B级-ATA31飞行记录系统【B级考试资料】
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B级-ATA31通用显示系统【B级考试资料】
CDS具有下列部件： ➢ 2个显示选择面板(display select panel，DSP) ➢ 1个发动机显示控制面板 ➢ 1个显示源选择电门 ➢ 2个EFIS控制面板 ➢ 2个DEU ➢ 4个同轴耦合器 ➢ 6个显示组件(display unit，DU) ➢ 2个亮度控制面板 ➢ 2个远程光传感器(remote light sensor，RLS)
通用显示系统(common display system)通过驾驶舱的6个显 示组件以多种格式显示飞机的性能、导航和发动机信息
CDS概述
显示电子组件(display electronics unit，DEU)是CDS的计算机，DEUs与航电 系统以及机身系统之间存在接口，用于彼此之间接收和发送ARINC429、模 拟和离散数据
发动机和机翼防冰模块发送3个离散地信号至两部DEUs，用于显示下列电 门的位置： ➢ 机翼防冰电门 ➢ 左发防冰电门 ➢ 右发防冰电门 DEUs将上述电门的位置数据发送至GP总线和EEC/APU总线，供下列飞机系 统使用： ➢ DFDAU ➢ 主EEC ➢ APU ECU
DEUs将这些数据发送至GP总线和EEC/APU总线，供下列系统使用： ➢ DFDAU ➢ 主EEC ➢ APU ECU
DEU用于判断组件活门正常继电器的位置 DEU用于判断组件流量控制和关断活门的位置
CDS—防冰防雨接口
DEU接收来自下列防冰防雨部件的离散信号： ➢ 发动机和机翼防冰模块 ➢ 发动机进气整流罩防冰活门
要接近同轴耦合器需要先拆下方向舵脚蹬 内侧的接近盖板，便于脱开同轴接头；然 后拆下CDU，便于拆卸支架，耦合器安装 在支架上
远程光传感器位于遮光板前 部，传感器面向前方
各类接口
DEU和DU均有硬件程序销钉 DEU程序销钉有2种类型：
通用显示系统(common display system)通过驾驶舱的6个显 示组件以多种格式显示飞机的性能、导航和发动机信息
CDS概述
显示电子组件(display electronics unit，DEU)是CDS的计算机，DEUs与航电 系统以及机身系统之间存在接口，用于彼此之间接收和发送ARINC429、模 拟和离散数据
发动机和机翼防冰模块发送3个离散地信号至两部DEUs，用于显示下列电 门的位置： ➢ 机翼防冰电门 ➢ 左发防冰电门 ➢ 右发防冰电门 DEUs将上述电门的位置数据发送至GP总线和EEC/APU总线，供下列飞机系 统使用： ➢ DFDAU ➢ 主EEC ➢ APU ECU
DEUs将这些数据发送至GP总线和EEC/APU总线，供下列系统使用： ➢ DFDAU ➢ 主EEC ➢ APU ECU
DEU用于判断组件活门正常继电器的位置 DEU用于判断组件流量控制和关断活门的位置
CDS—防冰防雨接口
DEU接收来自下列防冰防雨部件的离散信号： ➢ 发动机和机翼防冰模块 ➢ 发动机进气整流罩防冰活门
要接近同轴耦合器需要先拆下方向舵脚蹬 内侧的接近盖板，便于脱开同轴接头；然 后拆下CDU，便于拆卸支架，耦合器安装 在支架上
远程光传感器位于遮光板前 部，传感器面向前方
各类接口
DEU和DU均有硬件程序销钉 DEU程序销钉有2种类型：
B级-ATA23通信系统-III【B级考试资料】
• 放电刷处于机翼后缘和机翼翼尖，翼尖放电刷小于后缘放电刷，二者的件号 是不一样的
话音记录器系统 VOICE RECORDER SYSTEM
话音记录器系统介绍
• 话音记录器用于连续记录： • 飞行机组通信 • 驾驶舱声音
• 话音记录器可以存储最近120分钟的音频
话音记录器系统概述
• 话音记录器记录来自REU的音频和来自麦克风的驾驶舱区域音频
高度警戒
部件位置
按压发射机选择电门用于选择一部通信发射机， 同一时间只能选择一个系统
R/T-I/C电门正 常由弹簧保持在 中立位：R/T位 发送PTT信号， I/C位时将吊杆 耳机或氧气面罩 的MIC连入飞行 内话系统
接收机电门可以同时 选择多个组合，电门 属于按压式电门，不 能往外拉电门，按进 为ON，按出为OFF， 旋转电门可以调节相 应系统的收听音量
话音记录器系统概述
• 话音记录器可同时搜集来自下列部件的音频数据： • 机长麦克风和耳机(headphone) • F/O的麦克风和耳机 • 第一观察员F/OBS麦克风和耳机 • 驾驶舱话音记录面板上的区域麦克风
• 来自机长、副驾驶和观察员的麦克风的音频送至REU，REU将该数据与来对应 站位耳机的音频进行混音，并增强音频信号后送至话音记录器
V(voice)：仅允许声音频率通过滤波器，将1020hz范围 的频率滤除在外；B(both)：允许声音和range(导航台识 别码)频率通过滤波器并进行音频输出；R(range)：仅允 许range频率通过滤波器，将声音频率排除在外
ALT:进入紧急模式，仅BOOMMASK电门和PTT电门的R/T可控制， 手持麦克风此时不工作
电门由弹簧加载保持在OFF位置 (即中间位)
静电放电刷
话音记录器系统 VOICE RECORDER SYSTEM
话音记录器系统介绍
• 话音记录器用于连续记录： • 飞行机组通信 • 驾驶舱声音
• 话音记录器可以存储最近120分钟的音频
话音记录器系统概述
• 话音记录器记录来自REU的音频和来自麦克风的驾驶舱区域音频
