维修人员基础执照口试教材

1、M11-AV 口试题精选通讯系统 25 题1. 高频通信的特点1、远程通讯系统 （通讯距离可达数千公里） ，用于在远程飞行时保持与基地间的 通讯联络。2、占用 230MHz的高频频段 ，波道间隔为 1kHz 。3、天波传播 ，可以传播很远的距离。4、现代机载高频通讯系统都是 单边带通讯系统 ，并通常 能够和普遍调幅通讯相 兼容。5、应用 单边带通讯 可以 大大压缩所占用的频带，节省发射功率。6、HF 通信由于传播距离远， 易受到电离层扰动 、雷电、电气设备和其他辐射引 起的各种电气干扰，会产生无线电背景噪声。7、存在 衰落现象 ，接受信号时强时弱，这是 多路径信号接收的超程效应 。8、还存在一

2、个 电离层反射垂直入射波的临界频率 ，要在 最高和最低之间选择一 个尽可能长时间持续工作的工作频率。2. HF通信系统 接收电路 采用高中频信号的特点： 采用高中频方案后，由于大大提高了对 镜象干扰和中频干扰 的抑制能力，在 一定程度上起到了高频放大器的作用，因此采用高中频方案还有可能省去接收机 中的高放，使设备简化。采用高中频方案的缺点：要采用高质量的高中频窄带滤波器， 要求频率合成 器具有很宽的频率范围，很小的频率间隔，以及符合需要的频谱纯度。3. HF天线调谐耦合器的作用、位置、维护注意事项作用是天线调谐耦合器用来在 2-30MHz频率范围内调谐， 通常它能在 2-15s 内自动地使天线

3、阻抗与传输特性阻抗为 50 欧的高频电缆相匹配 ，使电压驻波比 不超过 1.3:1 。天线调谐耦合器装在 带密封垫圈 的可卸增压外壳内 ，安装在垂直尾翼根部， 外壳上有三个与外部相连的接头。维护主要是压力气嘴，是用来给天线调谐耦合器 充压 的，通常是充干燥的氮 气，压力为 22psi ，比外界气压高半个大气压左右， 防止外面的潮湿空气进入或 空中低气压，降低耦合器内部抗电强度。 当压力低于 15.5psi 时，就必须充压。 耦合器使用 115V 交流电，没有外部冷却。4. 高频收发机面板有几个灯及电门收发机前面板有 三个故障灯 ，一个测试电门 ，一个话筒插孔和一个耳机插孔 。 “CONTROL

4、 INPUT FA”IL 灯：在来自控制板的输入信号失效时亮； “LRU FAlL”灯：在收发机内当 出现+5V DC或+10V DC电源电压 消失、发射输出 功率低、频率控制板故障或 频率合成器失锁 和机内微处理器故障 等情况之一时亮； “KEY INTERLOC”K灯：当收发机已被键控，如天线调谐耦合器中存在故障，则此 灯亮。当按下静噪 / 灯试验电门( SQL/LAMP TES)T 时，静噪抑制失效，此时耳机内可 听到噪音，同时三个故障灯亮，可检查故障灯的好坏。5. 甚高频通讯的作用特点1) VHF系统主要用于飞机在 起飞、着陆期间以及飞机通过管制空域 时与地面交通 管制人员之间的 双向

5、语音通信 。2) 工作频段 是：118.00135.975MHz，波道间隔为 25kHz，可提供 720 个通信波道。3）只能 空间波方式传播 ，有效传播距离一般限于视线范围，距离较近，并受飞 行高度影响。（视距传输）4）抗干扰性能好 ，天电干扰、宇宙干扰、工业干扰等对 VHF干扰较小。6. 应急电台的电源与检查方法？应急电台最常用的电源是一个 自备的干电池 。它必须能供电 48 小时。通常应急 发射机电源的更换日期必须标在发射机外部，通过观察在发射机外部电池的更换日 期就可确定应急定位电台的更换日期。在检查飞机时，通过将一台通讯接收机调到 应急电台频率上，然后使应急电台短时间工作就可检查应急

6、电台的工作情况。 应急 电台的工作频率为 121.5MHz和 243MHz。初装 5年以后，每隔 2 年检查一次。7. 应急电台的功用、位置、频率应急电台的 作用 是在飞机发生事故时，使用它 发出呼救信号 以便能够得到救援。 应急电台最常用的电源是一个自备的干电池。它必须能供电 48 小时。通常应急发射 机电源的 更换日期必须标在发射机外部 ，通过观察在发射机外部电池的更换日期就 可确定应急定位电台的更换日期。应急电台在飞机上的位置是尽可能地靠后，但要 在垂直尾翼之前。在检查飞机时，通过将一台通讯接收机调到应急电台频率上，然 后使应急电台短时间工作就可检查应急电台的工作情况。应急电台的工作频率

7、为 121.5MHz和 243MH，z 初装 5年以后，每隔 2 年检查一次。8. 选择呼叫译码器的原理每架飞机有一个 固定的四位字母代码 。在选择呼叫译码器上选定飞机呼叫码 后，选择呼叫系统就处于待用工作方式。当地面塔台通过高频或甚高频发射机呼 叫该机时，飞机上的 高频或甚高频接收机 将收到的信号 经处理后 加到译码器。当 地面台发射的选择呼叫代码与飞机代码相同时， 选择呼叫译码器就给出警告，指 示灯亮、铃响，告诉飞行员地面在呼叫本飞机 。这样，飞行员平时可不用总戴耳机准备听话，免除了机组对地面呼叫的长期守候。9. 数字式音频综合系统的功用和组成数字式音频控制系统提供 驾驶舱、客舱、地勤等人

