模件
测试 起落架禁止
襟翼禁止 地形禁止
mod
— 组件、模数
ND
— 导航显示器
ovrd
— 超控
P
— 压下
PFD
— 主飞行显示器
pos
— 位置
PSEU
— 接近电门电子组件
PWS
— 预测风切变
RA
— 无线电高度
除了 1 — 7 方式以外，还有两种附加功能：
— 地形净空基底 — 进近中下降过界 — 地形觉察 — 显示飞机周围的地形
缩略语
ADI ADIRU alt AOA approx BITE capt DEU DFCS FDAU FMC F/O FPM FPS GND PROX GPS GPWC GPWM
34—46—00—002 Rev 10 12/19/2000
飞行管理计算机 系统（FMCS）
有效性 YE201
数字式飞行控制系统 方式控制板（MCP）
近地警告计算机（GPWC）
GPWS — 概述
避撞计算机
远距电子组件（REU）
34—46—00
GPWS — 驾驶舱内的部件位置
驾驶舱部件位置
以下 GPWS 部件为在驾驶舱内的： — 机长和副驾驶的下滑禁止电门 — 近地警告模件板
有效性
YE201
34—46—00
34—46—00—005 Rev 11 12/19/2000
有效性 YE201
115 交流 转换汇流条
近地警告
1 号 28 伏 直流汇流条
地形显示
P—18 板 跳开关板
地形/气象 继电器
地形/气象 继电器
起落架位置 起落架手柄电门模件
测试 起落架禁止
襟翼禁止 地形禁止
mod
— 组件、模数
ND
— 导航显示器
ovrd
— 超控
P
— 压下
PFD
— 主飞行显示器
pos
— 位置
PSEU
— 接近电门电子组件
PWS
— 预测风切变
RA
— 无线电高度
B737NG训练手册-中文版34-33-00_无线电高度表系统
工作 在 RA 收发机前面板上有两个电门和一个 LCD。使用两个电门中
的任一个来启动无线电高度表收发机检测。LCD 显示检测结果。 在 RA 收发机的前面板上有一个内存卡插槽。车间人员通过该插
槽插入可向 LRU 装载软件的闪存卡。该内存卡可在工作过程中保存由 LRU 发送的 LRU 状态数据。这一功能不适用于航线维护人员。
电源
RA 收发机 1 的电源是来自转换汇流条 1 的 115V 交流电。RA 收 发机 2 接收来自转换汇流条 2 的 115V 交流电。
天线接口
发射天线向地面发送无线电频率（RF）信号。接收天线将返回的 RF 信号送到 RA 收发机的接收电路。
飞行操纵计算机离散信号
飞行操纵计算机（FCC）向 RA 收发机提供检测禁止信号。这一信 号在 ILS 模式被选定时防止 RA 检测。
无线电高度表系统 — 介绍
概述
无线电高度表（RA）系统测量从飞机到地面的垂直距离。无线电 高度显示在驾驶舱内的显示组件（DU）上。无线电高度是利用接收机 发射机组件比较发射的信号和接收的信号来计算的。R/T 组件发射一 个无线电信号，然后接收从地面返回的反射 RF 信号来确定飞机的高 度。R/T 将计算的高度数据输出到两个 ARINC 429 数据总线上并送到 飞机上的使用系统。
培训知识点
不要喷涂天线的发射面或背面。涂层将阻止天线发送或接收无线 电频率信号。
34—33—00—008 Rev 2 01/19/1996
有效性
YE201
34—33—00
飞机蒙皮
同轴接头
O 形圈
34—33—00—008 Rev 2 11/13/1997
安装螺钉（4）
有效性 YE201
RA 系统 — RA 天线
的任一个来启动无线电高度表收发机检测。LCD 显示检测结果。 在 RA 收发机的前面板上有一个内存卡插槽。车间人员通过该插
槽插入可向 LRU 装载软件的闪存卡。该内存卡可在工作过程中保存由 LRU 发送的 LRU 状态数据。这一功能不适用于航线维护人员。
电源
RA 收发机 1 的电源是来自转换汇流条 1 的 115V 交流电。RA 收 发机 2 接收来自转换汇流条 2 的 115V 交流电。
天线接口
发射天线向地面发送无线电频率（RF）信号。接收天线将返回的 RF 信号送到 RA 收发机的接收电路。
飞行操纵计算机离散信号
飞行操纵计算机（FCC）向 RA 收发机提供检测禁止信号。这一信 号在 ILS 模式被选定时防止 RA 检测。
无线电高度表系统 — 介绍
概述