高度警戒
部件位置
按压发射机选择电门用于选择一部通信发射机， 同一时间只能选择一个系统
R/T-I/C电门正 常由弹簧保持在 中立位：R/T位 发送PTT信号， I/C位时将吊杆 耳机或氧气面罩 的MIC连入飞行 内话系统
接收机电门可以同时 选择多个组合，电门 属于按压式电门，不 能往外拉电门，按进 为ON，按出为OFF， 旋转电门可以调节相 应系统的收听音量
话音记录器系统概述
• 话音记录器可同时搜集来自下列部件的音频数据： • 机长麦克风和耳机(headphone) • F/O的麦克风和耳机 • 第一观察员F/OBS麦克风和耳机 • 驾驶舱话音记录面板上的区域麦克风
• 来自机长、副驾驶和观察员的麦克风的音频送至REU，REU将该数据与来对应 站位耳机的音频进行混音，并增强音频信号后送至话音记录器
V(voice)：仅允许声音频率通过滤波器，将1020hz范围 的频率滤除在外；B(both)：允许声音和range(导航台识 别码)频率通过滤波器并进行音频输出；R(range)：仅允 许range频率通过滤波器，将声音频率排除在外
ALT:进入紧急模式，仅BOOMMASK电门和PTT电门的R/T可控制， 手持麦克风此时不工作
电门由弹簧加载保持在OFF位置 (即中间位)
静电放电刷
ATA31音响警告【B级考试资料】
火警 自动驾Байду номын сангаас脱开 超速警告
选择呼叫 ACARS警戒
机组呼叫
驾驶舱部件
音响警告组件接收来自各个系统 的离散输入，发出音响警告，提醒 机组
音响警告组件有2个通 道，两个通道以并联形 式联接在一起，当某一 通道失效，音响警告组 件的音频输出音量会减 小6db
音响警告组件
音响警告组件发出警告音以提醒机组地 面扰流板互锁活门已经打开
ATA 31 指示和记录系统
厦门航空机务培训中心
制作：李剑峰
音响警告系统
音响警告系统提供音频信号，用于告警机组不正确的飞机系统状况。
音响警告组件是音响警告系统唯一一个部件。
系统监控线路探测不正确的飞机系统情况以及机组警戒，为音响警告组件提供下列离散 信号：
不安全的起飞警告
客舱压力警告
不安全的着陆警告
ATA31通用显示系统【B级考试资料】
NORMAL位：机长显示组件显 示来自于L ADIRU的IR数据， F/O显示组件显示来自于R ADIRU的IR数据。
BOTH ON L/R：机长和F/O的 显示组件显示来自于同一来 源的IR数据，L ADIRU/R ADIRU
同轴耦合器
飞机上有4个同轴耦合器。同轴耦合器拥有1个输入(JG)和6个输 出(JA至JF)。
DEU接收来自下列3个部件的亮度信号： RLS BLS 亮度控制面板
人工亮度控制
每个DU为其在亮度控制面板上的专用电位计提供基准电压。DU接 收来自其专用电位计的可变输入，并将该输入转换为数字信号通 过ARIC429状态总线送至DEU，从而使得DEU可以单独为每个DU设 置人工亮度。
自动亮度控制
DEU的自动高亮度控制功能将DU分成3组：
28V DC汇流条2为下列部件供电：
右外显示组件 右内显D示EU组也件利用维持电压来关闭DEU处理器。当DEU主电源掉电时， 中下显D示EU组的件随机存取内存(RAM)中存储有故障或DEU正执行指令，此 副驾驶时秩EF，序IS地D控E关U制会闭面利处板用理维器持。电D压EU来可将使故用障长存达储10于秒非钟易的失维性持内电存压，。并有 显示电子组件2# (DEU2#)
概述
通用显示系统CDS以多种不同格式将性能,导航和发动机参数显示 于驾驶舱的6个显示组件上面。
CDS为机组提供下列数据：
• 姿态 • 导航 • 飞行方式 • 发动机和系统数据 • 驾驶舱门入口视频监视系统视频
CDS也作为飞机某些系统之间的接口
驾驶舱部件定位
CDS有4个同轴耦合器，1#和3#同轴耦合器位 于机长方向舵脚蹬内侧；2#和4#同轴耦合器 位于副驾驶方向舵脚蹬内侧。
程序销钉接口
DEU和DU具有硬件程序销钉
BOTH ON L/R：机长和F/O的 显示组件显示来自于同一来 源的IR数据，L ADIRU/R ADIRU
同轴耦合器
飞机上有4个同轴耦合器。同轴耦合器拥有1个输入(JG)和6个输 出(JA至JF)。
DEU接收来自下列3个部件的亮度信号： RLS BLS 亮度控制面板
人工亮度控制
每个DU为其在亮度控制面板上的专用电位计提供基准电压。DU接 收来自其专用电位计的可变输入，并将该输入转换为数字信号通 过ARIC429状态总线送至DEU，从而使得DEU可以单独为每个DU设 置人工亮度。
自动亮度控制
DEU的自动高亮度控制功能将DU分成3组：
28V DC汇流条2为下列部件供电：
右外显示组件 右内显D示EU组也件利用维持电压来关闭DEU处理器。当DEU主电源掉电时， 中下显D示EU组的件随机存取内存(RAM)中存储有故障或DEU正执行指令，此 副驾驶时秩EF，序IS地D控E关U制会闭面利处板用理维器持。电D压EU来可将使故用障长存达储10于秒非钟易的失维性持内电存压，。并有 显示电子组件2# (DEU2#)
概述
通用显示系统CDS以多种不同格式将性能,导航和发动机参数显示 于驾驶舱的6个显示组件上面。
CDS为机组提供下列数据：
• 姿态 • 导航 • 飞行方式 • 发动机和系统数据 • 驾驶舱门入口视频监视系统视频
CDS也作为飞机某些系统之间的接口
驾驶舱部件定位
CDS有4个同轴耦合器，1#和3#同轴耦合器位 于机长方向舵脚蹬内侧；2#和4#同轴耦合器 位于副驾驶方向舵脚蹬内侧。
