B737-800AV讲义.doc

B737700/800 AV讲义第一章 概述一、 概述：B737-700/800飞机是波音公司于二十世纪九十年代设计生产的中短程双发客机。最大载客189人。与B737-300/400相比具有更大的商业业载，更大容积的行李架和更远的航程，航程可达2900海里。B737-700/800安装的是CFM56-7B26（最后两位表示推力）型发动机。二、性能参数：发动机推力：2026千磅。航程：2900海里。最大使用高度：41000英尺。最大起飞重量：155500167500磅。最大滑行重量：156000168000磅。最大着陆重量：144000磅。最大无燃油重量：136000磅。三、飞机尺寸：B737-800B737-800XB737-300/400相 差长度129612961097/11971911/911高度41241236648翼展11271175”9491710四、 结构特点：1纵梁、横桁、蒙皮三者互为加强的半硬壳式结构。2机身分为6个段位：41段：机头、驾驶舱、前厨房、前登机门、前电子舱、前轮舱。43段：客舱前段、前货舱。44段：540727站位，中央油箱位置。 46段：客舱部分后段、后货舱。 47段：8871016站位。 48段：尾舱、APU舱。 其中在178和1016站位处为增压隔框。五、 飞机站位： 采用三坐标定位。 1. 纵向站位 B STA： BODY STATION。 2. 横向站位 B BL： BODY BUTTOCK LINE。 3. 水平站位 B WL： BODY WATER LINE。六、发动机： 是高函道比、双轴增压涡轮发动机。给飞机提供推力和动力源。包括电源、液压源、气源。 在发动机慢车工作时，有一个危险区域。在地面风速超过25节时，该区域要增加20%。地面试车时，要打开防撞灯。第二节 ：舱门和应急设备舱门可分为供人员使用和供货物进出两类。也可分成内部和外部舱门。一、 舱门位置：1登机门：飞机左侧2个。2勤务门：飞机右侧2个。3应急门：客舱中部4个。4货舱门：飞机右侧2个。5维护舱门： 前设备舱门、主设备舱门、登机梯舱门、后设备舱门（狗洞）、APU舱门、空调舱门。6、内部舱门：驾驶舱门、3个厕所门。二、舱门的操作：1登机门：（25页） 把门把手拉出凹槽，转动并拉住把手至手柄轴与门内的离合卡口齿合，顺时针转动把手使门开锁并从门框上掉下。 打开门到全开位直到振风琐上琐。 关门时，先开振风琐，同操作，只是反时针转动把手直到门与机身平齐。注意：从机外开门时应首先观察红色警告带。关门前要把登机梯扶手收到位（扶手电门要接通），关门后要把门把手放回凹槽内。2应急门： 首先把座椅扶手折上去，拉动门的上部开关扶手，同时拖住下部手槽，轻轻把门托起放到座椅上。从机外向里按压开琐按盖，需要机内人员配合取下舱门。注意：门框上部有应急绳，不要丢失。3货舱门：开关类似登机门。注意：关门时不要夹注拉绳或其他物品，把手要放回凹槽。4设备舱门： 前设备舱门：压下弹出按钮，顺时针转动把手向上推动门到琐定位。关门时，拉动门脱开琐钩，门与机身平齐后反时针转动把手，压回把手到凹槽内。主设备舱门：同上操作到门开琐后，水平向上推舱门，再向右侧把门推到琐定位。关门时，必须先拉动松琐拉杆，轻轻拉动门沿滑轨滑下，水平托住门到与机身平齐，收回把手。5. 登机梯的操作：（27页）登机梯由两个马达，一个直流马达，一个交流马达。 使用正常电门操作时，门由直流马达操纵，梯子先由交流马达操纵其伸缩，在最后阶段直流马达反向工作用于减速。 使用备用电门操作时，只有直流马达工作，并且扶手保护电路（登机门两侧的连接扶手把柄内）被超控。注意：正常收放时，一定把梯子扶手收回到位，使扶手上的电门压通，否则，梯子不工作。三、电子设备的拆装：1静电敏感元件：由于组件内部使用CMOS（场效应管）元件，人体触及到其输入端将造成CMOS击穿。所以，拆这样的组件时必须：拔出系统跳开关；不要触摸组件后部插钉；及时盖好防静电堵盖。 2部件的拆装：1) 领料时检查组件是否完好，是否有挂签。2) 运输过程中确保组件不会损坏。3) 断开系统跳开关；平行向外拔出组件，可借助拔具，严禁上下、左右晃动设备；4) 安装时要取下设备堵盖，沿导轨轻轻推设备到位，严禁用力猛推设备。 第二章 手册介绍一、 维修文件概述： B737-800的维修文件主要是帮助维修人员履行计划和非计划性的维修工作。