737NG 系统理论速记本 / 四六文摘

Version 2.0 更新中 20210629

本笔记的摘录原则：
1、节选手册中需要反复记忆的内容；
2、如遇难以理解的句子、图表，以个人理解重新表达（如有偏颇，恳望斧正）；
3、控制和指示的部分，非理论的内容不作摘录。
4、符合直觉，看一遍就能记住的不作摘录。

使用本笔记的正确姿势：
1、通读手册后，用来时常翻阅记忆；

1、飞机概况、应急设备、舱门、风挡 （编辑）

180°转弯时道面最小宽度：800：24.3m，700：20.4m。

1、锁销和锁销标牌（机械锁）*需要记忆图中使用方法
2、开锁销：向内侧拉锁销：人工将释压板从卡阻的舱门上分离，使面板打开成为应急出口。
3、释压板：作为应急出口通道且在飞机失压时自动打开（舱门装有两个压力传感器）。

通过按压应急进入面板上的“1”然后“ENT”键，驾驶舱谐音将响起（如有设计）。

如舱门口风速大于 40 节，不得操作登机门或货舱门。如阵风大于 65 节，舱门不得保持打开状态。

以下任何一个条件不具备时，翼上应急出口开锁。

4个登机/服务门中的 3个关闭且
任意一台发动机工作且
飞机在空中或两个推力手柄前推
有直流电源

只有副驾驶 2号风挡可以从飞机外侧打开。

使用 2 号风挡撤离：拉绳子确保栓牢、将绳子抛出窗外、先伸出一只脚、伸出上半身、最后另一只脚；

飞行员座椅调节，使用下列视线基准：

目光沿着遮光板上表面可见一小部分飞机机头结构
目光沿操纵杆（位于正中）上方可见外显底部边缘

货舱的设计和结构符合 FAA 的 C类货舱要求。即货舱的设计能完全限制火情蔓延而不会危及飞机及其乘员的安全。货舱密封且增压，但与上部客舱不同的是没有新鲜空气循环和温度控制。

在每个货舱的后隔板内都有一个压力平衡活门，该活门使足够的空气出入货舱以保持与客舱几乎相同的压力。一旦飞机突然失去增压，货舱的应急通气板可用大于压力平衡活门的速率进行释压。

应急出口灯电门预位：（保险位）如1号直流汇流条电源失效或交流电源关断，则所有应急灯自动亮。

客舱应急灯电门（护盖保险）开：所有紧急灯亮且旁通驾驶舱控制。

客舱信号牌电门：自动位：襟翼或起落架放下时亮，襟翼和起落架收起时灭。

灭火瓶的使用：

欧美火警分类	灭火瓶类型
A类：易燃物质	水灭火瓶
B类：可燃液体 C类：通电的电气设备	化学灭火瓶（海伦或同等灭火器）

在驾驶舱使用化学灭火器时，所有在驾驶舱的机组人员应戴上氧气面罩，选择 100% 紧急氧气。

当整个灭火瓶释放完后，灭火剂可能要长达 7 分钟才能消散。

应急设备位置见手册；

应急定位发射器 ELT （编辑）

厦航飞机通常配有一部固定式和一部便携式应急定位发射器，固定式 ELT 安装在客舱后部，舱顶部位，飞机垂尾前部可看到其外部天线。便携式 ELT 放在前舱储物柜内。

应急定位发射器有两个发射器，一个在甚高频 121.5MHZ （民航频道）和超高频 243MHZ （军事频道）不间断发射信号直到电池耗尽，其自带的电池能连续工作 72 小时。另一部发射器在前 24 小时内通过超高频 406MHZ 在海事应急频带发送信号包含 ELT 代码和国家代码，间隔是 50 秒。

对于跨水运行的飞机必须配备至少一台自动式 ELT，而延伸跨水运行的飞机必须配备至少一个救生型 ELT。

1、应急定位发射器指示灯，亮（琥珀色）：应急定位发射器已被启动且同时在 121.5、243.0和 406.0 兆赫频率上发射。
如果应急定位发射器发生非指令性启动，应关断其发射：先将电门扳至 ON 位，再扳回 ARM 位。这样将关断并重新预位 ELT。

2、应急定位发射器电门，预位：（保险位）达到预设的过载限制时应急定位发射器自动发射。

ELT 测试

禁止飞行组自行测试 ELT，ELT 仅由机务人员进行测试并需要提前向 ATC 申请。
如果需要测试 ELT 的信号，应该每小时开始的前五分钟，并且在15秒内完成，因为卫星接收器屏蔽了开始的15 秒。完成测试后，需要及时复位，并在 121.5 检查是否还有发射音。
如果发射音不消失，可能需要到客舱后部重置发射机。

氧气系统 （编辑）

PBE 便携式呼吸设备启动后可提供 15-20min 以上的氧气。

便携式氧气瓶：氧气瓶增压 1800psi。容量有 120L 和 311L 的。两个供氧口，一个 2L/min 供行走，另一个 4L/min 供急救。

飞行组氧气系统

机组氧气压力系统最大 1850psi。

高高原 120 分钟（其中 10 分钟用于下降，110 分钟用于巡航）

氧气流量指示器：氧气流动时，显示一个黄色十字标志。

测试/复位电门：如氧气面罩已收起，则氧气瞬时流动以测试调节器；如氧气面罩未收起且存放箱门关闭时，则氧气接通（OXYON）

指示旗收起，关断氧气且关断话筒。

正常/100%电门：正常：提供空气/氧气混合气（混合比根据机舱高度而定）；100%：提供100%氧气。

应急/测试选择电门：正常：当机舱高度高于预设值时，以正压力自动提供100％氧气；应急：在任何机舱高度均以正压力（高于100%或正常方式的速率）提供100％氧气。在应急方式下可能难以进行通讯。
烟雾通气孔活门选择开关：向上：通气孔活门关闭。向下：通气孔活门打开，使氧气流向防烟眼镜排出烟雾。

旅客氧气系统

面罩提供的是纯氧，但是旅客吸入的是氧气和客舱空气的混合气。

旅客氧气系统（化学）有 12min 和 22min 的。

触发事件	机舱高度	高高度关	高高度开
机舱高度警告喇叭响	10000 英尺	10000	15200
自动启动氧气系统，旅客氧气面罩脱落	14000 英尺	14650	15650

高高原机型（配备旅客氧气瓶），机舱高度低于 14650ft 时进行复位才能关闭流量控制组件。

供氧要求

	机组	乘客
FL100 以上	必需机组	30 分钟后，10% 的旅客
FL100～FL120	30分钟后，其他机组
FL120 以上	所有的机组
FL140
FL140-150		30% 的旅客
FL150 以上		全部旅客

2、气源系统 （编辑）

双引气灯亮，APU出现反引气压力，须限制推力为慢车。

翼身过热指示灯：发动机吊架→机翼前缘内侧→空调舱。（左：APU引气管道→龙骨架）

引气跳开指示灯：发动机引气温度或压力过高（相应的发动机引气活门自动关闭）。

组件跳开指示灯：组件温度已超过限制（相应组件活门自动关闭，混合活门驱动于全冷位）。

组件指示灯：组件跳开或组件的主要/备用控制失效。

区域温度指示灯：管道温度过热或对应温度主要/备用控制失效。

管道过热指示灯：相应管道中的分配空气温度超出限制（空气混合活门驱动至全冷位）。

跳开复位电门：（如故障已消除）复位引气跳开指示灯、组件跳开灯、区域温度灯或管道过热灯，并打开相应的活门。

飞行高度选择电门：以 500 英尺为单位，在 -1000 英尺至 42,000 英尺。

着陆高度选择电门：以 50 英尺为单位，在 -1000 英尺至 14,000 英尺。

引气系统 （编辑）

在起飞、爬升和大多数巡航条件下，第五级低压引气足够使用，第九级活门保持关。

只要机舱增压有足够的空气，引气管道压力表上的左右管道压力差（剪刀叉）可视为正常。

隔离活门自动：如任一发动机引气电门或空调组件电门在关位，隔离活门打开。

（如所有发动机引气电门开且两个空调组件电门自动或高流量，隔离活门关闭。隔离活门位置不受 APU 引气电门的影响。）

空调系统 （编辑）

左组件混合总管空气直接流入驾驶舱。左组件过剩的大部分空气、右组件的空气以及再循环系统空气在混合总管内混合后进入客舱。

在验证的最大使用高度以下，单个组件在高流量时可保持整架飞机增压及适宜的温度。

一台发动机最多只能为一个组件供气。

在地面，APU 可向两个组件供气，飞行中可向一个组件供气。

多数地面气源车可为两组件工作提供足够引气。

空调组件自动：

两个组件都工作时，各组件调至低流量。但一组件不工作时，另一组件自动转换至“高流量”以保持必要的通风率。

飞机在地面或空中襟翼放出时，这种自动转换被抑制以保证单发工作所需的发动机功率（即单组件低流量）。

如两个发动机引气电门关且 APU 引气电门开，所有条件下，都会自动转换至高流量。

在地面，APU 引气电门开且任一或两个组件电门在高流量位，APU 可提供“高流量引气”。

如组件主控制器失效，受影响的组件由另一侧控制器的组件备用控制器控制。

再循环风扇自动：

飞行中：

如两组件在正常位工作，则左或右再循环风扇工作。
当任一组件电门在高流量位，则左再循环风扇不工作；当两组件电门都在高流量位，则左、右再循环风扇都不工作。

在地面：

两组件电门都在高流量位，左再循环风扇不工作（右再循环风扇仍工作）。
再循环风扇系统可减轻空调组件的负荷并减少发动机引气的需求量。客舱和电子设备舱排出的气体收集在前货舱中，然后在此过滤和再循环后送到混合总管。

增压系统 （编辑）

增压和通风由调节排气活门和机外排气活门控制。客舱空气从地板格栅进入后货舱，顺便给后货舱加温，然后由排气活门排出机外。

在地面和低压差飞行时，机外排气活门打开，使电气/电子设备舱的热空气排出机外。飞行中，机舱的压差较高时，机外排气活门通常关闭，排出的气体分散到前货舱的侧壁内。

如任一个组件电门在高流量位且（右）再循环风扇关断，机外排气活门驱动打开，增加了排烟状况的通风性。

如：飞机终止爬升并返回起飞机场，琥珀色非计划下降灯亮，控制器可控制飞机座舱高度，飞行员无需再输入任何值，就可在起飞机场标高着陆。如飞行高度窗显示高度被改变，则自动控制座舱高度至起飞机场标高的能力就丧失。

两个释压活门提供安全释压，限制最大压差在 9.1 PSI。一个负压差释放活门防止机舱内部压力小于外部。

在 41,000 英尺的最大允许飞行升限下，机舱高度通常由机舱压力控制器控制在 8000 英尺以内。

在地面且推力等级较低时，排气活门驱动到全开位使机舱释压。在地面且推力等级较高时，机舱开始增压。

飞机爬升至所选飞行高度的 0.25PSI 范围内时，巡航方式生效。

巡航等于或低于 28,000 英尺	7.45 PSI
28,000 英尺至 37,000 英尺	7.80 PSI
37,000 英尺以上	8.35 PSI

飞机下降到低于所选飞行高度 0.25 PSI时，下降方式开始工作。机舱开始成比例下降到略低于所选的着陆高度。控制器控制机舱在轻微增压状态下着陆，以使进近时高度快速变化而机舱压力变化最小。滑行时，控制器将排气活门缓慢驱动到全开位，使机舱释压。