程序销钉接口
DEU和DU具有硬件程序销钉
ATA31时钟【B级考试资料】
时钟:驾驶舱部件定位
时钟系统部件
计时按时钮钟:用面于开板始、介绍
停止和重置计时功能
时间/日期按钮:控制 时钟的模式： UTC时间、UTC日期 人工时间、人工日期
长秒针指示
秒针:仅在计时 功能启动时工 作
环境光传感器
设置旋钮:用于设置 人工时间和人工日 期
经时按钮:首次按压，启动经时；再次按压，HOLD住经时；按压并保持可重置经时。
厦门航空机务培训中心ata31指示和记录系统李剑峰3101时钟clock为机组和飞机其他系统提供时间基准用途来自mmr的gps时间和日期计时时间显示的数据时钟系统框图副驾驶时钟机长时钟这些部件使用来自机长时钟的时间和日期数据用以其内部的时间控制功能
ATA31-指示和记录系统
厦门航空机务培训中心 李剑峰
时钟面板介绍
时钟:经时时间
注意：计时功能不计算 小时
31.01 时钟-CLOCK Nhomakorabea 为机组和飞机其他系统提 供时间基准
用途
• 人工设定的时间和日期 • 来自MMR的GPS时间和
日期 • 经时时间 • 计时时间
显示的数据
时钟系统框图
副驾驶时钟 机长时钟
这些部件使 用来自机长 时钟的时间 和日期数据， 用以其内部 的时间控制 功能。
如果FMC程序设定使用GPS作 为时间源，则FMC不使用时钟 的时间
ATA31通用显示系统【B级考试资料】
每个DEU有来2个图形发生器。每个图形发生器发送视频数据至一 个同轴耦合器的输入端(JG)。
同轴耦合器的每个输出连接至一个DU的输入接口，每个DU拥有4 个输入接口，与4个同轴耦合器一一对应。
来自DEU的视频数据会告知DU使用哪一路输入，这样可以确保在 某一DEU或同轴电缆失效时DU仍可接收视频数据。
遥控灯光传感器-RLS
在遮光板上部前方有2个REMOTE LIGHT SENSRO(RLS)。RLS指向飞 机前方，通过其内部的光电二极管测量环境亮度，并输出为与亮 度相对应的电信号(0-8V)。RLS的电源由本边的外显示组件(PFD) 提供。
RLS将亮度电信号送至本边的外侧显示组件，显示组件再将其转 换为ARINC429格式并送至DEUs。
ATA 31-指示与记录系统
厦门航空机务培训中心 制作：李剑峰
31.04 通用显示系统
本章常见缩略语
ADI - attitude director indication BLS - bezel light sensor CCA - circuit card assembly CDS - common display system DEU - display electronics unit EFIS - electronic flight instrument system ETA - estimated time of arrival GG - graphics generator OPC - operational program configuration OPS - operational software RLS - remote light sensor
方式控制旋钮
方式控制旋钮用于选择ND上的显示方式，该旋钮包括方式选择旋 钮和一个中央电门(CTR)。方式选择旋钮有4个位置可选：
同轴耦合器的每个输出连接至一个DU的输入接口，每个DU拥有4 个输入接口，与4个同轴耦合器一一对应。
来自DEU的视频数据会告知DU使用哪一路输入，这样可以确保在 某一DEU或同轴电缆失效时DU仍可接收视频数据。
遥控灯光传感器-RLS
在遮光板上部前方有2个REMOTE LIGHT SENSRO(RLS)。RLS指向飞 机前方，通过其内部的光电二极管测量环境亮度，并输出为与亮 度相对应的电信号(0-8V)。RLS的电源由本边的外显示组件(PFD) 提供。
RLS将亮度电信号送至本边的外侧显示组件，显示组件再将其转 换为ARINC429格式并送至DEUs。
ATA 31-指示与记录系统
厦门航空机务培训中心 制作：李剑峰
31.04 通用显示系统
本章常见缩略语
ADI - attitude director indication BLS - bezel light sensor CCA - circuit card assembly CDS - common display system DEU - display electronics unit EFIS - electronic flight instrument system ETA - estimated time of arrival GG - graphics generator OPC - operational program configuration OPS - operational software RLS - remote light sensor
方式控制旋钮
方式控制旋钮用于选择ND上的显示方式，该旋钮包括方式选择旋 钮和一个中央电门(CTR)。方式选择旋钮有4个位置可选：
波音737ng机型基础知识总结ATA31
