如何开飞机波音737操作手册
【航空航天】如何开飞机波音737操作手册(共16页)
【航空航天】如何开飞机波音737操作手册（共16页）第一步是打开电源，连接地面电源并打开仪表板和外部灯光。
也就是应该点亮仪表灯光和机翼灯光，并且开始启动飞机。
确认设置停车位刹车――这样才能保持地面供电安全飞机不会移动。
1.将battery和standby power调至ON位。
这时仪表板和位置灯光点亮，表明飞机已供电。
2.将GRD PWR switch调至ON位。
此时飞机由ground power unit (GPU)供电。
第二步，现在开启Auxiliary Power Unit (APU)。
APU可以为飞机供电供气，使我们客舱舒适，同时能启动发动机。
没有bleed air(引气)是不可能打开空调系统和启动发动机的。
1.打开left forward fuel pump，使其给APU供油。
如果你使用APU的时间很长，那还得将left center pump打开，防止燃油不平衡。
2.将APU switch调至START位――它会归位到ON并启动APU。
等排气温度Exaust Gas Temperature (EGT)上升并稳定后，再进行下一步。
3.当APU GEN灯亮起后，将两个APU GEN都调至ON。
APU GEN OFF灯熄灭后，电力就由APU供给了。
第三步，下面进行顶板设置，要遵循从上到下，由左及右的设定方法驾驶舱头顶板1.把Yaw Damper调至ON。
Yaw Damper灯会亮它会防止"Dutch Roll(荷兰滚)"，并可以减少方向舵的使用及计算。
2. GALLY电门调至ON(厨房电源接通)，它会在飞行中供给厨房及乘客电子娱乐设备。
3. emergency exit 护盖盖好，"no smoking"和"fasten belts"调至ON/AUTO。
4.因为是今天的首班飞行，将ignition switch 调至"IGN R"。
波音737-800_NP20操作手册
正常程序NP章详细程序第20节外部安全检查—机长或副驾驶操纵面和轮挡・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・检查目视检查所有活动的操纵面无障碍以及轮挡挡好。
维护状态・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・检查证实维护状态适航。
如需要，应确定飞机符合放行标准。
驾驶舱安全检查—机长或副驾驶下列检查在假设飞行组进入正常位置之前实施。
电瓶电门・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・接通护盖—保险液压电动泵电门・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・关起落架手柄・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・放下所有起落架绿色指示灯—亮驾驶舱预先准备—机长或副驾驶地面电源电门（如地面电源可用）・・・・・・・・・・・・接通电源断开指示灯—灭故障/不工作探测・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・检查过热探测电门—正常测试电门—保持在“故障/不工作”位证实主警告、过热/探测信号牌、故障指示灯和APU火警探测器不工作指示灯亮。
如故障指示灯不亮，故障探测系统不工作。
如APU火警探测器不工作指示灯不亮，不得使用APU。
火警/过热警告・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・检查注：当APU工作时，进行这项测试前要提醒地面人员。
APU地面控制面板上的火警指示灯会亮且喇叭会响。
测试电门—保持在过热/火警位证实火警铃响，主火警指示灯、主注意指示灯和过热/探测信号牌亮。
主火警指示灯—按压证实主火警指示灯灭和警铃声响停止。
证实1号发动机、APU、2号发动机火警电门及1号与2号发动机的过热指示灯亮、如交流汇流条有电，证实轮舱火警指示灯亮。
如一个发动机火警电门和一个发动机过热指示灯不亮，表明一个火警探测环路不工作。
灭火瓶测试电门・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・检查将测试电门放在1位，证实绿色灭火瓶测试指示灯亮。
松开电门，证实所有指示灯灭。
2位的测试方法一样。
APU・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・起动/连接汇流条APU发电机断开汇流条指示灯亮时：APU发电机汇流条电门—接通电源断开指示灯—灭注：APU作为引气源之前，建议让APU先工作一分钟。
07 737NG使用手册
E/D… … … … … 下降终点(end of descent) EFIS… … … … ..电子飞行仪表系统(electronic flight instrument system) EGPWS… … … 增强型近地警告系统(enhanced ground proximity warning system) EGT… … … … ...尾气温度(exhaust gas temperature) ELEC… … … … 电源(electrical) EMER… … … ...紧急(emergency) ENG… … … … ..引擎(engine) ETOPS… … … .双发飞机延伸航程运行(extended range operation with twin engine airplanes) 注：详见国际民航相关规定。 EXEC… … … ...执行(execute)
波音 737NG 操作指南
第七章 737NG 使用手册
资料来源：PMDG
PMDG 737 THE NEXT GENERATION
波音737-600/700/800/900
飞行器Байду номын сангаас作指南
中文译本
飞行器操作指南 &
飞行管理计算机手册
本手册用于 PMDG 公司的 737NG 模拟软件
其中的资料内容来源于多种渠道。本手册仅用于以娱乐为目的的模拟飞行软件，不可作为真实 飞行学习资料和任何航空器飞行参考资料。
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波音737 操作手册
最后检查：起落架放下、扰流板预位、襟翼全放、自动刹车2档、着陆灯打开。
到达决断高度，姿态仪右上角出现红色的M字样（正常这时候副驾驶会喊Minimun！Minimum！或者是决断高！决断高！）按照真实生活，这里就应该断开自动驾驶和自动油门了，咱们是新手，多开一会没事的~
转向第四边。
转向第四边时，通过自动驾驶仪把速度调整到180节。降低速度的过程中注意放襟翼。对于737-800，我的经验是：到达210放1度，到达200放2度，到达190放5度。
我们需要以４５度以下的夹角切入ILS航向道,也就是沿着图中红线的方向,注意不要转向太早以至于切入了绿色的区域~
调整好航向，现在我们的航向是205，与跑道航ห้องสมุดไป่ตู้成30度。
波音
FSXCN-1205王达
各位飞友，大家好，很高兴又和大家聚在了一起。上一次课我们学习了塞斯纳172飞机的自动仪表本场五边飞行，相信大家经过这一段时间的练习，已经熟悉了这个简单轻松的飞行环节。
上次课结束的时候，我们已经说过，这次课我们学习的内容将接触到喷气式客机。想必大家已经摩拳擦掌了吧？别着急，在开始登机前，我们还要稍稍做一点讲解。
第一边达到指定的高度就可以转向第二边，计算的方法就是加上90度，然后输入自动驾驶仪面板的航向窗格中，飞机就会自动转向了。再检查一下刹车、襟翼、起落架。
第二边飞多远依据个人喜好,一般可以在1-3分钟,红色标记的天文钟可以用左上角的按钮切换到秒表模式,使用方法同普通秒表.
