电子飞行仪表系统中国民航大学
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中国民用航空飞行学院广汉分院页数:4
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中国民用航空飞行学院2015年10月公招面试成绩页数:12
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航空航天类专业就业前景
提起航空航天，同学们可能马上会联想到飞机、人造地球卫星、运载火箭、卫星导航定位，或是“神舟”系列载人飞船，以及备受国人瞩目的“嫦娥一号”。
人类自古就梦想探知太空的奥秘，嫦娥奔月、敦煌飞天等神话传说，无不反映出古人对宇宙的神往。
我国明朝的万户手持大风筝飞天，成为世界上首个以身尝试用“火箭”飞行的人；1912年我国近代航空事业创始人冯如制成中国第一架飞机；2007年“嫦娥一号”绕月探测卫星成功发射……国人的飞天梦想一步步得以实现。
像“神舟”系列飞船、“嫦娥一号”月球探测卫星这样举世瞩目的飞天计划，必将在国际航空航天舞台上大展风采。
航空航天技术是信息、能源、制造等综合性尖端技术的集合，是一个国家综合科技实力的象征和衡量标志，在国家的军事国防中起着中流砥柱的作用。
近几年“神舟”系列载人飞船的成功飞行，以及我国首架具有自主知识产权的喷气式支线飞机ARJ21总装下线等，引发了人们对航空航天技术领域的极大关注，而航空航天类专业更是吸引了不少同学和家长的眼球，被同样怀揣飞天梦想的考生所追捧。
学科优势助推人才起飞航空航天类专业主要研究飞行器的结构、性能和运动规律，培养如何把飞行器设计制造出来并送上太空的工程技术专业人才。
从狭义上讲，航空航天类专业包括飞行器设计与工程、飞行器动力工程、飞行器制造工程、飞行器环境与生命保障工程、探测制导与控制技术等主体学科专业。
然而，无论是飞机还是航天飞行器，都是综合科学技术的结晶，涉及材料、电子通讯设备、仪器仪表、遥控遥测、导航、遥感等诸方面。
因此从广义上讲，材料科学与工程、电子信息工程、自动化、计算机、交通运输、质量与可靠性工程等都是航空航天技术不可或缺的学科专业。
随着航空航天事业的迅猛发展，近年来又催生出航天运输与控制、遥感科学与技术等新兴专业。
航空航天类专业对同学们的要求是“厚基础、强能力，高素质、重创新”。
同学们要学习和掌握航空航天技术的基础理论和知识，接受航空航天飞行器工程方面的系统训练，通过各种实践性教学环节，可具备坚实的理论基础，良好的实践能力和分析、解决问题的能力，以及创新能力。
第3章 导航系统
3.2
现行陆基导航系统
一、自动定向机－无方向信标（10） 4. NDB的工作过程（7）
调幅报
A
B
C
e(t)
中国民航大学 CAUC
3.2
现行陆基导航系统
一、自动定向机－无方向信标（11） 4. NDB的工作过程（8）
调幅报（1）
A
B
C
e(t)
中国民航大学 CAUC
3.2
现行陆基导航系统
一、自动定向机－无方向信标（12）
B
NDB-B
中国民航大学 CAUC
3.2
现行陆基导航系统
一、自动定向机－无方向信标（4）
4. NDB的工作过程（1）
中国民航大学 CAUC
3.2
现行陆基导航系统
一、自动定向机－无方向信标（5） 4. NDB的工作过程（2） NDB的一般特性（1）
NDB是专为ADF提供导航信号的导航台； 工作种类有： 调幅报 等幅报 调幅话 辐射功率与作用距离 航路NDB：P=100W， R=200nm； 终端NDB：P=50W， R=25nm；
航道偏离指示
L2 F
L1 L1 L2
D E
N
OBS=
B
DVOR
A
航道偏离杆永远偏向预选 航道所在的方向；
G
C
航道偏离指示与飞机的磁 航向无关。
中国民航大学 CAUC
3.2
现行陆基导航系统
二、甚高频全向信标（15） 5. VOR机载系统的工作过程（4）
3
NDB
中国民航大学 CAUC
飞行程序设计-第12章-非精密复飞航段设计
第十二章 非精密复飞 程序设计
复飞有直线复飞（包括不超过15的转弯）和转弯复飞两种类 型。转弯复飞有三种形式：
a）指定高度转弯复飞，即规定转弯起始于一个高度/高； b）指定点转弯复飞，即规定转弯起始于一个定位点或电台； c）立即转弯复飞，即规定转弯起始于MAPt。。 每个仪表进近必须设计一个复飞程序。
（98ft）向外均匀减小至外边界为零。 障碍物的高度（hO）应满足 ： hO≤OCA/Hfm+dOtgZ-MOC（dO为障碍物在标称航迹上的投影
到SOC的距离） 调整方法：
提高复飞梯度；
提高OCA/Hfm； 采用转弯复飞向
向FAF方向移动复飞点
三、指定高度转弯复飞
1.保护区
转弯起始区：Mapt最早限制——转弯点高度： 保证航空器在转弯后最低能够以规定的余度飞越保护区内的 障碍物。 从转弯起始区边界飞出时，航空器高度不低于转弯高度
-50
1100
36
O2
-1000
220
140
解：
1）基本参数： TAS=240*[1.0257+（1.0511-1.0257）/5]=247km/h d起=（247+19）*18/3.6=1332m Xsoc=XMAPt-d起=-132m
2） O1在起始复飞段中 MOC=30+(Xo-Xsoc)*tgZ=32m L=1.9+（XMAPt-Xo）*tg7.8=2072m, O1在副区内 MOC’=2MOC*（L-l)/L=30m OCHf-MOC′=100-30=70m, 大于Zo O1为安全障碍物。
3.超障余度
（1）复飞起始阶段 （曲线----直线-MOC补偿）
MOC
MOC
障碍物必须满足：hO≤OCA/Hf - MOC 调整方法 ：
复飞有直线复飞（包括不超过15的转弯）和转弯复飞两种类 型。转弯复飞有三种形式：
a）指定高度转弯复飞，即规定转弯起始于一个高度/高； b）指定点转弯复飞，即规定转弯起始于一个定位点或电台； c）立即转弯复飞，即规定转弯起始于MAPt。。 每个仪表进近必须设计一个复飞程序。
（98ft）向外均匀减小至外边界为零。 障碍物的高度（hO）应满足 ： hO≤OCA/Hfm+dOtgZ-MOC（dO为障碍物在标称航迹上的投影
到SOC的距离） 调整方法：
提高复飞梯度；
提高OCA/Hfm； 采用转弯复飞向
向FAF方向移动复飞点
三、指定高度转弯复飞
1.保护区
转弯起始区：Mapt最早限制——转弯点高度： 保证航空器在转弯后最低能够以规定的余度飞越保护区内的 障碍物。 从转弯起始区边界飞出时，航空器高度不低于转弯高度
-50
1100
36
O2
-1000
220
140
解：
1）基本参数： TAS=240*[1.0257+（1.0511-1.0257）/5]=247km/h d起=（247+19）*18/3.6=1332m Xsoc=XMAPt-d起=-132m
