电子飞行仪表系统EFIS
电子飞行仪表第五章(1)
1.EFIS在飞机上由两个独立的系统构成，一个是机长用系统称左系统，另一个是副机长使用系统称右系统，每个系统的组成部分：①EFIS-701电子飞行仪表控制板(一个）②EFIS-701电子飞行仪表处理器（一台）③EDU-766电子显示组件EADI（一台）④EDU-776电子显示组件EHSI（一台）⑤RLS-701远距光传感器（一支）2.图5-1系统各部件功能如下：①控制板（EFIS-701）：⑴是一个受微机控制的固态组件，提供串行ARINC429低速数字方式/控制信号⑵人工调节EADI显示亮度，以适应环境亮度⑶使显示器产生清晰的图像，它提供显示组件的模拟信号②显示组件：⑴可提供八种颜色及两种亮度显示⑵均可用人工及自动两种方式实现亮度调节③符号发生器：⑴符号发生器是一个固态计算机组件，它为EFIS-700系统提供接口和控制⑵显示控制信号并发送到EDU显示组件⑶EFIS接收ARINC453超高速串行数字数据，并用这些数据在地图显示上添加气象雷达信息④仪表比较组件：仪表比较组件是一种对各符号发生器的仪表输出信号进行比较、监控从而判断是否失效，并在仪表失效时发出故障警告信号和提供文本信息的控制组件⑤远距离光传感：它感受驾驶舱外进光强度的大小，这反映了驾驶舱平均亮度水平，因此远距离光传感器的输出是显示器对比度唯一依据3.EFIS-700系统可完善三种基本工作方式：①工作显示方式②自检方式③电源掉电方式4.我们可根据系统的功能要求将EFIP-701的功能分成5个部分：①信号接口②显示处理③符号发生④系统监控⑤正常交替切换5.信号接口：每个EFIP-701符号发生器都有20个ARINC429低速接口，6个ARINC429高速接口，4个ARINC453超高速串行接口和多达48个离散输入信号接口。
符号发生器完成EADI和EHSI上所需的全部参数输入。
6.显示处理和符号发生器：EFIP-700符号发生器对由信号接口输入的参数实行预定的变换，其变换结果是要产生能与显示器直接匹配的显示格式信息，同时符号发生器还为这些信息配以一定的时序以便能使显示器偏转和视频信号同步动作，达到准确定位显示之目的。
嵌入式电子飞行仪表系统(一)
嵌入式电子飞行仪表系统（一）——飞行数据采集系统软硬件设计北京航空航天大学电子信息工程学院何岷徐广毅张展在对飞机进行飞行控制的过程中，飞行员要及时了解飞机的各种飞行参数，以确保对飞机安全准确的进行操纵，如果是编队飞行，本机的飞行员还需要及时了解友机的部分飞行参数。
因此，一套完整的EFIS系统，除了包含能够给飞行员提供直观与完备的可视化界面的电子综合显示系统之外，还必须包括对传感器进行数据采集和预处理的飞行数据采集系统。
数据采集系统可以实时收集本机和友机的飞行数据，并且将其按一定的数据格式传送给电子综合显示系统和机队中的母机，数据的传输将在“数据通讯”中详细介绍，这里仅仅考虑数据的收集问题。
由于EFIS系统是针对某型号的飞机设计的，所以其数据采集系统必然在软硬件上具有专用特性，而考虑到降低成本和提高EFIS系统的可扩展性，我们又必须在设计其软硬件的时候使其在一定范围内具有通用特性。
第一部分性能指标设计数据采集系统的第一步是确定系统的性能指标，为了能够给电子综合显示系统和母机实时提供所需的飞行数据，在这里我们根据EFIS系统的要求并且参考了有关飞行参数的资料后，确定了数据采集系统需要达到一定的技术指标。
一、系统的容量和精确度据系统设计要求，采集系统至少能够将本机的19种飞行参数和4架友机的4种飞机参数转换成计算机能处理的标准数字信号，并且达到规定的范围和精确度指标。
这些飞行参数如表一所示。
友机的４种飞行参数是：北向位置、东向位置、地速和密度高度，指标与本机飞行参数相同。
这些参数包含了M-18飞机的主要飞行参数和仪表显示，可以满足飞机安全飞行和飞机编队间互相通讯的基本要求。
在条件允许的情况下，我们还可以增加其他的飞行参数，但这会使系统更复杂，所以在这里暂时不考虑。
二、系统的响应时间（实时性）各个数据的采集刷新速率不小于15次/秒，远大于飞机姿态变化的最快频率。
这样才可以保证采集系统能完整、准确的捕捉到飞机的姿态变化，并向显示系统提供实时的数据，以确保飞行员及时了解飞机飞行的各种参数，这是保证整个系统的实时性的关键所在。
仪表、导航、自动飞行、应急设备-电子飞行仪表系统(第一部分)
两套独立系统
EFIS的供电
EFIS的供电
EFIS的供电
EFIS的亮度控制
• 自动调节：光敏传感器
• 人工调节
姿态指引仪（ADI）
CAPTAIN
FIRST’ OFFICER
左惯导
右惯导
姿态指引仪（ADI）
俯仰
横滚
姿态指引仪（ADI）
• 航道和下滑道的偏离刻度显示：调定了频率
下滑道偏离刻度
电子飞行仪表系统（1）
EFIS (Part One)
珠海翔翼
主要内容
• 电子飞行仪表系统（EFIS)的概述 • 姿态指引仪（ADI）
EFIS的功能
EFIS的信息
EFIS的组成
符号发生器（SG）
符号发生器（SG）
图像和数字输入
视频信号 视频信号
控制
EFIS控制面板
EFIS控制面板
两套独立系统
• 跑道符号：
– 出现条件：
1. 小于2500英尺 2. 有效的无线电高度 3. 航道指针可见
姿态指引仪（ADI）
• 跑道符号
200FT AGL
姿态指引仪（ADI）
• 跑道符号：根据无线电的高度
CAPTAIN
FIRST’ OFFICER
1号无线电高度表
2号无线电高度表
侧滑仪
结束！END
航向道的偏离刻度
姿态指引仪（ADI）
• 航道和下滑道的偏离指针显示：接收到可用的航道 和下滑道信号。
姿态指引仪（ADI）
正常刻度显示
扩展刻度显示
1个点=1°
1个点=1/2°
姿态指引仪（ADI）
CAPTAIN
FIRST’ OFFICER
1号甚高频 导航接收机
2号甚
民航客机系统原理(电子部分)
民航客机系统原理（电子部分）显示：电子姿态指引仪（ADI or EADI）一种电子飞行仪表系统显示，显示飞机的姿态，飞行方式显示，飞行指引指令和其它导航信息。
电子飞行仪表系统（EFIS）,飞机的一种阴极射线管或液晶显示系统。
用来显示导航和自动飞行信息。
电子水平状态指示器（EHSI or HSI），一种电子飞行仪表系统显示。
用来显示导航信息。
RDDMI-Radio Dual Distance Magnetic Indicator,无线电距离磁指示器,现代飞机上所使用的方位指示器是一个综合性仪表，叫做无线电距离磁指示器(RDMI)，（也有的叫无线电方位距离磁指示器——RDDMI)。
RMI:无线电磁指示器（radio magnetic indicator，缩写为RMI）是航空航天领域导航系统中指示全方位、首向和相对方位的复合指示器。
也叫无线测向仪（radio direction finder，缩写为RDF）。
一、无线电通讯系统1、无线电通讯系统，就是把低频的语音或者数据信号对高频载波进行调谐（调幅或者调频），然后发送。
调幅：对高频载波的振幅进行调制，使其按照低频信号的规律变化。
调频：对高频载波的频率进行调制，使其按照低频信号的规律变化。
2、无线电信号收发原理接收机：对接收到的含有低频信号的无线电波进行滤波，将高频载波滤除，从而得到发送出来的低频信号（音频或者数据）。
接收电路：含有低频信号的无线电波，在经过预选器的门电路后，对信号进行筛选，只让一定频率范围内的信号进入接收机，然后对信号进行放大，注入能量，再送到变频器，与频率合成器内产生的频率进行第一次降低频率（变频器相当于做减法），然后经过第一级中放，第二次变频，把频率再次降低，第二级中放，检波器的作用是将低频信号还原，得到原来的低频信号，经过音频电路后，就能在耳机或者喇叭中得到语音信号。
发射电路刚好相反，在低频信号中两次调频，把载波加入，从而得到合适的发射频率。
图文教程：波音737电子飞行仪表系统
图文教程：波音737电子飞行仪表系统EFIS（电子飞行仪表系统）主要由控制面板、符号发生器和显示器组成，飞机上有两套EFIS系统，一套用于机长，一套用于副驾驶，正常情况下，每套系统使用一组对应的符号发生器和控制面板，每套系统都有自己的信号输入源，但二者共用一套FMC（飞行管理计算机），因此，除了FMC，通常两套系统在正常使用时是各自独立的。
1、EFIS显示器分为PFD(主飞行显示)和ND（导航显示）2、EFIS控制面板包括：最小控制、飞行路径向量电门、计量电门、气压控制、VOR／ADF电门、模式控制、量程选择器、交通电门、气象雷达电门、地形电门、地图电门。