自动系统由两个独立的控制器组成。每次飞行时，其中一个控制器作为主控制器，另一个作为备用。下次飞行相互替换。

AutoFail 灯亮的几种情况：

直流电断开（高度将显示“88888”或短线。）
控制器故障
排气活门控制故障
压差过大（> 8.75 psi）且控制器无适当反应
机舱压力变化率过大（海平面高度大于 2000 ft/min）且控制器无适当反应
机场高度过高（15800' 以上）且控制器无适当反应

人工方式下，排气活门全程移动需 20 秒。

3、防冰排雨 （编辑）

如风挡电源中断，风挡过热指示灯也会亮。

风挡雨刷选择电门——间断：7秒钟间断工作。

如用备用电源工作，探头加温指示灯不指示系统状态。

探头加温电门——自动：任一发动机工作时，自动向A和B两个探头加温系统供电。

整流罩防冰指示灯亮（琥珀色）：指示发动机整流罩防冰活门的下游管道超压。

发动机防冰电门开时设定结冰条件下的抖杆器逻辑，如空中未使用机翼防冰，关时抖杆器逻辑恢复正常。

琥珀色热防冰指示TAI：整流罩防冰活门位置与相应发动机防冰电门指示位置不一致（一般是转换中）。

一旦使用机翼防冰，无论后来电门位置如何，在剩下飞行中都将保持结冰情况的抖杆器逻辑设定。

在地面打开机翼防冰，如果任一发动机推力过高或任一分配管道中过热，活门将关闭，但电门仍在开位。离地时电门跳至关位。在空中，管道温度和推力设定逻辑对活门没有影响。

4、自动飞行 （编辑）

马赫数和空速在约 26,000 英尺时自动转换。

“N1 调定”外圈旋钮在自动位时，自动油门调定的推力不会大于显示的 N1 限制，但人工调定“N1 调定”外圈旋钮在人工双位（BOTH）、1 或 2 位时，自动油门可超出 N1值。人工调定推力参考值仅是为人工控制推力时提供指导。

预位 APP 后允许接通两部自动驾驶。

双通道自动驾驶进近时，到达无线电高度 800 英尺前，两部自动驾驶均必须选择指令方式。

自动驾驶脱开指示灯—亮（红色）：

双通道进近时，无线电高度 800 英尺以下安定面配平不当
如单通道自动驾驶接通时安定面配平不当，自动驾驶复飞过程中高度获得方式被抑制
系统地面自动测试失效

自动油门脱开指示灯—闪亮（琥珀色）

飞行中、襟翼未收上且
速度与指令值相差 +10 或 -5 海里/小时，并且未趋向指令值

指令接通 CMD

如在高度保持方式下人工超控俯仰方式，则高度保持变为 CWS P。如在选择高度的250英尺范围内松开操纵力，CWS P 变为高度获得，飞机回到所选高度，高度保持方式接通。如操纵升降舵的力一直保持到所选高度 250 英尺范围以外，俯仰保持 CWS P 方式。

驾驶盘操纵 CWS

松开操纵力时，自动驾驶保持当前姿态。如坡度为6度或更小时松开副翼压力，自动驾驶横滚至机翼水平并保持当前航向。

以下情况航向保持功能被抑制：

无线电高度1500英尺以下且起落架放下、
以进近方式截获航向道后
真空速等于或小于250海里/小时，截获 VOR 航道后。

LNAV 水平导航 （编辑）

在地面水平导航预位准则：

飞行计划的起始跑道
FMC 输入有效航路
第一段航段的航迹在跑道方向 5° 以内
按压 TO/GA 之前

离地高度 50 英尺时水平导航引导生效。

由于下列原因，水平导航自动断开：

到达有效航路最后的航路点，或到达一个不连续航路
截获航道

飞行中水平导航接通准则：

FMC 输入有效航路
有效航路 3 海里以内，飞机在任何航向都可接通水平导航有效航路 3 海里以外，飞机必须：在 90 度及以内的切入航道上
到达有效航路点前，切入航路

VNAV 垂直导航 （编辑）

Vertical NAVigation is an autoflight function that directs the vertical movement of an aircraft.

If used in the cruise, VNAV causes an aircraft to climb or descend according to vertical elements of a pre-programmed FMS (flight management system) flight plan.

When used on approach to landing, VNAV follows a calculated approach path from a Final Approach Fix or Waypoint to the runway, ie waypoints within the FMS navigation database. The path can either be based on stored database altitudes as displayed on the altimetry system ("Baro VNAV"), or as corrected within more advanced FMS equipment for temperature errors: significantly low temperature otherwise causing a shallow approach.

在地面垂直导航预位标准：

已输入有效飞行计划
已输入并执行性能数据（无油重量 ZFW）
两个飞行指引电门均已接通

出现以下情况时，不得预位垂直导航：

机场使用场压运行时
起飞前，天气条件不稳定

下列任一原因可终止垂直导航方式：

到达水平导航航路终点
下滑道截获
如下滑道预位，飞越下滑道切入点（在飞越下滑道切入点时，可重新接通垂直导航）
在水平导航未接通的情况下，并且在一生效航段内，该生效航段由于受数据库内垂直下降角的限制，飞机按航径方式下降，水平航迹偏离超过所需导航性能值的两倍。

离地高度 400 英尺时垂直导航引导生效。

VNAV 方式实施非精密进近需要注意的问题

如果因各种原因（绕飞、雷达引导等）偏出进场程序后，未更新 FMC 的航路点数据，FMC 可能还在以飞机已经飞过/旁切的某个航路点作为当前航路点，这会导致出现错误的垂直航径数据和引导。
在最后进近定位点（FAF）必须证实垂直导航接通。
不清楚 MCP 高度窗的调置方法和时机。比如：何时设定 FAF 高度、何时设定最低标准、何时设定复飞高度。
地图失效时，不能用VNAV方式做CDFA进近。因为在实际的飞行中，仅仅是地图失效的故障很少见，通常会存在其他关联故障，所以当地图失效时，不能使用 VNAV 方式做 CDFA 进近。
一台发动机失效时，可以用VNAV方式做CDFA进近。
使用 VNAV 方式做 CDFA 进近时，也要使用距离/高度图表核对实际高度进行检查。
使用 VNAV 方式做 CDFA 进近时，要在 CDU 里的下降预报页面输入 ISA 偏离和 QNH：
例如：在海拔高度2000英尺处的机场落地，地面温度是 30°（按照1000英尺温度近似降低2°计算，2000 英尺处的温度=15-2×2000/1000=11°；ISA偏离=30-11=19°），QNH是1003hPa；
使用 VNAV 方式做 CDFA进近时，推荐使用水平导航方式或 VOR/LOC 方式保持水平航迹。
如果最后进近的横滚方式使用 LNAV，则不可以直飞 FAF。
IAF 之前，管制员给机组“可以按照程序进近，五边报告”，此时机组可不可以直接调FAF高度？答：只有严格按照程序飞行才可以直接调 FAF 高度，其他偏离标准进近程序的情况（比如雷达引导），机组应该按照管制员的指令下降高度。
如果五边要经过VOR台上空，如丽江20号VOR进近(见下图)，建议选LNAV而不是VOR/LOC，防止航道不稳定。
自动驾驶失效时，可以用VNAV方式做CDFA进近。

5、通信

6、电气 （编辑）

电瓶释放灯—亮（琥珀色）：电瓶电门接通时探测到电瓶释放过量。

变压整流器（TR）组件灯—亮（琥珀色）：

·在地面：任一 TR 失效。

·飞行中：

1 号变压整流器失效，或

2 号变压整流器和 3 号变压整流器失效。

电气灯—亮（琥珀色）（空中被抑制）：直流电源系统或备用电源系统存在故障。

测试MAINT：供维护人员使用，它将电压表和频率表与电源系统测试部件连接，显示辅助读数。

『STANDBY PWR OFF』备用电源关指示灯——亮（琥珀色）：以下一个或多个汇流条无电源：

·备用交流、直流汇流条

·电瓶汇流条。

『BUS TRANSFER』汇流条转换电门：『AUTO』自动连接或隔离，『OFF』断开：

汇流条连接跳开关 → 1号和2号交流转换汇流条

直流交连继电器 → 1号和2号直流转换汇流条

发电机驱动指示灯——亮（琥珀色）：由以下原因之一导致的整体驱动发电机滑油压力低：

·整体驱动发电机失效

·发动机关车

·由于滑油温度高使整体驱动发电机自动脱开

·通过发电机驱动脱开电门脱开整体驱动发电机。

发电机驱动脱开电门（保险位）

发电机驱动装置故障时，该电门将发电机与发动机脱开。

如有电源且发动机启动手柄在慢车位，可以通过该电门脱开整体驱动发电机。

整体驱动发电机在空中不能重新接通。只能在地面由机务人员重新接通发电机。

交流电源系统 （编辑）

两台整体驱动发电机提供三相、115 伏、400Hz的交流电。整体驱动发电机由装在同一机匣里的发电机和驱动装置组成。

且当一台整体驱动发电机不工作时，另一台发电机可向另一汇流条系统提供基本和非基本用电（当汇流条转换电门在自动位，会通过连接汇流条和汇流条连接跳开关自动连接）。

基本工作原理：交流电源不能并联供电（另一电源接通转换汇流条时，当前电源自动断开）。

整个发动机正常工作期间，整体驱动发电机保持恒定速度。

每个交流电源系统由一个转换汇流条、一个主汇流条、两个厨房汇流条以及一个地面勤务汇流条组成。

用外部电源向一个转换汇流条供电而用 APU 电源向另一个转换汇流条供电是不可能的。而由一个整体驱动发电机向同侧的转换汇流条供电时，外部电源或 APU 可以向其另一转换汇流条供电。