2） O1在起始复飞段中 MOC=30+(Xo-Xsoc)*tgZ=32m L=1.9+（XMAPt-Xo）*tg7.8=2072m, O1在副区内 MOC’=2MOC*（L-l)/L=30m OCHf-MOC′=100-30=70m, 大于Zo O1为安全障碍物。
3.超障余度
（1）复飞起始阶段 （曲线----直线-MOC补偿）
MOC
MOC
障碍物必须满足：hO≤OCA/Hf - MOC 调整方法 ：
基于Incopat数据库的中国民航大学专利分析
基于Incopat数据库的中国民航大学专利分析李玢; 付少帅; 连慧【期刊名称】《《天津科技》》【年(卷),期】2019(046)009【总页数】4页(P24-27)【关键词】中国民航大学; 专利分析; 创新能力; Incopat【作者】李玢; 付少帅; 连慧【作者单位】国家知识产权局专利局专利审查协作天津中心天津300300【正文语种】中文【中图分类】F224; G3060 引言随着知识产权强国战略的实施，科技创新及其专利成果在我国社会发展中扮演着越来越重要的角色。
而高等院校既拥有优秀的科技创新人才，也是创新成果的聚集地，通过对高校的专利情况进行分析，可以从侧面掌握高校技术创新能力特征，发现存在的问题，更好地发挥高校在国家创新体系中的作用。
中国民航大学(下称“民航大学”)，坐落于天津滨海国际机场旁，为民航科技产业发展提供重要的科技和人才支持。
该校的科技创新能力和科研成果转化能力对于促进天津临空经济发展起到重要作用。
本文基于专利视角，对民航大学的专利数据进行分析，从专利申请态势、专利有效性、重要发明人、专利技术领域分布、专利合作情况以及民航大学科技园专利概况等多个方面，分析其技术创新、技术合作以及专利转化的发展情况，为今后提高科技创新和成果转化能力、加大知识产权保护、制定科研政策等方面提供建议参考。
1 数据来源与检索方法本文数据来源于Incopat专利系统，以2019年4月15日为检索日，检索得到中国民航大学专利申请(包括发明、实用新型和外观设计)。
由于发明专利申请有18个月的公布周期，以及专利数据库数据收集和录入存在一定的延迟，近两年的部分统计指标仅供参考。
2 中国民航大学专利分析2.1 专利申请态势截止至2019年4月15日，民航大学的专利申请共1264件(图1)，其中包含1件PCT国际申请。
专利申请量自2006年起呈现稳步增长，2013—2015年间增长迅猛，2015年申请量达到高点，全年共申请专利213件。
飞行程序设计-第16章-ILS精密进近程序设计
安装有仪表着陆系统的跑道应相应的安装I类或II类精密进近 灯光系统，而且对跑道中线灯和跑道边线灯也有相应的要求。
2.ILS精密进近分类及最低着陆标准
仪表着陆系统按着陆的最小能Байду номын сангаас度分为3类。现在大多使用的
标准仪表着陆系统为I类，它可以在跑道目视视程为800ｍ以上，
决断高度60ｍ以上时使用。Ⅱ类仪表着陆系统可在跑道视程
复飞面起始端边线在入口以内1800m处，（短于1800m的跑道 可以从跑道末端开始）；宽度为120m，侧边扩散率为10％， 上升梯度为3.33％；外边线终止于内水平高度45m。
（9）内过渡面
这个面用来限制必须靠近跑道安装的导航设备、飞机和车辆 等障碍物的限制面，除了轻型易折助航设备外，必须没有固 定物体穿透这个面；当跑道用于精密进近时，没有路过的物 体如飞机、车辆等穿透这个面。
外指点标台（OM） 一般安装在航空器沿航向道以中间航段 最低高度切入下滑道的一点（最后进近点）位置。它为航空 器提供进行高度、距离和设备工作情况检查的位置信息，距 入口约7.2km（3.9NM），飞机飞越它时，驾驶舱内相应的 蓝灯闪亮并有400Hz的声音信号。
（4）进近灯光系统
飞机在进近的最后阶段，一般都要由仪表飞行转为目视飞行。 这时驾驶员处于高负荷的工作状态，对于夜航的驾驶员，需 要使用进近灯光来确定距离和坡度，从而做出决断。
（3）起飞爬升面
起飞爬升面用于对起飞飞机提供保护。起始端与跑道末端的 升降带相接，宽度为180m；侧边扩散率为12.5％，上斜梯度 为2％，长度为15000m；末端边线与起始端边线平行。
（4）过渡面
过渡面用来限制房屋等建筑物的高度，对飞机在进近到着陆 操作的最终阶段提供净空保护。其底边从升降带及进近面或 起飞爬升面的部分侧边向上、向外按14.3％的梯度上升，直 至高度为45m，即顶边和内水平面的高度一致。
2.ILS精密进近分类及最低着陆标准
仪表着陆系统按着陆的最小能Байду номын сангаас度分为3类。现在大多使用的
标准仪表着陆系统为I类，它可以在跑道目视视程为800ｍ以上，
决断高度60ｍ以上时使用。Ⅱ类仪表着陆系统可在跑道视程
复飞面起始端边线在入口以内1800m处，（短于1800m的跑道 可以从跑道末端开始）；宽度为120m，侧边扩散率为10％， 上升梯度为3.33％；外边线终止于内水平高度45m。
（9）内过渡面
这个面用来限制必须靠近跑道安装的导航设备、飞机和车辆 等障碍物的限制面，除了轻型易折助航设备外，必须没有固 定物体穿透这个面；当跑道用于精密进近时，没有路过的物 体如飞机、车辆等穿透这个面。
外指点标台（OM） 一般安装在航空器沿航向道以中间航段 最低高度切入下滑道的一点（最后进近点）位置。它为航空 器提供进行高度、距离和设备工作情况检查的位置信息，距 入口约7.2km（3.9NM），飞机飞越它时，驾驶舱内相应的 蓝灯闪亮并有400Hz的声音信号。
（4）进近灯光系统
飞机在进近的最后阶段，一般都要由仪表飞行转为目视飞行。 这时驾驶员处于高负荷的工作状态，对于夜航的驾驶员，需 要使用进近灯光来确定距离和坡度，从而做出决断。
（3）起飞爬升面
起飞爬升面用于对起飞飞机提供保护。起始端与跑道末端的 升降带相接，宽度为180m；侧边扩散率为12.5％，上斜梯度 为2％，长度为15000m；末端边线与起始端边线平行。
（4）过渡面
过渡面用来限制房屋等建筑物的高度，对飞机在进近到着陆 操作的最终阶段提供净空保护。其底边从升降带及进近面或 起飞爬升面的部分侧边向上、向外按14.3％的梯度上升，直 至高度为45m，即顶边和内水平面的高度一致。
飞行程序设计-第5章-扇区
第五章 最低扇区高度 （MSA）
一、扇区的范围及划分方法
最低扇区高度（MSA:Minimum Sector Altitude） 也称扇区最低安全高度，是紧急情况下所在扇区可以使用的最 低高度。它也是确定仪表进近程序起始高度的一个依据。每个 已建立仪表进近程序的机场都应规定最低扇区高度。 扇区必须以用于仪表进近所依据的归航台为中心，46km （25NM）为半径所确定的区域内。 扇区的划分通常与罗盘象限一致，即根据0°、90°、180°和 270°向台磁航向分为四个扇区。 如果由于地形或其他条件，扇区边界也可选择其他方位使之取 得最好的最低扇区高度。 在每个扇区的边界外有一个9km（5NM）的缓冲区。