波音737ng机型基础知识总结ATA31展开全文ATA31章指示记录系统电子时钟位于P1 P3 外侧现在UTC时间即格林威治时间（MMR 控制）当地时间（北京时间UTC+8）日期因可由热电瓶汇流条供电所以时钟时刻有电黑匣子：坐舱话音记录器（CVR,记录最后2h语音信息）位于后货舱飞行数据记录器（FDR，记录最后25h数据）位于后厨房顶板橘红色飞行数据记录系统飞行记录器/马赫空速测试组件位于P5后顶板飞行数据采集组件（FDAU）位于电子舱飞行数据记录器（FDR）位于后厨房顶板打印机（printer）位于P8板（因构型而异）FDAU状态继电器位于前轮舱音响警告系统自驾脱开着陆警告超速警告起飞或客舱高度警告火警谐音“录音机”位于P9板下部只有一个在副驾位置主警告系统P7板 4个灯（左右各4个）通用显示系统EFIS（电子飞行仪表系统）控制面板位于P7板(共2个)显示源选择器位于P5板发动机显示控制面板（P2）显示电子组件（DEU）共2个位于电子舱显示选择面板位于P1 P3 各一个远距离光传感器（RLS）（共2个）自动调节DU亮度（位于遮光板上面）DU框上面有白色的感光点也能自动调节DU亮度亮度控制面板（2个）位于P1 P3共有6个DU（PDU ND）任一一个DEU科控制显示任一DUDEU产生视频信号在DU上显示上DU 主发动机显示下DU 次要发动机显示或者系统页面显示PFD比ND重要当PFD损坏时会在UD显示（自动切换）ND能通过P1 P2 P3 面板人工切换详情看31章图ATA32章起落架起落架作用为飞机提供支撑滑行、转弯、起跑减震和耗能刹车和减速NG飞机起落架为前三点可收放油气支柱套筒双轮式起落架选择活门：控制来自转换活门的液压压力流向主起落架和前起落架的收放管路。
起落架控制手柄通过连接到选择活门控制杆上的控制钢索来控制选择活门的位置。
起落架转换活门：起落架转换活门可将起落架压力供应自动或人工地由液压系统A转向液压系统B。
ATA31 指示与记录
B737-700飞机ATA31章指示与记录系统1．737-700型飞机中，以下选项中哪一个部件没有得到正驾驶时钟通过ARINC429数据总线送出的日期与时间数据：DA）FMC B）DFDAU C）话音记录器D）IRU 2．以下哪一种情况下，飞行数据记录器不工作：CA)飞机正在飞行。
B)有一台发动机启动。
C)飞机在地面并设置停留刹车。
D)将飞行数据记录器测试面板上的电门打在TEST位。
B 3．DFDR系统的加速度计位于：A）后客舱头顶天花板内。
B）右主轮舱前方。
C）左主轮舱前方。
D）前轮舱前方。
4．以下哪一个参数不是加速度计提供给DFDAU的：BA）垂直加速度B）旋转加速度C）横向加速度 D）纵向加速度5．关于737-700型飞机DFDAU前面板上的ACMS故障灯有如下说法：1）当仅有该灯亮时，DFDAU继续给DFDR送数据。
2）当仅有该灯亮时，DFDR继续存储数据。
对于以上说法，正确的是：AA）1、2都对B）1对，2错C）1错，2对 D）1、2都错6．B737-700 DEU1有几个同轴输出？BB）2C）4D）67．B737-700 CDS同轴耦合器有几个同轴输出？DA) 1B) 2C) 4D) 68．如B737-700 DEU1有一个同轴输出故障，则DU环路测试显示为：BA）YYYYB）YNYYC）FAILD）--------9．B737-700 飞行员使用哪个系统与乘务员通话？DA)客舱内话B)飞行内话C)飞行员呼叫D)服务内话10．后乘务员要与前乘务员通话，要按手提电话上的哪个键？DA) 2C)8D)ATT。
ATA31时钟【B级考试资料】
经时按钮:首次按压，启动经时；再次按压，HOLD住经时；按压并保持可重置经时。
时钟面板介绍
时钟:经时时间
注意：计时功能不计算 小时
如果FMC程序设定使用GPS作 为时间源，则FMC不使用时钟 的时间
时钟:驾驶舱部件定位
时钟系统部件
计时按时钮钟:用面于开板始、介绍
停止和重置计时功能
时间/日期按钮:控制 时钟的模式： UTC时间、UTC日期 人工时间、人工日期
长秒针指示
秒针:仅在计时 功能启动时工 作
环境光传感器
设置旋钮:用于设置 人工时间和人工日 期
ATA31-指示和记录系统
厦门航空机务培训中心 李剑峰
31.01 时钟-CLOCK
• 为机组和飞机其他系统提 供时间基准
用途
• 人工设定的时间和日期 • 来自MMR的GPS时间和
日时钟系统框图
副驾驶时钟 机长时钟
这些部件使 用来自机长 时钟的时间 和日期数据， 用以其内部 的时间控制 功能。
ATA32 起落架【B级考试资料】
8
主起压缩传感器
• 简介 每个主起落架上的两个主起压缩传感器为空/地系统提供 主起减震支柱的压缩位置信号
• 位置 主起压缩传感器位于主起外筒下部区域。靶标位于上扭 力臂的两侧，并由连杆连接到主起的外筒
• 工作原理 ➢ 当主起落架压缩时，靶标临近传感器 ，信号提供给
PSEU ➢ PSEU探测到一个传感器失效时，传感器的状态被默认
• 简介 轮舱封严保证了主轮外侧与主轮舱表面的气动外形
• 位置 轮舱叶片型封严通过螺栓安装在Fra bibliotek轮舱底部的边缘
38
39
主起落架减摆器
• 简介 减摆器在飞机高速滑行和刹车期间避免减震支柱内、外筒之间产 生过量摆动
• 位置 减摆器的主体连接在上防扭臂上
40
41
前起落架
• 简介 ➢前起落架提供机身前端的支撑并吸收着陆时的冲击力 ➢当前起放出时，前起舱门打开，而在前起收上后，舱门关闭以保
2
3
4
空地系统
• 空地系统介绍 • 空地系统主要部件 • 空地系统工作原理
5
空地系统介绍
• 空/地系统提供空/地离散信号给飞机各个系统 ➢起落架转换活门 ➢起落架位置指示和警告系统 ➢减速板放出指示系统 ➢起飞警告系统 ➢舱门警告系统 ➢空/地继电器
6
7
空地系统主要部件
• 前起压缩传感器 • 左主起压缩传感器 • 右主起压缩传感器 • PSEU • 空/地继电器 • PSEU故障灯