转向第三边，方法同上．
我们不妨把第五边留得长一些，这样可以方便我们截获盲降并对准跑道。在GPS中大概这个位置就可以转第四边了，GPS用哪个按键调出来？对了，Shift+3！
波音 737 模拟飞行操作
波音 737-800 飞行说明很多因素影响飞行计划和飞行操控，包括飞机重量，天气，跑道表面条件。
以下推荐的飞行参数是在白天国际标准大气(ISA)条件下最大起飞和着陆重量的近似值。
重要:这些说明只是为了用于飞行模拟中的飞行，不能代替实际的飞行器手册和真实的飞行指令。
对于所有飞行模拟中的飞行器，V速度和检查表都在膝板(Kneeboard)中，快捷键为SHIFT + F10,或者到菜单的Aircraft->Kneeboard 这个说明中的所有速度都是指示速度，即空速表的指示速度。
如果你使用这个速度作为参考，那么请在真实度设置对话框中选择显示指示空速("Display Indicated Airspeed") 。
而飞行器规格中的速度数据是真空速。
默认的，飞机有最大燃油和最大载重。
有关如何在飞行模拟中飞行喷气飞机的指南请参考喷气飞机飞行说明。
要求的跑道长度1)起飞 9000英尺（2473米）襟翼 5度2)着陆 6500英尺（1981米）襟翼40度这个长度要求是起飞和着陆的众多因素决定的，较低高度和温度可以得到更好的性能，因为大气密度高。
这里给出的数字是保守的且假设：1. 重量: 174200磅（79010公斤）2. 高度: 海平面3. 风向: 无风4. 温度: 15度重量和温度越低，飞行性能越好，如果同时迎风飞行的话会更好。
较高的海拔和温度会降低性能。
5. 跑道: 硬表面，典型的硬表面跑道是混凝土跑道。
发动机启动每次开始飞行时，引擎会自动运行。
如果你关闭引擎的话，你可以使用CTRL+E组合键来自动启动引擎。
如果你想使用手动的启动程序，可以参考膝板中的检查表顺序检查。
滑行大多数情况下慢车推力足够滑行，如果飞机要转弯的话，你需要稍微增加一些推力。
每次改变推力的时候，要让飞机有个反应时间，不要连续的多次改变推力。
正常的直线滑行速度不要超过20节。
转弯时，8-12节指示空速对于干跑道面是合适的范围。
737800使用手册1
0.0.2
D6-27370-8Q8-SCA
2000/9/29
深圳航空公司
B737-800 使用手册
前言
机型识别
第0章
第1节
概述
有关下表所列飞机的内容都包含在使用手册中，下表信息用来区分 仅适用于一架或多架而不是所有飞机的某些特定数据，如适用于所有列 出的飞机，则不特别注明每架飞机机号。
飞机号由用户提供，注册号由该国管理机构提供，序号和工程号由 波音提供。
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B737-800 使用手册
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B737-800 使用手册
前言
介绍
第0章
第2节Βιβλιοθήκη 概述本《使用手册》是由波音商用飞机集团及商务航空服务所编写的。目的在于： z 为飞行机组提供在所有预计航线飞行过程中安全有效的操纵 737 飞机所需的
使用限制、程序、性能和系统资料 z 作为 737 飞机改装训练的综合参考资料 z 作为复训和技术检查的复习指南 z 提供 FAA 批准的《飞机飞行手册》（AFM）中规定的必要使用数据，以确保
达到法定要求 z 建立标准化程序和动作从而强化波音使用原则和规定
本手册是为在“机型识别”一节中列出的飞机专门标题页面中命名的拥有者和 用户编写的，它包括仅适用于这些飞机的操作程序和信息，该手册还包括波音颁布 的这些飞机的构型。当已颁的飞机构型改在拥有者/用户与波音公司之间的合同修改 协议中时，可编入该手册。
快速参考手册(QRH)
正常检查单……………………………………………………………NC 检查单介绍…………………………….………………………………CI 性能—飞行中 …………………………………………………………PI 非正常检查单 ………………………………………………………NNC 非正常机动…………………………………………………………NNM 索引
737afm飞行手册800字左右
737afm飞行手册是针对波音737系列飞机的使用手册，它包括了飞机的各项技术参数、飞行员应注意的注意事项、以及在飞行中需要遵守的规定。
本文将围绕737afm飞行手册展开介绍。
一、飞机技术参数737afm飞行手册首先包括了飞机的各项技术参数，这些参数包括了机型、机身长度、翼展、最大起飞重量、最大巡航速度等。
飞行员需要深入了解这些参数，以便在飞行中对飞机进行正确的操作和控制。
二、注意事项737afm飞行手册还包括了飞行员需要特别注意的事项，这些事项包括了起飞前的检查项目、起降过程中的注意事项、以及紧急情况下的处理程序等。
这些内容对于飞行员的飞行安全至关重要，飞行员必须严格按照手册规定执行。
三、飞行规定737afm飞行手册中也包括了在飞行中需要遵守的各项规定，这些规定包括了在特定气象条件下的飞行限制、在特定高度下的速度限制、以及在特定机动状态下的操作限制等。
所有这些规定都是为了保证飞行的安全，飞行员必须严格遵守。
737afm飞行手册是飞行员在进行波音737飞机飞行操作时必须牢记的重要参考资料，它的内容全面、详实，包含了飞机的各项技术参数、飞行注意事项以及飞行规定。
飞行员需要深入学习并严格遵守手册中的规定，确保飞机飞行的安全和顺利。
四、飞机系统操作除了技术参数、注意事项和飞行规定之外，737afm飞行手册还包括了飞机系统的操作说明。
飞机系统包括了发动机、燃油系统、液压系统、电气系统等。
在飞行过程中，飞行员需要了解并掌握这些系统的操作方法，以确保飞机的正常运行。
1. 发动机系统飞机的发动机系统是飞行中最关键的组成部分之一。
飞行手册中包括了各种发动机工作参数的说明，如推力的调整方法、燃油供给的控制等。
飞行员需要根据手册上的操作步骤进行发动机的开启、关闭和调整，以确保飞机在空中飞行时能够维持正常的动力输出。
2. 燃油系统另一个需要飞行员高度关注的系统是燃油系统。
飞行手册中详细介绍了燃油箱位置、燃油流量的监控方法、以及在紧急情况下的燃油转移程序等。
如何开飞机波音737操作手册
第一步是打开电源，连接地面电源并打开仪表板和外部灯光。
也就是应该点亮仪表灯光和机翼灯光，并且开始启动飞机。
确认设置停车位刹车――这样才能保持地面供电安全飞机不会移动。
1.将battery和standby power调至ON位。
这时仪表板和位置灯光点亮，表明飞机已供电。
2.将GRD PWR switch调至ON位。
此时飞机由ground power unit (GPU)供电。
第二步，现在开启Auxiliary Power Unit (APU)。
APU可以为飞机供电供气，使我们客舱舒适，同时能启动发动机。
没有bleed air（引气）是不可能打开空调系统和启动发动机的。
1.打开left forward fuel pump，使其给APU供油。
如果你使用APU的时间很长，那还得将left cen ter pump打开，防止燃油不平衡。
2.将APU switch调至START位――它会归位到ON并启动APU。
等排气温度Exaust Gas Temperat ure (EGT)上升并稳定后，再进行下一步。
3.当APU GEN灯亮起后，将两个APU GEN都调至ON。
APU GEN OFF灯熄灭后，电力就由APU供给了。
第三步，下面进行顶板设置，要遵循从上到下，由左及右的设定方法驾驶舱头顶板1.把Yaw Damper调至ON。
Yaw Damper灯会亮它会防止"Dutch Roll（荷兰滚）"，并可以减少方向舵的使用及计算。
2. GALLY电门调至ON（厨房电源接通），它会在飞行中供给厨房及乘客电子娱乐设备。
3. emergency exit 护盖盖好，"no smoking"和"fasten belts"调至ON/AUTO。
4.因为是今天的首班飞行，将ignition switch 调至"IGN R"。
其余飞行就用"IGN L" ――绝不可用"B OTH"。
波音737操作手册之欧阳学创编
波音737-800本场五边飞行教程FSXCN-12O5 王达各位飞友，大家好，很高兴又和大家聚在了一起。
上一次课我们学习了塞斯纳172飞机的自动仪表本场五边飞行，相信大家经过这一段时间的练习，已经熟悉了这个简单轻松的飞行环节。
上次庁果结束的时候，我们已经说过，这次果我们学习的内容将接触到喷气式客机。
想必大家已经摩挙擦掌了吧？别着急，在开始登机前，我们还要稍稍做一点讲解。
我们这次课程将使用波音737-800型客机进行学习。
估计大家在刚刚来到飞行模拟的时候，毓已经摔过无数737、747 了吧？呵呵〜放心，这次有我陪着你，你会飞傅很漂亮的。
首先，我们为什么选择737-800作为我们训练的机型呢？原因有几个：1波音737-800大小适中，在FS 的默认飞机中真实度和操控性能相对较好，适合新手学习；2 737-800的自动驾驶系统相当典型，学习了737-800 的自动驾驶，其他机型一般都可以融类旁通，以后接融插件机也能打下不错的基础；3 737-800是当前技术最先进的客机之一，全电子的仪表可以让大家学会使用MFD 显示屏o今天我们就要使用737-800进行仪表自动的本场五边飞行，按照正常的飞行训练，在这之前，应该练习喷气机的目视手动操作，可是考虑到那个训练项目相对比较难，不适合没有摇杆的朋友，我在这里提前带大家来进行仪表自动飞行。