二、最低扇区高度的确定
各扇区的最低扇区高度等于该扇区及其相应缓冲区内最高障 碍物的标高加上一个超障余度，然后以50m向上取整。 平原机场最小超障余度为300m；山区机场的最小超障余度 应予以增加，最大增加至600m。 相邻电台使用联合扇区 多于一个归航台的两扇区合并（两台距离<9km） 同一归航台的两扇区合并（两扇区MSA<100m）
中国民航大学空中交通管理学院
中国民航大学空中交通管理学院Βιβλιοθήκη 中国民航大学空中交通管理学院
中国民航大学空中交通管理学院
以VOR/DME或NDB/DME为中心的扇区，可在扇区内另外规 定一个圆形边界（DME弧），将扇区划分为分扇区，在里面 的区域使用较低的MSA。使用的DME弧应选择在10nm~15nm 之间。分扇区之间的缓冲区宽度仍使用9km。
中国民航大学空中交通管理学院
一、扇区的范围及划分方法
最低扇区高度（MSA:Minimum Sector Altitude） 也称扇区最低安全高度，是紧急情况下所在扇区可以使用的最 低高度。它也是确定仪表进近程序起始高度的一个依据。每个 已建立仪表进近程序的机场都应规定最低扇区高度。 扇区必须以用于仪表进近所依据的归航台为中心，46km （25NM）为半径所确定的区域内。 扇区的划分通常与罗盘象限一致，即根据0°、90°、180°和 270°向台磁航向分为四个扇区。 如果由于地形或其他条件，扇区边界也可选择其他方位使之取 得最好的最低扇区高度。 在每个扇区的边界外有一个9km（5NM）的缓冲区。
二、最低扇区高度的确定
各扇区的最低扇区高度等于该扇区及其相应缓冲区内最高障 碍物的标高加上一个超障余度，然后以50m向上取整。 平原机场最小超障余度为300m；山区机场的最小超障余度 应予以增加，最大增加至600m。 相邻电台使用联合扇区 多于一个归航台的两扇区合并（两台距离<9km） 同一归航台的两扇区合并（两扇区MSA<100m）
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以VOR/DME或NDB/DME为中心的扇区，可在扇区内另外规 定一个圆形边界（DME弧），将扇区划分为分扇区，在里面 的区域使用较低的MSA。使用的DME弧应选择在10nm~15nm 之间。分扇区之间的缓冲区宽度仍使用9km。
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卫星导航增强系统：SBAS
差分校准和监测站
中央处理设施 用来中继差分校正信息的地球静止轨道卫星。
GPS理论与应用 20.卫星导航增强系统：SBAS
•
1.3欧洲地球静止导航重叠服务
欧洲地球静止导航重叠服务（EGNOS）是欧 洲自主开发建设的星基导航增强系统，它通过 增强GPS和GLONASS卫星导航系统的定位精度， 来满足高安全用户的需求。它是欧洲GNSS计划 的第一步，是欧洲开发的Galileo卫星导航系统计 划的前奏。
GPS理论与应用 20.卫星导航增强系统：SBAS
•
MSAS系统的地面段包括：
2个主控站分别位于神户和常陆太田， 4个地面监测站（GMS）分别位于福冈、札幌、东京 和那霸， 2个监测测距站（MRS）分别位于夏威夷和澳大利亚。
GPS理论与应用 20.卫星导航增强系统：SBAS
MSAS系统构成
星导航增强系统是卫星导航系统建设中的一项重要内容， 堪称卫星导航系统的“能力倍增器”。目前的卫星导航系 统尽管已经在各个民商用领域应用广泛，并且成为各大强 国发展所不可或缺的一环，但由于技术和系统的局限性， 在某些领域如航空精密进近等仍无法满足需求，需要增强 系统将其能力加以提升。
目前，国外卫星导航增强系统主要分为
GPS理论与应用 20.卫星导航增强系统：SBAS
•
EGNOS系统空间段覆盖范围见下图：
EGNOS系统空间段覆盖
GPS理论与应用 20.卫星导航增强系统：SBAS
目前，欧洲具备EGNOS能力的飞机场已经超过了50 个，以法国和德国为主，而未来计划配备EGNOS能 力的飞机场还将超过50个。这样来看，未来在欧洲将 至少有100个机场具备EGNOS能力。
GPS理论与应用 20.卫星导航增强系统：SBAS
第5讲：大气数据计算机
自整角机同步信号/数字转换
电阻/数字转换
S/H
A/D
输入信号的传输
2020年4月18日6时1分
第15/共45
数字式大气数据计算机-----输入 接口（一）
2020年4月18日6时1分
二进制译码器
A B C D S0 S1
逻辑多路转 换器
第16/共45
数字式大气数据计算机-----输入接 口（二）
Ts
!0.2M
2 a
由于
a2 kRT
且
Ma
V a
考虑到总温探头误差
2020年4月18日6时1分
第5/共45
大气数据计算机
组成
传感器测量
静压传感器、全压传感器、总温传感器、 攻角传感器等
具有可进行误差修正和补偿的解算装置 座舱指示、显示装置及信号输出装置
2020年4月18日6时1分
第6/共45
2020年4月18日6时1分
第13/共45
全温探头
2020年4月18日6时1分
第14/共45
数字式大气数据计算机-----输入 接口
多路转换器
直流电压/数字转换
V-T式A/D转换
多 路
双积分式A/D转换
转 换
逐次逼近式A/D转换
器
交/直流转换原理
频率/数字转换原理
频率测量原理
周期测量原理
VDC1 sin VDC2 cos
自整角机
信号转换 方框图
将三相同步信号变换成传送角的正弦、余弦两相交流信号， 然后再变成直流信号，再通过A/D转换成相应的数字量。
2020年4月18日6时1分
第24/共45
角度信号的反变换
sinα cosα
“民航概论”教学模式探索与实践
内容是 围绕着 民用航 空而统一在一起的 ， 因此 ， 学习应围绕着这个 统一 目的来 总体掌握 ， 到融汇贯通 ， 做 使各部 分 内容互为补充 。同 时， 民航 概论作 为一种 总体 性课程 ， 在学 习的时候 ， 有全局 的视 要
野， 要对各方 面的问题 进行综合分析 ， 面系统地学习各章节 。但 全
教 学 园 地
‘ ‘ 概 论 ＂ 学模 式 探 索与 实践 民航 教
侯 红 英 张 兆 宁 张 宝成
（ 中国 民航 大 学
中图分类号 ： ６ ２ Ｇ ４ 文献标识码 ： Ａ
天津
３００ ） ０３０
文章编号 ： ６ ２ ７ ９ （ ０ ９ １ － ０ — ２ １ ７ — ８ ４ ２ ０ ）９ ２ ２ ０