8、员之间的通讯联络 并送这 些联络信号到 话音记录器 和飞行数据记录器 。包括： 音频控制扳( ACP)、遥控电子组件( REU)、驾驶盘上的 MIC开关及 输入输出终端等。10. 音频控制面板的功用，以及上面有什么按键及功用音频控制板( ACP)主要用来进行 功能选择 。选择开关信号被调制后，传送 到遥控电子组件 (REU)。REU利用这些选择信息把驾驶舱来的音频信号及按压发话 按钮信号连接到所选择的系统，并可控制其音量。从驾驶舱来的所有通讯、导航 及近地警告音频均被送入 REU。所有的音频也被送入话音记录器。它包括如下这些开关：(1) . 话筒选择按钮 (MIC SELECTO)R：用于选择

9、 VHF、HF、FLT、SVC、PA等系统 发话时的话筒输入，每次只能按下一个，允许一个系统工作。(2) . 听音选择开关 ：两排听音电门，上面一排收听通信系统 ，对应于 MIC SELECTOR 的音量开关； 下面一排是导航系统 的音频和莫尔斯电码 听音开关，可调整音 量。(3) . R/T-I/C 开关：置于 R/T 位时，由所选的系统发话；置于 I/C 位时，使用飞 行内话系统。(4) . MASK/BOO开M关： 用于选择氧气面罩话筒或吊杆话筒。(5) . 音频滤波器选择开关 ：置于 “V”位，只能听到话音信号；置于 “R”位， 只能听到莫尔斯识别信号；置于 “ B”位既能听到莫尔斯识

10、别信号，也能听 到话音信号。（6）. NORM/AL开T 关： 平时置于 NORM位。置于 ALT时，机长与观察员的 ACP上的MIC开关和副驾驶 ACP上的 MIC开关分别自动接到 VHF1和 VHF2。11. 勤务内话系统的组成和作用（如何沟通）勤务内话系统是提供 乘务员、驾驶舱和飞机各勤务内话点 之间内部通讯的系 统。机组人员只要拿起手提话筒，并在音频控制面板上选择“勤务内话”功能， 那么，话筒信号就直接输入该系统。如要使信号从飞机上各勤务内话点进入勤务 内话系统， 则必须接通 P5板上的勤务内话开关 （SEVICE INTER PNONE S）W。勤务内话系统有： 三个手提话筒； 7-

11、8 个勤务内话插孔、 遥控电子组件 （REU） 等。勤务内话开关置于 “ ON”位，各勤务内话插孔的话筒信号才可输入内话系统。 此开关在空中置于断开位，以免飞机外部天线干扰信号进入内话系统。12. 飞机内话中的 高低谐音 是如何产生的（什么情况下产生高谐音，低谐音） 呼叫机长在外电源板或前 / 后服务员板上按下“ CAPTC ALL”按钮开关， 28V DC加至音 响警告装置（ AW）U，产生高钟声谐音 提醒信号。同时， 28V DC使机长呼叫板上的 呼叫灯亮。呼叫乘务员无论在 P5或前后服务员板上按下“ ATT CALL”按钮，都有 28V DC加到 PA 放大 器的 谐音电 路（TWO T

12、ONE CHIME） 产 生高 / 低 钟声 谐音 提醒 信号 （587Hz/494Hz），经 PA放大器放大后送至喇叭。同时 28V DC经隔离二极管使前 后服务台的呼叫灯亮。此时在前服务员板内的呼叫继电器通电而吸合，使 呼叫灯 持续发亮（粉红色） ， 直至按下前后服务员任一“ RESE”T 开关，呼叫继电器不工 作使呼叫灯灭。呼叫地勤人员在驾驶舱内按下地勤呼叫开关时， 28V DC经飞行仪表附件盒内的 IRS 警告继 电器 加至前轮舱内的 地面呼叫喇叭 ，产生 100dB的音调提醒地勤人员 。另外，当 惯性基准系统使用电瓶电源工作时 、或电子设备舱的冷却空调系统有故障 时，惯 导系统警告继

13、电器（ IRS WARNIN）G动作，也使地勤呼叫喇叭直接加上 28V DC电 压，在这两种情况下，喇叭都响。13. 机组通话系统的操作和作用机组通话系统是 机组、乘务员和地勤人员 之间的通话提醒系统。呼叫机长 - 乘务员或地勤人员呼叫机组时，在驾驶舱可听到 高钟声谐音 ， 且机长呼叫灯亮，直至呼叫人释放他的“ CAPTAIN CAL”L 开关为止。呼叫乘务员 - 机组呼叫乘务员，或乘务员呼叫乘务员，此时在服务站位处 可听到高低钟声谐音 。且粉红色呼叫灯亮 ，被呼叫人员按压乘务员板（ ATT PAL） 上的 RESET按钮开关后，呼叫灯灭。呼叫地勤 - 当在驾驶舱内按下呼叫地勤人员按钮开关时，

14、 前轮舱的强音频 提醒喇叭响 。当飞机在地面时，如 电子设备冷却系统探测到低流量（不管是进气 还是排气）或 IRS 使用电瓶电源时 ，该喇叭也响。14. 前轮舱的地面喇叭 什么时候响？1）当在驾驶舱内按下 呼叫地勤人员 按钮开关时，前轮舱的高分贝提醒喇叭响。 2）当飞机在地面时，如果 电子设备冷却系统探测到低流量 （不管是进气还是排 气）或 IRS 使用电瓶电源时 ，该喇叭也响。15. 旅客放大器中的 音频压缩电路 的作用？发动机启动时有什么变化？音频压缩放大器的 主要作用 是使加到放大器的信号在 较宽的范围内变化时保持放大器的输出稳定 。音频压缩放大器的 灵敏度由 REU中的灵敏度控制电位器