最小控制选择并设置无线电和气压最小高度。
包括：最小基准选择器、最小选择器、最小复位电门。
外圈的控制是最小基准选择器，它可以选择无线电或气压作为最小高度的基准。
中间的控制是最小选择器，可以选定高度。
内圈的控制是最小复位电门。
当最小基准选择器在无线电位置时，该电门复位无线电高度警戒。
当最小基准选择器在气压位置时，复位电门复位气压高度警戒，从琥珀色变为白色。
飞行航迹向量（FPV）电门可在姿态显示器上显示FPV符号。
计量电门（MTRS）是一个备用工作电门。
当选定MTRS时，以米和英尺显示下列指示：高度、MCP选择高度气压控制选择并设定气压基准。
包括：气压基准选择器、气压选择器、气压标准电门。
外圈控制是气压基准选择器，它可以选定英寸示柱（IN）或百帕（hpa）作为气压基准。
中间控制是气压选择器，可设定气压修正。
内圈控制是气压标准电门。
它选择标准气压设定为29.92英寸汞柱或1013百帕。
VOR／ADF电门是一个三位置肘节电门，电门可以选择在显示器上显示VOR或ADF航向点。
所有模式在导航显示（ND）上显示这些航向点，但PIAN（计划）模式除外。
模式控制选择在ND上显示的模式。
模式控制是由模式选择器和中央电门组成，模式选择器是一个四位置电门，包括：APP（进近）、VOR、MAP（地图）、PLN（计划），中央电门可以显示扩展的或集中的VOR，APP和MAP模式。
CTSO-C209 《电子飞行仪表系统(EFIS)显示器》英文翻译版
Number：CTSO-C209Approved by：Xu ChaoqunChina Civil Aviation Technical Standard OrderElectronic Flight Instrument System (EFIS) Display1. Purpose.This China Civil Aviation Technical Standard Order (CTSO) is for manufacturers applying for Electronic Flight Instrument System (EFIS) Display CTSO authorization (CTSOA). This CTSO prescribes the minimum performance standards (MPS) that Electronic Flight Instrument System (EFIS) Display must first meet for approval and identification with the applicable CTSO marking.2. Applicability.This CTSO affects new application submitted after its effective date. Major design changes to article approved under this CTSO will require a new authorization in accordance with section 21.353 of CCAR-21-R4.3. RequirementsNew models of EFIS identified and manufactured on or after the effective date of this CTSO must meet the requirements in Society of Automotive Engineers (SAE) Aerospace Standard (AS) 6296 Electronic Flight Instrument System (EFIS) Displays, dated March 16, 2016 and section 4 of (AS) 8034B, Minimum Performance Standards for Airborne Multipurpose Electronic Displays, dated June 27, 2011.Note: The hardware, physical, and optical (ocular) requirements of EFIS displays are addressed in SAE AS8034B. The EFIS display requirements, for a broad set of aircraft functions, are addressed in SAE AS6296.a. Functionality.This CTSO’s standards apply to equipment intended for use as an electronic display in the flight deck by the flight crew in CCAR 23, 25, 27, and 29 aircraft. This CTSO covers basic display standards (SAE AS8034B) and specific displayed functions requirements (SAE AS6296). Specific displayed functions can include, but are not limited to, flight instrumentation, navigation, engine and system status, alerting, surveillance, communication, terrain awareness, weather, and/or other displays. This CTSO does not provide standards for head-up displays. Two functions covered within SAE AS6296 are required as a minimum. This CTSO does not address sensor requirements. This CTSO does notaddress the display of single function equipment (e.g., airspeed). Sensor requirements and single function equipment requirements are located in their respective CTSO.b. Failure Condition Classifications.There is no standard minimum failure condition classification for this CTSO. The failure condition classification appropriate for the equipment will depend on the intended use of the equipment in a specific aircraft. Document the loss of function and malfunction failure condition classifications for which the equipment is designed.c. Functional Qualification.This CTSO does not define the test procedures to verify functional performance. The manufacturer must define the appropriate tests to verify compliance with section 4 of SAE AS6296 and section 4 of SAE AS8034B.d. Environmental Qualification.Demonstrate the required performance under the test conditions specified in SAE AS6296, Section 5, and SAE AS8034B, Section 5, using standard