悉民用航空 的系统 、 构、 结 运行 、 管理 和行业 法规 ； 熟悉 民用航空组
保持变化更新 的眼光 ， 在掌握基本知识的基 础上， 不断更新 ， 汲取新 的专业知识 。
４ 教 学 模 式 改 革
教学模式 改革是人才培养模式改革 的核心 。无论从学 生角度
织机构及系统 内部不 同工种的工作职能 ， 为学生 了解 民航 、 熟悉相 关职能部门的相互关 系和选 择专业 方向打下坚 实基础 ， 培养学生将 来工作需要 的协调 配合能力。通过 民航 概论的学 习要使 各不同专 业的学生达到既有一定的专业知识 ， 又有广博 的航空基础知识 。本
是 ，民航概论不可 能对每一个方面 的问题 都进行深入 的探讨 和研 究， 学员对 涉及 的每一 个问题 要掌握基本要 领和简 明的轮廓 ， 在此 基础上 ， 到不 拘泥于学到的书本知识 ， 做 培养 进一步深入研究 某一专 门领域 的能力。此外 ， 民航是一个 新知识 、 新技术集 中的领域 ， 要 民航概论是 民航类各专业课 的前导课 。其作用是拓宽 学生知 识面 ， 提高学生 的学 习积极性 ， 让学生通 过本课程 的学 习了解和熟
飞行程序设计-第6章-直线离场
a）转弯点的定位容差 b）飞行技术容差(C容差)：飞行技术容差所使用的参数如下：
指示空速（IAS）：最后复飞的最大速度； 温度：ISA+15°； 风速（W）：56km/h； 时间：3秒驾驶员反应+3秒建立坡度延迟； C=（TAS+W）×6秒 转弯最早/最晚点：[d1,d2+C]——距离TP
PDG=8.1%。
第2步： 确定用8.1% PDG达到的高（高度），以保证用3.3% 正常爬升梯度能飞越障碍物O2 一般的方法是确定代表两个爬升剖面的两条线的交点。
线1为起始于DER之上5m处的PDG; 线2为3.3%正常爬升梯度， 按要求高飞越O2 （障碍物高+MOC）。
斜线的公式是z = sd + c。此处： c = DER起始高 d = 离DER的距离 s = 线的坡度(垂直角的正切) z = 距离d处的高 PDG为8.1%的公式（线1）z = 0.081d + 5。 PDG为3.3%梯度的公式（线2）z = 0.033d + c。
向距离）； O2高250m，位于跑道中线右侧1325m，离DER 5500m （横向
距离） （横向距离） 。
中国民航大学空中交通管理学院
第1步： 确定障碍物是否在离场保护区内
O1在中线上并在保护区内； O2在保护区内。 在O2处离场保护区的半宽 = 150 + 5500× tan 15°= 1623.7m 。 第2步： 确定在每个障碍物处的OIS面高
爬升梯度规定（单个障碍物）
爬升梯度规定（多个障碍物）
计算爬升梯度不予考虑的障碍物
对于那些离跑道末端较近，而且穿透OIS面的障碍物， 如果障碍物标高加超障余度之和与跑道末端的高差 ≤60m，则在计算程序设计梯度(PDG)时不予考虑，但障 碍物资料应予以公布。
指示空速（IAS）：最后复飞的最大速度； 温度：ISA+15°； 风速（W）：56km/h； 时间：3秒驾驶员反应+3秒建立坡度延迟； C=（TAS+W）×6秒 转弯最早/最晚点：[d1,d2+C]——距离TP
PDG=8.1%。
第2步： 确定用8.1% PDG达到的高（高度），以保证用3.3% 正常爬升梯度能飞越障碍物O2 一般的方法是确定代表两个爬升剖面的两条线的交点。
线1为起始于DER之上5m处的PDG; 线2为3.3%正常爬升梯度， 按要求高飞越O2 （障碍物高+MOC）。
斜线的公式是z = sd + c。此处： c = DER起始高 d = 离DER的距离 s = 线的坡度(垂直角的正切) z = 距离d处的高 PDG为8.1%的公式（线1）z = 0.081d + 5。 PDG为3.3%梯度的公式（线2）z = 0.033d + c。
向距离）； O2高250m，位于跑道中线右侧1325m，离DER 5500m （横向
距离） （横向距离） 。
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第1步： 确定障碍物是否在离场保护区内
O1在中线上并在保护区内； O2在保护区内。 在O2处离场保护区的半宽 = 150 + 5500× tan 15°= 1623.7m 。 第2步： 确定在每个障碍物处的OIS面高
爬升梯度规定（单个障碍物）
爬升梯度规定（多个障碍物）
计算爬升梯度不予考虑的障碍物
对于那些离跑道末端较近，而且穿透OIS面的障碍物， 如果障碍物标高加超障余度之和与跑道末端的高差 ≤60m，则在计算程序设计梯度(PDG)时不予考虑，但障 碍物资料应予以公布。
民航概论_国家精品课_中国民航大学_5-2
4
Slope 33,3%
3
1
第五章 第二节 空港的构成
跑道公布距离
内移入口 起飞着陆方向 停止 道 可用着陆距离 （LDA） 可用起飞滑跑距离 （TORA） 可用加速停止距离 （ASDA） 可 用 起 飞 距 离 （TODA） 净空道
第五章 第二节 空港的构成
3.滑行道 3.滑行道
作用：连接飞行区各个部分的飞 机运行通路。 分类：入口滑行道、出口滑行道、 平行滑行道、快速出口滑行道、 联络滑行道、机坪滑行通道等
第五章 第二节 空港的构成
跑道的道面和强度 为准确表示飞机轮胎对地面压强和跑道强度之间的关系，ICAO规定使 用飞机等级序号（ACN）和道面等级序号（PCN）确定。 PCN(Pavement Classification Number):表示不受飞行次数限制的道面 承载强度的数字，由机场建设部门提供,其组成及各部分含义如下:
侧安全带
道肩
第五章 第二节 空港的构成
3）净空道：跑道端 之外的地面和向上延 伸的空域，宽度为 150米，在跑道中心 延长线两侧对称分布， 该区域除了有跑道灯 之外，不能有任何障 碍物，下方可以是地 面或水面 净空道
第五章 第二节 空港的构成 机场净空
slope 5%
5
H:+45m
2
H:+100m
A B C D E F
例：4E（飞行场地长度 ≥1800 m; 翼展：52 ~ 60 m; 轮距：9 ~ 14 m）
我国的各国际空港的飞行区等级都是4D级或4E级
第五章 第二节 空港的构成
2.跑道
跑道号： 跑道号 ： 主跑道方向一般和当地 的主风向一致。跑道号由两位数字 组成，按照跑道中心线的磁方向以 10º为单位，四舍五入表示。平行跑 道在两位数字后面加上L、C、R。
第1章 无线电导航基本理论
中国民航大学 CAUC
1.2 无线电导航的发展简史和发展趋势
二、第二阶段（从二战至20世纪60年代初）（7）
7.战术空中导航系统－塔康（TACAN） 军用测距测角系统，美国海军1955年研制； TACAN在功能上相当于民航的VOR和DME； TACAN台安装在航母或地面上，可为飞机同时 提供距地面台（航母）的方位和距离信息；