证前轮舱的气动外形
42
前起落架
• 减震支柱 • 阻力杆 • 锁连杆 • 勤务活门 • 防扭臂
• 轮轴 • 拖环 • 千斤顶座 • 前起舱门
43
44
前起减震支柱
主起压缩传感器
• 简介 每个主起落架上的两个主起压缩传感器为空/地系统提供 主起减震支柱的压缩位置信号
• 位置 主起压缩传感器位于主起外筒下部区域。靶标位于上扭 力臂的两侧，并由连杆连接到主起的外筒
• 工作原理 ➢ 当主起落架压缩时，靶标临近传感器 ，信号提供给
PSEU ➢ PSEU探测到一个传感器失效时，传感器的状态被默认
• 简介 轮舱封严保证了主轮外侧与主轮舱表面的气动外形
• 位置 轮舱叶片型封严通过螺栓安装在Fra bibliotek轮舱底部的边缘
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主起落架减摆器
• 简介 减摆器在飞机高速滑行和刹车期间避免减震支柱内、外筒之间产 生过量摆动
• 位置 减摆器的主体连接在上防扭臂上
40
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前起落架
• 简介 ➢前起落架提供机身前端的支撑并吸收着陆时的冲击力 ➢当前起放出时，前起舱门打开，而在前起收上后，舱门关闭以保
2
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空地系统
• 空地系统介绍 • 空地系统主要部件 • 空地系统工作原理
5
空地系统介绍
• 空/地系统提供空/地离散信号给飞机各个系统 ➢起落架转换活门 ➢起落架位置指示和警告系统 ➢减速板放出指示系统 ➢起飞警告系统 ➢舱门警告系统 ➢空/地继电器
6
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空地系统主要部件
• 前起压缩传感器 • 左主起压缩传感器 • 右主起压缩传感器 • PSEU • 空/地继电器 • PSEU故障灯
证前轮舱的气动外形
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前起落架
• 减震支柱 • 阻力杆 • 锁连杆 • 勤务活门 • 防扭臂
• 轮轴 • 拖环 • 千斤顶座 • 前起舱门
43
44
前起减震支柱
2-ATA 31-1——【737 B级】
2．飞行数据记录系统 ......................................................................................................................24 1）介绍 ................................................................................................................................................... 24 2）一般描述 ........................................................................................................................................... 27 3）驾驶舱内部件位置 ........................................................................................................................... 30 4）电子设备舱内部件位置 ................................................................................................................... 31 5）前轮舱内部件位置 ........................................................................................................................... 32 6）机身部件位置 ................................................................................................................................... 33 7）后客舱部件位置 ............................................................................................................................... 34 8）电源、信号和自检接口 ................................................................................................................... 