15、 控制，在内场 通过调整灵敏度控制电位器 来控制音频压缩放大器的 信号门限 ，以 适应各种类型的话筒的需要。发动机工作时， 低滑油压力开关断开 ，使 放大器增益增大 6dB，用来抵消此 时背景噪音的增大。16. 话音记录器是如何进行抹音的当飞机在地面且停留刹车设置 即空地电门继电器和停留刹车继电器闭合，按 下抹音电门， 30 伏直流抹音控制电压加到抹音电门，为抹音充电电路进行充电， 并使 抹音控制继电器电路 开关闭合。 2 秒后松开抹音电门，可通过闭合的开关为 抹音控制继电器提供接地信号， 从而为抹音线圈提供 115 伏交流电，对磁带进行 抹音。开关能够保持闭合 5-10 秒，以提供足够时间的

16、 115伏交流抹音电压， 5-10 秒后，开关电门断开，抹音控制继电器不工作，从线圈上移去抹音电压。17. 飞机上驾驶舱话音记录系统的测试 按下控制盒上的试验按钮后，试验开关接地，从而为记录器提供一个接地输 入信号使 S2闭合，将 30 伏直流电压送至 600HZ信号发生器和环形计数器。 600HZ 信号发生器工作，产生 600HZ试验信号加至 S4、 S5、S6和 S7四个电子开关，环 形计数器输出逻辑信号顺次控制这四个电子开关的接通与断开，每个录音通道测 试需要 1 秒，使每个电子开关接通 0.8 秒，断开 0.2 秒，电子开关接通时， 600HZ 音频信号经放大器加至相应的录音磁头被记录

17、在磁带上。在测试期间，放音磁头 输出断续的 600HZ测试音频信号经 600HZ测试音频放大器送至 600HZ滤波器和电 平检测器，如果此信号电平在有效范围内，电平检测器输出逻辑 1 使 S3 闭合， 30 伏直流电压经 S2、S3送至控制盒上的试验指示表，使指针偏转到绿色区域， 0.8 秒后，无 600HZ测试音频信号输出， S3 断开，指针回到零位， 0.2 秒后，测 试下一个录音通道。每次测试时，按下试验按钮并保持至少需要 4 秒的时间，除控制盒上的试验指示表摆动外，同时，放音磁头输出断续的 600HZ测试音频送到控制盒和话音录音器上的耳机插孔， 可听到断续的 600HZ的音频。释放测试

18、电门， S2 断开，从而停止 600HZ信号发生器和环形计数器工作。18. 静止卫星通讯的缺点（1）两极地区为 通信盲区，高纬度地区 通信效果不好。（2）卫星 发射和控制技术 比较复杂。（ 3）存在 日凌 中断和 星蚀 现象。（ 4）有较大的信号 传播延迟 和回波干扰 。19. 什么叫日凌现象，持续多少时间 每年春分和秋分前后，太阳、卫星和地球共处在一条直线上， 当卫星处在太 阳和地球之间时，地球站天线对准卫星的同时，也会对准太阳，这时因强大的太 阳噪声使通信无法进行，这种现象通常称为日凌中断 。这种中断 每年发生两回 ， 每回延续约 6 天，每天出现中断的 最长时间与地球站天线口径、工作频率

19、有关 。20. 多址连接四种方式，简单介绍多址连接 是指在卫星的覆盖区内，各地球站通过 同一个卫星，同时分别建立 相互之间的通信线路而实现的 多边通信 。目前常用的多址方式有：（1）频分多址（ FDMA）：按分配给各站的 射频载波频率 不同区分站址的方式。（2）时分多址（ TDMA）：按分配给各站的 不同工作时隙 区分。（3）码分多址（ CDM）A：按分配给各站的 地址码的不同 来区分地址的方式。（4）空分多址（ SDM）A：利用卫星天线的 不同空间指向 区分不同区域地球站信 号的多址连接。21. 机载卫星通讯系统的组成和各部件的功用SATCOM系统由一个 卫星数据组件（ SDU）和天线子系统

20、 组成。天线子系统包 括一个高功率放大器（ HPA）、一个低噪声放大器 / 双工器（ LNA/DIPLEXER）、一个 天线波束操纵器（ BSU）和一个高增益天线（ HGA）。（1）卫星数据组件（ SDU）SDU作为系统核心， 控制系统中大多数部件的 工作并监视其检测信号 。SDU还 作为系统接口 ，与其他飞机系统交联。（ 2）高功率放大器（ HPA）HPA放大发射信号 ，为天线 /卫星链提供足够 的功率电平发射。 HPA能向天 线提供 40W的输出功率 ，并且 支持多通道工作 。（ 3）低噪声放大器 / 双工器（ LNA/DIPLEXE）RSETCOM 系统能 同时进行发射和接收 ，由 双工

21、器分隔收发与信号 。双工器把 发射信号从 HPA耦合到天线； 同时把天线接收的信号耦合到 LNA。LNA/DIPLEXER 对发射信号进行滤波，对接收信号在放大之前也进行滤波，从而得到信噪比。（ 4）波束操纵器（ BSU）BSU通过 电信号操纵装于其顶部的高增益天线波束 。BSU从卫星数据组件 得到航向和俯仰数据，以这数据来指令高增益天线的最佳波束角，使之对准可 用的卫星。（ 5）高增益天线（ HGA）HGA安装在机身顶部， 用于发射和接收高低速数据式数据 ，能提供 12dB的 天线增益。 HGA是个相控天线阵。22. 简述 ACARS通信系统组成及各部分功能ACARS系统包括：机载 ACAR