environmental conditions and test procedures appropriate for airborne equipment. Applicant may use a different standard environmental condition and test procedure than RTCA/DO-160G, provided the standard is appropriate for the EFIS.Note: The use of RTCA/DO-160D (with Changes 1 and 2 only,without Change 3 incorporated) or earlier versions is generally not considered appropriate and will require substantiation via the deviation process as discussed in paragraph 3.g of this CTSO.e. Software Qualification.If the article includes software, develop the software according to RTCA, Inc. document RTCA/DO-178B, Software Considerations in Airborne Systems and Equipment Certification, dated December 1, 1992, or RTCA, Inc. document RTCA/DO-178C, Software Considerations in Airborne Systems and Equipment Certification, dated December 13, 2011, including referenced supplements as applicable, to at least the software level consistent with the failure condition classification defined in paragraph 3.b of this CTSO.f. Electronic Hardware Qualification.If the article includes complex custom airborne electronic hardware, then develop the component according to RTCA, Inc. Document RTCA/DO-254, Design Assurance Guidance for Airborne Electronic Hardware, dated April 19, 2000, to at least the design assurance level consistent with the failure condition classification defined in paragraph 3.b of this CTSO. For custom airborne electronic hardware determined to be simple, RTCA/DO-254, paragraph 1.6 applies.g. Deviations.For using alternative or equivalent means of compliance to thecriteria in the MPS of this CTSO, the applicant must show that the equipment maintains an equivalent level of safety. Apply for a deviation under the provision of 21.368(a) in CCAR-21-R4.4. Marking.a. Mark at least one major component permanently and legibly with all the information in 21.423(b) of CCAR-21-R4.b. Also, mark the following permanently and legibly, with at least the manufacturer’s name, subassembly part number, and the CTSO number:(1) Each component that is easily removable (without hand tools), and(2) Each subassembly of the article that you determined may be interchangeablec. If the article includes software and/or airborne electronic hardware, then the article part numbering scheme must identify the software and airborne electronic hardware configuration. The part numbering scheme can use separate, unique part numbers for software, hardware, and airborne electronic hardware.d. The applicant may use electronic part marking to identify software or airborne electronic hardware components by embedding the identification within the hardware component itself (using software)rather than marking it on the equipment nameplate. If electronic marking is used, it must be readily accessible without the use of special tools or equipment.5. Application Data Requirements.The applicant must furnish the responsible certification personnel with the related data to support design and production approval. The application data include a statement of conformance as specified in section 21.353(a)(1) in CCAR-21-R4 and one copy each of the following technical data:a. A Manual(s) containing the following:(1) Operating instructions and equipment limitations sufficient to describe the equipment’s operational capability.(2) Describe in detail all deviations.