35 9）数据装载接口 ................................................................................................................................... 38 10）FDAU 数字接口 ............................................................................................................................. 41 11）FDAU 的 ACMS 接口 .................................................................................................................... 48 12）FDAU 模拟接口 ............................................................................................................................. 49 13）FDAU 离散信号接口 1................................................................................................................... 52 14）FDAU 离散信号接口 2................................................................................................................... 53 15）飞行数据记录器 ............................................................................................................................. 54 16）水下定位装置 ................................................................................................................................. 54 16）水下定位装置 ................................................................................................................................. 55 17）FDAU .............................................................................................................................................. 56 18）飞行记录器/马赫空速警告测试模块 ............................................................................................ 57 19）加速度计 ......................................................................................................................................... 58 20）驾驶盘位置传感器 ......................................................................................................................... 59 21）驾驶杆位置传送器 ......................................................................................................................... 60
31.04 通用显示系统AVII【B级考试资料】
28V DC汇流条2为下列部件供电：
右外显示组件 右内显示组件 中下显示组件 副驾驶EDFEIUS也控利制用面维板持电压来关闭DEU处理器。当DEU主电源掉电时， 显示电子DE组U的件随2#机(存DE取U2内#)存(RAM)中存储有故障或DEU正执行指令，此
时，DEU会利用维持电压来将故障存储于非易失性内存，并有 秩序地关闭处理器。DEU可使用长达10秒钟的维持电压。
• 近地警告计算机
• DEUs通过ARINC 429 CP直通总线给GPWC传送数据。
导航接口接口3
• 飞行管理计算机系统 • FMCS通过ARINC 429总线与DEUs相互传输数据。1，2号FMC输出
总线经1号FMC转换继电器到达DEUs，8，9号FMC输出总线直接 送到两个DEU。 • DEU通过DEU-FMC总线传送数据给FMC。
控制接口