无线电高度表（RA）系统测量从飞机到地面的垂直距离。无线电 高度显示在驾驶舱内的显示组件（DU）上。无线电高度是利用接收机 发射机组件比较发射的信号和接收的信号来计算的。R/T 组件发射一 个无线电信号，然后接收从地面返回的反射 RF 信号来确定飞机的高 度。R/T 将计算的高度数据输出到两个 ARINC 429 数据总线上并送到 飞机上的使用系统。
培训知识点
不要喷涂天线的发射面或背面。涂层将阻止天线发送或接收无线 电频率信号。
34—33—00—008 Rev 2 01/19/1996
有效性
YE201
34—33—00
飞机蒙皮
同轴接头
O 形圈
34—33—00—008 Rev 2 11/13/1997
安装螺钉（4）
有效性 YE201
RA 系统 — RA 天线
B737NG训练手册-中文版 34-53-00_空中交通管制系统
有效性34—53—00空中交通管制系统 — 介绍概述空中交通管制（ATC ）地面站向机载ATC 系统询问，ATC 应答机向地面站回答其询问，按所需格式的编码信息应答。
ATC 应答机也对其他飞机或地面站的交通避撞系统（TCAS ）的S 模式询问作应答。
当一个地面站或一架其他飞机上的TCAS 计算机询问本ATC 系统时，应答机发射一个脉码回答信号，从回答信号中可吧判别和表明这架飞机及其高度。
— 最大空速 — 避撞协调售 — 高度— A 模式识别码 — 24位地址。
缩略语abs — 绝对 abv — 高于 ADIRS — 大气数据惯性基准系统 ADIRU — 大气数据惯性基准组件 AD — 大气数据 ADR — 大气数据基准 alt — 高度 amp — 放大器 ant — 天线ATC — 空中交通管制ATCRBS — 空中交通管制雷达信标系统 BITE — 机内自检设备 blw — 低于 bot — 底部 coax — 同心、同心轴 cntl — 控制 CPU — 中央处理器 DME — 测距设备、测距仪 ELEX — 电气的 FL — 飞行高度层、飞行高度 gnd — 地面、接地 ID — 识别 I/O — 输入/输出 idnt — 识别 INS — 仪表 INT — 询问机 LED — 发光二极管 MAX — 最大 MHz — MHz N — 正常 NC — 不连接 norm — 正常 pnl — 板 PSR — 一次监视雷达 RA — 解脱咨询34—53—00—001 R e v 5 02/23/1999有效性34—53—00空中交通管制系统 — 介绍REL — 相对 RF — 无线电射频 rptg — 报告 RX — 接收 SDI — 源宿识别 sig — 信号 SLS — 边带抑制 SSR — 二次监视雷达 SPI — 专用目的识别 stby — 待用 sw — 电门 TA — 交通咨询 TAS — 真空速 TCAS — 交通警戒和避撞系统 tpr — 应答机 TX — 发射 XFR — 转换 xmtr — 发射机 xpdr — 应答机 xpndr — 应答机34—53—00—001 R e v 5 02/23/1999有效性34—53—00空中交通雷达收发机ATC 地面站空中交通管制系统 — 介绍地面雷达显示 （ATC 雷达设施）S 模式询问询问应答对避撞的S 模式应答34—53—00—001 R e v 5 11/08/2000有效性34—53—00空中交通管制系统 — 概述概述空中交通管制系统的部件有： — 顶部天线 — 底部天线— ATC 同心电门（2个） — ATC/TCAS 控制板 — ATC 应答机（2个）。
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PSEU
接近电门电子组件（PSEU）向 ADF 接收机提供一个空／地离散信 号输入。ADF 接收机使用该空／地输入为内部存储器计算飞行阶段计 数。
ADF 天线
ADF 天线组件含有环形天线和垂直天线。天线组件同时含有环形 天线和垂直天线的信号广大器。环形天线提供方向数据，垂直天线提 供台站音频信号。
REU
有效性 YE201
P8 后电子面板 － ADF 控制面板 － 机长和副驾驶音频控制面板
ADF 系统 — 驾驶舱部件位置
34—57—00
ADF 系统 — 电子设备舱和天线部件位置
电子设备舱 ADF 接收机在电子设备舱 E3－1 托架上。
ADF 天线 ADF 天线在机身站位为 694 的机身上部。
34—57—00—004 Rev 4 09/16/1996