ADF-NDB，VOR，DME，ILS，MLS，GPS。
5.自主式（自备式）导航系统
只包括航行体上的无线电导航系统就能完 成导航任务的导航系统。
LRRA，INS（非无线电导航系统）。
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1.4 无线电导航系统的分类
一、常用无线电导航术语（6） 6.导航台 具有确定位置、辐射与导航参数有关的有 规定信号格式的发射/接收处理系统。
1.3 导航的分类 三、天体导航
1.定义：通过观测两个以上星体的位置参数（ 如仰角），来确定观察者在地球上的位置，从 而引导运动体航行 。 2.举例：通过观测两颗星的仰角来确定航行体 的位置。
3.特点：为自主式导航，保密性强，定位精度 高，受气候及环境影响，定位时间较长，比较 适合航海导航。
中国民航大学 CAUC
1. 台卡系统（DECCA）
主要用于航海； 英国台卡导航仪公司研制； 1937年提出，1944年研制成功； 1954年开始普及（在欧洲应用最为广泛） ； 随着罗兰－C的建设和发展，台卡用户逐渐 减少。
中国民航大学 CAUC
1.2 无线电导航的发展简史和发展趋势
二、第二阶段（从二战至20世纪60年代初）（2） 2. 罗兰系统（LORAN） 主要用于航海，美国研制； 罗兰－A，罗兰-C；
1.按所测量的电气参量划分
1.2 无线电导航的发展简史和发展趋势
二、第二阶段（从二战至20世纪60年代初）（7）
7.战术空中导航系统－塔康（TACAN） 军用测距测角系统，美国海军1955年研制； TACAN在功能上相当于民航的VOR和DME； TACAN台安装在航母或地面上，可为飞机同时 提供距地面台（航母）的方位和距离信息；
ADF-NDB，VOR，DME，ILS，MLS，GPS。
5.自主式（自备式）导航系统
只包括航行体上的无线电导航系统就能完 成导航任务的导航系统。
LRRA，INS（非无线电导航系统）。
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1.4 无线电导航系统的分类
一、常用无线电导航术语（6） 6.导航台 具有确定位置、辐射与导航参数有关的有 规定信号格式的发射/接收处理系统。
1.3 导航的分类 三、天体导航
1.定义：通过观测两个以上星体的位置参数（ 如仰角），来确定观察者在地球上的位置，从 而引导运动体航行 。 2.举例：通过观测两颗星的仰角来确定航行体 的位置。
3.特点：为自主式导航，保密性强，定位精度 高，受气候及环境影响，定位时间较长，比较 适合航海导航。
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1. 台卡系统（DECCA）
主要用于航海； 英国台卡导航仪公司研制； 1937年提出，1944年研制成功； 1954年开始普及（在欧洲应用最为广泛） ； 随着罗兰－C的建设和发展，台卡用户逐渐 减少。
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1.2 无线电导航的发展简史和发展趋势
二、第二阶段（从二战至20世纪60年代初）（2） 2. 罗兰系统（LORAN） 主要用于航海，美国研制； 罗兰－A，罗兰-C；
1.按所测量的电气参量划分
第1章 新航行系统的构成汇总
中国民航大学 CAUC
Introduction to CNS/ATM
新航行系统导论
倪育德
中国民航大学
Introduction to CNS/ATM
第1章 新航行系统的构成
1.1 概述 1.2 CNS/ATM系统的要素 1.3 CNS/ATM系统的发展目标 1.4 CNS/ATM系统的过渡计划
1.1 概 述
✓1983年：国际民航组织（ICAO）成立了一个未来空中航行系统（ Future Air Navigation System，FANS）专门委员会。 ✓1988年5月：FANS委员会在其第4次会议上提交了一份总结报告， 建议ICAO采纳主要基于卫星技术的全球新通信、导航、监视/空中交 通管理系统（CNS/ATM系统，即FANS系统），并提出了一个未来25 年在全球协调逐步实施的基本方案。
中国民航大学 CAUC
1.2 CNS/ATM系统的要素
三、新导航系统的要素（2）
中国民航大学 CAUC
1.2 CNS/ATM系统的要素
四、新监视系统的要素（1）
✓A/C模式或S模式的二次雷达（SSR）用作终端区和高密度陆地空 域的监视。 ✓自动相关监视（ADS）用在其他空域，最终将普遍使用ADS，并 且可以和SSR重叠。 ✓一次监视雷达（PSR）将逐步消失。
1.2 CNS/ATM系统的要素
二、新通信系统的要素（1）
✓引进卫星通信，至少先在世界大部分地区实现数据和话音的卫 星通信能力；在卫星通信能覆盖极区之前，保留高频（HF）通 信，发展高频数据链（HFDL）。 ✓保留并发展甚高频（VHF）通信作话音及某些数据通信，用于 陆地和终端区，发展甚高频数据链（VDL）。 ✓采用二次雷达（SSR）的S模式数据链，在空中交通高密度空 域和终端区供空中交通服务（ATS）之用。
Introduction to CNS/ATM
新航行系统导论
倪育德
中国民航大学
Introduction to CNS/ATM
第1章 新航行系统的构成
1.1 概述 1.2 CNS/ATM系统的要素 1.3 CNS/ATM系统的发展目标 1.4 CNS/ATM系统的过渡计划
1.1 概 述
✓1983年：国际民航组织（ICAO）成立了一个未来空中航行系统（ Future Air Navigation System，FANS）专门委员会。 ✓1988年5月：FANS委员会在其第4次会议上提交了一份总结报告， 建议ICAO采纳主要基于卫星技术的全球新通信、导航、监视/空中交 通管理系统（CNS/ATM系统，即FANS系统），并提出了一个未来25 年在全球协调逐步实施的基本方案。
中国民航大学 CAUC
1.2 CNS/ATM系统的要素
三、新导航系统的要素（2）
中国民航大学 CAUC
1.2 CNS/ATM系统的要素
四、新监视系统的要素（1）
✓A/C模式或S模式的二次雷达（SSR）用作终端区和高密度陆地空 域的监视。 ✓自动相关监视（ADS）用在其他空域，最终将普遍使用ADS，并 且可以和SSR重叠。 ✓一次监视雷达（PSR）将逐步消失。
1.2 CNS/ATM系统的要素
二、新通信系统的要素（1）