22、S设备， ACARSV HF无线电网络， ACARS控制中心，各航空公司信息中心。1. 机载 ACARS设备：由控制显示组件 （CDU）、管理组件 （MU），VHF3号收发机和 打印机 组成。2. ACARS VHF无线电网络： 由遍布世界各地的 ACARS VHF无线电地面台组成 。每 个地面台可和周围一定空域范围内的飞机进行 ACARS数据交换，并通过 地面通信网 络与 ACARS控制中心进行 数据传输交换 。3. ACARS控制中心： ACARS控制中心 通过地面通信网络 与各 ACARS地面台、各航 空公司信息中心相联系， 它通过代码寻址 ，把航空公司和它相应的飞机联系起来， 进行数据

23、和信息双向交换。4. 各航空公司信息中心： 由公司内的计算机网络组成 。它通过地面通信网络接收 来自 ACARS 控制中心的 飞机数据和信息 ，并送到公司内相应部门；同时，也收集各 部门的询问信息传送到 ACARS 控制中心，转给相应飞机。23. ACARS MU的功用管理组件（ MU）主要用来 接收和监控 来自地面 VHF的上行输入信号 ；保证 信 息的正确性并解码 ；对下行信息 格式化；监控和保证下行数据的 正确性；控制工 作方式； 控制数据的转换；给出确认/非确认应答信号；对 VHF进行调谐和控制 ； 有指令时 将数据送到打印机以及 监控系统 的工作。（l ）监视 OOOI 传感器状态，

24、记录“事件”发生的格林威治时间（ GM）T，并自动 发射到地面。（2）识别来自地面台的寻址代码、接收本机所属的信息和指令。（3）接受来自 DFDAU的 数据和指令，并输出给 VHF3发送到地面。（4）接受来自 IDU 的数据和指令发送到地面。（5）控制 ACARS 系统工作方式： DEMAN、DPOLLE、D VOX。（6）控制信息发射的优先权顺序。10（7）进行信息的差错检验并产生 ACK（接收到）或 NAK（未收到）反馈信号。24. ACARS通过什么和航空公司信息中心联系，如何工作的ACARS控制中心通过 地面通信网络 与各 ACARS地面台、各航空公司信息中心 相联系， 它通过代码寻址

25、 ，把航空公司和它相应的飞机联系起来，进行数据和信 息双向交换。25. 航空公司信息中心如何与正在飞行中的飞机实现信息交换航空公司信息中心由 公司内的计算机网络组成。 它通过 地面通信网络 接收来自 ACARS控 制中心的飞机数据和信息，并送到公司内相应部门；同时，也收集各部门 的询问信息传送到 ACARS 控制中心，转达给相应飞机。导航系统 40 题1. ADF系统组成及它们的功用 机载设备包括：自动定向接收机、控制盒、方位指示器、环形天线和垂直天线。 自动定向接收机 主要 用来接收和处理环形天线和垂直天线收到的地面导航台的信 号，将处理后的方位信息送至无线电磁指示器或 EHSI等指示器，显

26、示出飞机与地面 台的相对方位角，并分离出地面台的识别信号，送至飞机的音频系统。控制盒 用来选择接收机的工作方式和工作频率； 方位指示器 用来指示方位信息； 天线 用于接收电波。2. 无测角器新型 ADF的工作原理？ ADF 功用？1）纵向（正弦）环形天线与横向（余弦）环形天线接收的信号 分别被低频调制信号调幅， 两个调制信号相位相差 90°。2）经调制后的 两个信号合成后产生一个组合调制信号。 这个组合调制信号与低11频调制信号的 相位差 与飞机至地面电台的相对方位成正比， 但存在 180 度的 定向误差。3）组合调制信号与 垂直天线 信号叠加后，可 消除错误定向点 。4）叠加信号的

27、外包络相位即包含有相对方位信息。 经接收机相干检波后输出外 包络复合音频，再由微处理器采用相关技术与低频调制信号进行比相，即可 确定飞机与地面电台的相对方位。3. VOR定位的方法有几种，是什么方法利用 VOR设备定位两种方法： 测角定位（ - 定位）和测角 -测距（ - 定位） （ 1）VOR机载设备测出从两个已知的 VOR台到飞机的 磁方位角 ，便可得到两条位 置线，利用两条位置线的交点便可确定飞机的地理位置。这种定位方法叫测角定 位，即 -定位 。（ 2）VOR台通常和测距台（ DME）安装在一起，利用 VOR设备测量飞机 磁方位角 ； 利用 DME测量飞机到 VORDME台的 距离 ，

28、也可确定飞机的地理位置。这种方法 叫测角 - 测距定位，即 - 定位（极坐标定位） 。4. 指点信标的组成、功能、频率。指点信标系统由接收机、高低灵敏控制、飞行数据采集组件组成。 主要用于 对飞机在 航路上的位置告知 和在进近着陆阶段的距离引导 。指点信标系统可按其 用途 分为航路信标（ runway marker）和航道信标（ course marker ）。航路信标安 装在航路上， 向飞行员报告飞机正在通过航路上某些特定点的地理位置。 航道信 标用于飞机进场着陆，用来报告着陆飞机离跑道头预定点（远、中、近指点信标 上空）的距离。指点信标台发射频率 均为 75MHz。5. 反向航道进近要注意

29、什么？首先，飞机不能由完整的 ILS 引导着陆，此时必须 有足够的能见度 ，以便在12进近的最后阶段使用目视着落。 其次，在反航道方向上，指点信标 不一定存在最后，飞机上的 EFIS 指示器的航道偏离指针的 偏离指示与正常进近的指向相反。 但对驾驶员来说， 指针偏移的方向总是指向航向道所在位置的方向。6. 简单叙述航向信标机载接收机的工作过程。机上天线接收的地面台发射信号， 送到常规的 单变频或双变频 外差式接收机。 接收机接收 LOC台的发射信号。通过高频、中频和检波电路， 输出信号包括 90Hz 和 150Hz导航音频， 1020Hz的台识别码 以及地-空通讯话音信号 （300-3 000