(3) Installation procedures and limitations sufficient to ensure that the HUD, when installed according to the installation or operational procedures, still meets this CTSO’s requirements. Installation procedures must address the installation specific functional performance requirements of paragraph 3.c of this CTSO. Limitations must identify any unique aspects of the installation. The limitations must include a note with the following statement:“This article meets the minimum performance and quality controlstandards required by a CTSO. Installation of this article requires separate approval.”(4) For each unique configuration of software and airborne electronic hardware, reference the following:(a) Software part number, including revision and design assurance level;(b) Airborne electronic hardware part number, including revision and design assurance level;(c) Functional description.(5) A summary of the test conditions used for environmental qualifications for each component of the article. For example, a form as described in RTCA/DO-160G, Environmental Conditions and Test Procedures for Airborne Equipment, Appendix A.(6) Schematic drawings, wiring diagrams, and any other documentation necessary for installation.(7) List of replaceable components, by part number, that makes up the EFIS. Include vendor part number cross-references, when applicable.b. Instructions covering periodic maintenance, calibration, and repair, to ensure that the EFIS continues to meet the CTSO approved design. Include recommended inspection intervals and service life, as appropriate.c. If the article includes software: a plan for software aspects ofcertification (PSAC), software configuration index, and software accomplishment summary.d. If the article includes simple or complex custom airborne electronic hardware: a plan for hardware aspects of certification (PHAC), hardware verification plan, top-level drawing, and hardware accomplishment summary (or similar document, as applicable).e. A drawing depicting how the article will be marked with the information required by paragraph 4 of this CTSO.f. Identify functionality contained in the article not evaluated under paragraph 3 of this CTSO (that is, non-CTSO functions). Non-CTSO functions are accepted in parallel with the CTSO authorization. For those non-CTSO functions to be accepted, the applicant must declare these functions and include the following information with the CTSO application:(1) Description of the non-CTSO function(s), such as performance specifications, failure condition classifications, software, hardware, and environmental qualification levels. Include a statement confirming that the non-CTSO function(s) do not interfere with the article’s compliance with the requirements of paragraph 3.(2) Installation procedures and limitations sufficient to ensure that the non-CTSO function(s) meets the declared functions and performance specification(s) described in paragraph 5.f.(1).(3) Instructions for continued performance applicable to the non-CTSO function(s) described in paragraph 5.f.(1).(4) Interface requirements and applicable installation test procedures to ensure compliance with the performance data defined in paragraph 5.f.(1).(5) Test plans and analysis, as appropriate, to verify that performance of the hosting CTSO article is not affected by the non-CTSO function(s).(6) Test plans and analysis, as appropriate, to verify the function and performance of the non-CTSO function(s) as described in paragraph5.f.