✓引进卫星通信，至少先在世界大部分地区实现数据和话音的卫 星通信能力；在卫星通信能覆盖极区之前，保留高频（HF）通 信，发展高频数据链（HFDL）。 ✓保留并发展甚高频（VHF）通信作话音及某些数据通信，用于 陆地和终端区，发展甚高频数据链（VDL）。 ✓采用二次雷达（SSR）的S模式数据链，在空中交通高密度空 域和终端区供空中交通服务（ATS）之用。
SID
SID中包含的航行要素
机场 限制性空域 空中交通服务系统 导航设备 航线 地形 其他
SID中包含的航行要素
最低扇区高度 图解比例尺
过渡高度及过渡高度层 图名
495 hPa
500 hPa
995 hPa
1000 hPa 1005 hPa
1010 hPa 1013 hPa 1015 hPa
1020 hPa
我国航线代号的组成及其使用规定
航线代号的组成 航线代号由一个字母，后随1-999的数码组成 航线代号字母排列分别为：A、B、G、R、W表示国际 （地区）航线；H、J表示国内航线，其中H表示国内 干线航线，J表示地方航线；V表示尚未向国际民航 组织申请的国际（地区）航线。 航线代号的使用 某一航线有几个航线代号时，选用航线代号应与下 一段所飞航线相一致。 若该航线的几个航线代号与下一段所飞航线代号不 相同时，选用航线代号的优先级，通常为ABGRWHJKV 顺序排列，并优先选择距离长的航线代号。
HSI
航道偏离杆
预选航道
飞机实际位置
航路图
• 目的：航路图是为机组提供便于空中交通服务航路 飞行的资料，使之符合空中交通服务程序的要求而 制作的
• 要求： 如果资料不能在一张图上充分而清晰的标绘出来， 应绘制几张航路图来提供这些资料。 如果航路图被分成几幅相互衔接的航路图，相互衔 接的航路图比例尺最好一致，图与图之间应能充分 重叠，以保证航行的连续性 制作航路图时，应采用正形投影
机场
航路图中包含的航行要素
限制性空域
航路图中包含的航行要素
空中交通服务系统 导航设备
航路图中包含的航行要素
空域资料 各种飞行情报区的名称、空间范围及提供服务的单位、服务频率等
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► 用地面坐标系诠释飞机实时位置、运动速度及加速度参数（高度、垂直速度、垂 直加速度、已飞距离、偏航距离、地速、东西和南北速度等）；
► 用机载坐标系诠释飞机相对气流的运动参数（气动参数）（空速、侧滑、载荷因 数）；
► 用飞机纵轴在地面投影诠释航向参数（地面形势状态图，包括：真（磁）北、磁 差角、真（磁）航向、空速、地速、偏流角、航迹、电台方位、飞机方位等）
电子飞行仪表概述（第三节）
四、电子飞行仪表显示（EHSI\ND故障显示）
► 过量数据显示：指示待处理数据过量，指示航图方式下的显示更新率已 到极限，显示闪亮。
► TRK或HDG故障旗：指示惯性基准（IRU）来的数据失效。不同的显示方 式决定不同的显示基准，因此有不同的警告旗。
► VOR、LOC或XTK旗：具体显示哪一种旗取决于VOR , ILS 或是NAV方式选 择。VOR导航方式下，显示VOR航道偏离数据失效旗；ILS方式下，可显示 LOC航向道或跑道方位偏离数据失效旗；NAV导航方式下，可显示XTK计算 航迹侧向偏离数据失效旗。
电子飞行仪表概述（第三节）
二、电子飞行仪表系统工作原理 EFIS工作原理
控制面板
远距光传感 远距光传感
器
器
控制面板
PFD/ EADI
ND/ EHSI
PFD/ EADI
ND/ EHSI
SG /DMC1
SG /DMC2
飞机系统和传感器输入
电子飞行仪表概述（第三节）
三、电子飞行仪表系统的使用(B757\767)
► 姿态警告旗：惯性基准系统（IRS）提供的数据失效指示。 ► 飞行指引仪警告旗：俯仰和倾斜指引指令失效. ► 决断高度警告旗：由控制板来的决断高度数据失效。 ► 无线电高度警告旗：由无线电高度表来的无线电高度数据
失效。 ► 符号发生器警告旗：当符号发生器故障。 ► 风切变警告指示：当近地警告计算机探测到风切变条件时
四、电子飞行仪表显示（EHSI\ND故障显示）
电子飞行仪表概述（第三节）
四、电子飞行仪表显示（EHSI\ND故障显示总结）
EHSI警告显示用于指示信号源数据的失效。 显示方式为：用相应的故障旗覆盖显示数据。各
警告旗的含义如下。 ► WXR：为气象雷达失效指示。WXR下方的第二行显示
导致气象雷达失效的原因，分别如下： ➢ FAIL—气象雷达失效； ➢ WEAK—气象雷达校准故障； ➢ ATT—天线姿态失稳； ➢ STAB—天线失去稳定性； ➢ DSPY—显示组件过热而不能显示气象雷达数据
电子飞行仪表概述（第三节）
三、电子飞行仪表系统的使用(B737)
电子飞行仪表概述（第三节）
三、电子飞行仪表系统的使用(B737)
电子飞行仪表概述（第三节）
三、电子飞行仪表系统的使用(B737)
电子飞行仪表概述（第三节）
三、电子飞行仪表系统的使用(A320)
电子飞行仪表概述（第三节）
三、电子飞行仪表系统的使用(控制板使用总结)
可理解性、电子化、数字化、可靠性、 可扩展 例如：EADI、EHSI或PFD、ND 电子飞行仪表时代划分
第一代：七十年代末--八十年代初，大量辅助仪表，737-300 第二代：八十年代中，747-400，A320，少量辅助仪表，集成度高 第三代：九十年代初，B777，A340，B737-600以上，LCD大屏显，更综合
四、电子飞行仪表显示（EADI\PFD正常显示）
下一个最大的放襟翼速度
电子飞行仪表概述（第三节）
四、电子飞行仪表显示（EADI\PFD正常显示）
电子飞行仪表概述（第三节）
四、电子飞行仪表显示（EADI\PFD正常显示）
电子飞行仪表概述（第三节）
四、电子飞行仪表显示（EADI\PFD正常显示）
电子飞行仪表概述（第三节）
四、电子飞行仪表显示（EADI\PFD正常显示）
电子飞行仪表概述（第三节）
四、电子飞行仪表显示（EADI\PFD故障显示）
电子飞行仪表概述（第三节）
四、电子飞行仪表显示（EADI\PFD故障显示）
电子飞行仪表概述（第三节）
四、电子飞行仪表显示（EADI\PFD故障显示总结）
► 速度警告旗：在空速带显示时，当大气数据计算机系统和飞 行管理计算机系统提供的数据不可靠时显示该旗。
▪ EADI
► BRT EADI人工亮度控制 ► DH REF决断高度参数显示 ► 决断高度设置 ► RST
▪ EHSI
► 量程设置 ► 方式选择 ► BRT EHSI人工亮度控制 ► WXR 气象雷达显示控制 ► 地图方式导航参数显示选择
电子飞行仪表概述（第三节）
四、电子飞行仪表显示（EADI\PFD正常显示）
► MAP旗：如果选择航图或中心航图方式，且飞行管理计算机提供的数据 失效，则显示MAP失效旗。
► SG FAIL旗：当符号发生器失效但其中的显示控制器还正常工作时，产 生相应的故障旗。
► VTK旗：垂直偏离旗指示飞行管理计算机提供的垂直偏离数据失效。