系统图册（SSM） SYSTEM SCHEMATICS MANUAL线路图手册（WDM） WIRING DIAGRAM MANUAL结构修理手册（SRM）STRUCTURAL REPAIR MANUAL图解零部件目录（IPC）ILLUSTRATED PARTS CATALOG故障报告手册（FRM） FAULT REPORTING MANUAL故障隔离手册（FIM） FAULT ISOLATION MANUAL系统自检手册（BITE）BUILT-IN TEST EQUIPMENT MANUAL派遣偏离指导（DDG）DISPATCH DEVIATIONS GUIDE飞机维修手册（AMM）AIRPLANE MAINTENANCE MANUAL维修计划大纲（MPD）：MPD包括下述部分：概述、飞机尺寸、区域分布、门和面板的接近、润滑和过滤、结构检查大纲、部件时限、飞机防腐和控制、工时推荐和修改提示。二、DDG：（15页）这里主要讨论MMEL和MEL。维修间隔分成；A：24小时。B：72小时。C：240小时。D：120个工作日（2880小时）。在所需安装数量拦中如果是“-”，表示是可以变化的。第三章 公共显示系统（CDS）一、 概述：CDS使用六块显示器以不同的格式显示性能、导航和发动机参数。CDS计算机是显示电子组件DEU。许多电子和飞机系统的ARINC429、模拟和离散数据输给DEU，同时，DEU也输出ARINC429、模拟和离散数据给各个系统。二、系统组成和部件位置：（7页）2个显示选择板。1个发动机显示控制板。2个EFIS控制板。2个显示源选择电门。P5。2个DEU。4个同轴耦合器。1、3号在正驾驶脚蹬右侧，2、4号在副驾驶脚蹬左侧。6个相同的显示组件。2个亮度控制板。P1、P3下边。2个遥控灯控制传感器。P7上面。FMC CDU可以进行CDS系统的自检。三、系统连接：1电源：都是由28VDC供电。其中28VDC热电瓶汇流条提供DEU1和DEU2保持电压，当电源转换时和DEU丢失主电源2秒内给DEU供电。如果丢失主电源大于2秒则DEU关断，再启动需要90秒。保持电压还用于关断处理器和存储故障信息，供电时间约10秒。2程序销钉：（19页）DEU和DU都有程序销钉。确定位置、机型。3DEU：（21页）每个DEU有两个字符发生器电路卡（GG CCA），每个电路卡送信号给6个显示组件。每个GG CCA送出字符信号通过同轴电缆到同轴耦合器。同轴耦合器分离并送出字符信号到每一个DU。DU中的监控电路通过ARINC429反馈给DEU状态和亮度信号。4亮度控制：（23页）DU从DEU得到亮度控制信号。包括：1) 人工控制：a) 总亮度控制，控制DU总亮度。b) 光栅亮度控制，控制内侧和下DU。2) 遥控传感器控制：P7传感器信号输给外侧DU，经外侧DU到DEU。DEU比较两边来的遥控灯信号.3) DU上光传感器：DU上光传感器送信号给DEU，DEU成对的控制DU的亮度。a) P1上外侧和内侧。b) P3上外侧和内侧。c) P2、P9上DU和下DU。5控制板连接：（25页）总共有6个控制板。1) 显示选择板：正、副驾驶员各一块，给EFIS控制板8个离散信号，显示选择位置。2) 发动机显示控制板：给EFIS控制板18个离散信号，包括选择和开关位置。3) EFIS控制板：正、副驾驶员EFIS控制板把显示选择板和发动机显示选择板来的信号变成ARINC429格式加到DEU。4) 导航/显示源选择板： 有两个选择电门，源选择和控制板选择，每一个电门送出三个离散信号给DEU。6WXR通过地形/雷达继电器用ARINC453总线给DEU雷达状态、风切变、距离处理、天线位置信号。GPWS通过地形/雷达继电器给DEU机场地形数据。当在EFIS上选择了气象雷达显示方式，DEU给气象雷达控制板一个ON信号，通过控制板控制收发机电源。FMC直接给DEU参考速度、抬轮速度、决断速度、航路点方位、到达预选高度的距离、风数据和地图背景数据。FMC通过转换继电器给DEU位置、航迹、航路信息、地速、N1极限和N1指令杆驱动。DEU送出EFIS控制板选择和自检信息给FMC。自检包括DEU、EEC、APU。数据装载控制板给DEU数据信息，也可从DEU下载信息。7左侧和中间的下DU使用供气系统冷却，右侧和上DU使用排气系统冷却。8CDS亮度控制板；（79页）内侧和下DU的控制是双层控制，外圈控制总亮度，内圈控制光栅亮度（气象和地形）。四EFIS控制板；（85页）控制在DU上的显示信息。a) 最小选择：用于选择和设定最小无线电和气压高度，最外圈是选择最小参考数值的设备，中间圈是选择最小数值并设定高度，最内圈是复位电门，当在RADIO位时，可复位无线电高度提醒，当在BARO位时，可复位气压高度提醒（从琥珀色变为白色）。b) 飞行航迹矢量电门（FPV）：在姿态显示上显示FPV。c) 米制显示电门：用于将高度、MCP选择高度转换成“米”显示。d) 气压控制：用于选择和设定气压参考值。外圈用于选定气压参考值（英寸或毫巴），中间圈用于选择气压数值，内圈是标准气压值设定（29.92英寸汞柱或1013毫巴）。