当然了，喷气机的目视手动飞行也是必须自己练习的，推荐大家使用CRJ700进行目视手动飞行的训练，这样可以简单一点。
飞行喷气式客机，我们需要考虑的东西要更多一些。
首先，喷气式飞机的发动机存在延迟，也就是说，每次你调整油门，都要经过若干秒时间，发动机的动力输出才会改到理想的水平，这就需要我们要有一定的提前量。
其次，喷气式客机的襟翼一般有很多级，以737为例，就有1、2、5、10、15、25、30、40等很多档位，需要大家时刻留心。
最后，喷气式客机具有自动油门系统，这也简化了我们的操作。
B737机组飞行程序手册【实用】
──飞行记录器测试。
──马赫空速警告测试。
──失速警告测试。
注：由于液压系统长时间在关位，前缘襟翼可能会自动掉下，而足以产生一个不对称的信号，导致失速警告系统测试失败。若发生这种情况，只需将B系统电动液压泵接通，使襟翼收起，待襟翼收起后重新测试失速警告系统。
1．0检查单的使用
要求
所有检查单内容的实施必须做到“口到、眼到、手到”，左右座必须核实正确。
正常检查单
“正常检查单”按飞行阶段编排，用于检查确认某些关键性程序步骤的完成。“正常检查单”仅包括那些如果因为遗漏将对正常操作产生直接不利影响的程序步骤。
执行检查单时，由PNF读检查单的“需要执行的内容部分”，由PF核实回答检查单的“回答、执行部分”。
──左主轮、轮舱、发动机、机身的检查与右侧相同。
──加水口盖板关好。
2.2.3 机上检查内容
──应急手电、手提灭火瓶、氧气瓶、广播器、药箱、应急电台等紧
急救生设备齐全，符合规定。
──备用滑油2----4罐。
──客舱内整洁，无外来物，紧急出口舱门关好。
所有5个电门护盖——盖好。
备用襟翼主电门－OFF。
偏航阻尼器电门………………………………………………………OFF
核实偏航阻尼器灯灭。
仪表和导航转换电门………………………………………………正常位
导航转换和显示电门……………………………自动和正常（737-800）
2.2.2 机下检查内容
──全温探头、迎角指示器、左皮托管完好无损坏，静压管的防尘套取下。
──机头整流罩完好。
──前轮胎、轮毂外部完好，轮胎压力够，前轮转弯以及液压导管无破裂、无渗漏。
737-800使用手册1
B737-800使用手册第一册<更新2>深圳航空公司SHENZHEN AIRLINES深圳航空公司B737-800使用手册前言第0章目录第0节第一册目录……………………………………………………………………0.0.1 机型识别 ……………………………………………………………0.1.1 介绍 …………………………………………………………………0.2.1 缩写词表………………………………………………………………0.3.1 修改记录………………………………………………………………0.4.1 有效页清单……………………………………………………………0.5.1 服务通告记录…………………………………………………………0.6.1 服务通告………………………………………………………………0.7.1 限制………………………………………………………………………L 正常程序 ……………………………………………………………… NP 补充程序………………………………………………………………SP 性能—放行……………………………………………………………PD 第二册飞机概况、应急设备、舱门、风挡 (1)气源系统 (2)防冰排雨 (3)自动飞行 (4)通信 (5)电气 (6)发动机,APU (7)防火 (8)飞行操纵 (9)飞行仪表、显示 (10)飞行管理、导航 (11)2000/9/29 D6-27370-8Q8-SCA 0. 0.1深圳航空公司B737-800使用手册燃油 (12)液压 (13)起落架 (14)警告系统 (15)快速参考手册(QRH)正常检查单……………………………………………………………NC 检查单介绍…………………………….………………………………CI 性能—飞行中 …………………………………………………………PI 非正常检查单 ………………………………………………………NNC 非正常机动…………………………………………………………NNM 索引0.0.2 D6-27370-8Q8-SCA 2000/9/29深圳航空公司B737-800使用手册前言第0章机型识别第1节概述有关下表所列飞机的内容都包含在使用手册中，下表信息用来区分仅适用于一架或多架而不是所有飞机的某些特定数据，如适用于所有列出的飞机，则不特别注明每架飞机机号。
737起落航线飞行方法
737起落航线飞行方法作为一名职业写手，我将为您详细介绍737起落航线飞行方法。
本文将分为四个部分，分别是起飞阶段、巡航阶段、降落阶段和滑行阶段。
希望通过本文，能帮助您更好地了解737飞机的起落航线飞行。
首先，我们来了解737起落航线飞行的基本简介。
737系列飞机是美国波音公司生产的一款中短程窄体客机，广泛应用于全球各大航空公司的航班。
接下来，我们将详细介绍737起落航线飞行方法。
在起飞阶段，首先进行速度增加，此时飞行员需将油门逐渐加大，使飞机加速至起飞速度。
接下来，飞机开始抬轮，此时飞机尾部离地，前轮仍与地面接触。
最后，飞机前轮离地，完全脱离地面，进入巡航阶段。
在巡航阶段，飞机保持稳定飞行，飞行员需根据航班计划调整高度和速度。
此外，还需利用导航设备，如惯性导航系统（INS）、全球定位系统（GPS）等，确保飞机沿着预设航线飞行。
接下来是降落阶段。
在这一阶段，飞行员需逐渐下降飞机高度，使飞机进入着陆航道。
此时，飞行员需密切关注各项参数，如高度、速度、航向等，确保飞机平稳降落。
在进近航道时，飞行员需根据机场塔台的指示，进行襟翼和起落架的收放，同时控制飞机速度和下降率。
最后，飞机成功着陆，进入滑行阶段。
在滑行阶段，飞行员需按照机场地面指挥的指示，驾驶飞机沿指定滑行路线前往停机位。
在此过程中，飞行员需注意控制滑行速度，确保安全。
同时，还需遵守相关规定，如保持一定的安全距离，遵循滑行道顺序等。
总之，737起落航线飞行涉及多个阶段，每个阶段都有相应的操作和方法。
飞行员需严格遵守飞行规程，确保航班安全、顺利地进行。
希望通过本文，您对737起落航线飞行有了更深入的了解。
在实际飞行中，请始终关注飞行员和空中交通管制员的操作与沟通，确保飞行安全。
波音737飞行机手册说明书
CHAPTER15---ICE AND RAIN PROTECTION SYSTEMPage TABLE OF CONTENTS15--00 Table of Contents15--00--1INTRODUCTION15--10 Introduction15--10--1ICE DETECTION SYSTEM15--20 Ice Detection System15--20--1 System Circuit Breakers15--20--5WING ANTI-ICE SYSTEM15--30 Wing Anti--Ice System15--30--1 System Circuit Breakers15--30--6ENGINE COWL ANTI-ICE SYSTEM15--40 Engine Cowl Anti--Ice System15--40--1 System Circuit Breakers15--40--5 AIR DATA ANTI-ICE SYSTEM15--50 Air Data Anti--Ice System15--50--1 System Circuit Breakers15--50--4 WINDSHIELD AND SIDE WINDOW ANTI-ICE SYSTEM15--60 Windshield and Side Window Anti--Ice System15--60--1 System Circuit Breakers15--60--5WINDSHIELD WIPER SYSTEM15--70 Windshield Wiper System15--70--1 System Circuit Breakers15--70--2LIST OF ILLUSTRATIONSINTRODUCTIONFigure15--10--1Anti--Iced Areas15--10--2ICE DETECTION SYSTEMFigure15--20--1Ice Detection System--Schematic15--20--2 Figure15--20--2Ice Detection System15--20--3 Figure15--20--3Anti--Ice System EICAS Indications15--20--4WING ANTI-ICE SYSTEMFigure15--30--1Wing Anti--Ice System Schematic15--30--2 Figure15--30--2Wing Anti--Ice