自动卸载

一台发电机工作时，超负荷时的卸载顺序：

2 号转换汇流条上的厨房和主汇流条；

1 号转换汇流条上的厨房和主汇流条；

空中娱乐系统汇流条。

恢复多电源供电时，主汇流条、厨房汇流条和空中娱乐系统汇流条将自动恢复供电。

可尝试将机舱/通用电源电门移向关位，然后回至开位，人工恢复厨房和主汇流条电源。

如APU为唯一电源：

飞行中，所有厨房汇流条和主汇流条自动卸载。还不行就卸载空中娱乐系统两个汇流条。

在地面，APU 尝试承受所有电气负载。如感应到超负载，则 APU 将厨房汇流条和主汇流条卸载。

外部地面电源

地面人员通过插座附近面板的一个状态指示灯可判断是否正在使用外部电源。

地面勤务

地面勤务电门位于前乘务面板。两个交流转换汇流条通电时，该电门被超控。

地面电源通过地面勤务交流汇流条，为通用插座、客舱照明和电瓶充电器供电。

直流电源系统 （编辑）

28 伏直流电源系统由三个变压整流器组件供电（任何两个变压整流器均可向全部连接的负载供电），变压整流器由交流转换汇流条供电。

无其它电源可用时，电瓶向必须工作的负载提供直流电。

在进近过程中，下滑道截获时，汇流条交连继电器自动跳开，隔离1 号和 2 号直流汇流条，防止因一个汇流条故障而影响两部导航接收机和两部飞行控制计算机的工作。

24 伏镍镉电瓶位于电子舱内，电瓶电压为 22 ～ 30 伏。

一个完全充电的电瓶足以提供最少 30 分钟的备用电源（两个60分钟）。

『BAT』电瓶电门

正常情况下：

『OFF』：断开电瓶汇流条和转换的热电瓶汇流条电源

『ON』：向转换的热电瓶汇流条供电

电瓶是唯一电源时：

『OFF』：断开电瓶汇流条、转换的热电瓶汇流条、备用直流汇流条、静变流机和备用交流汇流条电源。

『ON』：给继电器供电，以便将备用电气系统自动转换到电瓶电源。

两台发电机失效后，由电瓶供电的直流汇流条包括：

·电瓶汇流条

·转换的热电瓶汇流条（只要电瓶电门在开位，转换热电瓶汇流条就有电）

·备用直流汇流条

·热电瓶汇流条（热电瓶汇流条总是与电瓶接通）

静变流机将 24 伏电瓶直流电转换成 115 伏交流电；

备用电源系统 （编辑）

正常工作时：

备用交流汇流条由 1 号转换汇流条供电。

备用直流汇流条由 1 号、2 号和 3 号变压整流器供电；

电瓶汇流条由 3 号变压整流器供电；

热电瓶汇流条和转换热电瓶汇流条由电瓶/电瓶充电器供电。

电瓶备用工作

备用交流汇流条（通过静变流机）、备用直流汇流条、电瓶汇流条、热电瓶汇流条、转换热电瓶汇流条由电瓶直接供电。

『STANDBY POWER』备用电源电门

『AUTO』自动（保险位）：如上。

『OFF』关：备用交流汇流条、备用直流汇流条（静变流机）无电源（备用电源关灯亮）。

『BAT』电瓶：超控自动转换，使备用交流汇流条、备用直流汇流条和电瓶汇流条由电瓶供电。电瓶电门可在开或关位。如电瓶电门关，则转换热电瓶汇流条无电源。

电瓶为唯一电源时，下列重要设备仍可工作：见手册 6.20.18

7、发动机 （编辑）

发动机启动电门

关：正常情况下关闭点火

连续：发动机启动手柄在慢车位且发动机工作时，向所选的点火器提供点火。

飞行：发动机启动手柄在慢车位时，向两个点火器提供点火。

发动机面板（后顶板）

『反推指示灯』

亮（琥珀色）：发生以下一种或多种情况时：

·隔离活门、反推控制活门、或任一反推套筒、不在指令的位置

·已启动自动回收电路

·探测到同步轴锁电路故障。

『发动机控制指示灯』

亮（琥珀色）：由于系统故障，发动机控制系统不可放行。（发动机工作时才能探测）

滑跑 80 海里/时到接地后 30s 之间该灯被抑制。

『发动机电子控制EEC电门』

ON正常（白色）：根据测定的环境条件和引气要求，EEC计算发动机推力等级

ALTN备用（琥珀色）：EEC提供额定或更大推力。

如发动机电子控制已自动变为软备用方式，则 ON 和 ALTN 均可见；

如用减小推力至慢车的方式进入硬备用方式，备用（ALTN）电门保持亮且“ON” 指示仍出现。人工选择备用方式时，“ON” 指示消失。

发动机控制

发动机启动手柄控制供油和点火。

APU

MAINT维护灯——亮（蓝色）：APU 需要维护：APU 可以工作。

APU 电门在关位时，MAINT、LOW OIL PRESSURE、FAULT 或 OVER SPEED 灯解除预位。

如 APU 电门移至关位时 LOW OIL PRESSURE、FAULT 或 OVER SPEED灯亮，5 分钟后灯灭。

关掉 APU 后，实际上 APU 会继续进行 60 秒的冷却过程。

发动机电子控制 EEC （编辑）

发动机电子控制 EEC 电门

ON正常（白色）：根据测定的环境条件和引气要求，EEC计算发动机推力等级

ALTN备用（琥珀色）：EEC提供额定或更大推力。

如发动机电子控制已自动变为软备用方式，则 ON 和 ALTN 均可见；

如用减小推力至慢车的方式进入硬备用方式，备用（ALTN）电门保持亮且“ON” 指示仍出现。人工选择备用方式时，“ON” 指示消失。

每个发动机电子控制（EEC）有两个独立的控制通道，发动机每次启动或启动尝试时，发动机电子控制的两个控制通道交替工作。工作的通道失效时通道会自动转换。

在正常和备用方式下，发动机电子控制提供 N1 和 N2 红线超速保护。因为发动机电子控制不提供排气温度红线超温保护，所以机组人员必须遵守排气温度限制。

如发动机电子控制未通电，N1、N2、滑油量和发动机振动显示直接由发动机传感器提供。

飞机没电源而以电瓶启动的过程中，仅提供 N1、N2 和滑油量指示。达到 15% N2 时，发动机电子控制才有电并且显示发动机所有参数。

EEC –正常方式

推力手柄未到前止动位时，发动机即可提供全额定起飞推力。固定或假设温度减推力起飞时推力手柄位置小于全额定起飞推力位置。在前止动位可获得最大推力等级。

起飞跃升推力

在 FMCN1 限制页选择起飞跃升推力设置，可使用大于正常最大起飞推力的增大推力。

跃升推力仅用于起飞推力功率；最大爬升、最大连续及复飞推力功率不受影响。

装有起飞跃升推力的飞机具有备用推力能力，该推力大于正常方式下的标准数值。备用推力能力仅在发生风切变或飞机即将触地的紧急情况下使用。

起飞跃升推力的 FMC 选项可配置为“ 跃升选项” 或“全功率选项”：

跃升选项：假设温度不可用；默认起飞功率比起飞跃升功率低且必须通过 FMC-CDU 激活起飞跃升推力。

全功率选项：固定减功率不可用。

EEC - 备用方式

如无正常方式下所需的工作信号，发动机电子控制自动转换至软备用方式。发动机电子控制使用最后的有效飞行状态定义发动机参数。飞行状态改变时，推力等级可能下降或超限。

任一显示电子组件失效均可导致两部发动机电子控制的信号丧失。

将推力手柄收至慢车位，或人工选择备用方式进入硬备用。在手柄同一位置上，硬备用方式推力总是等于或大于正常方式的推力。前推推力手柄至最大位可能造成超压，该操作仅应在已采取所有其它可用措施且即将撞地的紧急情况下实施。

发动机电子控制自动选择地面最小慢车、空中最小慢车和进近慢车。

如襟翼在着陆形态或任一发动机防冰接通，则在空中选择进近慢车。如故障使发动机电子控制接收不到襟翼或防冰信号，则进近慢车程序在 MSL 15,000 英尺以下开始。

进近慢车的 N1 和 N2 转速值比空中最小慢车高。高出的转速值在复飞时改进发动机的加速时间。

接地后，选择地面最小慢车前仍保持进近慢车。

辅助动力装置系统 APU （编辑）

APU，Auxiliary Power Unit 辅助动力装置系统

APU 位于飞机尾部防火舱。

交流燃油泵工作时，左侧燃油总管提供 APU 燃油。如燃油泵不工作，从1号油箱吸油。APU 工作期间，燃油自动加温以防止结冰。

APU 使用限制

地面：最高 15000 英尺（引气+电气）。

飞行中：

引气+电气：最高 10000 英尺
仅引气：最高 17000 英尺
仅供电：最高 41000 英尺

启动 APU：25000 英尺以下成功率更高

控制面板

MAINT 维护灯（蓝色）：

表明 APU 需要添加滑油，按照波音手册，可以继续使用 APU 若干小时；
但是，如果由于滑油泄漏导致的蓝色灯亮，APU 将自动关车，并有可能导致 APU 损坏。

APU 电门在关位时，MAINT、LOW OIL PRESSURE、FAULT 或 OVER SPEED 灯解除预位。

如 APU 电门移至关位时 LOW OIL PRESSURE、FAULT 或 OVER SPEED 灯亮，5 分钟后灯灭。

电子控制组件

电子控制组件监测并控制 APU。电子控制组件探测到超速、滑油压力低、滑油温度高、APU 火警、燃油控制组件失效、排气温度超温和其它系统故障时，提供自动关车保护。

电子控制组件通过电子燃油控制器自动控制 APU 速度。

发动机启动过程中，如 APU 超负荷，先卸载电气负载，不行再减少引气。其它时候，先减少引气再考虑卸载电气。

启动

APU 工作的电气要求：

电瓶电门必须接通。（将电瓶电门置于关位使电子控制组件断电，APU 自动关车）；
主轮舱的 APU 火警控制手柄压下；
APU 火警电门在压下位。

APU 启动电源由 1 号转换汇流条提供，若无交流电源，则由电瓶提供。

仅以电瓶电源启动 APU 时，电气仪表面板上无 APU 发电机接通和准备就绪的指示。APU 发电机接通供电前，频率和电压表读数均为零。

在启动机启动限制时间内，如 APU 未以适当加速率达到适当速度，启动循环自动终止。启动循环可能长达 120 秒。如 EGT 超温，APU 自动关车。

启动 APU 前需要进行火警测试：
打开一个油泵
- 如需在地面长时间使用APU且飞机的汇流条由交流电源供电，应接通一个由交流电供电的燃油泵。这样可以延长APU燃油控制组件的使用寿命。
- 如中央油箱有油，应接通中央油箱左燃油泵电门以防止起飞前出现燃油不平衡。
- 只有当中央油箱燃油量超过 453 公斤时才能将中央油箱燃油泵电门置于开位。
- 中央油箱燃油泵打开时驾驶舱必须有人监护。
APU：启动
APU发电机断开汇流条指示灯亮时：
- APU发电机汇流条电门：开
  - 证实 SOURCEOFF、TRANSFERBUSOFF、STANDBYPWROFF 指示灯灭。
证实APU维护、滑油压力低、故障、超速指示灯灭。
如需使用 APU 引气，APU 运转至少 1 分钟后再接，以延长 APU 使用寿命。

关车

APU 电门移到关位就立即跳开 APU 发电机、关闭 APU 引气活门。60 秒后 APU 自动关车（APU 在无引气负载的情况下工作 1 分钟进行冷却，能延长 APU 的使用寿命）。

关车时，如燃油活门不关闭，约 30 秒后故障灯亮。提起 APU 火警电门可立即关车。

APU自动卸载

见『电气– 系统说明 - 交流电源系统– 自动卸载』。

7.11 APU 故障、滑油压力低、超速

APU 电门...关，5 分钟后故障指示灯熄灭；

APU 滑油压力低在 APU 启动时出现是正常的。

8.1 APU 火警

当探测到 APU 火警时，APU 将自动关车；但是，仍需完成相应记忆项目。

8.12 APU 火警探测不工作

探测到 APU 火警探测单环路失效

8、火警保护 （编辑）

右主轮舱 - APU 地面控制面板

APU火警控制手柄：

·收上：正常位。

·拉下：

预位APU 灭火瓶释放电门（仅在此面板）

关闭 APU 燃油关断活门、引气活门和 APU 进气门

跳开发电机控制继电器和跳开关。

APU 灭火瓶释放电门

·左：释放APU灭火瓶（弹簧保持在右侧并加保险）

盥洗室灭火瓶

温度指示器标牌

·白色：正常。

·黑色：高温情况下出现。

热敏喷嘴

·浅黑色：正常。

·浅灰色：表示灭火瓶已释放。

位于每个盥洗室水槽下方。探测到火警时：

·灭火瓶自动工作；

·驾驶舱无灭火瓶释放指示。

火警探测、灭火系统 （编辑）

火警探测

	火警探测	探测方法	探测电源	灭火瓶数量	灭火电源
发动机	双环路（+过热探测）	温度	电瓶汇流条	两个	热电瓶汇流条
APU	单环路	温度	电瓶汇流条	一个
货舱	双环路	烟雾	1 号、2 号直流汇流条	两个
盥洗室	热敏喷嘴	烟雾		一个
主轮舱	单环路	温度	2号交流转换汇流条	无