e) VOR/ADF：是三位电门，用于选择在ND上除计划外方式上的方位显示。f) 显示方式电门：CTR控制VOR、APP和MAP三个方式变为中央显示。g) 距离电门：选择计划和地图方式的距离，也控制气象雷达和TCAS符号的距离。h) 雷达开关：在扩展的APP、VOR、MAP、中央MAP位可显示雷达图象。i) TERR开关：控制在ND上的GPWS显示。j) 地图方式电门：STA：显示不在航路上的导航台。WPT：显示不在航路上的航路点。ARPT：显示不在航路上的机场。DATA：显示到达航路点的高度和预计时间。POS：显示位置对照数据。k) 如果任一控制板故障，则对应的导航显示变为： VOR/ADF显示在当时的状态； 所有地图方式电门失效； 只显示扩展的地图方式，距离为40海里； 气象雷达显示（在空中时）。五主飞行数据显示（PFD）：（87、91页）a) 空速不一致信息：当左右空速显示大于5节时，在空速带底部显示“IAS DISAGREE”琥珀色信息。b) 速度矢量箭头表示以现在的速度趋势10秒后的预测速度。当速度变化趋势大于4.5节时，趋势箭头就显示。c) 在起飞时，速度带可显示： 特定的80节提醒空速。 决断速度V1。 拉杆速度VR。 选择的目标速度V2。 选择的目标速度加15节 V2+15。d) 在着陆时，速度带显示一个参考速度和参考速度加15节的游标。最小机动速度（MANEUVER SPEED）琥珀色指示为失速前的最小速度。襟翼机动速度数字指示表示当时襟翼位置的最小允许速度。e) 姿态显示：（93页）侧滑指示（SLIP/SKID）显示飞机的横向加速度，当飞机横向加速度达到一定值飞机倾斜大于35时，侧滑指示变成充满的琥珀色。f) 俯仰限制指示：显示当襟翼在放下位的时候，在失速前可达到的最大俯仰姿态。当襟翼收上后，只有接近失速姿态时才出现该符号。g) 不一致信息：当CDS计算的俯仰或倾斜值，左右相差大于5时，显示“PITCH”或“ROLL”。h) 高度显示：（97页）在PFD右侧显示高度带。 选择高度和高度提醒：在高度带上有选择高度标识（BUG）和速度带上方的数字显示，当飞机接近选择高度时将产生高度提醒信息，选择高度数字显示被白色的框罩住。 当选择了米制显示钮后，在实际高度显示窗和选择高度的数字显示上边将显示米制数字。 着陆时，在高度带下部有一交叉阴影的着陆高度指示。一个着陆基准杆显示在着地高度的上部，当飞机高度在0500英尺时杆为琥珀色，当高度在5001000英尺时杆为白色。 如果左右侧显示的高度误差达到200英尺，高度带下部将显示琥珀色的“ALT DISAGREE”。 选择的气压最小高度指示杆显示在高度带上，数字读出显示在姿态显示部分的右下部。当飞机下降接近选择的气压最小高度时将产生高度提醒，气压最小高度指示杆变成琥珀色，BARO字符和数字显示变成琥珀色。复位高度提醒可以采用：.爬升到选择的气压最小高度以上；.压下EFIS控制板上RST钮。如果不想显示气压最小高度，可采用：.当在EFIS控制板上选择气压最小位置时压下RST钮；.在EFIS控制板上选择无线电最小高度；.选择大于-1000英尺的气压最小高度。i) 垂直速度显示：（99页）垂直速度显示为白色指针，如果垂直速度大于400英尺/分，在显示盘下面出现数字显示。垂直速度游标显示的是MCP选择的升降速率。TCAS决断信息也显示在垂直速度盘上。j) 方式显示：（105页）上面显示三排A/T、ROLL、PITCH方式信息，当方式变化时，一个高亮度方框将显示10秒。A/P和FD状态信息显示在姿态盘上部。k) 着陆指示；（107页）着陆指示有LOC、G/S指示、近进参考数据、上升的跑道旗和信标指示。当调整了一个有效的ILS频率时，LOC频率和识别或跑道航向显示在姿态盘左上部。正常时显示台识别码，当识别码无效时显示频率，跑道航向也显示在识别码后面。如果左、右边的LOC频率不一致，则频率显示变成琥珀色并且数字上有一个横杆。如果两边的跑道航向不一致，则航向显示变成琥珀色并且数字上有一个横杆。跑道旗从2500英尺开始显示，从200英尺开始随高度的下降而上升。信标指示显示在姿态盘的右上角，在过远、中、近台时按不同的频率闪烁。l) 无线电高度显示；（109页）LRRA显示在姿态盘下部，无线电高度最小显示在姿态盘右下部。当下降接近最小高度时，最小高度显示变成琥珀色并闪3秒钟，3秒钟后保持琥珀色直到复位。复位有三种方法。.压下RST电门。.爬升到大于最小高度值以上。.落地。使无线电最小高度不显示可以采用下列方法。.选择无线电最小高度值小于0；.当还未出现高度提醒时压下RST电门；.选择气压最小高度方式。如果选择了无线电最小高度方式而不显示其数值，可按压RST电门使其显示。