Controls15--30--3 Figure15--30--3Anti--Ice Synoptic Page15--30--4 Figure15--30--4Wing Anti--Ice System EICAS Indications15--30--5ENGINE COWL ANTI-ICE SYSTEMFigure15--40--1Engine Cowl Anti--Ice System--General15--40--2 Figure15--40--2Anti--Ice Synoptic Page15--40--3 Figure15--40--3Engine Cowl--Anti--Ice EICAS Indications15--40--4 AIR DATA ANTI-ICE SYSTEMFigure15--50--1Air Data Sensor Anti--Ice System15--50--2 Figure15--50--2Air Data Sensor Anti--Ice EICAS Indications15--50--3WINDSHIELD AND SIDE WINDOW ANTI-ICE SYSTEMFigure15--60--1Windshield Temperature Control15--60--2 Figure15--60--2Windshield and Side Window Anti--Ice Controls15--60--3 Figure15--60--3Windshield and Side Window Anti--Ice EICAS Indications15--60--4 WINDSHIELD WIPER SYSTEMFigure15--70--1Windshield Wiper Control Panel15--70--11.INTRODUCTIONIce and rain protection is provided for the wing leading edges,engine intake cowl,windshields,side windows and the air data probes and sensors.An ice detection system alerts the flight crew of impending icing conditions.Hot bleed air from the engine compressors is used to anti-ice the wing leading edges and engine intake cowl.Electrical power is used to anti-ice the windshields,side windows,air data probes and sensors.Electrical windshield wipers provide rain removal for the pilot and copilot’s windshields.A bleed air leak detection system monitors the bleed air ducting for leaks andovertemperature(refer to Chapter19).Ice and rain protection system warnings and cautions are displayed on the EICAS primary page.Status and advisory messages are displayed on the EICAS status page.A general view of the pneumatic anti-icing system is presented as a diagram on the EICAS A--ICE synoptic page.Anti---iced AreasFigure15---10---11.ICE DETECTION SYSTEMThe aircraft is equipped with an ice detection system that alerts the flight crew of impending icing condition.The ice detection system consists of two independent ice detectorassemblies located on each side of the forward fuselage.Each detector assembly includesa detector unit and a probe that extends into the airstream.The ice detection system isoperational whenever AC power is available on the aircraft.The ice detectors interface with the data concentrator units(DCU)to provide visualindications of icing conditions.When the probes detect an ice build up,a signal is sent by the unit to the EICAS and at the same time electrical power is used to de--ice the probe.When the probe is de--iced,it is then ready to detect ice formation again.Ice Detection System---SchematicFigure15---20---1Figure15---20---2<1001> Figure15---20---3A.System Circuit BreakersSYSTEM SUB--SYSTEM CB NAME BUS BAR CBPANELCBLOCATIONNOTESIce Detection ICE DET1ACESSENTIAL1T11System Ice DetectorsICE DET2AC BUS22A14THIS PAGE INTENTIONALLY LEFT BLANK1.WING ANTI--ICE SYSTEMThe wing anti-ice system prevents ice formation on the wing leading edge by heating the surface using hot engine bleed air.The hot bleed air is supplied through insulated ducting and released through piccolo tubes to the inner surface of the wing and slat leading edges.The wing anti-ice system is divided into identical left and right systems.In normal operation, each engine supplies bleed air to its respective wing anti-ice system.The systems areconnected by a,normally closed,wing anti--ice cross bleed valve.In the event one system fails,the cross bleed valve is opened to permits cross bleed between systems.This ensures that wing anti--icing is maintained to both systems.The system is manually activated and is automatically controlled by a dual channel digital anti-ice and leak detection controller(AILC).The AILC controls the wing anti-ice system using electrical inputs received from skin temperature sensors located at each wing leading edge.The AILC modulates the respective wing anti-ice valve open or closed as necessary to prevent ice formation.Each of the two channels of the AILC has the capability