一个离散信号将天线位置标识为顶部安装天线。
接收机工作
ADF 接收机含有两个主要组件，RF 组件和主处理器。
RF 组件含有环形调制与求和部分，接收机部分和合成器部分。
环形调制与求和部分接收来自天线的输入信号。环形天线输入被 来自信号处理器的 95Hz 信号调制。然后环形天线输入与垂直天线输 入混合。信号然后到达一个 RF 波段过滤器。
ADF 接收机计算相对于 ADF 地面站的方位并将它发送到 DEU 用于 显示。ADF 方位同时送到无线电磁指示器（RMI）。ADF 接收机处理 来自地面站的音频信号并把它送到遥控电子组件（REU）。
34—57—00—002 Rev 13 10/02/2000
有效性
YE201
34—57—00
ADF 控制面板
ADF 系统 — 控制面板
目的
ADF 控制面板向 ADF 接收机提供调谐频率和系统模式选择。
描述
面板上有两个频率显示窗。显示窗显示由频率选择器的频率。在 显示窗上有显示系统是处于 ADF 模式或天线（ANT）模式的指示器。
话音选择器打开 ADF 接收机内的差拍振荡器（RFO）。有些 ADF 地面站通过开启和关闭它们的发射机来发射它们的莫尔斯码台站标 识符。要处理这类信号，接收机必须在 BFO 模式。该电门有三个位置 分别用于接收机 1、接收机 2 和关断。
RF 波段器是一个覆盖 ADF RF 频率范围的 7 波段过滤器。该过滤 器的选择由来自信号处理器的调谐数据决定。
来自 RF 波段过滤器的信号与来自合成器的当地振荡器信号混合 并由双 IF（中频）转换部分过滤以产生一个可由信号处理器处理的 中频信号。合成器部分接收来自信号处理器的调谐数据的当地振荡器 注入频率。
有效性
YE201
34—57—00
调谐频率 模式选择 语音选择
台站方位数据
台站方位数据 ADF 接收机
34—57—00—006 Rev 4 10/02/2000
有效性 YE201
ADF 系统 — 数字接口
34—57—00
ADF 系统 — 接收机
目的
ADF 接收机计算相对于发射 190 KHz 到 1750 KHz 频率范围信号 的地面站的方位。该接收机同时接收地面站标识符和 AM 广播。
有效性
YE201
34—57—00
ADF 天线
E3－1 托架: － ADF 接收机
34—57—00—004 Rev 4 10/02/2000
有效性 YE201
电子设备舱
ADF 系统 — 电子设备舱和天线部件位置
34—57—00
ADF 系统 — 电源和模拟接口
电源
115V 交流电从 ADF 电路跳开关到达 ADF 控制面板。ADF 控制面 板使用 115V 交流电工作。ADF 控制面板将 115V 交流电发送到 ADF 接 收机用于工作。ADF 接收机发送 12V 直流电到 ADF 天线用于工作。
34—57—00—002 Rev 13 12/27/2000
有效性 YE201
ADF 天线
ADF 接收机
ADF 系统 — 概述
34—57—00
ADF 系统 — 驾驶舱部件位置
ADF 系统部件
ADF 控制面板在 P8 后电子面板上。
接口部件
下列驾驶舱部件与 ADF 系统有接口：
— 左右 EFIS 控制面板 — 左内侧和外侧显示组件 — 右内侧和外侧显示组件 — 机长和副驾驶音频控制面板。
有效性
YE201
34—57—00
34—57—00—007 Rev 1 09/16/1996
有效性 YE201
内存卡插槽
检测电门 RS232 接头
ADF 系统 — 接收机
34—57—00
ADF 系统 — 天线
目的
ADF 天线接收来自地面站的电磁信号。垂直天线接收信号的电场 分量。环形天线接收地面站信号的磁分量。
RF 信号从 RF 组件到达一个可为信号处理器将信号转换成数字格 式的模／数（A／D）转换电路。信号处理器获得该信号并与当地 95Hz 信号进行比较来计算方位数据。
34—57—00—010 Rev 3 10/02/2000
有效性
YE201
34—57—00
ADF 系统 — 功能描述
信号处理器同时执行下列功能：
34—57—00—008 Rev 2 01/16/1999
有效性
YE201
34—57—00
34—57—00—008 Rev 2 01/16/1999
有效性 YE201
备用电阻测量
较好的电阻 测量埋头孔
铭牌
顶视图
垂直天线 环形天线
电子组件
安装螺栓（12）
电气接头
ADF 系统 — 天线