如果无线电最小高度不显示其数值，则无线电最小高度提醒也不发生。m) 即时紧急信息：（111页）.GPWS可显示“WINDSHEAR”、“PULL UP”信息。.如果IRS转换开关不在正常位，PFD右下脚显示仪表源转换琥珀色信息。.当CDS转换电门不在正常位时，左下脚显示琥珀色的显示源信息。当在地面CDS故障时，左下脚显示“CDS FAULT”。当在地面CDS部分故障时，显示“CDS MAINT”。当两个DEU同时存在部分故障时，显示“CDS FAULT”。六导航显示（ND）：（127页）导航显示有7种方式。计划、中央和扩展的MAP、VOR、APP。可以显示的数据有：航向、航迹、地速、真空速、风数据、航路、雷达信息、TCAS、增强型GPWS、VOR/ADF指针、VOR偏离、LOC和G/S偏离。 七.发动机显示：（169页）发动机指示显示在主和辅助显示器上（DU）。显示参数包括自动油门极限信息、推力方式、ATA、N1、EGT、N2、燃油流量、燃油量、燃油使用状况、提醒信息、滑油压力、滑油温度、滑油量、发动机振动指示。综合信息指示在上DU的上部。A/T推力方式可显示7种，即TO、R-TO、CLB、R-CLB、CON、CRZ、GA。当出现“A/T LIMIT”信息时，油门极限显示将取代推力方式显示。推力方式右侧显示的温度是在FMC CDU起飞页上设定的温度值。在上部最右侧显示两台发动机的提醒信息。它们是启动活门打开、滑油滤旁通、低滑油压力。发动机N1显示有数字窗和表针，正常为白色，当实际的N1到达警告区时，数字和指针都变成红色。N1指令的弧形线（SECTOR）表示推力指令和实际推力之间的差值。发动机控制组件上选择的参考N1也有两种显示，一种为N1数字窗上部的数字显示，另一种是表盘上的参考N1游标。当发动机反推工作时，一个“REV”字母将取代参考N1的数字显示。如果打开防冰系统，在表盘上部显示“TAI”（THERMAL ANTI ICE）。（177页）发动机引气温度（EGT）显示有数字窗和指针，正常为白色，当EGT到达黄线红线警告区时，数字和指针也相应变成琥珀色和红色。当飞机在地面、发动机未运转和点火开关未在接通位时，在EGT表盘上显示一个EGT热启动限制符号。当发动机故障时，表盘中间将显示“ENG FAIL”。（181页）N2显示在下DU。正常时N1数字显示和指针为白色，当N2到达警告区时，数字和指针变为红色。当使用交叉引起时，N2数字窗上部显示“X-BLD”。（183页）燃油流量和燃油使用（燃油消耗）显示可以转换，受燃油流量控制电门选择控制。当在“USED”位时，可瞬时放“RESET”使指示回零。（185页）滑油压力和温度指示有数字、指针、直线盘，正常为白色，警告区有红色和琥珀色，当指示进入警告区时，数字、指针和表盘也相应改变颜色。滑油量指示为白色。发动机振动指示有数字、指针，颜色为白色。八压缩显示：（189）当上DU故障时，主发动机参数显示到下DU，当出现超限时，下DU变成压缩显示格式。下DU故障时，上DU仍显示主发动机参数，当出现超限时，上DU成压缩显示。当任意一个DU故障时，正常的DU显示主发动机参数还是压缩格式，是由发动机显示控制板上“ENG”电门选择。（193页）系统显示，当任一液压系统油量到达76%时，在油量数字旁边出现RF白色字符。九显示控制开关：（197207页）三个控制板可以选择6个DU的显示。发动机显示控制板上的MFD下的两个电门控制下DU的显示。内侧DU和下DU可以改变显示内容。当INBD电门放MFD（多功能显示）位时，可以利用发动机显示控制板上的两个电门控制内侧DU上的显示。当选择“ENG”时，内侧DU显示辅助发动机参数，当放“SYS”位时，内侧DU显示系统参数。显示的自动转换：（209页）当外侧DU故障时，内侧DU自动显示主飞行参数。当内侧DU故障时，导航数据不显示。如果上DU故障，下DU自动显示主发动机参数。如果下DU已经显示辅助发动机参数，下DU将变成压缩格式显示。显示源选择：（211页）在自动位时，DEU1控制左座和下上DU，DEU2控制右座和下DU。当任一DEU的字符发生器线路（GG CCA）有故障时，自动的转到内部另一套字符发生器。人工可以转换显示源，转换后使用一部DEU控制6个DU。EFIS控制板选择：（213页）选择对PFD和ND的控制来源。五、维护信息：（217页）在CDS上可显示的信息有仪表源转换（INSTR SWITCH）、显示源转换（DSPLY SUORCE）、维护（CDS MAINT）、故障（CDS FAULT）。1当左、右座的显示来自同一部惯性基准组件时，在PFD上显示INSTR SWITCH。2当由同一部DEU供给6个DU时，PFD上显示DSPLY SUORCE。