to control both left and right anti-ice valves.Figure15---30---1Wing Anti---Ice ControlsFigure15---30---2Figure15---30---3<1001> Figure15---30---4A.System Circuit BreakersSYSTEM SUB--SYSTEM CB NAME BUS BAR CBPANELCBLOCATIONNOTESIsolation Valve WING A/ICEISOL BATTERYBUS2N5Wing Anti-IceA/ICE CONTCH A DC BUS11D7 ControllerA/ICE CONTCH BDCESSENTIAL2T11.ENGINE COWL ANTI--ICE SYSTEMThe engine cowl anti-ice system is used to prevent ice formation on the engine intakeleading edges.This is done by using hot engine bleed air to heat the leading edge surface.The hot bleed air is supplied to the intake leading edges through respective L/R cowlanti--ice shutoff valves.Bleed air is distributed through insulated ducting and an air mixing tube before entering a double walled duct in the engine cowl leading edge.The innerportion of the duct carries the bleed air.In the event of a rupture of the inner wall,a bleed leak detector transducer mounted in the outer wall supplies a bleed leak signal to the EICAS to illuminate the L/R COWL A/I DUCT warning message.The left and right cowl anti-ice shutoff valves are manually controlled by respective LH and RH COWL switches on the ANTI--ICE control panel.Crew activation of each system,opens the respective engine cowl anti-ice shutoff valve.The shutoff valves are electricallycontrolled and pneumatically operated.Valve status is displayed on the EICAS,ANTI--ICE synoptic page.2.T2SENSOR PROBE ANTI--ICINGA fan inlet temperature sensing probe(T2),mounted on the engine cowling,is used toprovide temperature data to the FADEC.The FADEC uses the information as one of the sensing parameters to set engine power and to control the compressor variable geometry stator vanes.The probe also contains a built--in heating element that is used to anti--ice the probe.Electrical heating power to the probe heating element is controlled by the FADEC.Testing of the T2heater function is done automatically by the FADEC,which initiates asystem check after engine shutdown on the ground.Following right engine shutdown,electrical power must be maintained on the aircraft for at least one minute to make sure that the FADEC has sufficient time to successfully complete the test.The FADEC verifies T2heater function by energizing the heater and looking for an appropriate temperature rise during a30second period.Following a successful test,the next test will be initiated after the next ground engineshutdown.If the FADEC(through channel A)cannot energize the T2heater,the FADEC will automatically switch to channel B to conduct the test(after a30second time delay).If the T2heater test fails on both channels,the respective L/R ENG TAT HEAT caution message will be displayed on the EICAS primary page and the FADEC will not attempt to energize the T2heater.Engine Cowl Anti---Ice System---GeneralFigure15---40---1Anti---Ice Synoptic PageFigure15---40---2<1001> Figure15---40---3A.System Circuit BreakersSYSTEM SUB--SYSTEM CB NAME BUS BAR CBPANELCBLOCATIONNOTESAnti-Ice A/ICE VALVEL ENG BATTERY N3Engine Cowl Anti-Ice Anti IceValves A/ICE VALVER ENGBUS2N4Anti IceT2HEATER L DC BUS11F4 T2HeatersT2HEATER R DC BUS22F4THIS PAGE INTENTIONALLY LEFT BLANK1.AIR DATA ANTI--ICE SYSTEMAir data probes and sensors are located on the left and right sides of the forward fuselage and extend into the airstream.The air data sensor(ADS)anti-ice system consists ofintegral,self regulating,heating elements for the air data sensors and probes.The ADS heaters prevent ice formation that may cause erroneous air data information.ADS anti-icing is achieved by electronically controlling the heating elements.The air data sensor heating system is activated automatically on the ground and in flight.The ground mode has two operational heating modes,automatic and manual.In automatic mode,when either engine generator is on and the LH and RH PROBES switches,(on the ANTI--ICE control panel)are OFF,the LH and RH pitot probes and