30、Hz）。 这些信号由滤波器来分离。 然后 由 90Hz和 150Hz比幅电路计算调制度差 ，驱动偏 离杆指示。7. 无线电高度表安装延迟电路工作原理，怎样消除安装延迟？飞机安装延迟（ AID）也叫剩余高度。 当飞机着陆机轮触地时，要求高度表指 示及输出电压为零， 但发射机发射信号输出孔到接收机接收返回信号输入孔之间， 信号电播传播所经过的路径实际 包括收、发天线连接的两条同轴传输线 以及 天线 到地面的路径。 这段 路径的总长度为飞机 AID。在高度表收、 发电路中 设计有抵消 AID 的电路。由于收/ 发电缆长度和飞机停 在地面上收 / 发天线离地高度，会造成信号传播延时，所以差频频率就有误

31、差。安 装延时电路产生一个 相当于误差频率的直流电压加到高度计算电路 ，从而消除这 种误差，保证机轮着地，高度指零。8. 为什么等差频无线电高度表有鉴频器，而普通的没有 （不确定） 发射机通过发射天线向地面发射调频连续波，接收天线接收地面反射波。接 收信号和当前的发射信号在混频器中混频，产生正比于飞机高度的差频。限幅器 去掉差频信号的幅度变化，并把差频信号转换成等幅脉冲数，计数器把脉冲数转 换成与高度成比例的高度电压，指示器指示出飞机高度。13等差频无线电高度表发射机向地面辐射锯齿波调频信号的同时，也向接收机 直接耦合该信号（直达信号） 。经地面返回的信号和发射信号（或直达信号）在接 收机中混

32、频，输出恒定的差频信号，经过鉴频器，其输出信号控制调制锯齿波的 周期为某一值，因为高度与锯齿波调制周期成正比，由周期计数器测出周期将其 变换成高度电压驱动指示器，即测出飞机高度。9. 无线电高度表测试时，有什么现象，在什么情况下自测试抑制。按下“人工自测试”按钮时，指示器 指示或显示 在规定的高度上 （例如 30 英 尺），且 同时出现警告 （如规定高度低于 DH调定高度，则 DH灯也亮），说明系统 工作正常。在对高度表进行自测时， 当方式选择面板选择进近方式 （APP）或航向（ LOC）， 下滑（ G/S）截获时，切断自测试； 而在进行自测试时，近地警告计算机被抑制。10. 在维护无线电高度

33、表时，若更换的收 / 发电缆长度比原来的长，高度指示是多 指或是少指，为什么？如果多了，标准是多少？飞机安装延时校正好后，机轮着地，高度指零。若更换电缆比原来的长，由 电缆长度加长， 会引起信号传播延时增加， 高度多指 。因此电缆长度要求很严格， 误差为± 1 英寸。11. 等差频高度表与普通高度表的区别相同点： 发射信号都是 调频连续波 ，接收电路把发射信号和地面反射信号 混 频，得到 差频 。测高电路不同： 普通 FMCW高度表是 把差频转换为与高度成比例的高度信号 。 等差频 FMCW高度表是 保持差频不变，把高度变化转换成相对应的调制周期。12. DEM的工作有几个状态，每个

34、状态的工作任务 DME有自动等待、搜索、预跟踪、跟踪和记忆等工作状态。14（ 1）自动等待：在空中接通 DME的电源、选定波道后， DME即工作在自动等待状 态。在自动等待状态， DME的接收电路正常工作 ，发射部分是被抑制的 。当所接 收到的脉冲对数超过 450/s 时，表明飞机已经进入了有效测距范围， DME的自动 等待控制电路就触发编码发射电路开始发射询问信号，使DME转为搜索状态。（ 2）搜索：是指 DME在不断发射询问信号的过程中搜寻 DME信标台对自己询问的 应答信号 ，并初步确定这一应答信号相对于发射时刻的时间间隔。 典型的 DME询 问信号的重复频率为 90对/s 或者 40对

35、/s 。如果在连续 15次询问中识别出 7次 对自己的应答信号 ， DME即结束搜索，转入预跟踪状态。（3）预跟踪： 在 4s 的预跟踪 过程中，距离计算电路根据飞机的运动速度以及运 动方向， 不断微调距离波门的位置， 以使所接收到的后续应答信号处在距离波门 的中心。（ 4）跟踪：在跟踪状态，随着飞机与 DME信标台距离的变化，应答脉冲与询问脉 冲发射时刻之间的时间间隔也随之改变， 此时距离计算电路所产生的距离波门精 确地跟踪应答脉冲，所提供的距离信息输往显示器，显示出飞机距离读数。（ 5）记忆：若在跟踪状态由于某种原因 使 7/15 准则得不到满足 ，则 DME转为记 忆状态。当DME进入记

36、忆状态后， 距离计算电路按照进入记忆状态的飞机速度和 方向更新距离信息。如果 记忆状态持续 4-12s 扔不能重新获得有效的应答信号， DME将转为搜索状态。13. VOR、ILS 、DME控制面板的功用和特点（ 1）频率选择和显示： 选择和显示接收信号频率 。波道间隔为 50kHz，频率选择 范围从 108.00 117.95MHz，共有 200个波道，采用五中取二（ 2out of5） 码格式。在 108.00 111.95MHz中有 40 个波道用于选择 ILSLOC频率。显示 窗口只显示选择的 LOC频率 ，而与 LOC配对的下滑信号频率是自动选配 的。在15选择 VOR，LOC频率的