如果在两台发动机启动完成后，一部DEU出现故障，此时，将由另一部DEU提供给6个DU信号，上述显示也出现。如果在地面且发动机未运转，一部DEU故障时，将显示CDS FAULT而不显示DSPLY SUORCE。3当飞机在地面并且至少有一台发动机关闭时，如果DEU内部出现下列三种情况之一时，PFD上显示维护信息。1) 字符发生器故障或2) 离散输入/输出电路故障或3) 模拟输入/输出故障。4CDS故障信息：当飞机在地面，最少一台发动机关闭时，如果出现DEU内部全部故障时则PFD上显示CDS FAULT。全部故障是当下列条件任意一个出现时：输入/输出控制；电源；处理器。当下列条件出现在一部DEU中两条以上，或同一条故障出现在两部DEU上时也显示CDS FAULT。字符发生器；离散输入/输出；模拟输入/输出。当DEU内部探测不正常时也显示CDS FAULT。内部探测包括：DEU1、DEU2程序销钉；操作软件和飞机类型；操作软件和操作程序配置（奇偶校验）。DEU1、DEU2内部的程序和配置。当出现下列条件时，CDS FAULT出现。但两台发动机运转后就消失。DEU起始时，热电瓶无效；数据装载开关在DEU1或DEU2位。当两部DEU之间N1、N2、EGT数据不一致时也显示CDS FAULT。第四章 飞行内话系统一、 功用：提供驾驶舱之间、驾驶舱与地面之间的通讯联络并送这些联络信号到话音记录器和飞行数据记录器,也可收听导航信号。二、概述：1REU和音频控制板控制到驾驶舱音频信号的输入和输出，也控制通讯和勤务内话以及其它的电子设备。当系统故障时，一个应急专用线路旁通所有其它线路，由它管理飞机与地面的联络。2机组使用麦克风开关送出音频信号给REU。开关包括：驾驶盘开关；音频控制板开关；手握话筒开关。3机组发话的麦克风包括：氧面话筒；吊架话筒；手握话筒。4音频控制板有下列功能：收听通讯和导航信息；调整接收的音量；选择发射设备和麦克风；键控发射。REU送音频信号到耳机和飞行内话喇叭。三、电源：飞行内话系统电源来自P6-2，REU内有4块线路板，每个飞行员一个，还有一个音频综合板。每个板都有自己的电源，三个机组位置的线路板给各自的音频控制板提供15VDC电源。四、音频选择板（ACP）： 1. 用于向飞行员提供对所有的通讯系统及导航系统的接收/发射进行选择的管理。ACP上的开关信号经多路调制器调制后，以数字形式送到REU。 2. 控制：（略）R/TI/C开关平时保持在中立位，当扳动到I/C位时，把话筒信号直接连接到飞行内话系统而不管MIC原来处于何处。其作用同驾驶杆上的MIC/INT开关。 音频滤波开关有三个位置， V （VOICE）仅可收听话音信号。 R （RANGE）仅可收听电报信号。 B （BOTH） 报-话都可收听。3 正常/备用电门：当放在备用位时，只有吊架/氧面电门和PTT发射电门的R/T位置有效，手握话筒将不起作用。4 麦克风选择开关还有呼叫灯的功能。相应的呼叫包括：VHF、HF选择呼叫；ACARS呼叫；地面呼叫（INT FLIGHT灯）；卫星通讯呼叫；乘务员呼叫。复位呼叫灯可以采用选择该系统并按压PTT。 五、REU： 用于管理三个驾驶舱位置之间的飞行/勤务内话和所有相关的通讯、导航信息。 REU内部有4块线路板，三个机组成员位置各一块，一块音频综合控制板用于内话系统连接和高度警告单音发生器。 ACP的调制数据字、通讯系统、导航系统的信号都输入到REU，REU把这些信号解码即可知ACP上选择了什么以及这些信号该输向哪个系统。 第五章 勤务内话一、 功用：提供驾驶员、乘务员和机外各勤务点之间的内部通讯连络。只要在ACP上选择了“勤务内话”，信号就直接输入该系统。机外勤务点要实现正常通讯必须打开P5上电门。二、系统组成和部件位置：跳开关-P6。ACP、REU、内话开关、乘务员手机、7个勤务点。三、REU上的增益控制：1AAU（AUDIO ACCESSORY UNIT）：SVR INT EXT：调整机外各勤务点的增益。SVR INT ATT：调整乘务员和P8上电话的音量。FLT INT：调整飞行内话增益。2OBS F/O CAPT：调整三个位置各自的耳机音量。3DME、 PA SENS：调整PA增益和自听和勤务点音量。第六章 地面呼叫系统一、 功用：机组和地面人员之间的通讯提醒。1呼叫机组：P5上蓝灯亮，一声高谐音。2呼叫地面：喇叭响。二、部件位置：三、系统原理图：地面喇叭控制还包括ADIRU冷却故障和ADIRU在地面使用电瓶。第七章 飞行机组呼叫系统一、 功用：提供飞行员和乘务员之间的通讯提醒。二、概述： 机组成员之间呼叫包括飞行员与乘务员、乘务员与飞行员、乘务员与乘务员。 1当机组呼叫乘务员时，客舱粉灯亮。同时从PA产生一个高/低谐音。 