电子飞行仪表概述（第三节）
五、电子飞行仪表系统特点
姿态指引仪 罗盘 空速表
气压高度表 垂直速度表 转弯侧滑仪
T型布局
仪表的T型布局
电子飞行仪表系统 （EFIS）
发动机指示机组警告系 统/电子中央监控系统
（EICAS/ECAM）
飞行仪表基础知识（第一节）
7、机载飞行仪表的布局
布局形态：飞行仪表板“T”型布局 中央仪表板按主次“上下”布局 遮光板布局 中央操纵台按操作频度“前后”布局 顶板按“前后”布局 驾驶舱总体按“T”型布局
针对B737-300机型
电子飞行仪表概述（第三节）
四、电子飞行仪表显示（EADI\PFD正常显示）
俯仰、倾斜、指引、无线电高度、 决断高度、计算空速、空速趋势、 抖杆速度、最小空速、决断速度、 抬头速度、襟翼收放速度、气压 高度、升降速度、下滑道、航向 道、航向、自动飞行控制系统俯 仰和倾斜通道方式通告、自动驾 驶仪方式通告、自动油门方式通 告、侧滑
三、电子飞行仪表系统的使用（B757\767）
电子飞行仪表概述（第三节）
三、电子飞行仪表系统的使用（B757\767）
电子飞行仪表概述（第三节）
三、电子飞行仪表系统的使用(B737)
电子飞行仪表概述（第三节）
三、电子飞行仪表系统的使用(B737)
电子飞行仪表S控制板： ► 分EADI和EHSI控制 ► 上下结构 ► EADI控制功能：
人工亮度 决断高度设置 决断高度显示 决断高度复位 ► EHSI控制功能： 量程设置 方式选择 人工亮度控制 气象雷达显示控制 航图显示控制
电子飞行仪表概述（第三节）
三、电子飞行仪表系统的使用（B757\767）
电子飞行仪表概述（第三节）
第三代：机电伺服式仪表时代
时间：五十年代中期 特点：闭环、抗干扰能力强、带载能力强、需动态
特性改善 例如：电容式油量表
第四代:综合指引仪表时代
时间：五十年代末 特点：警告、指引、综合性 强.例如：ADI、HSI
航空仪表发展历程（第二节）
第五代：电子飞行仪表时代
时间：七十年代末-特点：综合性更大、条理性、柔顺性、逻辑性、
驾驶舱简介
驾驶舱简介
第一章飞行仪表概述
飞行仪表基础知识（第一节）
1、仪表：代替人类测定被测物理量并给出示数的装置 2、航空仪表：用于航空领域实施测量和控制的仪表（机
载、地面检测、空中校验）
3、飞行仪表：测定飞行参数的仪表 4、电子飞行仪表系统：电子实现方法Electronic Flight Instrument System ( EFIS) 5、飞行参数简介：
针对A320机型
电子飞行仪表概述（第三节）
四、电子飞行仪表显示（EADI\PFD正常显示）
①飞行方式通告
②空速
①
③高度(气压高度及无线电
高度)及垂直速度 ④航向及航迹 ⑤飞机姿态及引导信息
⑤ ②
③
⑥无线电导航信息(ILS
，DME)
⑥
⑦气压高度基准值 ⑧马赫数
⑧④
⑦
针对A320机型
电子飞行仪表概述（第三节）
显示。 ► 下滑警告旗：当机载的下滑道接收机提供信号失效时显示。 ► 航向道警告旗：当机载的ILS或VOR接收机提供的信号失效
时显示。 所有警告旗均为黄色，无计算数据时用虚线代替原数据
显示，某些数据源失效也可显示空白。
电子飞行仪表概述（第三节）
四、电子飞行仪表显示 （EHSI\ND正常显示）
电子飞行仪表概述（第三节）
（讲课范围） 单色 彩色（荫罩式、栅网式））
LCD 显示部件包括：CRT、控制电路（部分书将CRT代替显示
部件是错误的）
显示部件工作原理（第二章）
第一节、阴极射线管显示原理 一、结构与组成
电子枪 偏转线圈 荧光屏
显示部件工作原理（第二章）
第一节、阴极射线管显示原理
一、结构与组成（如图2-1）
显示部件工作原理（第二章）
俯仰、倾斜、指引、无线 电高度、决断高度、地速 、空速、下滑道、航向道 、自动飞行控制系统俯仰 和倾斜通道方式显示、侧 滑
针对B757机型
电子飞行仪表概述（第三节）
四、电子飞行仪表显示（EADI\PFD正常显示）
俯仰、倾斜、姿态限、姿态指引 、风切变警告、姿态比较警告、 马赫、地速、无线电高度、决断 高度、计算空速、空速趋势、抖 杆速度、最小空速、决断速度、 抬头速度、襟翼收放速度、气压 高度、升降速度、下滑道、航向 道、航向、自动飞行控制系统俯 仰和倾斜通道方式通告、自动驾 驶仪方式通告、自动油门方式通 告、侧滑
几代仪表比较
电子飞行仪表概述（第三节）
一、电子飞行仪表组成
显示器
主机 键盘
电子飞行仪表概述（第三节）
► 用机载坐标系诠释飞机相对气流的运动参数（气动参数）（空速、侧滑、载荷因 数）；
► 用飞机纵轴在地面投影诠释航向参数（地面形势状态图，包括：真（磁）北、磁 差角、真（磁）航向、空速、地速、偏流角、航迹、电台方位、飞机方位等）
电子飞行仪表概述（第三节）
四、电子飞行仪表显示（EHSI\ND故障显示）
► 过量数据显示：指示待处理数据过量，指示航图方式下的显示更新率已 到极限，显示闪亮。
► TRK或HDG故障旗：指示惯性基准（IRU）来的数据失效。不同的显示方 式决定不同的显示基准，因此有不同的警告旗。
► VOR、LOC或XTK旗：具体显示哪一种旗取决于VOR , ILS 或是NAV方式选 择。VOR导航方式下，显示VOR航道偏离数据失效旗；ILS方式下，可显示 LOC航向道或跑道方位偏离数据失效旗；NAV导航方式下，可显示XTK计算 航迹侧向偏离数据失效旗。
电子飞行仪表概述（第三节）
二、电子飞行仪表系统工作原理 EFIS工作原理
控制面板
远距光传感 远距光传感
器
器
控制面板
PFD/ EADI
ND/ EHSI
PFD/ EADI
ND/ EHSI
SG /DMC1
SG /DMC2
飞机系统和传感器输入
电子飞行仪表概述（第三节）
三、电子飞行仪表系统的使用(B757\767)
► 姿态警告旗：惯性基准系统（IRS）提供的数据失效指示。 ► 飞行指引仪警告旗：俯仰和倾斜指引指令失效. ► 决断高度警告旗：由控制板来的决断高度数据失效。 ► 无线电高度警告旗：由无线电高度表来的无线电高度数据
失效。 ► 符号发生器警告旗：当符号发生器故障。 ► 风切变警告指示：当近地警告计算机探测到风切变条件时
四、电子飞行仪表显示（EHSI\ND故障显示）
电子飞行仪表概述（第三节）
四、电子飞行仪表显示（EHSI\ND故障显示总结）
EHSI警告显示用于指示信号源数据的失效。 显示方式为：用相应的故障旗覆盖显示数据。各
警告旗的含义如下。 ► WXR：为气象雷达失效指示。WXR下方的第二行显示
导致气象雷达失效的原因，分别如下： ➢ FAIL—气象雷达失效； ➢ WEAK—气象雷达校准故障； ➢ ATT—天线姿态失稳； ➢ STAB—天线失去稳定性； ➢ DSPY—显示组件过热而不能显示气象雷达数据