具有双环路探测的，须两个环路都探测到才发出警戒；双环路工作时，一个环路失效，系统自动转换为单环路工作。也可以人工选择单环路工作。

发动机过热探测电门有 A、B 和正常位：

· 正常位：必须两个探测环路感应到过热或火警时，才可触发发动机过热或火警警告。

故障监控电路如发现一个环路失效，该环路自动取消选定，另一环路以单环路保持探测功能。驾驶舱无单环路失效指示。

如一台发动机的两个环路都失效，故障指示灯亮。

· A 或 B 位，系统以单环路工作。未选择的环路不受监控。

如选择的环路失效，故障指示灯亮且系统不工作。

APU 火警探测故障监控电路：如环路失效，APU 探测不工作指示灯亮。

灭火

提起发动机火警电门：

关闭发动机和翼梁两个燃油关断活门（断油）；
关闭发动机引气活门（断气）；
跳开发电机控制继电器和跳开关（断电）；
关闭液压油关断活门（发动机液压泵压力低指示灯不工作）；
相应发动机的反推装置不工作；
预位各发动机灭火瓶的一个释放器（每个灭火瓶有两个释放器，各对应一个发动机）。

转动发动机火警电门几秒钟后，左或右灭火瓶释放指示灯亮。

提起 APU 火警电门：

提供自动关车备份功能
燃油线圈不工作，关闭APU 燃油关断活门
关闭APU引气活门、进气门
跳开APU发电机控制继电器和跳开关
预位APU灭火瓶释放器

9、飞行操纵 （编辑）

飞行操纵电门A和B控制液压关断活门。可使用这些活门将副翼、升降舵以及方向舵与相应的液压系统压力隔离。

飞行操纵电门A和B控制升降舵的液压关断活门。

横滚操纵 （编辑）

横滚操纵面包括液压驱动的两个副翼和8块飞行扰流板提供。

机长驾驶盘由钢索通过副翼感觉和定中组件与副翼动力控制组件（PCUS）连接。

副驾驶驾驶盘由钢索通过扰流板混合器与扰流板动力控制组件连接。

两个驾驶盘由钢索驱动系统（副翼转换机构）连接，可以用任一驾驶盘操纵副翼和扰流板。

液压动力完全失效时，转动驾驶盘可机械操纵副翼。

副翼转换机构

如副翼或扰流板卡阻，则用力操纵机长和副驾驶的驾驶盘可判别哪个系统（副翼或扰流板）可用，哪个驾驶盘（机长或副驾驶）可提供横滚操纵。

如副翼操纵系统卡阻，则用力操纵副驾驶的驾驶盘通过扰流板控制横滚，此时副翼和机长的驾驶盘不工作。

如扰流板系统卡阻，则操纵机长驾驶盘通过副翼控制横滚，此时扰流板和副驾驶驾驶盘不工作。

副翼配平

自动驾驶接通时进行副翼配平将导致配平不当，且脱开自动驾驶还会导致突然的横滚运动。因为自动驾驶会控制配平，并将驾驶盘保持在所需的位置，导致驾驶盘位置不反映配平值。

飞行扰流板

飞行扰流板还可以根据驾驶盘指令辅助横滚操纵。扰流板混合器与副翼钢索驱动机，使扰流板随副翼运动而相应运动。

副翼向上时飞行扰流板升起，副翼向下时飞行扰流板保持不动。驾驶盘偏转约 10 度以上，扰流板才开始偏转。

每块机翼上有 4 块飞行扰流板，液压系统 A 和系统 B，各向每块机翼上的两块扰流板组供压。

两个飞行扰流板电门控制液压关断活门，在液压系统失效时使之相互隔离并保持扰流板对称工作。

俯仰操纵 （编辑）

俯仰操纵由两个液压驱动的升降舵和一个电驱动的可动的水平安定面提供。

钢索将飞行员的驾驶杆与液压系统A和B供压的升降舵动力控制组件连接起来。

升降舵用一个扭矩管内连。

如液压系统A和B失效，可以前后操纵驾驶杆，机械调整升降舵位置。

驾驶杆超控机构

驾驶杆卡阻时，超控机构可使驾驶杆结构分离。用力操纵卡阻的升降舵可以分离机长或副驾驶的驾驶杆。

分离升降舵的移动行程大大减小，但仍可满足着陆拉平所需的升降舵移动量。杆力大于恢复人工控制所需的操纵力。

升降舵感觉系统

升降舵感觉计算机根据空速输入信号（来自升降舵皮托系统）和安定面位置提供模拟空气动力。升降舵感觉和定中组件把感觉传输给驾驶杆。

升降舵感觉计算机使用液压系统A或B的压力操纵感觉系统，优先使用压力高的液压系统。

任一液压系统或升降舵感觉皮托系统失效时，升降舵感觉计算机可感觉过量的压差并且感觉压差灯亮。

马赫配平系统

提供高马赫数时的速度稳定性。

马赫数大于 0.615 时，随着速度的增加，升降舵根据安定面位置而调整，从而自动完成马赫配平。

马赫配平作动筒重新调整升降舵感觉和定中组件，从而调整驾驶杆的中立位置。

速度配平系统

自动驾驶未接通时，速度配平系统在总重小、重心靠后和大推力情况下可改进飞行性能。

该系统使用自动驾驶安定面配平，指令安定面向速度改变相反的方向移动，使飞机回到配平的速度。

该系统在起飞、爬升和复飞时经常使用。工作条件如下：

·IAS 100 节和 M0.60 之间马赫数增益完全被激活，马赫数增至 0.68 时，逐渐消失为 0。

·起飞后10 秒钟

·松开配平电门后 5 秒钟

·自动驾驶未接通

·接收到配平要求

失速识别

偏航阻尼器、升降舵感觉转换组件和速度配平系统共同增强失速识别和控制功能。

大迎角飞行时，失速管理/偏航阻尼（SMYD）可减少偏航阻尼器指令的方向舵移动量。

失速时，升降舵感觉转换组件向升降舵感觉和定中组件增加液压A系统压力，从而增加顶杆力至约为正常感觉压力的四倍。

当空速减小趋近于失速速度时，速度配平系统配平安定面使机头向下，向后拉杆时，启动升降舵感觉转换组件会使杆力增量更明显。

偏航操纵 （编辑）

偏航操纵由液压驱动的方向舵和数字式偏航阻尼器系统完成。

在起飞过程中，方向舵在 40 至 60 海里/小时由空气驱动开始生效。

每套方向舵脚蹬均由钢索与主方向舵和备用方向舵动力控制组件的输入杆机械连接。

主动力控制组件包含两个独立的输入杆、两个不同的控制活门和两个单独的作动筒，分别控制液压系统A和B。

备用方向舵动力控制组件由一个单独的输入杆和控制活门控制并由备用液压系统提供液压。

所有三个输入杆均有各自的卡阻超控机械装置，如一个输入杆或下游硬件受阻或卡阻，可将输入指令继续传输至其它完好的输入杆。

主方向舵动力控制组件包含一个作动力监控器，用以探测 A 和 B 作动筒的作动力。如A或B系统卡阻或脱开，可能出现作动力。作动力监控器输出信号用于自动打开备用液压泵，打开备用方向舵关断活门给备用方向舵动力控制组件增压，且备用方向舵开指示灯、主注意指示灯和飞行操纵指示灯亮。