2当乘务员呼叫机组时，P5上呼叫灯亮，音频选择板上勤务麦克风开关灯亮，同时从音响警告产生一高谐音。 3当乘务员之间呼叫时，客舱粉灯亮，有高/低音响。 4乘务员手机： 手机安装在挂架上，挂架有一个磁片用来感应手机是在挂架上还是离开了挂架，当离开挂架后自动接通麦克风和话筒到勤务内话系统。 呼叫代码： 2：呼叫机组。 5：呼叫乘务员。 8：客舱广播。 复位按钮用于切断客舱广播和复位呼叫灯。如果连续按压“2”三次，则是通知飞行员发生了紧急情况。 第八章 客舱广播系统一、 功用： 优先程序：飞行员-乘务员-放音机预录通知-音乐。1向旅客广播通知：紧急预录通知，预录通知，广播。2播放音乐：放音机。3谐音信号：夹在旅客广播信号中播放，高谐音，高-低谐音。乘务员喇叭有哑音电路，乘务员广播时，该位置的喇叭不出声。二、系统组成和部件位置：相关部件还有：发动机运转继电器。 氧气指示继电器。 1PA谐音发生器： 厕所烟雾探测器警报-高谐音。 挤好安全带/勿吸烟-低谐音。 乘务员呼叫乘务员-高/低谐音。 旅客呼叫乘务员-高谐音。三、部件介绍：1PA：输出平均功率30 W，峰值功率120 W。面板上有一个三位开关和三个指示灯（0 db、1db、-1db）。三位开关： TEST位：产生587HZ高谐音，用于检测客舱喇叭的好坏。 NORM位：正常工作位。 CAL位：弹性位置，松开则回到正常位。放CAL位时，如果-1db、0db 灯亮则正常（输出为120W），如果三个灯都亮则表明输出功率太大，如果只有-1db灯亮则表明输出功率太小（低于120W）。 在PA面板上有一电位计，用于调节增益。2放音机： 在放音乐时，当探测到20秒空白时，机器自动倒带 从头开始播放 开盖数码：数字键9、0，音轨键1，即901。四、PA测试： 正常位：主放大器输出到客舱和厕所喇叭。 TEST位：高谐音信号加到放大器，主放大器输出为4W，指示在0db， CAL位：高谐音加到放大器。主放大器输出固定负载，此位为调整输出以获得最大不失真功率，当功率超出4W时，+1db灯亮，表示功率过大。第九章 甚高频通讯（VHF）一、 功用：用于飞机与飞机、飞机与地面之间近距离的语音和数字通讯。通过直接波传播。 工作频率范围：118.00-136.975 MHZ。 飞机装有三套VHF，其中VHF3与ACARS系统配合使用。二、部件功能和位置：VHF3与VHF1、2相比，连接没有了控制板，增加了ACARS管理组件。管理组件给VHF3提供：离散输入：接口选择用于设定调协数据源；PTT数据链；语音/数据选择。数据输入：音频信号。VHF3给管理组件接收的音频信号。 四、VHF控制板：两个频率窗，两个工作灯，一个频率窗转换电门，2个两层控制的频率选择钮（新式板为一个选择钮）。选择频率间隔为25KHZ。新800控制板：新式控制板为VHF、HF控制板。有一个正常频率窗，一个备用频率窗，一个转换电门，一个两层频率调整钮，一个ON/OFF开关，一个HF灵敏度控制钮和设备选择电门。当频率窗不正常时，故障窗显示-。只有VHF3工作在数字状态。第十章 高频系统（HF）一、 功用：用于飞机与飞机、飞机与地面之间的远距离通讯。它利用电离层对电波的反射实现传播。二、系统说明和部件位置： 1. 系统工作频率：2-29.999兆赫。 2. 收发机由发射和接收两部分组成，二者共用一个频率合成系统。安装位置E6。 3. 天线耦合器用来在所选频率上使天线与收发机阻抗匹配。4. 系统使用三相115 VAC、400HZ电源。5临近电门组件用于记录航段。三HF控制板：控制板给收发机信号：ON/OFF控制；调幅/单边带选择；射频灵敏度自动增益控制；调谐数据。1无线电通讯板：HF收发机给无线电通讯板提供收发机状态信号，状态有OK或FAILED。通讯板给收发机下列信号：设频灵敏度自动增益控制；放大器调制或单边带控制；调谐数据；接口选择（PORT SELECT）。四收发机； 输出功率：单边带峰值功率：400W。调幅平均功率：125W。 频率范围：2-29.999 MHZ，频率间隔1 KHZ。 收发机面板上有三个故障灯、一个静噪/灯测试电门，在发射时，一个机内风扇用于冷却。 安装位置：E6五. 天线耦合器： 可以在48秒内自动使天线阻抗与50传输特性阻抗相匹配，使电压驻波比（VSWR）小于1.3：1。调谐范围是229.999MHZ。 耦合器是密封的，其内部充氮气，压力为20 PSI，用于防止产生电弧。当压力低于14.7 PSI时必须充气。 4. 天线： 第十一章 选择呼叫系统一、 功用：接收来自VHF、HF的选择呼叫音频编码，当编码与本机一致时，向机组发出视觉和听觉信号。避免了机组飞行中连续监控公司通讯频道，减轻了机组负担。 每架飞机都有一个特定的4位选择呼叫编码。