37、同时，还 自动地选择 DME的配对频率 。有的控制盒上可以同时选择两个频率， 而使用哪个频率则由频率转换开关控制。 有的通过 AUTO/MAN 按钮，可自动或人工选择频率。（ 2）试验按钮：控制盒上有 VOR， ILS（上左，下右）和 DME试验按钮，分 别用来检查相应设备的工作性能。（ 3）音量控制（有些有，有些没有） ：音量调节电位计用来调节 话音和识别码的 音量。话音和识别码信号来自接收机，经音量调整电位计后，输出到音频集成 系统（ AIS）。14. 雷达发射信号的特点1）发射周期性的 射频脉冲信号 。2）脉冲射频信号可 区分不同距离 的气象目标。3）脉冲射频信号的能力集中，产生 较强的

38、回波 。4）可在天线扫描到目标时产生 连续多个反射回波 。15. 湍流和风切变的测量原理气象雷达 采用每组多个脉冲 来探测湍流和风切变。由于湍流和风切变相对于 飞机有速度的变化 ，根据多普勒 频移原理 ，接收信号的频率相对于发射信号的频 率产生偏移， 利用接收回波信号频率的变化来探测湍流和风切变。16. ATC面板各个部分的功用 （有图）方式开关： 选择工作方式 STBY、高度不报告、应答机及避撞系统的仅有 TA、TA 和 RA。系统开关： 确定由哪一部 ATC应答；有的中立位为准备； 高度开关： 决定 是否应答高度；决定由 ADC1或2提供高度信息。 识别码旋钮： 置定 4位识别码。 识别码

39、显示窗： 显示 4位识别码。 识别按钮： 产生 SPI脉冲。故障指示灯： 故障指示。 TEST按钮： 测试1617. ATC中 S模式应答机相比以前 A/C 模式的优点装有 S 模式应答机的飞机都 有自己单独的地址码 ，可以实现“一对一”的点 名问答 。每个地面询问器只向它负责监视的飞机进行 S 模式的点名询问，使问答 次数大大减少， 从而降低了总的干扰电平 ，使非同步窜扰 降低 3/4 ，询问的速率 也可以根据需要灵活调整；同时，还可以 定时点名询问 ，因此，可以不受多架飞 机距离、方位的影响，克服了 ATCRBS的同步窜扰和应答机过载问题； S 模式地面 雷达 采用了相控单脉冲天线 ，可精

40、确地测定飞机方位 ，其精度高于 ATCRBS的三倍。18. 说明测距机与 ATC应答机的主要相同点和差别 相同点： 均为 L 波段的设备。 均采用询问应答 方式工作。 不同点： 1）ATC应答机是地面设备询问，机载应答机应答； DME是机载设备询问， 地面设备应答。 2）DME的发射频率 不是固定的，是 1025-1150MHz频段设备； ATC 应答机的发射频率则是固定的 1090MH。z19. DABS系统与常规 ATCRBS雷达系统相比有什么特点？现代飞机上使用哪一种 应答机？DABS系统 ：赋于各架飞机 单独的地址码 （24 位地址码）。“一对一”点名询 问应答方式， 从根本上克服 A

41、TCRBS的缺点。选择性询问， S 模式应答机。但可与 原有常规应答机兼容。数字式询问信号与应答信号。数据交换容量大。可与 TCAS 配合工作。20. ATC中移位寄存器的作用？它在编码和译码过程中是如何工作的？由 多级寄存器串联组成的寄存器 ，数据由输入端输入后，可在时钟控制下由 前一级寄存器逐级（逐位）移向下级，直至输出。用作译码移位寄存器，以向各 译码器提供基准延迟脉冲。用作编码移位寄存器，产生编码脉冲串，间隔固定为1.45 S。1721. ATC的内抑制和外抑制内 抑制：在判明有效询问时，开始应答，同时 抑制接收译码器 约 28S，防止在 应答过程中再产生应答触发。应答抑制接收 ）外抑

42、制：同时 抑制两部 DME及另一部 ATC，防止同时发射，相互干扰。22. TCASII 为什么要使用“ whisper/shout"（ 耳语/ 大喊）方案？当一个 ATCRBS模式仅全呼叫呼叫询问由 TCARS发出时，所有探测到询问的A/C 模式应答机都将回答。在 TCAS收到时， 将引起同步窜扰。耳语 / 大喊技术利用了目标航空器上应答机接收机 灵敏度和天线增益之间的差别， 在 P1 脉冲之前增加一个 S1 脉冲，消除同步窜扰。 TCARS在一个象限内产生多个询问，刚开始时，发射功率很低，然后慢慢地加大每一个询问阶段的功率。距离很远的飞机，探测到的P1和 S1 的幅度很小，不会应

43、答。距离较远的飞机，探测到的P1 的幅度大，但 S1 的幅度小，会应答。距离很近的飞机，探测到的P1的幅度大， S1 的幅度也大，不会应答。耳语/ 大喊）方案。 TCAS可用发射 A/C 模式或 S 模TCASII 对周围入侵飞机首先采用ATCRBS/S模式 全呼叫询问格式 进行询问，根据应答判断出所有 S模式的飞机 ，把他们的 24位地址 放入循环呼叫菜单 ，定时、顺序 探测、评估、跟踪这些飞机。而对 A/C 模式的飞机，则采用仅 ATCRBS全呼叫询问格式 ，并分段、分区域呼叫， 这种方案叫 “whisper/shout"（ 在 P1脉冲之前增加一个 S1脉冲且采用“耳语 /大喊

44、方案”23. TCAS II 的功用、特点、缺点。TCAS是一种独立于地面设备 的机载设备。 TCAS II式的询问信号来 探测和跟踪 30n mile 范围内 装备 TCASI I 或 ATC的飞机的 存在 及 对本飞机的 潜在威胁，并通过 视觉显示和语言音响 向机组发出不同等级的咨询和 警告，驾驶员根据这些咨询和警告信息采取必要的行动，以避免空中相撞。18TCAS II 只能探测装有 A/C 模式或 S 模式应答机的飞机，同时， 只有在入侵 飞机有有效的高度报告时，才能发出 RA咨询，否则 TCASII 只能将其视为与本机 同一高度，发出 TA警告。24. TCAS显示的内容？发出什么信息