速度大于约 135 海里/小时，液压系统 A 和 B 压力均减至主动力控制组件范围之内，大约每个系统减 25%。该功能可限制起飞后和着陆前在空中满舵操作。

偏航阻尼器

偏航阻尼器系统包括主和备用偏航阻尼器，均由失速管理/偏航阻尼（SMYD）计算机控制。

每个偏航阻尼器都提供防止荷兰滚、阵风阻尼和协调转弯的能力。

偏航阻尼指示器仅显示主偏航阻尼器输入信号。

偏航阻尼器工作不会使方向舵脚蹬移动。

飞行员可以用方向舵脚蹬或配平超控主/备用偏航阻尼器。

正常工作时，主偏航阻尼器使用液压系统 B和 SYMD 计算机连续监控系统，如发生以下任一情况：

·一个偏航阻尼器系统故障；

·偏航阻尼器对指令无反应；

·飞行操纵 B 电门位于关位或备用方向舵位（失去液压系统 B 压力不会导致偏航阻尼电门脱开）。

偏航阻尼器电门自动移向关位且无法复位。

两个飞行操纵电门置于备用方向舵位，由备用液压系统向备用偏航阻尼器提供液压，偏航阻尼器电门可复位至开位。

减速板 （编辑）

减速板包括八块飞行扰流板和四块地面扰流板。

在地面，拉起减速板手柄使所有扰流板放出，在空中时仅有飞行扰流板放出。

飞行中，减速板放出指示灯亮警告机组在着陆形态或离地高度 800 英尺以下减速板放出。

转弯时放飞行扰流板会大大增加横滚率，因此应特别注意。减速板在中间位时，横滚率显著增加。

减速板手柄超出飞行卡位将导致飞机抖动，因此在飞行中应禁止。

卸载功能

在某些高全重且高空速情况下，如减速板放至「飞行卡位」时，将自动收回至飞行卡位 50% 的位置。

减速板手柄将移动从而反映减速板的位置。

人工超控可用。在 50% 和上卡位（UP）之间使用人工超控时，需用力将其保持在所需位置。如卸载功能生效时移至上卡位，减速板手柄将保持不动。

手柄停止功能

当飞机在空中且襟翼全收上时，手柄停止功能防止减速板手柄移动超过飞行卡位。

当飞机失去电力，该功能被断开。

自动减速板系统

着陆过程中，发生以下情况时，减速板手柄自动移向放出位，扰流板放出：

·减速板手柄预位（预位指示灯亮）

·无线电高度低于 10 英尺

·任一起落架减震支柱被压缩均可使飞行扰流板放出，右主起落架减震支柱压缩使地面扰流板放出。

·两个推力手柄收回至慢车位

·主起落架机轮接地滚动（60 海里/小时以上）

如襟翼全收上（无襟翼）着陆，减速板手柄将无法超过飞行卡位，且扰流板将无法完全放出。

着陆或中断起飞过程中，如减速板手柄在下卡位，发生以下情况时，减速板手柄自动移至上卡位，扰流板放出：

·主起落架机轮接地滚动（60 海里/小时以上）

·两个推力手柄收回至慢车位

·反推手柄位于反推位

前推任一推力手柄，减速板手柄将自动移至下卡位且收回所有扰流板。

襟翼和缝翼 （编辑）

后缘装置由每边机翼内侧和外侧各两个开缝襟翼组成。

后缘襟翼 1 至 15 可增加升力；襟翼 15 至 40 增加升力和阻力。襟翼 15、30 和 40 为正常着陆襟翼位置。

机械卡口可防止因不慎使襟翼手柄在单发复飞时偏离襟翼 1 卡位和正常复飞时偏离襟翼 15 卡位。

前缘装置包括四个襟翼和八个缝翼：每边机翼内侧有两个襟翼，外侧有四个缝翼。

根据后缘襟翼位置，缝翼放出以形成一个封闭的或开缝的机翼前缘。

襟翼手柄只要放出，前缘襟翼就放至全放出位置；

前缘缝翼在襟翼手柄 1-5 时放到放出位置，大于 5 时放到全放出位置。

B-6887 和 B-6889 两架飞机的前缘襟翼在手柄小于等于 25 时放到放出位置，大于 25 时放到全放出位置。

自动缝翼

当前缘缝翼在放出位置时，如飞机接近失速速度/失速迎角，在抖杆之前缝翼将自动开始驱动至全放出位置。

俯仰角度充分减小至失速临界姿态以下时，缝翼再回到放出位置。

襟翼卸载

襟翼/缝翼电子组件（FSEU）提供后缘襟翼卸载功能。此功能仅在襟翼 30 和 40 时有效。此时，襟翼手柄不移动，但襟翼位置指示器显示襟翼收上或再放出。

B-6887 和 B-6889 两架 800 飞机的襟翼卸载在襟翼 10、15、25、30 和 40 时有效。

当空速超过襟翼标牌速度 +1 节，后缘襟翼收一档；

当空速减到襟翼标牌速度 -5 节以下，后缘襟翼再放出。

备用放出

液压系统 B 失效时，可用备用方法放出或收上后缘襟翼、放出前缘装置（不能收上前缘装置）。

用备用襟翼主电门关闭襟翼旁通活门，防止襟翼驱动组件液压堵塞，并使备用襟翼位置电门预位。

用备用襟翼位置电门控制一个可收放后缘襟翼的电动马达。

备用（电动）襟翼驱动系统不提供不对称/偏斜保护。

瞬时将备用襟翼电门保持在向下位，备用液压系统驱动前缘襟翼和缝翼至全放出位置。

不对称、偏斜、非指令性运动

如一侧机翼上的一个装置与另一侧机翼上对称装置的位置不同，就称为不对称情况。

如对称的后缘襟翼因在收放过程中以不同的速度工作而导致板面扭曲，就称为偏斜。

襟翼/缝翼电子组件（FSEU）为前、后缘襟翼的非指令性运动提供保护：

·一侧机翼上的两个前缘襟翼移动，

·一侧机翼上的两个或多个缝翼移动，

·后缘襟翼到达指令位置后继续移动，或向与指令相反的方向移动。

FSEU 持续监控机翼前后缘装置的位置。

探测到后缘不对称、偏斜或非指令性运动时，FSEU 将关闭后缘襟翼旁通活门来关断后缘驱动组件（无法复位关断的后缘襟翼，必须使用备用襟翼系统控制）。

探测到前缘装置位置不正确，前缘襟翼转换灯亮。

探测到前缘装置非指令性运动，将关闭前缘控制，同时前缘襟翼过渡灯亮。

如发生偏斜，FSEU 自动保持襟翼对称以防止横滚。

前、后缘位置指示均源自 FSEU。

10、飞行仪表、显示 （编辑）

PFD 主显

速度趋势线（绿色），箭头指示其后 10 秒内的预达空速。

在大约20,000英尺高度以上，不显示襟翼全收上（UP）游标。

速度带琥珀色区的边界：提供至

·高速抖动（最大机动速度）

·低速抖动（约 20000 英尺以上，最小机动速度）

·抖杆（约 20000 英尺以下，最小机动速度）

的 1.3g 机动能力（平飞中坡度 40 度时达到 1.3g 才会抖动/抖杆）。

无线电高度低于离地高度 2500 英尺时显示。

无线电高度 1,500 英尺时，偏离警戒系统自测自动预位，在各飞行员的姿态指示器上显示 LOC 和下滑道偏离警戒约 2 秒钟（在低无线电高度，自动驾驶或飞行指引仪接通时刻度变为琥珀色且指针闪亮，指示偏离过大）。

垂直速率大于 400 英尺/分钟时，显示垂直速率。

FPV显示的飞行航径角（高于或低于地平线）使用惯性和大气高度输入。有不可靠主高度显示的垂直飞行航径角是不可靠的。

扩展航向道指示

1、扩展航向道刻度

航道偏离稍大于 0.5 个点且自动驾驶或飞行指引仪在 LOC 方式、航迹在 MCP 所选航道 5 度之内时，刻度自动扩展。

偏离增加时，偏离指针保持实心洋红色并停留在扩展刻度的极限上。偏离等于标准刻度上离中心 2.4 点时，指针变为空心。

不在 LOC 方式且地速小于 30 海里/小时或无线电高度大于 200 英尺时返回标准刻度。

一个长方形等于偏离 0.5 点。

故障旗

737NG EFIS：PFD、ND故障旗综述

速度基准选择电门

重量（WT）：基准全重。

游标5（BUG5）：用于人工将白色游标5调到所需的值

调定（SET）：消除速度基准显示。速度趋势线（绿色），箭头指示其后 10 秒内的预达空速。

ND, Navigation Display 导航显示 （编辑）

1 号 VOR/ADF 指针是细针，2 号是粗针。

垂直状态显示（VSD）上的实际显示范围是 EFIS 上所选择的 1/2。

VSD 中下滑航径角线长达 10 海里，以提高飞行组的状态意识。

风向/风速：根据航向/航迹基准指示风向。风量大于 6 海里/小时显示；小于 4 海里/小时显示空白。

位置趋势线：代表30、60 和 90 秒后飞机的预达位置。（范围＞20 海里，3 段；范围 = 20，2 段；范围＜20，1 段）

航路点颜色：有效-洋红色；修改-白色；未生效-青色。

故障旗

MAP RANGE DISAGREE（地图范围不一致）：EFIS 面板所选范围与地图显示范围不一致。

WXR RANGE DISAGREE（气象范围不一致）：EFIS 面板所选范围与气象雷达显示范围不一致。

MAP/WXR RANGE DISAGREE（地图/气象范围不一致）：EFIS 面板所选范围与地图和气象雷达显示范围都不一致。

EFIS MODE/NAV FREQ DISAGREE（电子飞行仪表系统方式/导航频率不一致）：调了 VOR 频率后选择了 APP 方式，或调了 ILS 频率后选择了 VOR 方式。

TERR POS（地形位置）：由于位置不确定，前视地形警戒和显示不可用。

TERR RANGE DISAGREE（地形范围不一致）：地形显示可用，但地形输出范围与 EFIS 面板选择范围不一致。

MAP/TERR RANGE DISAGREE（地图/地形范围不一致）：同上，且地图显示输出范围与 EFIS 面板选择范围不一致。

PWS FAIL（预警式风切变系统失效）

WXR WEAK：气象雷达校准故障。

WXR ATT：不能保持天线姿态稳定性。

WXR STAB：天线姿态稳定功能关断。

WXR DSP：范围数据输入失效。只在气象雷达测试方式显示。

AUTOTILT FAIL（自动倾斜失效）：自动雷达方式失效。

VTK（垂直航迹）：FMC 垂直航迹数据无效。

VSD：垂直状态显示故障

RWY DATA：FMC 跑道数据不可用。

MOD RTE（白色）：正在修改 FMC 现用航路，仅显示现用航路。

上 / 下 - 显示 （编辑）

N1 和 EGT 为发动机主要指示；

N2、燃油流量、滑油压力、滑油温度、滑油量和发动机振动为发动机次要指示。

地面启动时，发动机电子控制探测到可能导致热启动或失速的情况，显示为闪亮的白框。地面启动时，当前版本的发动机电子控制软件将自动切断燃油以防止即将发生的热启动或失速。

排气温度启动限制线——显示（红色）直至发动机获得稳定慢车（约 59%N2）。

排气温度读数——显示（琥珀色）：超过最大连续限制；起飞或复飞过程中，颜色变化被抑制达 5 分钟。若这 5 分钟内出现单发，则共抑制 10 分钟。

发动机在低于持续慢车（50% N2）的情况下工作，且发动机启动手柄在慢车位时，排气温度指示器显示琥珀色发动机故障警戒。

在以下情况下，发动机次要指示自动显示：

·发动机辅助参数超过限制值

·在飞行中，发动机N2转速低于慢车时

·在飞行中，发动机启动手柄在关断位时

次要指示自动显示后，要等到以上情况不存在时指示才消除。

机组警戒

启动活门开警戒——闪亮：非指令性打开启动活门。

滑油压力低警戒——闪亮：即将发生滑油压力低的情况。

滑油滤旁通警戒——稳定亮：指示即将发生回油滑油滤旁通。——闪亮：即将发生旁通。

闪亮：三个框闪亮 10 秒钟，然后警戒保持稳定亮并且琥珀色实心框消失。

注：在以下情况下，闪亮被抑制：

· 从 80 海里/小时起飞至无线电高度400英尺过程中，或达到 80海里/小时30秒后，二者中先到者

· 下降到无线电高度200英尺以下直到接地30秒以后

· 在闪亮被抑制期间，警戒稳定亮。

发动机次要指示

燃油流量电门

已用：10 秒钟后，显示自动变为燃油流量

复位：显示已用燃油 1 秒钟，回零，然后显示燃油流量。

滑油压力低：65% N2 以下，不显示琥珀区。65% N2 以上，琥珀区根据 N2% 转速变化而不同。

滑油量读数以夸脱（QUARTS）为单位显示可用滑油量。

发动机启动、起飞和爬升时，滑油量可能会明显降低。如发生此情况，不会影响发动机的工作，在平飞时滑油量指示应是正确的。

如风车 N2 转速低于约 8%，滑油量指示零是正常的。

备用飞行仪表 （编辑）

姿态信息由内部惯性传感器提供；

空速和高度由直接连接至辅助皮托管和备用静压源所提供的气动压力数据计算得出。

航向道/下滑道偏离信息由1号多方式接收机（MMR）提供。

磁航向由1号大气数据惯性基准组件（ADIRU）提供。

B/CRS 反航道：在反航道进近过程中航向道指针反向探测；不显示下滑道指针。

RST 姿态复位电门：按压并保持至少2秒钟→用飞机符号校准水平线。（复位需要约 10 秒钟）

飞行中，姿态复位电门必须在飞机机翼水平、非加速飞行时操作。姿态复位过程中，显示 ATT 10s 信息。如这 10s 不能保持直线平飞可能导致出现 ATT：RST 信息。