34—57—00
数字输出
ADF 接收机在两条输出数据总线上传送下列数据：
— ADF 地面站方位 — 检测信号 — 接收机状态
输出数据总线 1 从 ADF 接收机到达无线电磁指示器（RMI）。RMI 使用地面站方位数据控制 RM2 方位指针。
输出数据总线 2 到达 DEU 用于显示。
34—57—00—006 Rev 4 10/02/2000
在 ADF 前面有一内存卡插槽。车间人员使用该插槽插入可向 LRU 装载软件的内存卡。该内存卡能存储 LRU 工作过程中发送的 LRU 数 据。该内存卡插槽不能由航线维护人员使用。
车间人员使用 RS232 接头将车间检测设备连接到 LRU。RS232 连 接器不能由航线维护人员使用。
34—57—00—007 Rev 1 09/16/1996
自动定向机系统 — 介绍
目的
自动定向机（ADF）系统是一种导航辅助系统。ADF 接收机使用 来自地面站的调幅（AM）信号来计算 ADF 地面站相对于飞机纵轴的 方位。ADF 系统也接收标准调幅无线电广播。
缩略语
AC AM ACP ADF AM Ant app ARINC BFO capt DC DEU EFIS F/O gnd Hz LCD
— 为 RF 组件产生自动增益控制（AGC） — 台站音频过滤 — 莫尔斯码语音探测 — 监控 BITE — 根据来自 ADF 控制面板的调谐数据为合成器编程。
方位、音频和莫尔斯码标识符数据从信号处理器到达 486 处理 器。双口 RAM 作为两个处理器间的数据连接。486 处理器处理来自信 号处理器的 BIT 数据用于在前面板上显示信息。它同时提供到输入／ 输出（I／O）部分的数据和控制信号。该处理器控制 ADF 接收机的 所有主要功能。它也提供到内存和数据记录／数据装载闪存卡装置的 接口。处理器在将来自信号处理器的方位数据输出到外部系统之前执 行 QEC 和上／下补偿。
ADF 天线
有效性 YE201
ADF 接收机
ADF 系统 — 电源和模拟接口
34—57—00
ADF 系统 — 数字接口
概述
ADF 接收机与显示电子组件（DEU）和无线电磁指示器（RMI）有 接口。该接口在 ARINC 429 数据总线上。
ADF 控制面板
ADF 控制面板向 ADF 接收机发送调谐频率输入。ADF 控制面板发 送含有 ADF 模式或 ANT 模式选择的数据字。当转动语音选择器时， ADF 控制面板设置一个可启动 ADF 接收机差拍振荡器的字位信号。
34—57—00—001 Rev 3 10/02/2000
有效性
YE201
34—57—00
34—57—00—001 Rev 3 11/15/2000
有效性 YE201
飞机纵轴
到地面站的方位
ADF 站
自动定向机系统 — 介绍
34—57—00
ADF 系统 — 概述
描述
ADF 控制面板向 ADF 接收机提供人工调谐输入。ADF 天线组件包 括一个环形天线和垂直天线。
检测电门在 ADF 模式选择器上。快速按压该按钮可启动系统自 检。
34—57—00—009 Rev 5 10/03/1997
有效性
YE201
34—57—00
频率显示窗（2）
话音选择器
34—57—00—009 Rev 5 10/03/1997
频率选择器（2）
模式选择器（2）
有效性 YE201
ADF 系统 — 控制面板
控制面板有两个频率选择器。每个选择器为它正上方的显示窗设 定频率。每个选择器有三个控制钮，分别是外，中和内控制钮。内控 制钮设定十分位和个位数字，中间控制钮设定十位数字,外控制钮设 定百位数字。
模式选择器选择 ADF 或 ANT 模式。在 ADF 位，接收机发送方位 数据和台站音频。在 ANT 模式，接收机只发送台站音频。
34—57—00
ADF 系统 — 功能描述
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34—57—00—010 Rev 3 10/027—00
ADF 系统 — 功能描述
接近电门电子组件（PSEU）向 ADF 接收机提供一个空／地离散信 号输入。ADF 接收机使用该空／地输入为内部存储器计算飞行阶段计 数。
ADF 天线
ADF 天线组件含有环形天线和垂直天线。天线组件同时含有环形 天线和垂直天线的信号广大器。环形天线提供方向数据，垂直天线提 供台站音频信号。
REU
有效性 YE201