45、，显示在那里？在 EHSI上可提供的 信息及其含义 ：相遇飞机的 图像及其 位置距离和方位； 相遇飞机的 威胁等级：空心菱形 ，白色图形表示一般 无威胁飞机 ；实心菱形，白 色图形表示 接近飞机 ；圆形、黄色图形表示 TA飞机；矩形，红色图形表示 RA飞 机。相遇飞机的相对高度（正负加数字） ； 相遇飞机的升降速度状态。 （箭头） 在 EADI 上可提供的信息及其含义： RA信息 是以红色的俯仰禁区方式 显示在 EADI 的姿态球上，表示目前的飞机 垂直态势 是危险的，必须立即采取 垂直机动 以使飞 机符号脱离红色禁区。25. 简述 TCAS的基本工作方式和流程TCAS是通过“收听-询问-应答

46、”方式获取 监视空域中其它飞机的信息的 。TCAS 通过收听在管制空域中 装备 A、C模式应答机的飞机或 装备 S模式 应答机的对地面 二次雷达的应答信号， 以获取这些飞机的识别码和高度码 。 TCAS 还通过对这些 飞机的“询问 - 应答”方式， 获取监视空域中其它飞机的信息。 TCAS计算机可通 过应答信号相对于询问时刻的时间延迟 计算该飞机的距离， 并利用方向性天线 来 测量其方位。26. GPWS起落架和襟翼超控开关的作用起落架超控开关在 “抑制”位 ：对 GPWS工作来说相当于 起落架在放下 位置， 从而可 抑制由于起落架未放下所导致的警告。 当此电门放在“抑制”位时， 方式 4 的

47、“过低，起落架”警告被抑制。襟翼位置超控开关在 “抑制”位：对 GPWS工作来说相当于襟翼已经在 着陆位19 置，从而可抑制由于襟翼位置未在着陆位所导致的警告。当此电门放在“抑制” 位时，方式 4的“过低，襟翼”警告被抑制。27. GPWS的指示空速、下滑道偏离、迎角传感器、无线电高度故障，分别会影响 哪些方式？指示空速无效时 ，方式 2“ 过大的地形接近率 ”和方式 4“地形净空高度不够 ” 不工作；无线电高无效时 ，所有方式均不工作；G/S偏离无效时，方式 5“进近时低于下滑道太多 ”不工作； 迎角传感器故障 ，方式 7“风切变警告”不工作。28. GPS系统组成，功用GPS由地面段、空间

48、段和用户段 三部分组成。1地面段：地面段是由地面上的控制和监测站组成的 地面支持网构成 。他们 连续地监测并跟踪 各个卫星，以完成以下工作：监测并修正卫星的轨道和卫星时 钟；计算并生成卫星导航电文；有规则地不断更新卫星导航电文。2空间段： 由 24 颗卫星组成 。卫星接收来自地面站的星钟修正参数、电离 层校正参数等导航电文，以便为用户提供精密定位服务和标准定位服务，并向用 户发射以 C A 码和 P 码调制的、带有时间信息和卫星星历等导航参数的 157542MHz和 1227 60MHz两种载波频率的信号。3用户段： 用户段就是 GPS接收机，GPS接收机将卫星信号 转换为位置、速 度和时间。

49、 接收卫星发射的时间信号和卫星轨道信息，求得卫星位置，利用时间 信号和伪码相关测量卫星到测者的伪距， 并由计算机解算用户位置、 速度等参数。29. GPWS共有几种 工作方式？ （ P445）1）过大下降率警告；202）过大地形接近率警告；3）起飞或复飞掉高度过大警告；4）不安全离地高度警告；5）低于下滑道过大警告；6）飞机下降通过预订高度报告高度；7）风切变警告。 增强型的还有：地形察觉警告和地形净空基底警告。30. GPS地面监测站的作用是什么？监测站（ MS）有 5 个。每个监测站有一台用户接收机，若干台环境数据传感 器，一架原子钟和一台计算机信息处理机，它的 任务 是：记录卫星时钟的精

50、度； 对所有视见卫星每 1.5s 测量一次距离数据， 主控站利用此数据计算并预测卫星轨 道；监测导航电文；收集当地环境气象数据，如气压、气温等，主控站用它计算 对流层的信号延迟。 监测站 的计算机控制所有数据的收集， 并将得到的数据存贮， 然后再把这些数据送到主控站。 监测站每 6s 将其所测得的卫星距离信息和气象数 据发送给主控站。31. 简述差分 GPS系统组成、功用为了 消除或减小 由于利用卫星定位的 GPS误差 ，采用了差分 GPS技术，它是 在已知精密坐标位置点上 设置 GPS基准台监测设备 ，用高精度的 双频 GPS接收机， 排除多路径干扰 的影响，连续实时地接受 GPS卫星信号并

51、求出误差，按规定时间 间隔确定修正量值向用户播发。利用差分 GPS技术可以消除或减小如星钟误差、 星历误差和信号传播延迟等公共误差，但不能消除多路径干扰误差、接收机自身 噪声误差和自身设备误差。广域差分 GPS包括： 主控站和多个区域控制站。32. GPS哪几种工作方式？就其中一种详细说明21GPS有以下四种模式 ：初始方式、捕获方式、导航方式 、高度支助方式和悬 挂方式 。1）初始方式：接收机 通电后 即进入初始方式，并进行自检，接收机信号处理器接 收从 ADIRS输入的时间、位置和高度数据， 30S后进入捕获方式。2）捕获方式： GPS接收机 寻找、跟踪和锁定 卫星信号，并在开始计算 GP