ATT：RST（姿态：复位）：必须使用姿态复位电门复位姿态

ATT 10s（姿态 10 秒）：进行姿态重新校准 10 秒钟

WAIT ATT（等待姿态）：指示失去姿态显示的暂时自我修正

OUT OF ORDER（故障）：综合备用飞行显示整个系统失效

共用显示系统 （编辑）

正常情况下由 1 号显示电子组件（DEU）驱动机长外侧、机长内侧和上显示组件；而由 2 号 DEU 驱动副驾驶外侧、副驾驶内侧和下显示组件。

如一部 DEU 失效，则另一部自动向所有 6 部显示组件（DU, Display Unit）提供数据。

单部 DEU 工作时，PFD 上会出现 DSPLY SOURCE（显示源）信号显示。

CDS MAINT（白色）：出现可放行的共用显示系统故障。仅在地面启动第二台发动机前显示。

CDS FAULT：出现不可放行的共用显示系统故障。仅在地面启动第二台发动机前显示。

电子飞行仪表系统控制面板 EFIS

导航台（STA）：如地图范围在 40 海里或以下，显示 FMC 数据库所有导航设备。如地图范围大于等于 80 海里，显示 FMC 数据库高高度助航设备。

航路点（WPT）：如选择的范围是 40 海里或更小，显示 FMC 数据库中不在飞行计划航路上的航路点。

大气数据惯性基准系统 （编辑）

提供姿态、航向航迹、加速度、垂直速率、地速、航迹、现在位置和风向/风速等数据。

主要组成部分：

·6 个静压孔、3 套皮托管探头、2 套迎角探测器、1 套全温探头

·4 部大气数据模块 ADM

·2 部大气数据惯性基准组件 ADIRU

·1 部惯性系统显示组件

·1 部双模式选择组件

ADM 将气源压力转换成电子信号送往 ADIRU。

每部 ADIRU 都有一个惯性基准系统区和大气数据区。

惯性系统的主要部件是 ADIRU。

机上装有两部独立的惯性基准系统。每部惯性基准系统都有三套激光陀螺和加速度表。

除备用仪表外，惯性基准系统是唯一的飞机姿态和航向信息源。

惯性基准系统校准

电源测试期间，直流接通灯亮。直流接通灯灭且校准指示灯亮时，惯性基准系统开始校准。

如不能从 CDU 输入现在位置，可通过惯性基准系统显示组件键盘输入。

根据飞机所在的纬度，惯导全校准时间从 5 分钟到 17 分钟不等。（纬度超过 78°15′ 则不能正常校准？）

快速校准耗时约 30s。

校准期间，飞机必须保持静止。如快速重新校准过程中飞机被移动，系统自动开始全校准过程。

如经纬度位置不在起飞机场4海里范围内，CDU 草稿行显示“VERIFY POSITION”（核实位置）信息。

校准指示灯闪亮警告输入的位置无法通过两次内部比较测试中的任一次。

如飞行中失去校准，导航方式（包括现在位置和地速）不再工作。但选择姿态位可恢复姿态和航向（须人工输入起始磁航向）。航向漂移最大可达每小时 15 度。

关断循环耗时约 30s，期间校准指示灯一直亮。

惯性基准系统电源

左惯性基准系统通常由备用交流汇流条供电，右惯性基准系统由 2 号交流转换汇流条供电。

如交流电源不正常，任一或两部系统会自动转换到转换热电瓶汇流条供电的备用直流电源。

如交流电源 5 分钟内没有恢复，备用直流电源自动停止向右惯性基准系统供电。

飞机状态监视系统（ACMS）（编辑）

ACMS 由以下系统组成：

· ACMS 软件；

· 数字式飞行数据采集组件（DFDAU）。DFDAU 接收表示某种飞行状态和飞机系统工作性能的信号后，转换成数字式格式，记录在数字飞行数据记录器（DFDR）上。

· 打印机（PTR）。

· 飞机通信寻址和报告系统（ACARS）

· 快速进入记录器（QAR）。QAR 可提供约 25 小时的飞机系统和飞行信息的记录。数字飞行数据记录器（DFDR）和 QAR 记录相同的信息。QAR 位于电子设备舱内，便于飞机维护人员快速查询存储的数据。

飞行记录器（DFDR）（编辑）

俗称黑匣子（虽然其实是红色的）；

连续记录最近飞行数据，存储最近 25 小时的操作数据；

飞行记录器存放在后客舱顶部勤务门后面的密封贮存箱内；

11、飞行管理、导航 （编辑）

FMC 信息

呼叫（CALL）灯（白色）：除 FMC 外的子系统请求控制 CDU。

STEEP DESENT AFTER BIDIB（BIDIB 点后的下降剖面过陡）

检查后，删掉 BIDIB 点的高度限制。

DRAG REQURIED（需要阻力）

说明 FMC 认为需要使用减速板，可以考虑使用高度层改变方式。

UNABLE NEXT ALTITUDE（无法达到下一高度）

说明以目前的上升率/下降率无法达到下一个点的高度限制。

UNABLE REQD NAV PERF-RNP（无法达到所需导航性能）

环境	RNP默认值（海里）	垂直方向（VRNP）	至警戒的时间（秒）
越洋飞行	12	400英尺	60
航路飞行	2		30
终端飞行	1		10
进近	0.5或0.3		10

如 ANP 超过所显示的 RNP，指定的警戒的时间过后，显示该警戒。

如需要，可在 RNP 进程页 4/4 人工输入或显示 VRNP 值。FMC 接受大于默认值的 VRNP 值，但在草稿行会出现 VERIFY VERT RNP VALUE（证实 VRNP 值）提示。飞行结束后人工输入值被清除。

飞行阶段 （编辑）

飞机安装两部 FMC 才允许在无线电助航设备覆盖范围以外工作。默认左 FMC 为主 FMC。

一个阶段完成后，飞行管理系统按以下顺序自动转换到下一个阶段：

·起飞：始于选择起飞/复飞电门，直到减推力高度（通常在此选择爬升推力）。

·爬升：始于减推力高度，直到爬升顶点。

·巡航：始于爬升顶点，结束于下降顶点。巡航包括梯级爬升和航路下降。

·下降：始于下降顶点或其它方式下降。

·进近：始于距离进近的第一个航路点或过渡点两海里处。

·飞行完成：着陆后，在飞行完成阶段清除有效飞行计划和舱单数据。某些飞行前数据内容恢复为默认值。

位置更新 （编辑）

在地面，

1.全球定位系统

2.惯性基准系统。

如 GPS 更新关，按压 TO/GA 后，FMC 位置更新至起飞跑道入口处（联络道口起飞须在起飞基准页输入联络道数据）。

在空中（选择的无线电导航台的电台识别码和频率显示在导航状态页 1/2）：

1.全球定位系统

2.两个或多个 DME 台（自动调谐？）

3.一个 VOR/DME 台

4.一个 LOC/DME 台

5.如 DME 无线电台失效或不具备合适的 DME 台，FMC 导航仅根据惯性基准系统更新位置信息。

6.一个航向台（LOC）。（在 ILS 进近过程中，FMC 用两部甚高频无线电导航台的航向道更新位置）

某些情况下，导航台的一些误差可能会满足“合理性标准”而向 FMC 提供不准确的无线电位置。最容易出现的一种情况是在刚起飞后出现无线电更新。通常表现为接通水平导航后突然发生航向修正。

比较导航显示地图方式中的飞机位置和导航台的位置数据可探测地图漂移误差。

造点的方法 （编辑）

1.输入经纬度

前面的 0 必须输入，精度为 0.1′。显示名称为 WPT 加两位数序号。

N47°W008° 输入为 N47W008，显示为 WPT01

N47°15.4′W008°3.4′ 输入为 N4715.4W00803.4，显示为 WPT02。

2.输入“已知点-方位/距离”或 “已知点-方位/已知点-方位”（代表两个方位线的交汇点）

显示名称为输入的前三个字符后接两位数的序号。

输入 SEA330/10，显示 SEA01

输入 SEA330/OLM020，显示 SEA02。

3.沿航迹航路点

VAMPS/25 在当前航路 VAMPS 之后 25 海里，显示为 VAM01。

ELN/-30 在当前航路 ELN 之前 30 海里，显示为 ELN01。

已编号航路点数量超过 99 个

识别码将使用输入的头两个字符，该字符后有从 100 开始的最小的 3 位数顺序号，如：

· SEA104/74 命名为 SE100

· SEA104/OLM064 命名为 SE101

FMC 给未命名点的命名方式 （编辑）

未命名的转弯点、交叉点和 DME 定位点

如有已命名航路点或导航台在同一地理位置，直接用同一位置的航路点名称或代码命名。如：

· 新建的转弯点刚好与低高度的 LFT VORTAC 在同一地理位置。使用 LFT 作为转弯点的代码。

如没有已命名的航路点在同一地理位置的，可用该点的导航台代码和到导航台的距离命名。

距离等于或小于99海里时，导航台代码放在前面，距离放在后面。如：（导航台-距离-代码）

· INW–18–INW18

如距离等于或大于100海里，将距离的最后两位数放在导航台代码之前。

· CSN–106–06CSN

沿 DME 程序弧的未命名的点

第一个字母为 D。第二到第四个字符表示定位点所处的径向线。最后一个字符表示圆弧半径，半径大小由一个字母表示，即 A = 1 海里、B = 2 海里、C = 3 海里，以此类推。如：

· EPH252°/24=D252X

· GEG006°/20=D006T

半径大于26海里时，视为未命名的转弯点。如：

· CPR338°/29=CPR29

如沿 DME 圆弧分布着多个半径大于 26 海里的未命名定位点，DME 台的代码减至两个字符，然后是半径，最后为表示顺序的字母。如：

· CPR134°/29=CP29A

· CPR190°/29=CP29B

程序定位点航路点命名

指点标：指点标类型代码加跑道号。如：

· 外指点标 13R = OM13R

· 中指点标 21 = MM21

与跑道有关的定位点：在跑道号码前加两个字母前缀表示定位点类型。机场的同一跑道有不止一种进近方法时，可改变这两个字母，使相同的航路点拥有不同的代码。第一个字母表示定位点的类型：

只有一种进近	多种进近	定位点类型
RX	R	跑道延伸定位点\切入跑道中心线
IF	I	起始进近定位点
FA		目视飞行最后进近定位点
CF	C	最后进近航道定位点
FF	F	最后进近定位点
A-（+一个字母）		梯级下降定位点
MD	D	最低下降高度
MA	P	非跑道入口的复飞点
RW		跑道入口
TD	T	跑道入口内的接地点

如：IF25L，MD09，RW04，RW18L

第二个字母表示进近的类型：

I：ILS

L：仅航向道

B：反航道 ILS

D：VOR/DME

V：仅 VOR

S：VOR 和 DME点

N：NDB

Q：NDB 和 DME点

M：MLS（微波着陆系统）

T：塔康系统

R：区域导航

如：CI32R，PV15，FN24L

未命名的飞行情报区、高空飞行情报区和管制空域报告点

使用空域三字代码和两位数序号命名。

未命名的海洋管制区域报告点

位置在北半球使用字母 N 和 E，位置在南半球使用字母 S 和 W。先纬度后经度。经度的三位数只使用后两位数：

N 用于表示北纬、西经：

· N50°W040° = 5040N

· N75°W170° = 75N70

E 用来表示北纬、东经

· N50°E020° = 5020E

· N06°E110° = 06E10

W 用来表示南纬、西经

· S52°W075° = 5275W

· S07°W120° = 07W20

S 用来表示南纬，东经

· S50°E020° = 5020S

· S06°E110° = 06S10。

由字母在 5 个字符中的位置可以看出，经度数的第一位是 0 或 1。如经度小于 100°，该字母排在最后；经度等于或大于 100°，字母排在第三位。

条件航路点

选择离场页或进场页程序，条件航路点自动输入航路。通常无法人工输入条件航路点。这些航路点在一定的条件下产生，没有固定的地理位置。条件类型有：

· 飞越某一高度

· 沿一航向飞往某一径向线或 DME 距离

· 切入某一航道

· 航向引导到某一航道或定位点。

高度和航道切入条件航路点显示在 CDU 的括号内。下图介绍条件航路点：

飞机航向 180°，高度 1000 英尺后左转航向 140° 切入 ABC 台的 180° 径向线，左转航向 090° 飞到 ABC 台的 20 海里 DME 弧，左转航向 020° 切入 BCD 台的 340° 向台航迹，飞到 BCD 台之后左转航向 280° 雷达引导。