the standby pitot probe are heated at half power(automatic mode is not functional when the aircraft is beingpowered by the APU generator or external power).The static ports and the AOA vanes are not powered automatically in the ground mode.For manual mode,the static ports and the AOA vanes can be heated by selecting the LH and RH PROBES switches to ON.In the flight mode,the automatic control function is completely independent of the control switches.The controllers automatically supply full power to all the air data probes andsensors.The LH and RH PROBES switches have no effect on the function of thecontrollers.The air data probes and sensors are monitored and controlled by three independent and identical controllers.Controller1monitors the heater elements for the left pitot,left angle of attack(AOA)vane and left static port.Controller2monitors the right pitot,right AOA vane and right static port.Controller3monitors the standby pitot and total air temperature(TAT) probe.Air Data Sensor Anti---Ice SystemFigure15---50---1Air Data Sensor Anti---Ice EICAS Indications <1001>Figure 15---50---2Status PageA.System Circuit BreakersSYSTEMSUB--SYSTEMCB NAMEBUS BARCB PANEL CB LOCATIONNOTESTAT HeaterHEATERS TATA12HEATERS PITOT R AC BUS 1A14Pitot HeatersHEATERSPITOT L T7HEATERS PITOT STBY ACESSENTIAL1T9HEATERS AOA LT8Air Data Sensor AOA HeatersHEATERS AOA R AC BUS 1A13Anti-IceHeatersHEATERS STATIC RDC BUS 1G14Static HEATERS STATIC L S1HEATERS ADS CONT 1DC2S2ControllersHEATERS ADS CONT STBY ESSENTIALS3HEATERS ADS CONT 2DC BUS 11G131.WINDSHIELD AND SIDE WINDOW ANTI--ICE SYSTEMWindshield and side window anti-icing is achieved by electrically heating the windshield and side windows.Each windshield and side window incorporates an electrical heating element and three temperature sensors.One sensor is used for normal temperature control and another is used for overheat detection.The third sensor is a spare,and is used should one of the other sensors fail.The amount of heat supplied to the windshields and side windows is controlled by fouridentical temperature controllers,one for each window.The controllers automaticallyregulate power to the heating elements as selected by the LOW/HI WSHLD switches on the ANTI--ICE control panel.When an overheat condition is detected,the associated controller removes the power to the heater element and posts a caution message on the EICASprimary page.Windshield Temperature ControlFigure15---60---2<1001> Figure15---60---3A.System Circuit BreakersSYSTEMSUB--SYSTEMCB NAMEBUS BARCB PANEL CB LOCATIONNOTESHEATERSL WSHLD AC BUS 1A10--A11HEATER L WIND ACESSENTIAL 1U10HeatersHEATERS R WSHLD A10--A11Windshield HEATER R WIND AC BUS 22C7and Side Window Anti-Ice HEATERS CONT L WSHLDDC BUS 11G12Anti IceHEATERS CONT L WIND DCESSENTIAL S4ControllersHEATERS CONT R WSHLD2G13HEATERS CONT R WINDDC BUS 2G14Flight Crew Operating Manual CSP C--013--0671.WINDSHIELD WIPER SYSTEM The windshield wiper system is designed to remove rain and/or snow from the pilot and co-pilot’s windshields at speeds up to 250knots.The windshield wiper system consists of independent pilot and copilot systems.Each system consists of a windshield wiper and motor with both systems being controlled by an electronic control unit.Each pilot has a selector,located on the WIPER control panel that actuates both wipers.Under normal operations,both wipers will operate in the same mode when selected from either panel.If each selector is set to a different mode,the last selection made overrides the previous selection.If one wiper system fails,the remaining system will still be functional.Flight Crew Operating Manual CSP C--013--067A.System Circuit Breakers SYSTEM SUB--SYSTEM CB NAME BUS BAR CB PANEL CB LOCATION NOTESWindshield WIPER PILOT DC BUS 11G5Wiper System Wipers WIPER C/PLT DC BUS 22G5。
737ng 飞行手册
737ng 飞行手册
737NG飞行手册是一本详细介绍波音737NG系列飞机操作和管理的手册。
该手册涵盖了飞机的系统、设备、操作和维护等方面的知识，是飞行员、机组人员和维修工程师的重要参考手册。
手册内容通常包括以下部分：