52、S 数据前 必须捕获至少 4颗卫星。如 ADIRS数据可用，捕获卫星信号所需时间为 75S，如 ADIRS不能提供数据时，需要 4 分钟。3）导航方式：在 GPS获得并锁定了至少 4颗卫星后 ，就进入到导航模式。在该模 式下， GPS接收机就能 计算出 GPS数据，输出飞机的位置、速度和时间数据。4）高度支助方式： GPS 在以下三种情况下进入高度支助方式： 1）GPS已工作在 导航模式； 2）只有 3 颗有效卫星可供使用，并且对定位有较好的几何位置关系； 3）GPS已在内存中存储了惯导高度和 GPS高度的差值。一旦第 4 颗卫星出现， GPS 将重新启动正常工作方式。5）悬挂方式： 在短暂的

53、卫星覆盖不好期间（小于 30 秒），GPS将进入悬挂方式。 GPS从 ADIRU处接收惯导高度、航迹角和地速信息。一旦卫星覆盖转好， GPS就能 迅速回到导航模式。在悬挂方式下 GPS的输出为 NCD（无计算数据）。 如果超过 30S，GPS不能跟踪 4 颗卫星，则返回到捕获方式。33. GPS进入高度支助模式的条件。GPS在以下三种情况下进入高度支助方式： 1）GPS已工作在 导航 模式；2）只 有 3 颗有效卫星可供使用，并且对定位有较好的几何位置关系； 3）GPS已在内存 中存储 了惯导高度和 GPS高度的差值。一旦第 4 颗卫星出现， GPS将重新启动正 常工作方式。34. 伪距是怎样

54、产生的， GPS伪距的原理22伪距包含：（ 1）从卫星到用户的 几何距离 ；（2）由系统时与用户时钟之间的 差异而产生的 距离偏移；（ 3）系统时与卫星时钟之间的误差产生的 距离偏移；（4） 传播延迟和 其他误差 。因为卫星发射的 PRN码的编号和码序列格式与用户接收机 C/A 码产生器产生 的 PRN码相同，当卫星发射 PRN码的同时，用户接收机产生的 PRN码则在时钟的 控制下开始逐步右移，使接收机的 PRN码与卫星的 PRN码逐步对齐，直到接收机 产生的 PRN码与卫星的 PRN码完全重合时，停止复制码的移动，而接收机 PRN码 的相位移动所需要的时间就是无线电信号从卫星到接收机传播的时

55、间，距离就等 于时间乘以无线电波的传播速度。35. 惯性基准系统有哪些传感器 ?如何进行初始化 ?惯性基准系统的传感器有： 陀螺、加速度计。 惯性导航系统在进入正常的导航工作状态之前，应当首先 输入 进行积分运算 的初始条件 及进行 平台初始调整 ，将平台坐标系调整到导航坐标系 ，这就是惯性 导航系统的 初始对准。飞机在地面上，先将方式选择组件的旋钮至 “准备”位 ，对系统进行 预热 ， 此时平台被锁定；然后旋钮置于 “校准”或“导航” 位，然后开始校准程序。在 控制面板上将显示方式置于 “位置”挡， 然后输入起始位置的经纬度， 10-17min 内完成惯导的校准。36. ADM的功用（ 收集

56、输入，计算输送，温度补偿，空速管加热 ）ADM主要功用 是通过 皮托管或静压孔 来测量外界气压的压力。它从传感器接 收压力输入和其他离散输入信号， 其中 离散信号 用来识别 ADM的安装位置和皮托 管或静压孔的数据类型。 ADM的微计算机将 输入信号变成数字式压力信号 ，通过 ARINC总线输送给 ADIRU，输出信号还包括压力的类型、 ADM的识别号和 BITE 状23 态。首先将传感器测得的外界气压压力的大小变成模拟信号， 再通过模 / 数转换电 路变成数字式信号输出。 ADM校准这些压力并进行温度补偿。皮托管的加热是由 相应的 ADM来控制的。37. 捷联式惯导和平台式惯导的区别 惯性导

57、航系统按照有无 机电平台 ，可以分为平台式惯导和捷联式惯导；1）前者系统中有 三轴陀螺稳定平台 ，加速度计；2）后者系统中 没有实际 的陀螺稳定平台。加速度计和陀螺直接“捆绑”在机体上，但“平台”的概念是用 计算机建立的“数学平台” 模型来代替的。38. 与平台式惯导相比 , 捷联式惯导的主要特点1）结构简单，重量轻，便于维护 ：捷联式惯性导航系统没有“电气机械平台” ， 减少了由于机电平台结构、线路带来的故障；2）可靠性提高 ：取消机械平台，采用 可靠性高的激光陀螺 ，便于使用余度技术；3）对惯性元件和计算机的要求高 ：因惯性元件直接装在飞机上， 要求抗冲击性高； 因计算量的加大，要求计算机的字长和运算速度加大；4）增加了垂直导航功能 ：由于陀螺、加速度计直接固定在机体上，因此还能提供 沿机体系的角速率和线加速度。39. FMC有哪两个数据库？各存储什么内容？数据库为什么要定时更新？ FMC包括导航数据库和性能数据库；导航数据库： 主要有机场、航路点、导航台等相关信息；包括所有航空公司 都适用的标准数据和仅是特定航空公司的飞行航线的航路有关数据。导航数据库 内的数据 28 天更换一次。性能数据库： 主要是飞机和发动机性能有关的各种参数。由航空器制造厂提供。2440. 维护页面的功能若 FMCS出现了故障，维护人员必须了解与 FMC有接口联系的