12、燃油 （编辑）

燃油温度计：指示一号油箱的燃油温度。

中央油箱燃油泵电门接通时，一个压力低指示灯亮持续 10 秒钟将使主注意指示灯和燃油系统信号牌亮，不过这之前，压力低指示灯闪亮可持续达 5 分钟。

同一主油箱的两个压力低灯亮会使主注意亮。一个压力低灯亮时，再现亮。

LOW（燃油油量低）：主油箱油量低于 907kg，增加到 1134kg 警戒消失。

CONFIG（燃油形态）：中央油箱油量超过 726kg 却不用；用了或低于 363kg 警戒消失。

IMBAL（燃油不平衡）：主油箱之间油量差超过 453kg，油量差减到 91kg 警戒消失。

在地面时，有的飞机抑制燃油不平衡指示，有的不抑制。

如中央油箱油量超过 453 公斤，两个主油箱必须加满。

地面使用中央油箱燃油泵的最低燃油是 453 公斤。

每个主油箱内安装六个油尺，中央油箱安装四个油尺。

打开或关闭人工抽油活门可以将发动机供油系统和加油台内联或隔离。

电磁线圈超控：机械打开电磁线圈操纵的活门。如有燃油压力，燃油活门打开。

加油活门：将电瓶电门置于开位，加油口盖打开，燃油压力会打开活门。

加油电源控制继电器：根据门打开或关闭接通或断开加油系统电源。

如加油电源控制继电器失效，可以将加油面板上的加油指示测试电门放在 FUEL DOOR SWITCH BYPASS 位接通加油面板电源。

加油时，关断系统能使油箱加满时每个油箱内的加油活门自动关闭。

燃油系统 （编辑）

指示

LOW（燃油油量低）：主油箱油量低于 907kg，增加到 1134kg 警戒消失。

CONFIG（燃油形态）：中央油箱油量超过 726kg 却不用；用了或低于 363kg 警戒消失。

IMBAL（燃油不平衡）：主油箱之间油量差超过 453kg，油量差减到 91kg 警戒消失。

在地面时，有的飞机抑制燃油不平衡指示，有的不抑制。

燃油温度计：指示一号油箱的燃油温度。

每个主油箱内安装六个油尺，中央油箱安装四个油尺。

加油

如中央油箱油量超过 453 公斤，两个主油箱必须加满。

打开或关闭人工抽油活门可以将发动机供油系统和加油台内联或隔离。

电磁线圈超控：机械打开电磁线圈操纵的活门。如有燃油压力，燃油活门打开。

加油活门：将电瓶电门置于开位，加油口盖打开，燃油压力会打开活门。

加油电源控制继电器：根据门打开或关闭接通或断开加油系统电源。

如加油电源控制继电器失效，可以将加油面板上的加油指示测试电门放在 FUEL DOOR SWITCH BYPASS 位接通加油面板电源。

加油时，关断系统能使油箱加满时每个油箱内的加油活门自动关闭。

油泵

地面使用中央油箱燃油泵的最低燃油是 453 公斤。

每个燃油油箱包括两个交流电源驱动的燃油泵，由通过泵的燃油冷却和润滑。

中央油箱燃油泵的自动关断逻辑：探测到输出压力低时，短暂延迟后，该燃油泵将自动关断。将该泵电门置于关位然后再开位时，燃油泵将再次工作并复位自动关断逻辑。

同一主油箱的两个压力低灯亮会使主注意亮。一个压力低灯亮时，再现亮。

打开燃油交输活门，一个主油箱的燃油泵在工作时可以向两台发动机提供燃油压力。

连续使用交输将导致燃油逐渐不平衡。

1 号主油箱前燃油泵电门接通时，中央油箱回油喷射泵在 1 号主油箱油量约为一半时自动工作，将中央油箱的剩余燃油传输至1号油箱。

防火保护

油箱主要通过阻断点火源实现自我保护。因此，在氮气发生器系统（NGS）不工作时，可以按照MEL程序放行。

发动机燃油系统

油箱内的燃油泵→（翼梁燃油关断活门）→第一级发动机燃油泵→两个燃油/滑油热交换器→燃油滤→第二级发动机燃油泵→液压机械组件HMU→发动机燃油关断活门→燃油流量传感器。

EEC计量通过液压机械组件的燃油量。

吸力供油

主油箱燃油泵压力低时，每台发动机可旁通燃油泵，通过一个吸油管从相应的主油箱吸油。

主油箱旁通活门也可用于吸力抽油。

飞机爬升时燃油中分离的空气可能变成吸油管内的气泡，导致推力衰减或发动机停车。

到达巡航高度后，燃油中的空气将释放完后，发动机以巡航功率可以进行吸力供油。

APU供油

任一燃油泵工作时，由左侧燃油管给APU提供燃油。如交流燃油泵未工作，从一号主油箱吸力供油。

油箱容量（可用）

主油箱：3915 公斤；中央油箱 13066 公斤；燃油密度约为 0.8 公斤/升。

13、液压 （编辑）

发动机液压泵电门：放在关断位，给泵内阻塞活门供电，使液压油不能流入系统部件以阻止泵的输出。可是，只要发动机在工作，发动机驱动泵会继续转动。

关车时应保留在开位（阻塞活门断电）以延长电磁线圈寿命。

最小压力：2800psi，正常压力 3000psi，最大压力 3500psi

液压系统压力指示显示的是发动机驱动泵和电动机驱动泵的混合压力。

无论 A 或 B 系统都可为所有飞行操纵系统提供动力，且对飞机的操纵性无任何影响。

A 和 B 系统油箱由引气增压。备用系统油箱通过与 B 系统油箱相连以获得增压和补给。

如液压系统增压不正常，在较高高度时会出现泡沫。此情况可通过压力波动和相关的压力低指示灯闪烁判定。

一个发动机驱动液压泵提供的液压油量约是其相应的电动机驱动液压泵的六倍。

发动机驱动的液压泵失效且需求大时可能导致电动液压泵压力低灯间歇性地亮，相应地，飞行操纵压力低指示灯、主注和信号牌灯也会亮。

用于冷却和润滑泵的液压油在回到液压油箱前通过位于相应主油箱的热交换器。

地面使用液压电动泵时相应主油箱的最低燃油是 760 公斤。

驱动部件

A系统	B系统	备用系统
副翼
升降舵和升降舵感觉
方向舵		方向舵
飞行扰流板	飞行扰流板
一号反推	二号反推	反推
自动驾驶 A 通道	自动驾驶 B 通道
起落架	起落架转换组件
正常前轮转向	备用前轮转向
备用刹车（防滞保护）	正常刹车（防滞保护、自动刹车）
动力转换组件	前缘装置、自动缝翼、后缘襟翼	前缘装置（仅放出）
地面扰流板	偏航阻尼器	备用偏航阻尼器

漏油

A 系统：发动机驱动泵系统泄露：剩 20%。电动驱动泵系统泄露：漏光；

B 系统：任一泵系统泄露：漏光，但会剩足够的油供动力转换组件使用。不会影响备用液压系统工作。

备用系统：漏光，空一半时低压灯亮。B 系统剩 72%，B 系统继续正常工作。

正常飞行时，出现以下情况时液压油量指示会发生变化，这些变化对系统工作没有什么影响：

·发动机启动后，系统开始增压

·收起或放下起落架或前缘装置

·长时间巡航时低温渗透。

动力转换组件 Power Transfer Unit

B 系统发动机驱动泵漏油时，使前缘装置和自动缝翼以正常的速率工作。

工作动力来自A系统，液压油来自 B 系统。

自动工作：在空中，襟翼放出，且 B 系统发动机驱动泵液压低于限制值。

起落架转换组件

A 系统发动机驱动泵漏油时，使起落架以正常的速率收起。

自动工作：在空中，起落架手柄在收上位但任一主起落架未收上锁定，且左发转速低于限制值。

备用液压系统

备用系统由单独的一个电动泵提供动力。

接通备用电动机驱动泵

·人工操作：

将任一飞行操纵电门放在备用方向舵位；或

将备用襟翼主电门置于预位位置

·自动操作条件：

在空中（或机轮速度超过 60 节），襟翼放出，A 或 B 系统失去压力；或

主动力控制组件（PCU）作动力监控器触发

14、起落架 （编辑）

在地面，手柄锁使起落架手柄无法放到收上位。使用手柄上的超控板机可将手柄锁旁通。

收起落架期间，刹车能自动停止主起落架机轮的转动。收上后，主起落架由机械上锁保持住。中立起落架手柄断开液压。

如主起落架轮胎损坏，收起落架时，主起落架机轮刹车可能受影响。转动轮胎上的碎条可能对轮舱组件造成损坏。碎条打破轮舱开口处的易碎保护装置上，起落架不再收起并会自由落回到放下位。在更换保护装置之前，起落架无法收起。

机轮刹车温度相对值：范围为0.0至9.9，正常范围0.0-4.9，温度过高5.0-9.9

人工放起落架

人工放起落架手柄盖板打开时：

·起落架手柄在任何位置都可人工放出起落架；

·不能收起落架。

A液压系统压力可用时，人工放起落架后，按以下步骤正常收起落架：

1.关闭人工放起落架手柄盖板

2.将起落架手柄移至放下位，再放到收上位。

空/地系统 （编辑）

每个起落架上有两个传感器，总共六个。

空/地系统逻辑表见手册。

自动刹车 （编辑）

起飞前要预位中断起飞方式的条件：

· 飞机在地面

· 防滞和自动刹车系统有效

· 自动刹车选择电门放在中断位

· 机轮速度小于 60 海里/小时

· 推力手柄放在慢车位。

在速度 90 节或以上时将推力手柄收到慢车位，会使用最大刹车压力。（90 节前中断保持预位，解除预位灯不亮）

两个空/地系统都指示空中方式时，RTO 自动解除预位，但是解除预位灯不亮。

在干跑道上，着陆方式的最大自动刹车减速率小于踩全刹车的减速率。

如果要选择 MAX 档位，须拔出自动刹车选择电门来选择。

着陆后，主轮旋转且两个推力手柄都收回到慢车位时自动刹车开始工作。

接地后减速至 30 海里/小时地速前可以调整自动刹车设定（直接调整或解除再预位均可）。

为保持所选着陆减速率，其它减速系统（如反推和扰流板）对总的减速起作用时，自动刹车压力减少。

除非解除自动刹车，否则自动刹车能使飞机完全停下。

将选择电门转到关断位能使自动刹车解除预位，此时解除预位灯不会亮。

刹车开始后，以下任一动作都能解除预位并使解除预位灯亮：

·将减速板手柄放到压下位

·除着陆接地后的头 3 秒钟外，前推前推力手柄

·使用人工刹车。

14.1 防滞刹车不工作 （编辑）

防滞刹车系统

正常和备用刹车系统都提供防滞刹车、锁轮、接地和滑水保护功能。
即使两套液压系统失效时防滞刹车保护仍可用。
正常刹车液压系统给每个主起落架机轮提供单独的防滞刹车保护。
备用刹车系统给每对主起落架机轮提供防滞刹车保护。

故障原因

失去AC/DC电源或
⾃动监控系统检测出故障或
停留刹⻋⼿柄和停留刹车活门位置不⼀致（松开停留刹⻋时，防滞刹⻋不⼯作灯⽴即点亮）

注意事项

起⻜时备⽤液压系统的⾃动⼯作逻辑⽆法满⾜
使⽤符合跑道⻓度和状况的最⼩刹⻋以减少爆胎的可能性。前轮接地且⼈⼯放出减速板前不得使⽤刹⻋。
先稳定地轻踩刹⻋。随着地速减⼩加⼤踩刹⻋⼒度。不要反复踩刹⻋。

MEL中操作程序(O)

不允许使⽤假设温度减推⼒起⻜。
不允许在湿跑道上起⻜，除⾮应⽤AFM⼿册性能中关于湿防滑表⾯和防滞失效的内容。
不能使用⾃动刹⻋；
⼈⼯放出减速板；
通知签派，由于起⻜和着陆跑道⻓度要求，可能影响商载。
由于防滞失效，按照性能计算要求，需要满⾜起⻜和着陆全重限制。
使⽤防滞失效刹⻋程序（参照⻜机⻜⾏⼿册第4部分）：
- 仅允许在干跑道上起飞
- 不允许使用自动刹车
- 人工放出减速板
- 中断起飞：收光推力手柄并放出减速板。轻踩脚蹬使机轮刹车工作，随着地速的减少增大踩脚蹬的力量。
- 着陆：接时地放出减速板。轻踩脚蹬使机轮刹车工作，随着地速减小而增大踩脚蹬的力量。
- 不得使用自动刹车