二、概述： 选择呼叫系统包括译码器、程序开关组件和音响警告组件。 译码器监控无线电信号，当收到的信号与本机的程序开关编码一致时，送出信号给音响警告继电器和音频选择板。继电器给出28V电源信号经REU到音响警告组件。 当出现选择呼叫提醒时，音频控制板上相应的MIC选择开关灯亮。按压PTT钮可以使灯复位。三、部件位置： 1. 音频控制板： 2. 选择呼叫编码器：内部有5个通道，每个通道有各自的放大、滤波、逻辑电路。通道1-3用于VHF，通道4、5用于HF。3程序开关组件：在译码器后面。4. 音响警告组件：5音响警告继电器：前轮舱左侧 J22。 选呼信号由两个长1秒，间隔0.2秒的脉冲组成，每个脉冲又由两个不同的音频构成。 第十二章 寻址和报告系统（ACARS）一、概述：（3页）1飞机寻址和报告系统是数据链通讯系统。它可以在飞机与航空公司基地之间传送信息和报告。飞机给地面的信息或报告称为下传（DOWNLINK），地面给飞机发送的信息称为上传（UPLINK）。ACARS在需要和计划的时间内自动发送报告，这样，减轻了飞行人员负担。2典型的ACARS报告有：机上人员确定的信息。OUT、OFF、ON、IN时间（OOOI）。发动机性能。飞机状态。维修项目。3ACARS连接下列系统：VHF3、打印机、REU、音频控制板、临近电门组件。临近电门组件用于OOOI的离散信号。二面板控制和指示：手柄下的复位按钮用来进行电源测试，当按下按钮时所有的指示灯瞬间亮。MU PASS灯：绿色，MU工作正常。HW FAIL灯：红色，自检探测出MU故障。LOAD SW灯：琥珀色，MU装载软件。XFER BUSY灯：琥珀色，MU从软盘或数据装载机下载数据。XFER COMP灯：绿色，数据装载完成。XFER FAIL灯：红色，自检探测出数据传输故障。APM FAIL灯：红色，飞机特性组件中的飞机类型和MU中的工作方式发生故障。提起并向左边滑动盖板，可以见到PCM卡插槽三自检逻辑：连续监控MU的工作，当有故障时使“HW FAIL”灯亮。复位按钮启动微处理机的电源试验，按压时，所有的灯都亮。如果系统正常，电源试验完成后，只有“MU PASS”绿灯亮。第十三章 话音记录器一、 功用：对机组最近30分钟内的通讯和通话进行连续记录。话音记录系统从音频控制系统和驾驶舱接收音频信号，记录到4个声道中。话音记录器从时钟接收时间信号用做时间参考。二、 部件位置：1话音记录器在E6。（后货舱） 2控制板：（15页） 麦克风：驾驶舱内话音记录。 抹音电门：飞机在地面并设置好刹车，按压电门2秒就可以达到抹音效果。 试验电门：对4个声道依次测试，同时产生一个600HZ的音频信号。 指示器：如果测试正常时显示绿色。 3水下信标机： 当组件浸泡在淡水或盐水中时，信标机就开始工作，其电池可保持工作30天。电池电压为9.6V，信标机有效工作范围为700012000英尺（21343658米），发射频率为37.5KHZ，重复频率为60个脉冲/分钟，工作深度为20000英尺（6096米）。三测试： 按压控制板上测试电门并保持0.5秒以上，一个地信号输到话音记录器中的处理器，处理器启动800HZ信号发生器并依次通过4个声道，A/D将800HZ信号变成测试数字数据输给可擦写存储器。 处理器从可擦写存储器提取测试数据经处理后点亮控制板状态灯。数模转换器从存储器提取测试数据变成音频信号加到耳机。当测试故障时，处理器制止状态灯亮和试验音频的输出。四. 抹音：只有飞机在地面并设置好刹车，必须保持按压电门1.5秒钟，抹音电压加到话音记录器中的处理器，处理器控制存储器抹除存储器中的数据。抹音同时可从耳机中听到5秒钟的400HZ音调声。时钟通过数据总线给话音记录器存储器提供时间信号用于记录时间。第十四章 数字式飞行数据记录器（DFDR）一、 功用：用来给航空公司和主管当局提供飞机在前一段飞行中所记录的重要飞行参数。 FDR储存飞机最近25小时的参数和系统数据。如果有了飞机事件，这些存储的数据可以帮助进行分析。也可用于飞机的维护。二、概述：（7页） DFDR从飞机系统和传感器得到飞机参数并存储到非易失性存储器，也可以得到附加的参数存储在飞机状态监控系统。 系统组成： DFDR 、DFDAU 、DFDAU状态继电器、试验控制板、三轴加速度计、飞行控制传感器、舵面位置传感器、系统测试插头、程序开关组件。飞机上的打印机可以打印出报告和FDR状态。飞机状态监控系统可以从数据装载接口下载数据，可用软盘通过装载机下载DFDR存储的数据，也可用装载机给DFDR输入软件。CDU控制ACMS在DFDR中的功能。当一台发动机工作、或飞机在空中状态，DFDR自动工作。当飞机在地面，将测试电门放“TEST”位时，DFDR也工作。试验控制板上的OFF灯在系统故障或系统无电源时亮。