P8 后电子面板 － ADF 控制面板 － 机长和副驾驶音频控制面板
ADF 系统 — 驾驶舱部件位置
34—57—00
ADF 系统 — 电子设备舱和天线部件位置
电子设备舱 ADF 接收机在电子设备舱 E3－1 托架上。
ADF 天线 ADF 天线在机身站位为 694 的机身上部。
34—57—00—004 Rev 4 09/16/1996
一个离散信号将天线位置标识为顶部安装天线。
接收机工作
ADF 接收机含有两个主要组件，RF 组件和主处理器。
RF 组件含有环形调制与求和部分，接收机部分和合成器部分。
环形调制与求和部分接收来自天线的输入信号。环形天线输入被 来自信号处理器的 95Hz 信号调制。然后环形天线输入与垂直天线输 入混合。信号然后到达一个 RF 波段过滤器。
ADF 接收机计算相对于 ADF 地面站的方位并将它发送到 DEU 用于 显示。ADF 方位同时送到无线电磁指示器（RMI）。ADF 接收机处理 来自地面站的音频信号并把它送到遥控电子组件（REU）。
34—57—00—002 Rev 13 10/02/2000
有效性
YE201
34—57—00
ADF 控制面板
ADF 系统 — 控制面板
目的
ADF 控制面板向 ADF 接收机提供调谐频率和系统模式选择。
描述
面板上有两个频率显示窗。显示窗显示由频率选择器的频率。在 显示窗上有显示系统是处于 ADF 模式或天线（ANT）模式的指示器。
话音选择器打开 ADF 接收机内的差拍振荡器（RFO）。有些 ADF 地面站通过开启和关闭它们的发射机来发射它们的莫尔斯码台站标 识符。要处理这类信号，接收机必须在 BFO 模式。该电门有三个位置 分别用于接收机 1、接收机 2 和关断。
RF 波段器是一个覆盖 ADF RF 频率范围的 7 波段过滤器。该过滤 器的选择由来自信号处理器的调谐数据决定。
来自 RF 波段过滤器的信号与来自合成器的当地振荡器信号混合 并由双 IF（中频）转换部分过滤以产生一个可由信号处理器处理的 中频信号。合成器部分接收来自信号处理器的调谐数据的当地振荡器 注入频率。
有效性
YE201
34—57—00
调谐频率 模式选择 语音选择
台站方位数据
台站方位数据 ADF 接收机
34—57—00—006 Rev 4 10/02/2000
有效性 YE201
ADF 系统 — 数字接口
34—57—00
ADF 系统 — 接收机
目的
ADF 接收机计算相对于发射 190 KHz 到 1750 KHz 频率范围信号 的地面站的方位。该接收机同时接收地面站标识符和 AM 广播。
有效性
YE201
34—57—00
ADF 天线
E3－1 托架: － ADF 接收机
34—57—00—004 Rev 4 10/02/2000
有效性 YE201
电子设备舱
ADF 系统 — 电子设备舱和天线部件位置
34—57—00
ADF 系统 — 电源和模拟接口
电源
115V 交流电从 ADF 电路跳开关到达 ADF 控制面板。ADF 控制面 板使用 115V 交流电工作。ADF 控制面板将 115V 交流电发送到 ADF 接 收机用于工作。ADF 接收机发送 12V 直流电到 ADF 天线用于工作。
34—57—00—002 Rev 13 12/27/2000
有效性 YE201
ADF 天线
ADF 接收机
ADF 系统 — 概述
34—57—00
ADF 系统 — 驾驶舱部件位置
ADF 系统部件
ADF 控制面板在 P8 后电子面板上。
接口部件
下列驾驶舱部件与 ADF 系统有接口：
— 左右 EFIS 控制面板 — 左内侧和外侧显示组件 — 右内侧和外侧显示组件 — 机长和副驾驶音频控制面板。
有效性
YE201
34—57—00
34—57—00—007 Rev 1 09/16/1996
有效性 YE201
内存卡插槽
检测电门 RS232 接头
ADF 系统 — 接收机
34—57—00
ADF 系统 — 天线
目的
ADF 天线接收来自地面站的电磁信号。垂直天线接收信号的电场 分量。环形天线接收地面站信号的磁分量。
RF 信号从 RF 组件到达一个可为信号处理器将信号转换成数字格 式的模／数（A／D）转换电路。信号处理器获得该信号并与当地 95Hz 信号进行比较来计算方位数据。
34—57—00—010 Rev 3 10/02/2000
有效性
YE201
34—57—00
ADF 系统 — 功能描述