(1).g. The quality manual required by section 21.358 of CCAR-21-R4 including functional test specifications. The quality system must ensure that you will detect any change to the approved design that could adversely affect compliance with the CTSO MPS and reject the article accordingly. Applicants who currently hold CTSOAs must submit revisions to the existing quality manual as necessary.h. Material and process specifications list.i. A list of all drawings and processes (including revision level) that define the article’s design.j. Manufacturer’s CTSO qualification report showing results of testing accomplished according to paragraph 3.c of this CTSO.6. Manufacturer Data Requirements.Besides the data given directly to the authorities, have the following technical data available for review by the authorities:a. Functional qualification specifications for qualifying each production article to ensure compliance with this CTSO.b. Article calibration procedures.c. Schematic drawings.d. Wiring diagrams.e. Material and process specifications.f. The results of the environmental qualification tests conducted according to paragraph 3.d of this CTSO.g. If the article includes software, the appropriate documentation defined in RTCA/DO-178B specified in paragraph 3.e of this CTSO, including all data supporting the applicable objectives in Annex A, Process Objectives and Outputs by Software Level, of RTCA/DO-178B.h. If the article includes complex custom airborne electronic hardware, the appropriate hardware life-cycle data in combination with design assurance level, as defined in RTCA/DO-254, Appendix A, Table A-l. For simple custom airborne electronic hardware, the following data are required: test cases or procedures, test results, test coverage analysis, tool assessment and qualification data, and configuration management records, including problem reports.English Translation Version for Reference Only CAAC CTSO-C209i. If the article contains non-CTSO function(s), you must also make available items 6.a through 6.h as they pertain to the non-CTSO function(s).7. Furnished Data Requirements.a. If furnishing one or more articles manufactured under this CTSO to one entity (such as an operator or repair station), provide one copy of the data in paragraphs 5.a and 5.b of this CTSO. Add any other data needed for the proper installation, certification, use, or for continued compliance with the CTSO, of the EFIS.b. If the article contains declared non-CTSO function(s), include one copy of the data in paragraphs 5.f.(1) through 5.f.(4).8. Availability of Referenced Documents.a．Order SAE documents from:Society of Automotive Engineers, Inc.400 Commonwealth Drive, WARRENDALE, PA 15096-001, USAYou can also order copies online at: .b．Order RTCA documents from:Radio Technical Commission for Aeronautics, Inc.1150 18th Street NW, Suite 910, Washington D.C. 20036You can also order copies online at : .- 11 -。
【飞机系统PPT课件】电子仪表系统概况
。 我们首先看看EFIS系统
MENU
飞行参数是显示在主飞行显示器(PFD)上 的，同时导航数据显示在导航显示(ND)上。
电子飞行仪表系统
PFD1
ND1
ND2
MENU
PFD2
在 PFD 的 外 侧 ， 有 控制旋钮可以调节相 应的PFD和ND的亮度 ，或关闭显示器。MEΒιβλιοθήκη U临时选择 系统的可用状态
在顶板上有一些开关是在临时工作或用以表示它们的状态。其逻辑是 ：
由于操作原因临时打开的 — 蓝色的ON灯亮，如使用防冰。 系统的可用状态 — 绿色灯 如 APU 可用。 在课程的过程中你将可以看到有关这些原则的演示。
MENU
中央操纵台上，在ECAM 显示的下面， 是ECAM的控制面板。在面板的左面的两个 控制旋钮用于控制ECAM屏幕的亮度或关闭 ECAM。我们将在以后的课程中更详细地看 到控制面板的其他部分。
在飞机上安装了监视各个系统，包括在操 纵台的控制操作的传感器。
飞机系统传感器
MENU
ECAMDMC 3EFIS
DMC1
DMC3
DMC2
某些特定的参数， 如燃油油量和主发动机 指示，是直接从系统传 感 器 送到 三 个 DMC 的 。
每 个 DMC 中 都 有 不 同的通道分别用于 ECAM 和 EFIS 的 数 据 处理。
MENU
System Display
系统描述的信息是以所谓‘需要知道’的方法进行的。意思是给飞行 员提供的内容是与飞行的特殊阶段相关的系统信息。你将可以在正常和 非正常操作模块中看到这种显示方式。
【飞机系统 A320 CBT】EFIS控制总结
FD 按钮
ILS 按钮
MENU
EFISHale Waihona Puke 控制面板（2/2）可选数据按钮
模式选择器
ADF-VOR 选择器
选择任一黄色键 即可浏览。
MENU
距离圈选择器
EFIS 控制面板（2/2）
可选数据按钮
模式选择器
提供在同侧ND上选择期望的导 航显示的方法。
ADF-VOR 选择器
MENU
距离圈选择器
EFIS 控制面板（2/2）
可选数据按钮
模式选择器
ADF-VOR 选择器
提 供 了 在 各 自 的 ND 上 除 PLAN以外的模式中选择 VOR 和/或DME的方法。
距离圈选择器
MENU
EFIS 控制面板（2/2）
可选数据按钮
模式选择器
ADF-VOR 选择器
距离圈选择器
提 供 了 在 各 自 的 ND 上 选 择 期望的距离圈的方法。
如果模式或距离圈数据失 效，ND默认为ROSE NAV并 且距离圈为80海里.