1. 概述：介绍737NG系列飞机的历史背景、设计特点和应用范围等。
2. 飞行计划：提供飞行前的准备工作，包括气象条件、航路选择、飞行计划和导航等。
3. 飞机系统：详细介绍飞机的各个系统，包括发动机、起落架、导航系统、通信系统、电气系统等。
4. 飞行操作：提供飞机的起飞、巡航、着陆等操作的详细说明。
5. 紧急情况处理：介绍各种紧急情况的应对措施，包括紧急备降、发动机失效、失去通信等。
6. 维护与检修：提供飞机的维护和检修要求，包括日常检查、定期检修和维修计划等。
7. 飞行安全：强调飞行安全的重要性，提供安全措施和规定等方面的信息。
手册的每一部分都由专业人员编写，以确保内容的准确性和可靠性。
同时，手册会定期更新以反映飞机的新技术和改进，以适应航空工业的发展。
如果您需要了解更多关于737NG飞行手册的信息，建议您查阅相关资料或咨询专业人士。
波音737飞行操作手册
波音737飞行操作手册【波音737飞行操作手册】看看飞行员都做什么?里面包含了机组的飞行前各项准备工作和检查单口令。
一.驾驶舱初步准备驾驶舱安全检查电瓶电门---接通直流电流表--电瓶位，检查电压26±4伏，电流表指零电动液压泵电门---关闭起落架手柄---放下，三个绿灯检查地面电源电门--打开APU--起动起动:APU起动电门---起动位松开至"ON"位，当APU发电机关断汇流条灯亮(蓝色)，APU起动完毕。
APU电源---接通油泵电门---ON位襟翼手柄位置与襟翼位置指示器一致。
惯导基准系统(IRS)方式选择钮扳至导航位(NAV)。
核实两个直流接通灯(ONDC)亮，校准灯(ALIGN)亮。
显示选择钮放在航向/状态位(HDG/STS)。
二.驾驶舱预先准备FMC/CDU…输入现在飞机实际位置(PPOS)位置起始页…选择使用可用的最精确的信息，在调定IRS位置线上输入现在位置。
音频选择板-一调定。
飞行操纵面板…检查所有5个电门护盖--盖好。
备用襟翼主电门-OFF。
偏航阻尼器电门…OFF仪表和导航转换电门…正常位导航转换和显示电门…自动和正常燃油系统…检查翼梁活门关闭灯暗亮。
核实过滤旁通灯灭。
交输选择器一关。
核实"活门开"灯灭。
燃油量--检查。
燃油泵电门--OFF。
厨房电源电门--ON电气系统---调定AC表选择电门---APUGEN备用电源电门-AUTO汇流条转换电门-AUTO设备冷却电门--正常位紧急出口灯电门---预位禁止吸烟电门-ON系好安全带电门-OFF 风挡刷选择器--OFF风挡加温电门--OFF空速管加温电门--OFF大翼防冰和发动机防冰电门---OFF液压---正常电动液压泵开，发动机液压泵开。
油量表-高于RF位。
电动液压泵---关闭。
增压指示器--检查座舱压差-零座舱高度-机场标高座舱升降率-零外部灯光电门---按需点火选择电门发动机起动电门--OFFEFIS控制面板---调定最低高度(MINIMUMS)--基准选择器选择无线电(RADIO)或气压(BAROMETRIC)位气压基准选择器--调定VOR/ADF电门--按需中央电门CENTRE--按需距离范围选择器--按需活动TRAFFIC电门--按需地图电门---按需导航电门---按需选择PMC、ANS-左或ANS-右位置MCP板调定飞行指引仪电门-OFF自动油门电门-OFF航向窗-起飞跑道航向转弯坡度角限制-按需高度-起飞的起始高度或ATC的指定高度自动驾驶-脱开时钟--调定飞行仪表--调定飞行方式信号牌--空白高度表---调定高度表上的橘色游标调机场标高加1000英尺修正海压地图导航显示---正确航路--显示正确备用仪表--调定备用地平仪--调定调定地平线指示--核实姿态正确。
波音737实际操作流程经过.docx
波音 737 飞行操作手册一.初步准安全瓶 ----- 接通直流流表 ---- 瓶位， 26±4 伏，流表指零液 --- 关起落架手柄 --- 放下，三个灯地面源 ---- 打开APU--起起： APU起 --- 起位松开至“ ON”位，当 APU机关断流条灯亮（色），APU起完。
APU源 --- 接通油---ON 位襟翼手柄位置与襟翼位置指示器一致。
基准系（ IRS）方式扳至航位（ NAV）。
核两个直流接通灯（ ONDC）亮，校准灯（ ALIGN）亮。
示放在航向 / 状位（ HDG/STS）。
二. 先准FMC/CDU⋯⋯⋯入在机位置（PPOS）位置起始⋯使用可用的最精确的信息，在定IRS 位置上入在位置。
音板－一定。
行操面板⋯⋯⋯所有 5 个盖——盖好。
用襟翼主－ OFF。
偏航阻尼器⋯⋯ OFF表和航⋯⋯正常位航和示⋯⋯自和正常燃油系⋯⋯翼梁活关灯暗亮。
核旁通灯。
交器一关。
核“活开”灯。
燃油量——。
燃油—— OFF。
厨房源 ----ON气系 -----定AC表 ---APUGEN用源— AUTO流条— AUTO冷却 ----正常位急出口灯 -----位禁止吸烟— ON系好安全— OFF 刷器 ----OFF风挡加温电门 ----OFF空速管加温电门 ----OFF大翼防冰和发动机防冰电门-----OFF液压 -------正常电动液压泵开，发动机液压泵开。
油量表—高于 RF位。
电动液压泵 --- 关闭。
增压指示器 ----检查座舱压差—零座舱高度—机场标高座舱升降率—零外部灯光电门 -----按需点火选择电门发动机起动电门 ----OFFEFIS 控制面板 -----调定最低高度（ MINIMUMS）----基准选择器选择无线电（RADIO）或气压（BAROMETRIC）位气压基准选择器 ---- 调定VOR/ADF电门 ----按需中央电门 CENTRE----按需距离范围选择器 ----按需活动 TRAFFIC电门 ----按需地图电门 -----按需导航电门 -----按需选择 PMC、ANS—左或 ANS—右位置MCP板调定飞行指引仪电门— OFF自动油门电门— OFF航向窗—起飞跑道航向转弯坡度角限制—按需高度—起飞的起始高度或ATC的指定高度自动驾驶—脱开时钟 ----调定飞行仪表 ----调定飞行方式信号牌 ----空白高度表 -----调定高度表上的橘色游标调机场标高加 1000 英尺修正海压地图导航显示 --- 正确航路 ----显示正确备用仪表 ----调定备用地平仪 ----调定调定地平线指示 ----核实姿态正确。
如何开飞机波音操作手册
如何开飞机波音操作手册 Last revision date: 13 December 2020.第一步是打开电源，连接地面电源并打开仪表板和外部灯光。
也就是应该点亮仪表灯光和机翼灯光，并且开始启动飞机。
确认设置停车位刹车――这样才能保持地面供电安全飞机不会移动。
1.将battery和standby power调至ON位。
这时仪表板和位置灯光点亮，表明飞机已供电。
2.将GRD PWR switch调至ON位。
此时飞机由ground power unit (GPU)供电。
第二步，现在开启Auxiliary Power Unit (APU)。
APU可以为飞机供电供气，使我们客舱舒适，同时能启动发动机。
没有bleed air（引气）是不可能打开空调系统和启动发动机的。
1.打开left forward fuel pump，使其给APU供油。
如果你使用APU的时间很长，那还得将left c enter pump打开，防止燃油不平衡。
2.将APU switch调至START位――它会归位到ON并启动APU。
等排气温度Exaust Gas Temperature (EGT)上升并稳定后，再进行下一步。
3.当APU GEN灯亮起后，将两个APU GEN都调至ON。
APU GEN OFF灯熄灭后，电力就由APU供给了。
第三步，下面进行顶板设置，要遵循从上到下，由左及右的设定方法驾驶舱头顶板1.把Yaw Damper调至ON。
Yaw Damper灯会亮它会防止"Dutch Roll（荷兰滚）"，并可以减少方向舵的使用及计算。
2. GALLY电门调至ON（厨房电源接通），它会在飞行中供给厨房及乘客电子娱乐设备。
3. emergency exit 护盖盖好，"no smoking"和"fasten belts"调至ON/AUTO。
4.因为是今天的首班飞行，将ignition switch 调至"IGN R"。
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第一步是打开电源，连接地面电源并打开仪表板和外部灯光。
也就是应该点亮仪表灯光和机翼灯光，并且开始启动飞机。
确认设置停车位刹车一一这样才能保持地面供电安全飞机不会移动。
1.将battery 和standby power调至ON位。
这时仪表板和位置灯光点亮, 表明飞机已供电。
2.将GRD PWR switch调至ON位。
此时飞机由ground power unit (GPU) 供电。
第二步，现在开启Auxiliary P ower Un it （A PU）。
APU可以为飞机供电供气，使我们客舱舒适，同时能启动发动机。
没有bleed air （引气）是不可能打开空调系统和启动发动机的。
1.打开left forward fuel pump ，使其给APU供油。