程序开关组件和从各个系统和传感器来的模拟和数字信号首先到DFDAU、经DFDAU进行处理后传到DFDR。DFDAU采集飞机数据给DFDR，这是强制采集数据。它也采集ACMS数据用于航空公司使用，这是非强制性数据。DFDAU将强制性数据变成哈佛双相格式送到DFDR存储。DFDAU存储器中有ACMS软件，它存储ACMS数据为数字格式，可从装载机上提取。DFDAU状态继电器从DFDAU得到状态信号，继电器控制DFDR的OFF灯。系统试验插头连接地面设备用于DFDR测试。三DFDR试验和马赫空速警告/试验板（控制板）： OFF灯亮有三种情况： 飞机在地面，两台发动机未启动； DFDAU状态继电器断开； DFDR状态旗电路给出故障信号。 DFDR给DFDAU一个维护旗信号，当DFDR故障时，使DFDAU上的DFDR灯亮。 四DFDAU面板包括：显示窗显示7位自检和软件号码。一个PCMCIA插槽（PCM卡）可存储500M的数据。自检开关三位开关，可以选择自检或软件数据。ACMS故障灯当ACMS连接故障时亮。DFDR故障灯DFDR故障时亮。DFDAU故障灯DFDAU故障时亮。五、系统测试：1当飞机在空中状态或一台发动机工作的情况下，FDAU和DFDR内部不断的进行自检，若检测出飞行记录系统故障，飞行记录器灯亮。2当在地面使用测试电门测试系统时，如果DFDAU数据处理发生故障则点亮的灯有：DFDAU面板上的DFDAU灯；P5上的飞行记录器OFF灯；两个主提醒灯；系统警告牌的(OVERHEAD)提醒信息。3当在地面测试时，DFDAU出现ACMS数据处理故障，则ACMS灯亮。4如果DFDR故障，点亮的灯有：FDR面板上的故障灯；DFDAU面板上的DFDR灯；P5上的OFF灯；两个主提醒灯；系统警告牌的提醒信息。六、FDAU自检：FDAU有自检设备和自检软件，自检可以实现的功能有：故障灯亮；显示故障代码；保存故障信息。DFDAU有两个PCM卡插槽，PCM卡可以给DFDAU装载软件，也可存储DFDAU数据。自检故障码显示；扳动弹性电门到右边，启动一个DFDAU自检。可见到的显示有：灯测试；如果没有错误，显示窗没有显示。如果出现错误，将显示故障码。当显示故障码时，再次扳动电门到右侧，可以显示更多的故障码。如果没有更多的错误，则显示空白。扳动电门到左边，可以检查ACMS错误。当有ACMS错误时，将显示一个数字码，这时，再扳动电门到右侧，可以显示更多的代码。如果没有则显示空白。第十五章 打印机一、打印机面板； 1控制电门： SLEW：绿色，走纸（打印）。 RESET；绿色，复位信息灯。 TEST：绿色，启动自测试。 2指示灯： 信息灯：兰色，来报告提示。 PAPER灯：黄色，无打印纸指示。 故障灯；黄色，自检中有故障。 打印纸剩余量指示：上下分别有满、空两个指示。三、测试： 压下TEST电门，打印机打印出测试结果。当同时按压TEST和RESET时，打印机打印出典型的试验字符，包括诊断程序和实际的报告表。第十六章 音响警告系统一、 功用：（3页）提供给机组有特征的音频信号：起飞警告、着陆警告、座舱失压警告、A/P脱开警告、马赫空速警告、火警铃、选择呼叫音响、ACARS提醒、呼叫机组。音响警告声音包括：火警铃、谐音钟、噼啪声、啸叫声、稳定的喇叭声、间断的喇叭声。三、系统连接：（11页）14个28V电源供给不同的音响模块。2稳定的喇叭声-来自PSEU的起落架警告。3间断的喇叭声-来自PSEU和座舱高度表的起飞警告、失压警告。4铃声：发动机或APU火警警告。前、后货舱烟雾探测警告。轮舱过热警告。5啸叫声-来自MCP的A/P脱开。6噼啪声-来自左或右ADIRU的超速警告。7谐音声-呼叫机组的“高”谐音，选呼和ACARS的“高/低”谐音。四、音响警告组件：（13页） 音响警告组件内部有两个相同的并联通道，当一个通道失效时，输出的声音将降低6 db。 组件上部有一个测试电门，可分别测试两个通道。 5自检：当用工具转动电门到A或B时，音频合成器产生间断的喇叭声音，当释放电门时，音频合成器产生噼啪声。A用上部喇叭，B用下部喇叭。第十七章 主警告组件第十八章 时钟一、 功用：为机组和其它系统提供日期时间基准。时钟提供时间、人工设定的日期、卫星导航的时间和日期、累计时间、秒计时。机长时钟给FMC、FDAU、话音记录器时间。二、时钟：时钟是液晶显示。1计时钮（CHR）：是压下/弹出开关，用于启动、停止、复位计时功能。长秒针只在计时功能时出现。工作的同时，下数字显示窗显示数字。只记录到分，不记录小时。2累计时间和复位钮（ET/RESET）：第一次按压，走时。第二次按压，保持现在的记录时间。一个“RUN”或“HLD”字符显示在电门旁边。按压复位钮，累计时间5秒后空白。3时间