MENU
EFIS 控制面板（2/2）
模式选择器
ADF-VOR 选择器
可选数据按钮
显示可选数据（限制,航路点, VORs, NDBs,机场）。
同一时间只有一个按钮可以被 选择。
在所选择的按钮中的三条绿线 亮。
距离圈选择器
MENU
按入旋钮，允许选择一个 新的参考气压。
FD 按钮
参考气压显示窗 ILS 按钮
MENU
EFIS 控制面板 (1/2)
参考气压选择器
参考气压显示窗
FD 按钮
压下时： -飞行指引仪指令杆（飞行航 迹矢量/飞行航迹指引仪）显示 在相应的PFD上 -三个绿色的灯亮。 再 次 压 下 FD 按 钮 ， 指 令 杆 的 符号消失，灯光熄灭。
A320电子飞行仪表系统EFIS概况
MENU 系统概况
1/9
四个EFIS显示（电子式飞行仪表系统） 给飞行员提供飞行数据，并且提供了一种安 全、有效的方法操纵飞机。
EFIS
MENU 系统概况
2/9
主飞行显示（PFD）显示飞行数据，导航 显示（ND）显示导航数据。
ELECTRONIC FLIGHT INSTRUMENT SYSTEM
PFD1 EFIS
ND1
ND2 MENU 系统概况
PFD2
3/9
每个飞行员有一个EFIS控制面板，用于 选择EFIS屏幕上的显示内容。
EFIS
MENU 系统概况
4/9
EFIS控制面板分成两个部分：一部分控 制PFD，另一部分控制ND。
EFIS
MENU 系统概况
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在遮光板的中部是飞行控制组件（FCU）。FCU是飞行员与自动飞 行系统之间的接口组件。
FCU的使用将在自动飞行部分中讲述。 FCU上有一些选择器，这些选择器会影响到PFD 和ND上的指示。 在EFIS章节中我们只讨论这些选择器。
EFIS
MENU 系统概况
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SPEED HEADING
ALTITUDE
这些选择器与相应的指示用于：
• 速度 • 航向 • 高度
在本章节和以下的部分中你将看到这些选择器是如何影响EFIS显 示的。
MENU 系统概况
本章已完成
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主题列表
EFIS概况 EFIS控制 FCU 时钟
AUDIO RETURN
GLOSSARY
FCOM EXIT
EFIS
MENU 系统概况
10/9
EFIS
MENU 系统概况
AV全程第十二章EFIS精品文档
（EFIS）
2019年4月1日
电子飞行仪表系统
第一节 EFIS功能与组成
第二节 第三节 第四节 飞行控制计算机及系统 第五节 飞行指引仪 第六节 舵机、舵回路及液压系统 第八街 偏航阻尼器 第九节 电传操纵系统
第一节 EFIS功能与组成
一、功用 • 提供导航数据/性能数据/飞行状态显示； • AFCS工作方式通告； • 提供飞行员对飞行监控。
• 阳极的特点：阳极是用来为电子束加速的。
• 通过控制阴极和调制极（栅极）的电位，可以控制 电子束电流的大小。
电子束的聚焦
• 电子束的聚焦是用于提高分辨率和清晰度。 • 电子束分为：
1. 静电聚焦：利用电场力的作用聚焦。 2. 磁聚焦：利用磁场的作用聚焦。（主用） 电子束的要求： 1. 具有足够的电流强度。 2. 电流的大小，有无必须是可控制的。 3. 具有很高的速度，撞击荧光屏使荧光粉发光。 4. 要在荧光屏上汇聚成细微的光点，从而提高分辨率。
• 对矢量的要求是什么？
1、单位矢量法
单位矢量法（续）
2、逐次矢量法：
2、逐次矢量法：
产生不同方 向、不同长度的 矢量（笔划）形 成字符。
12．4 EHSI/EADI信息显示及含义-
EHSI/EADI显示器扫描方式：
• 光栅和字符两种扫描方式。 • 垂直光栅扫描采用隔行扫描（回扫不显
下RST按钮后/飞机复飞RA>DH 75FT以上/飞机接地后，DH恢复正常显示。 • RA：2500FT以F开始显示 • 俯仰极限：信号源SWC • GS偏离指示：背航道下降，无指示 • ⑾飞机符号：源于SG • ⑿F/D指令杆：F/D处于ON位显示 • ⒀地平线/俯仰刻度 • ⒁上升跑道符号：RA在200FT以下时，跑道符号随高度降低而上升（并拉
电子飞行仪表系统中国民航大学
► 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
【空客入门课件】电子飞行仪表系统概况EFIS
EFIS
MENU 系统况
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EFIS
在遮光板上有两个计时（ CHRONO）按钮开关，它们控制 显示在ND上的计时器。按钮开关 的操作方式是常用的秒表计时方式 。
MENU 系统概况
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在本章节中，我们介绍了电子式飞行仪表系统（ EFIS）。在以后的章节中，我们将具体的介绍PFD 和ND。
EFIS
PFD1 EFIS
ND1
ND2 MENU 系统概况
PFD2
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每个飞行员有一个EFIS控制面板，用于 选择EFIS屏幕上的显示内容。
EFIS
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EFIS控制面板分成两个部分：一部分控 制PFD，另一部分控制ND。
EFIS