如果你使用APU的时间很长，那还得将left c enter pump 打开，防止燃油不平衡。
2.将APU switch调至START位一一它会归位到ON并启动APU。
等排气温度Exaust Gas Temperatur e （EGT）上升并稳定后，再进行下一步。
3.当APU GEN丁亮起后，将两个APU GEf都调至ON APU GEN OF灯熄灭后，电力就由APU供给了。
第三步,下面进行顶板设置,要遵循从上到下,由左及右的设定方法驾驶舱头顶板1.把Yaw Dam pe调至ON Yaw Damp er灯会亮它会防止"Dutch Roll （荷兰滚）“，并可以减少方向舵的使用及计算。
2. GALLY电门调至ON（厨房电源接通），它会在飞行中供给厨房及乘客电子娱乐设备。
3. emergency exit 护盖盖好，"no smoking"和"fasten belts" 调至ON/AUTO4.因为是今天的首班飞行，将ignition switch 调至"IGN R"。
其余飞行就用"IGN L"――绝不可用"BOTH"。
5. window heat switches （风挡加温）调至ON驾驶舱玻璃会加温，以防止冰雪天气和巡航中的问题。
先不要开probe heat switches ！6. electric hydraulic pumps ("ELEC 1" and"ELEC 2")调至OFF其余打开（内关外开）7. AIR TEMP 选择器按需一般选在FWD立,TRIM AIR 在on 位，其余都是自动位。
Isolation valve （隔离活门）和APU BLEEDS至ON增压系统引气了，还可以启动发动机。
L&R PACK（左右组件）。
APU现在可以给空调、8. 在pressurization panel （增压面板）上设置巡航高度和着陆高度。
增压。
我们随意设置的巡航高度是21,700ft ，此机场在海平面20ft 飞机会按照设置的高度自动上。
9.除ANTI COLLISION在OFF位外，其余灯光都是按需调定。
检查NAV DATA数据库是否最新。
第四步，打开FMC选择"INIT REF"页，点＜ INDEX。
选"IDENT"页，再选"INIT REF"页，在"REF"页面下把起飞机场代码输入。
在FMC l输入gate。
以获得精确的定位数据。
打开radio stack （无线电接收机），在任意的COM窗口中调节ATIS frequency （通播），你可以设定4 个频率，同时听2 个，然后只和其中1 个对话。
ATIS 提供机场和天气信息，所用跑道，高度设定，天气情况，可见度等等。
记下重要信息，一会有用。
听完ATIS ，写下重要信息后，频率调至 delivery frequency （ 放行）。
设置TCAS （防撞系统）模式为above ，将 control switch 调至"test" ---- 你能听到"TCAS system test okay"，这表明 TCAS 可用。
先别把TCAS 设成TA/RA,因为这小家伙的、辐射对地面人员很有影响。
（注：如果被照了 我保证一定很爽…请大家不要去试 TCAS 只适用于737 — 8/900 ） 回到 FMC回顾飞行计划：离场机场代码 （departure airport ） -> 离场程序码 （SID ） -> 航路各点 -> 进场程序（STAR ） -> 进近程序 （APP ） -> 目的地机场代码 （arrival airport ）现在你知道哪个跑道和 SID 可用了，在FMC 中选择"RTE"页，填入你的目的机场，以及起飞机场的跑 道，航班号。
并且执行 进入"DEP/ARR 页，选择左侧的< DEP,能够看到可用SIDs ，最后选择相应SID （离场程序）和tran sition （转换层）第五步，现在设置航路。
在 FMC 中一个点一个点的输入航路，在起飞前将不连续点修正完成。
可以选择两种不同的方法输入航路1.手动法：选择"LEGS"页，自己把所有航路点输入进去一一最合适短途飞行了。
"LEGS'页里，在某点后和STAR （进场程序）前把所有航路点输入进去，第一页满了就翻页继续输入。
所有点输入完成后， 回到"DEP/ARR 页，这次选右边的 ARR >，STARS 和 APP 岀现了。
最后，选择相应的 STAR 和相应的transition ，还有相应的进近程序和相应 transition 。
基本都搞定了，你现在只是没有修正航路的 不连续点啦。
当 FMC 中2个fixes 互相不连接时，我们称之为 not continuousity ，请在 discontinuity line 下选择这个航路点，放入 then 中。
如果存在 opilot 不能完成这样的飞行。
检查你的"LEGS ，页，看有没有discontinuities continuities 修正。
2.航路法：另一种方法是选择高空航路。
在"RTE"的第2页，你可以输入一个航路和它的最终 fix ―― FMC 会自动输岀从航路起始到终了的所有点。
这在长途飞行中省了很多时间。
你只需在VIA 处输入机场ID ，以及这条航路上你希望最后经过的 fix ，FMC 会将所有中途点自动输岀。
检查并确定航路是连续的后，选择 "INIT REF" 页。
在这里，输入些飞行信息，以便能计算 takeoff speeds, maximum/optimum flight level 。
（注：油量以 LBS*1000 为单位）。
要修正 discontinudiscontinuities ，aut1. Z ero Fuel Weight (ZFW) / Gross Weight(GW) 自动显示。
已经正确计算完毕，在你点击其左侧的按钮后会2. 输入 fuel reserves （备用油量） ，这个不能自动输岀，所以填个估计值 5000lbs3. 输入 cost index (成本指数)。
most economiccost index 随油价跟公司政策变动而不同，帮助 FMC 计算航程的。
可以取 cost index 为 25。
4. 输入 cruise altitude, averagecruise wind ude (18000 in the， top of climb temperature 和 transition altit第六步，现在选择右面的 N1 LIMIT ＞进入N1推力限制模式"SEL"已假设温度设定了，选一个比现在真实温度高的数值来欺骗发动机。
这样能减推力起飞，减少 发动机损耗，节约维修维护成本。
SEL 项取决于天气和机场等情况。
一般可以选35-40。
选择 TAKEOFF> 在"TAKEOFF REF 页，我们要输入 flap position ，计算 takeoff speeds 和 trim 配平值 在"FLAPS"行输入度数，对737NG 而言，一般用flap 5 起飞。
然后点击V1, VR and V2键，能自动显 示值。
记下 takeoff speeds 和 trim 配平值，一会用。
F 面设置 climb performanee ，选择 CLB 页。
"MAX RATE 项显示了最大爬升率。
"MAX ANGLE 是为了达到巡航高度，在最短距离内使用最大的爬升 速度。
选＜ MAX RATE 并点击execute 。
现在进入 main panel 。
从ATIS 广播中用barometric pressur 设定altimeter --- 旋转 BARO knob 就是了。
保持 MAP 模式显 示，范围大小可自定。
可以用旁边的 VOR/ADF 开关来控制RMI 指向。
在"auto pi lot panel" (MC P) ，给 VOR n avigati on 设定 course 。
Aut op ilot 会按航行飞行，为了避免auto pi lot 失效，你最好经常调协 VORfreque ncy/course 。
还要将 flight director (F/D) 调至 O —— 很有好处。
在 speed selector 中，键入 V2 speed ；在 headi 里，输入 ATC 给的 initialclimb al中的 V2 speed 设定，你能在 flight directo 的指引下 后，速度自动加 20。
把 autobrake 设置到 RTO 位。
由于autobrake 柄置于 idle 后飞机会自动刹车。
然后设定 stab trim根据FMC 勺“ takeoff ”页来Trim （修正）面板参数。
同时，要确保推力手柄置于idle 位。
第七步，已经成功的配置了起飞的参数。
现在开始推出，启动发动机 启动发动机前，将Packs 调至OFF,减轻APU 工作量，并保证需要启动的发动机正常启动，设定燃油系统，anti-collision lights 调至ON 发动机启动前在顶板做这些最后的变动：将L & R PACK 调至OFF,并能为启动发动机提供更多引气。
发动机启动前让它一直在 OFF ，直到发动机启动后。
这对 vertical 和 lateral navigationng selector 中，选择跑道的 heading ；在 altitude selector titude 初始爬升高度。