信号处理器同时执行下列功能：
34—57—00—008 Rev 2 01/16/1999
有效性
YE201
34—57—00
34—57—00—008 Rev 2 01/16/1999
有效性 YE201
备用电阻测量
较好的电阻 测量埋头孔
铭牌
顶视图
垂直天线 环形天线
电子组件
安装螺栓（12）
电气接头
ADF 系统 — 天线
34—57—00
数字输出
ADF 接收机在两条输出数据总线上传送下列数据：
— ADF 地面站方位 — 检测信号 — 接收机状态
输出数据总线 1 从 ADF 接收机到达无线电磁指示器（RMI）。RMI 使用地面站方位数据控制 RM2 方位指针。
输出数据总线 2 到达 DEU 用于显示。
34—57—00—006 Rev 4 10/02/2000
在 ADF 前面有一内存卡插槽。车间人员使用该插槽插入可向 LRU 装载软件的内存卡。该内存卡能存储 LRU 工作过程中发送的 LRU 数 据。该内存卡插槽不能由航线维护人员使用。
车间人员使用 RS232 接头将车间检测设备连接到 LRU。RS232 连 接器不能由航线维护人员使用。
34—57—00—007 Rev 1 09/16/1996
自动定向机系统 — 介绍
目的
自动定向机（ADF）系统是一种导航辅助系统。ADF 接收机使用 来自地面站的调幅（AM）信号来计算 ADF 地面站相对于飞机纵轴的 方位。ADF 系统也接收标准调幅无线电广播。
缩略语
AC AM ACP ADF AM Ant app ARINC BFO capt DC DEU EFIS F/O gnd Hz LCD
— 为 RF 组件产生自动增益控制（AGC） — 台站音频过滤 — 莫尔斯码语音探测 — 监控 BITE — 根据来自 ADF 控制面板的调谐数据为合成器编程。
方位、音频和莫尔斯码标识符数据从信号处理器到达 486 处理 器。双口 RAM 作为两个处理器间的数据连接。486 处理器处理来自信 号处理器的 BIT 数据用于在前面板上显示信息。它同时提供到输入／ 输出（I／O）部分的数据和控制信号。该处理器控制 ADF 接收机的 所有主要功能。它也提供到内存和数据记录／数据装载闪存卡装置的 接口。处理器在将来自信号处理器的方位数据输出到外部系统之前执 行 QEC 和上／下补偿。
ADF 天线
有效性 YE201
ADF 接收机
ADF 系统 — 电源和模拟接口
34—57—00
ADF 系统 — 数字接口
概述
ADF 接收机与显示电子组件（DEU）和无线电磁指示器（RMI）有 接口。该接口在 ARINC 429 数据总线上。
ADF 控制面板
ADF 控制面板向 ADF 接收机发送调谐频率输入。ADF 控制面板发 送含有 ADF 模式或 ANT 模式选择的数据字。当转动语音选择器时， ADF 控制面板设置一个可启动 ADF 接收机差拍振荡器的字位信号。
34—57—00—001 Rev 3 10/02/2000
有效性
YE201
34—57—00
34—57—00—001 Rev 3 11/15/2000
有效性 YE201
飞机纵轴
到地面站的方位
ADF 站
自动定向机系统 — 介绍
34—57—00
ADF 系统 — 概述
描述
ADF 控制面板向 ADF 接收机提供人工调谐输入。ADF 天线组件包 括一个环形天线和垂直天线。
检测电门在 ADF 模式选择器上。快速按压该按钮可启动系统自 检。
34—57—00—009 Rev 5 10/03/1997
有效性
YE201
34—57—00
频率显示窗（2）
话音选择器
34—57—00—009 Rev 5 10/03/1997
频率选择器（2）
模式选择器（2）
有效性 YE201
ADF 系统 — 控制面板
控制面板有两个频率选择器。每个选择器为它正上方的显示窗设 定频率。每个选择器有三个控制钮，分别是外，中和内控制钮。内控 制钮设定十分位和个位数字，中间控制钮设定十位数字,外控制钮设 定百位数字。
模式选择器选择 ADF 或 ANT 模式。在 ADF 位，接收机发送方位 数据和台站音频。在 ANT 模式，接收机只发送台站音频。
34—57—00
ADF 系统 — 功能描述
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34—57—00—010 Rev 3 10/027—00
ADF 系统 — 功能描述