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在遮光板的中部是飞行控制组件（FCU）。FCU是飞行员与自动飞 行系统之间的接口组件。
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主题列表
EFIS概况 EFIS控制 FCU 时钟
AUDIO RETURN
GLOSSARY
FCOM EXIT
EFIS
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FCU的使用将在自动飞行部分中讲述。 FCU上有一些选择器，这些选择器会影响到PFD 和ND上的指示。 在EFIS章节中我们只讨论这些选择器。
EFIS
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SPEED HEADING
ALTITUDE
这些选择器与相应的指示用于：
• 速度 • 航向 • 高度
在本章节和以下的部分中你将看到这些选择器是如何影响EFIS显 示的。
EFIS
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综合电子仪表系统
• 这里简介两种不一样旳测试操作方式： • A、按压计算机前面板或驾驶舱面板上旳“测试”按钮
• B、CDU菜单测试方式
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• 1-按压计算机前面板或驾驶舱面板上旳“测试”按钮 • 当飞机停在地面上，按下任一测试电门，就可以启
动测试，并将测试成果显示在EADI和EHSI上。如P609 图3.9-19所示
3.9综合电子仪表系统
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• 一、概述 P596
• 综合电子仪表系统重要由电子飞行仪表系统（EFIS）和 电子中央飞行监控系统（ECAM）或发动机指示机组警告系 统构成。
• 在驾驶舱仪表板上重要由6个显示组件完毕，其中包括两 个主飞行显示屏（PFD）、两个导航显示（ND）和两个 ECAM或EI-CAS显示屏。它们旳显示由多台计算机实现多 出度控制，机组可以通过对应旳控制面板来控制它们旳显 示与转换。
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2
自动亮度控制：由显示屏上旳光传感器（BLS）
和装在遮光板上旳光遥控器（RLS）构成。
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光遥感器：作为自动亮度控制旳一种输入源。
它是一种航线可更换件。
5）显示格式转换和显示计算机转换控制板
用来增长显示余度，保证其显示信息旳可靠性。
1 显示转换面板：
在装有EADI/EHSI构型旳系统，由于它们旳外型和显
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• 2）信息处理
• 显示计算机旳重要功能是完毕信号处理及显示驱动。 但不一样旳构型，其内部处理方式不一样，重要有两 种：
• 1-符号发生器（SG）P607
• SG接受外部来旳信号，经内部处理后产生视频信号， 送往EADI和EHSI上显示多种字符、背景图形和气象信息 。下面结合P607图3.9-17阐明：
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• 2-显示计算机转换面板 • 系统正常工作时，放于“正常”位，当一种计算机故
EFIS
4.6.2 EHSI的信息显示方式及含 义（续）
一、全罗盘导航显示方式 全罗盘导航显示方 式也可称全景导航方式。 此方式显示以航迹指示 为基准的360度全方位 罗盘信息。显示数据主 要来自飞行管理计算机 FMC和惯性基准组件IRU。
4.6.2 EHSI的信息显示方式及含 义（续）
二、扩展罗盘导航显示方式 此方式与全景方式的 信息源及显示内容基本相 同，但只显示飞机前方70 度弧段内的罗盘信息，而 不显飞机后方已飞地域的 情况。与全景方式不同的 显示有： 1、选择方式及天线角度等 指示； 2、范围弧及刻度指示； 3、气象雷达图像及其它信 息。
4.6.3 EADI的信息显示方式及含 义（续）
决断高度 决断高度参数由人工在EFIS控制板（EADI 控制盒）上设定。当选择负值时，此处显示空 白，当飞机高度高于决断高度时，显示绿色字 符。当飞机下降穿越决断高度时，显示“DH”黄 色闪烁字符，发出通告。 有三种情况可恢复决断高度正常显示：一 是飞机落地；二是人工按下控制板上的RST健； 三是复飞到高于决断高度75英尺以上。
4.6.3 EADI的信息显示方式及含 义
一、EADI的正常显示 EADI一般在画面的中部显示空地球背景，飞机 俯仰和倾斜及其指引信息等。 EADI显示描述飞机姿态、速度、ILS指引和姿态 指引等项快速动态变化且需飞行员快速反应的主要 飞行参数，正常显示画面所显示参数的含义如下： 侧滑指示器：为机械式仪表，指示飞机侧滑大小和 方向。 航向道指针和偏离刻度：指针指示航道方位，刻度 指示航道偏离。当接通LOC且航道偏离小于5/8点时， 刻度扩大（此上没表示出来）。当ILS的LOC信号太 弱而不可用时，指针处空白。
4.6.2 EHSI的信息显示方式及含 义（续）