• 控制面板 • CDS有六个控制面板： • 机长显示选择面板:把表征各DU选择电门位置的8个（地）离散信号
送给每个EFIS控制板。 • 副驾驶显示选择面板 • 发动机显示控制面板 • 机长EFIS控制面板 • 副驾驶EFIS控制面板 • 仪表转换组件:显示源选择电门将表征电门位置的3个（地）离散信
3．驾驶舱部件位置
• 1）位置1
• 左外侧DU • 左内侧DU • 右外侧DU • 右内侧DU • 中央上DU • 中央下DU • 机长EFIS控制面板 • 副驾驶EFIS控制面板
• 机长显示选择面板 • 副驾驶显示选择面板 • 发动机显示控制面板 • 左远距光传感器 • 右远距光传感器 • 机长亮度控制器 • 副驾驶亮度控制器 • 显示源选择器
导航接口接口2
• 气象雷达收发机
• DEU通过ARINC 429 CP直通总线将量程数据送给气象雷达收发机。 • 气象雷达收发机还送三个模拟（地）离散信号给DEUs，用于在DUs上显示下
右外显示组件 右内显示组件 中下显示组件 副驾驶EDFEIUS也控利制用面维板持电压来关闭DEU处理器。当DEU主电源掉电时， 显示电子DE组U的件随2#机(存DE取U2内#)存(RAM)中存储有故障或DEU正执行指令，此
时，DEU会利用维持电压来将故障存储于非易失性内存，并有 秩序地关闭处理器。DEU可使用长达10秒钟的维持电压。
• 近地警告计算机
• DEUs通过ARINC 429 CP直通总线给GPWC传送数据。
导航接口接口3
• 飞行管理计算机系统 • FMCS通过ARINC 429总线与DEUs相互传输数据。1，2号FMC输出
总线经1号FMC转换继电器到达DEUs，8，9号FMC输出总线直接 送到两个DEU。 • DEU通过DEU-FMC总线传送数据给FMC。
控制接口
• 控制面板 • CDS有六个控制面板： • 机长显示选择面板:把表征各DU选择电门位置的8个（地）离散信号
送给每个EFIS控制板。 • 副驾驶显示选择面板 • 发动机显示控制面板 • 机长EFIS控制面板 • 副驾驶EFIS控制面板 • 仪表转换组件:显示源选择电门将表征电门位置的3个（地）离散信
3．驾驶舱部件位置
• 1）位置1
• 左外侧DU • 左内侧DU • 右外侧DU • 右内侧DU • 中央上DU • 中央下DU • 机长EFIS控制面板 • 副驾驶EFIS控制面板
• 机长显示选择面板 • 副驾驶显示选择面板 • 发动机显示控制面板 • 左远距光传感器 • 右远距光传感器 • 机长亮度控制器 • 副驾驶亮度控制器 • 显示源选择器
导航接口接口2
• 气象雷达收发机
• DEU通过ARINC 429 CP直通总线将量程数据送给气象雷达收发机。 • 气象雷达收发机还送三个模拟（地）离散信号给DEUs，用于在DUs上显示下
ATA 31 显示与记录系统
ATA31 显示/记录系统本章主要介绍电子指示系统（EIS），航空时钟，中央故障显示系统（CFDS），数字式飞行数据记录器（DFDR）和飞机综合数据系统（AIDS）。
一、电子指示系统（EIS）：1．电子指示系统（EIS）简介：图31——1电子指示系统（EIS）包括六个显示器。
电子指示系统（EIS）可分为两个子系统：——飞机中央电子监控系统（ECAM），它有两个位于中央仪表板上的显示器（上，下），用于提供飞机系统信息。
——电子飞行指示系统（EFIS），它为每个驾驶员提供两个显示器（PFD/ND），显示飞行制导，飞行参数和导航参数。
2. 飞机中央电子监控系统（ECAM）简介：图31——2系统数据获得组件（SDACs）收集来自飞机各系统的数据，并输送到显示管理计算机（DMCs），DMCs处理这些数据，产生ECAM显示图象。
以下是正常数据传输情况：——DMC1提供给上ECAM显示器——DMC2提供给下ECAM显示器——DMC3作为有效备份飞行警告计算机（FWCs）是ECAM系统的核心设备。
它接收以下信号并处理产生警告：——飞机各系统信息产生红色警告——SDACs信号产生琥珀色警戒FWCs提供信息到：——DMCs用于警告信息显示——警告灯——扬声器产生音响警告和合成声音信息3．ECAM的控制和显示：图31——3发动机警告显示器（EWD）可分为两个主要部分：——上半区显示发动机参数，机载燃油(FOB)和襟/缝翼位置——下半区显示警告和警戒信息，以及备忘信息系统显示器（SD）也可分为两个主要部分：——上半区显示各系统页面，飞机系统的简图——下半区显示常用参数ECAM控制面板位于中央操纵台上，它可控制ECAM的显示，其左边的两个旋钮能调节ECAM显示器的亮度，并可关闭显示器。
右边的按钮主要用于：——显示任一系统页面或STATUS（状态）页面——清除或回顾警告或警戒信息。
飞机的STATUS页面可显示在SD上，它提供飞机的当前状态。
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ACMS故障灯：表明 ACMS接口故障
DFDR故障灯：表明 FDR故障 FDAU故障灯：表明 FDAU故障
PCMCIA卡最高可以 存储500M数据
7位显示窗：显示BITE 结果和软件数据
BITE电门：3位电门， 查看BITE结果和查看 软件数据
当FDAU出现 与强制参数 处理故障时 点亮
当FDAU出现 与非强制参 数处理故障 时点亮
飞行数据记录器系统(Flight data recording system，FDRS)记 录最近25个运行小时的飞机参数和系统数据