电子飞行仪表概述（第三节）
三、电子飞行仪表系统的使用(B737)
电子飞行仪表概述（第三节）
三、电子飞行仪表系统的使用(B737)
电子飞行仪表概述（第三节）
三、电子飞行仪表系统的使用(B737)
电子飞行仪表概述（第三节）
三、电子飞行仪表系统的使用(A320)
电子飞行仪表概述（第三节）
三、电子飞行仪表系统的使用(控制板使用总结)
可理解性、电子化、数字化、可靠性、 可扩展 例如：EADI、EHSI或PFD、ND 电子飞行仪表时代划分
第一代：七十年代末--八十年代初，大量辅助仪表，737-300 第二代：八十年代中，747-400，A320，少量辅助仪表，集成度高 第三代：九十年代初，B777，A340，B737-600以上，LCD大屏显，更综合
四、电子飞行仪表显示（EADI\PFD正常显示）
下一个最大的放襟翼速度
电子飞行仪表概述（第三节）
四、电子飞行仪表显示（EADI\PFD正常显示）
电子飞行仪表概述（第三节）
四、电子飞行仪表显示（EADI\PFD正常显示）
电子飞行仪表概述（第三节）
四、电子飞行仪表显示（EADI\PFD正常显示）
电子飞行仪表概述（第三节）
四、电子飞行仪表显示（EADI\PFD正常显示）
电子飞行仪表概述（第三节）
四、电子飞行仪表显示（EADI\PFD故障显示）
电子飞行仪表概述（第三节）
四、电子飞行仪表显示（EADI\PFD故障显示）
电子飞行仪表概述（第三节）
四、电子飞行仪表显示（EADI\PFD故障显示总结）
► 速度警告旗：在空速带显示时，当大气数据计算机系统和飞 行管理计算机系统提供的数据不可靠时显示该旗。
▪ EADI
► BRT EADI人工亮度控制 ► DH REF决断高度参数显示 ► 决断高度设置 ► RST
▪ EHSI
► 量程设置 ► 方式选择 ► BRT EHSI人工亮度控制 ► WXR 气象雷达显示控制 ► 地图方式导航参数显示选择
电子飞行仪表概述（第三节）
四、电子飞行仪表显示（EADI\PFD正常显示）
► MAP旗：如果选择航图或中心航图方式，且飞行管理计算机提供的数据 失效，则显示MAP失效旗。
► SG FAIL旗：当符号发生器失效但其中的显示控制器还正常工作时，产 生相应的故障旗。
► VTK旗：垂直偏离旗指示飞行管理计算机提供的垂直偏离数据失效。
电子飞行仪表概述（第三节）
五、电子飞行仪表系统特点
姿态指引仪 罗盘 空速表
气压高度表 垂直速度表 转弯侧滑仪
T型布局
仪表的T型布局
电子飞行仪表系统 （EFIS）
发动机指示机组警告系 统/电子中央监控系统
（EICAS/ECAM）
飞行仪表基础知识（第一节）
7、机载飞行仪表的布局
布局形态：飞行仪表板“T”型布局 中央仪表板按主次“上下”布局 遮光板布局 中央操纵台按操作频度“前后”布局 顶板按“前后”布局 驾驶舱总体按“T”型布局
针对B737-300机型
电子飞行仪表概述（第三节）
四、电子飞行仪表显示（EADI\PFD正常显示）
俯仰、倾斜、指引、无线电高度、 决断高度、计算空速、空速趋势、 抖杆速度、最小空速、决断速度、 抬头速度、襟翼收放速度、气压 高度、升降速度、下滑道、航向 道、航向、自动飞行控制系统俯 仰和倾斜通道方式通告、自动驾 驶仪方式通告、自动油门方式通 告、侧滑
三、电子飞行仪表系统的使用（B757\767）
电子飞行仪表概述（第三节）
三、电子飞行仪表系统的使用（B757\767）
电子飞行仪表概述（第三节）
三、电子飞行仪表系统的使用(B737)
电子飞行仪表概述（第三节）
三、电子飞行仪表系统的使用(B737)
电子飞行仪表S控制板： ► 分EADI和EHSI控制 ► 上下结构 ► EADI控制功能：
人工亮度 决断高度设置 决断高度显示 决断高度复位 ► EHSI控制功能： 量程设置 方式选择 人工亮度控制 气象雷达显示控制 航图显示控制
电子飞行仪表概述（第三节）
三、电子飞行仪表系统的使用（B757\767）
电子飞行仪表概述（第三节）
第三代：机电伺服式仪表时代
时间：五十年代中期 特点：闭环、抗干扰能力强、带载能力强、需动态
特性改善 例如：电容式油量表
第四代:综合指引仪表时代
时间：五十年代末 特点：警告、指引、综合性 强.例如：ADI、HSI
航空仪表发展历程（第二节）
第五代：电子飞行仪表时代
时间：七十年代末-特点：综合性更大、条理性、柔顺性、逻辑性、
驾驶舱简介
驾驶舱简介
第一章飞行仪表概述
飞行仪表基础知识（第一节）
1、仪表：代替人类测定被测物理量并给出示数的装置 2、航空仪表：用于航空领域实施测量和控制的仪表（机
载、地面检测、空中校验）
3、飞行仪表：测定飞行参数的仪表 4、电子飞行仪表系统：电子实现方法Electronic Flight Instrument System ( EFIS) 5、飞行参数简介：
针对A320机型
电子飞行仪表概述（第三节）
四、电子飞行仪表显示（EADI\PFD正常显示）
①飞行方式通告
②空速
①
③高度(气压高度及无线电
高度)及垂直速度 ④航向及航迹 ⑤飞机姿态及引导信息
⑤ ②
③
⑥无线电导航信息(ILS
，DME)
⑥
⑦气压高度基准值 ⑧马赫数
⑧④
⑦
针对A320机型
电子飞行仪表概述（第三节）
显示。 ► 下滑警告旗：当机载的下滑道接收机提供信号失效时显示。 ► 航向道警告旗：当机载的ILS或VOR接收机提供的信号失效
时显示。 所有警告旗均为黄色，无计算数据时用虚线代替原数据
显示，某些数据源失效也可显示空白。
电子飞行仪表概述（第三节）
四、电子飞行仪表显示 （EHSI\ND正常显示）
电子飞行仪表概述（第三节）
（讲课范围） 单色 彩色（荫罩式、栅网式））
LCD 显示部件包括：CRT、控制电路（部分书将CRT代替显示
部件是错误的）
显示部件工作原理（第二章）
第一节、阴极射线管显示原理 一、结构与组成
电子枪 偏转线圈 荧光屏
显示部件工作原理（第二章）
第一节、阴极射线管显示原理
一、结构与组成（如图2-1）
显示部件工作原理（第二章）
俯仰、倾斜、指引、无线 电高度、决断高度、地速 、空速、下滑道、航向道 、自动飞行控制系统俯仰 和倾斜通道方式显示、侧 滑
针对B757机型
电子飞行仪表概述（第三节）
四、电子飞行仪表显示（EADI\PFD正常显示）
俯仰、倾斜、姿态限、姿态指引 、风切变警告、姿态比较警告、 马赫、地速、无线电高度、决断 高度、计算空速、空速趋势、抖 杆速度、最小空速、决断速度、 抬头速度、襟翼收放速度、气压 高度、升降速度、下滑道、航向 道、航向、自动飞行控制系统俯 仰和倾斜通道方式通告、自动驾 驶仪方式通告、自动油门方式通 告、侧滑
几代仪表比较
电子飞行仪表概述（第三节）
一、电子飞行仪表组成
显示器
主机 键盘
电子飞行仪表概述（第三节）