2、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。 3、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。 4、VOR、LOC或XTK旗：具体显示哪一种旗取决于NAV，，VOR或是ILS 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。 5、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。 6、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。 7、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。
电子飞行仪表系统EFIS
航空仪表发展历程（第二节）
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、
（EICAS/ECAM）
航空仪表发展历程（第二节）
第一代：机械仪表时代
时间：第一次世界大战后 特点：直读式、机械构成、开环、重量体积大、精度差、可靠性高 例如：气压式高度表、直读式温度表、气动陀螺
第二代：电气仪表时代
时间：二战期间 特点：非电量电测、远读式、开环、抗干扰能力差、精度差 例如：客舱温度表、排气温度表
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）
► 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
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）
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一、结构与组成（如图2-1） 1、细分组成：灯丝、阴极、调制极（控制栅极）、加速极
（第一阳极）、聚焦极（第二阳极）、阳极（第 三阳极）、垂直和水平偏转板、石墨层、荧光 粉、玻璃锥体
2、总体组成：①电子枪：灯丝、阴极、控制栅极、加速极、 聚焦极、阳极
②偏转系统：垂直和水平偏转板或偏转线圈 ③荧光屏：电致发光器件
飞行仪表基础知识（第一节）
1、飞行参数简介：
► 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）
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)
参数 飞行参数 发动机参数 其他系统监控参数 时钟
大 气 数 据 参 数
姿 态 参 数
航 向 参 数
指 引 参 数
发 动 机 主 要 参 数
发 动 机 次 要 参 数
系 统 监 控 参 数
状 态 及 警 告 信 息
飞行仪表基础知识（第一节）
4、机载飞行仪表的布局
布局原则：重要性原则 ：最重要的最方便观测 关注频度原则 ：观测频度最大的最方便观测 综合相关性原则：飞行中联合观察的相对集中 减少干扰的原则：静座舱、灯灭原理
（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）
飞行仪表基础知识（第一节）
2、仪表概念
仪表：感受被测物理量并给出示数的装置。 现代仪表：感受被测物理量实施分析、控制并给出
示数的装置。 航空仪表：用于航空领域的测量仪表（分两类：航
空工业仪表、机载仪表）
3、航空仪表的分类
按原理分类：测量仪表、计算仪表、控制（调节）仪表； 按功能分类：飞行仪表、发动机仪表、其他系统监控仪表
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)
电子飞行仪表概述（第三节）
三、电子飞行仪表系统的使用(B737)
► 画面柔顺、条理逻辑性强，提高了可读性； ► 余度技术提高、可靠性提高； ► 综合显示，信息容量大，彩色显示； ► 可扩展性好。
显示部件工作原理（第二章）
► 定义：显示器是光电转换部件 ► 功能：处理显示信息并转换成图形显示 ► 种类：CRT、存储管式、等离子式、 LED、LCD ► 航空使用：CRT
航空仪表发展历程（第二节）
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、
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
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
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）
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）
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
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）
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。
显示部件工作原理（第二章）
第一节、阴极射线管显示原理
二、工作原理
1、电子枪 ► 功能：产生沿管轴方向发射的细电子束的装置 ► 要求：有足够的电流强度
电流大小和有无可控 电子具一定的速度和动能 足够聚焦 ► 原理：①电子的热发射和加速：外层电子——原子束缚弱——产生
自由 电子——+——电子动能增加克服逸出功——发射电子 阴极加热 ——加速极加速 E-A=1/2mv2
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。
► 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。