飞行数据记录器FDR可以保护其所存储的参数和系统数据。 若飞机发生事故，这些参数可以提供飞机状态和系统运行 数据分析。航空公司人员也可以在飞机维护时通过这些数
据进行系统性能分析
飞机识别
程序销钉模块为FDAU提供飞机识别数字
FDRS概述
FDAU
FDAU为FDR搜集飞行数据，这些数据是强制数据(mandatory data)
FDAU也为航空公司搜集ACMS数据，这些数据是非强制数据(not mandatory data)
FDAU将强制数据转换为哈佛双相格式，送至FDR
ACMS软件存储于FDAU内存中。ACMS软件对要监控的输入数据进行选择， 所选择的数据被转换为数字格式。FDAU将这些数据进行存储。这些数据 可以通过数据装载控制面板下载至相应的磁盘
某些ULD是LRU，对于此类ULD，需要将其送到部件厂家去更换ULD内部电 池；还有些ULD的电池本身就是LRU
ULB具有下列工作特性 • 放入水中时开始工作 • 最大工作深度为20000英尺(6096米) • 可测范围7000英尺(2134米)至12000英尺(3658米) • 可在水下至少工作30天(XIA 872可在水下至少工作90天) • 以每秒一个脉冲的速率发出频率为37.5KHz的超声波脉冲
FDAU
FDAU搜集来自飞机系统和传感器的输入数据，将其转换为 标准格式。FDR存储来自FDAU的已处理数据。
FDRS—FDAU
FDAU使用115V AC，400Hz，单相电源 FDAU具有一个数据管理组件(data management unit，DMU)和一个数据采 集组件/处理器(data acquisition processor，DAP) DMU负责数据监控，并将ACMS数据存储于固态存储器 DAP负责强制数据的采集、处理和记录控制
水下定位信标ULB可在水下工作，便 于FDR定位
ATE接口可外接测 试设备，也可用 于FDR数据下载
BITE灯：黄色，当 FDR有故障时点亮
水下定位装置
水下定位装置(underwater locat当FDR落水后便于寻获
FDRS—水下定位装置
FDRS可以使用机载打印机打印报告和FDRS状态
来自FDAU的ACMS数据可以通过数据装载控制面板由数据装载机进行下载， 下载的数据存储于磁盘上；通过数据装载控制面板，可以将软件传输至 DFDAU
当任意一个发动机启动或者飞机在空中，FDRS自动开始工作。飞机在地面 时，在飞行数据测试模块上将TEST/NORMAL电门扳至TEST位，可以使FDRS 开始工作
FDRS概述
FDRS从飞机系统和传感器获取数据并进行存储。FDR保存这些数据，用于 飞行事故调查，FDR可以防止高温和水对已存储数据造成损坏
FDR记录的是管制机构所需要的数据
航空公司也可以设置增加额外的参数进行记录。这些数据存储在FDRS的飞 机状态监控系统(Aircraft conditioning monitoring system，ACMS )
系统测试插头/接头
用于连接地面测试设备，对FDRS进行测试
QAR
FDAU将发送至FDR的数据发送至QAR，用于记录和便于航空公司使用
部件位置
飞行数据记录器
FDR由坚硬的铝合金钢制作。其坠机存活存储 组件CSMU可经受最高5000磅(2273KG)的撞击 力量。CSMU可经受下列条件： • 最高3400G的冲击力 • 最高海平面20000英尺(6100米)下的压力 • 最高1100°C温度，持续30分钟
当FDR脱开 或故障时点 亮
飞行记录器/马赫空速警告测试模块
飞行记录器/马赫空速警告测试模块为机组提供飞行记录 器工作状态的视觉指示，通过该面板可以人工为FDR供电。
在进行飞机系统维护时，将TEST/NORMAL电门扳至TEST位， 可以为FDRS供电。
飞行记录器OFF灯在FDR或FDAU出现关键故障时点亮。当 FDRS没有工作时，OFF灯也会点亮。
FDRS概述
飞行记录器/马赫空速警告测试模块
飞行记录器测试模块可以显示FDRS的状态。若系统存在故障或系统关闭， 琥珀色的OFF灯点亮
飞行记录器测试模块有一个TEST/NORMAL电门，当电门扳至TEST位时， FDR获得电源
FDRS概述 输入信号
FDAU处理来自传感器和系统的模拟、数字和离散信号 FDRS的三轴加速度计提供沿飞机垂直、水平轴和纵轴3个轴向的加速度数 据。FDRS传感器为FDAU提供舵面位置和控制相关的数据
FDRS概述
FDRS具有下列部件： • 飞行数据记录器FDR • 飞行数据采集组件(Flight data acquisition unit，FDAU) • FDAU状态继电器 • 飞行记录器测试模块 • 加速度计 • 飞行控制传感器 • 飞行舵面位置发射器(transmitter) • 快速存取记录器(Quick access recorder，QAR) • 系统测试插头/接头 • 程序销钉模块
QAR
无线地面链路QAR(wireless groundlink-quick access recorder) 存储并记录来自FDAU的数据，并将数据通过商业无线数据
FDAU具有一个PCMCIA卡插槽，可用于存储ACMS数据
FDAU状态继电器从FDAU获取状态信号，用于控制FDRS OFF灯
FDRS概述
FDR
FDR从FDAU获取数据并将其存储在其内部的固态非易失内存中。FDR的容 量可以保存至少最近25小时的飞机数据
FDR是一个防水、防火耐撞的LRU，FDR的前部有一个水下定位信标 (underwater locator beacon，ULB)