对性能的影响

对于起⻜性能有较⼤影响，需重新计算起⻜速度。
防滞刹⻋不⼯作时，由于加速-停⽌性能受影响，必须减⼩道⾯限制重量和V1速度。

性能计算

方法一：咨询签派
方法二：查表：第一册 - 性能飞行中 - 选择型号 - 目录底部使用说明概述 - 防滞刹车不工作

前轮转向 （编辑）

前起落架放下且受飞机重量压缩时前轮转向可用。

如起落架转换组件的下游发生液压漏油，导致 B 系统失去液压油，则传感器会关闭起落架转换活门，备用前轮转向失效。

脚蹬：向任一方向转动前轮多达 7 度。

前轮转向手轮：向任一方向转动前轮可达 78 度（超控脚蹬）。

停留刹车 （编辑）

如A和B系统未增压，停留刹车的压力由刹车储压瓶保持。

停留刹车系统内的故障会使防滞不工作灯亮。

刹车储压瓶 （编辑）

刹车储压瓶由B液压系统提供压力。所存压力能独立进行几次刹车或停留刹车。

接通停留刹车时可以注意一下，储压瓶压力表会掉几百个PSI。

刹车储压瓶 （编辑）

刹车储压瓶由B液压系统提供压力。所存压力能独立进行几次刹车或停留刹车。

接通停留刹车时可以注意一下，储压瓶压力表会掉几百个PSI。

15、警告系统 （编辑）

要求飞行组立即关注的情况由红色警告指示灯指示。

要求飞行组及时关注的情况由琥珀色注意指示灯指示。

蓝色指示灯提供信息，不要求飞行组立即注意。有些系统当活门或部件改变位置时，蓝色指示灯以明亮指示过渡状态，达到要求的形态时转为暗亮。

绿色指示灯指示完全放出形态，如起落架和前缘装置。

警告优先级

1.风切变警告信息

2.前视地形警戒和基于无线电高度的警戒信息

3.预警式风切变警告

4.活动警戒和避撞系统所有警戒信息。

临近电门电子组件 PSEU （编辑）

本组件监控：起飞形态警告、着陆形态警告、起落架、空/地传感。

PSEU指示灯从前推推力手柄起飞到着陆后 30 秒之间受抑制。

起飞形态警告

·后缘襟翼不在 1 至 25 的起飞范围内，或后缘襟翼偏斜或不对称或非指令移动，或

·前缘装置不在起飞形态或非指令移动，或

·减速板手柄不在压下位（或扰流板控制活门开），或

·停留刹车提起，或

·安定面配平未设在起飞范围内。

在地面，减速板手柄在下卡位，地面扰流板关断活门探测到液压时，减速板放出指示灯亮。

起落架形态警告

任意一个或两个推力手柄都收到慢车位，距地面高度低于 800 英尺，起落架未放下锁定，红色起落架指示灯亮。

以下情况下，任一起落架没有放下并锁定，起落架警告喇叭响：

·襟翼 0 到 10：无线电高度低于 800 英尺，任一推力手柄小于 20 度（单发时小于 34 度）；

·襟翼 15 到 25：任一推力手柄小于约 20 度，（单发时小于 34 度）；

·襟翼大于 25：与推力手柄位置无关；

起落架警告切断电门—按压：从襟翼 0 到襟翼 10 且无线电高度 200 英尺以上，声响停止（其它情况无法切断）。

近地警告系统 EGPWS （编辑）

在空中，系统测试受抑制。

地形显示：

·实心红色、琥珀色：前视地形警告级、注意级警戒

·红色点区：高出飞机当前高度 2000 英尺以上

·琥珀色点区：-500 英尺（起落架放下时为 250 英尺）到 +2000 英尺

·绿色点区：-2000 英尺至 -500 英尺（起落架放下时为 250 英尺）

·洋红色点区：没有数据

最近机场跑道标高 400 英尺以内的地形不显示（有的机型 200 英尺）。

出现前视地形警戒，且 2 个驾驶员均未选择地形显示时，地形自动显示。

前视地形警戒

·TERRAIN, TERRAIN, PULL UP：离可能性撞地 20 到 30 秒

·CAUTION TERRAIN：离可能性撞地 40 到 60 秒

·TOO LOW, TERRRAIN：低于不安全无线电高度但距离任何机场仍太远。

障碍物警戒（人为障碍物 100 英尺或更高）：

·OBSTACLE, OBSTACLE, PULL UP：离可能性撞击障碍物 20 到 30 秒

·CAUTION OBSTACLE：离可能性撞击障碍物 40 到 60 秒

基于无线电高度的警戒信息：

·SINK RATE：下降率过大

·TERRAIN：地形接近率过大

·PULL UP：在SINK RATE或TERRAIN之后情况加剧。

·DON’T SINK：起飞或复飞后掉高度

·GLIDE SLOP：低于ILS下滑道偏离过大。偏离越大，音量和重复率越高。低于无线电高度 1000 英尺时抑制。

·TOO LOW, FLAPS/GEAR/TERRAIN：不在着陆形态时不安全的越障高度

坡度角警戒

坡度超过 35 度、40 度和 45 度时，近地警告系统提供“BANK ANGLE, BANK ANGLE”警告声响。
警告响起后，将坡度角减到30度或更小使系统复位之前，该坡度（35、40或45度）上不再有警戒声响。

进近喊话

无线电高度喊话提示、决断高/最低下降高度喊话提示均由近地警告系统提供。

风切变警告见 737 风切变警告

737 风切变警告 （编辑）

气象雷达 - 预警式风切变系统 PWS

在地面或在空中低于无线电高度2,300英尺，PWS启动（即使雷达处于关机状态），此时雷达天线扫描范围限于120度。高于无线电高度2,300英尺，雷达扫描范围变为180度。

探测原理是根据气象雷达多普勒回波来探测飞机前方的气象条件，根据反射回波的频移确定前方是否有风切变气流。

当飞机在地面并且满足下列条件之一，PWS将开始工作：

油门向前移动超过 53 度
飞行机组按压 EFIS 控制板上 WXR 按钮

如果油门手柄大于53度，EFIS 控制面板上的 WXR 按钮不能关断 PWS，当飞机爬升到无线电高度大于 2300 英尺，则 PWS 自动关断。

当飞机下降到无线电高度低于2300英尺则 PWS 自动接通。当下列情况发生，PWS 关闭。

飞机着陆
飞机爬升到无线电高度大于 2300 英尺

如果 PWS 工作而 EFIS 控制板的 WXR 按钮没有选择，则每次天线自动扫描探测风切变。如果同时接通了WXR，则天线一次扫描给风切变探测提供信号，另一次扫描提供正常的气象回波。PWS 工作并不会影响到机组选择的 WXR 方式和范围。

近地警告系统 - 风切变警告

近地警告系统的风切变警告是进入式风切变警告，即飞机正在遭遇风切变，其探测原理主要是结合无线电高度（1500尺以下）及当时的空速和襟翼构型等情况，根据大气数据的变化来判断是否进入了风切变区域。主要的警告信息是视觉和听觉的“ WINDSHEAR WINDSHEAR”。

柯林斯全自动气象雷达 WXR-2100 MultiScan （编辑）

气象雷达回波最远为320海里。

无论选择的范围如何，颠簸的探测自动限制在40海里内。

控制面板

MAP：显示地面回拨（地形）（自动模式下，同时显示地面和天气，但是颜色降低一个量级）

GC：在自动方式时瞬时显示地面杂波；

IDENT：在WX或WX+T模式时抑制地面回拨；

STAB：天线仰角随飞机姿态变化自动修正（以保持相对天气的稳定探测角度）；

TFR：使用对方的设定（包括天线角度）（两个人都选定的话，雷达会懵逼地在ND上显示测试图样）；

WX+T的T：传统雷达代表Turbulence，新型雷达代表Threat威胁；

人工模式下调节天线角度：

起飞时+5°（如前方有地形可增加到7°），高度每增加5000ft，角度下调1°。

例如：10000ft 3°，25000ft 0°，35000ft -2°

平飞巡航时，天线角度的调整目标是把地面回波刚好消失在雷达显示屏的边缘。

图例

PAC Alert 路径衰减修正警告

自动和人工方式下，如雷达以CAL自动增益方式（未选择增益）工作且飞机距离雷暴小于80海里，PAC警戒可用。

Predictive Overflight 前视性快速成长雷雨警告

两级颠簸显示

飞机的g载荷等于或大于0.3g时，指示重度颠簸；飞机的g载荷等于0.2g时，指示乘坐品质颠簸。

系统不在自动方式时，仅提供一个级别的颠簸探测（0.3g）。

雷达探测到降水以5米/秒或更大速度水平流向或离开雷达天线时，该目标显示变为洋红色。此洋红色区有严重颠簸。

中高度威胁评估

约有80%的雷击发生在0℃等温线上下3500ft范围内；

0℃等温线以上10000ft的高度以下，定义为中高度；

在雷达回拨的边界和内部的红点表示这些带电的云团可能存在放电的风险；

成熟云团威胁评估

一个雷雨的完整生命周期持续约 60mins；

提示冰雹、放电、严重颠簸的风险；

毡状云顶威胁评估

冰雹风险；

以上三种小红点标识的潜在威胁优先级低于雷达回波；

活动警戒和避撞系统（TCAS）（编辑）

TCAS 对其它飞机上的应答机发出询问，通过分析其答复跟踪其它飞机，并预报其飞行航迹和位置。

其它飞机离最近接近点约 40 秒时，产生活动通告（TA）。

离最近接近点约 25 秒时，产生措施通告（RA）。

如导航显示范围无法显示出活动通告或措施通告，导航显示屏上出现 OFFSCALE 信息。

如探测到高度变化超过 500 英尺/分钟，垂直运动信息用箭头指示爬升或下降。

活动通告的声响是“TRAFFIC，TRAFFIC”，只响一次就复位直到再次出现活动通告。

临近活动是指距离 6 海里，垂直范围 1200 英尺以内的飞机活动，但它不会使活动警戒和避撞系统产生活

动通告或措施通告。其它活动是指距离 6 海里，垂直范围 1200 英尺以外的飞机活动。

如其它飞机装有模式 C 应答机，活动警戒和避撞系统可产生措施通告。产生协调的措施通告要求两机均装有活动警戒和避撞系统。

无线电高度约 1,500 英尺以下时，“增加下降”措施通告被抑制。

无线电高度约 1,100 英尺以下时，“下降”措施通告被抑制。

无线电高度约 1,000 英尺以下时，措施通告被抑制。

1,000 英尺以下，在应答机面板上选择 TA/RA 方式时，仅活动通告方式自动接通且导航显示上显示 TA ONLY。

无线电高度约 500 英尺以下时，所有活动警戒和避撞系统语音提示被抑制。

TCAS范围（求证）

1.向上：21-69

2.中立：21-21

3.向下：21-69

关于横滚指令警戒系统(RCAS)的处置指导 B73 （编辑）

背景资料

RCAS 是 Roll Command Alerting System 横滚指令警戒系统。

RCAS 包括：

自动驾驶横滚负载警戒：可以在单通道自动驾驶工作时，提高机组在横滚轴方向的情景意识。
增强型坡度警告：可以在自动驾驶或人工操纵飞机时，帮助机组识别横滚方向的不明状态并提供从不明状态改出的方向。.

当不对称力作用于飞机偏航或横滚轴时，会导致飞机横滚。

以下情况可能会引起横滚不对称:

不对称推力
横滚方向飞行操纵故障
尾流颠簸
燃油不平衡
不对称机翼结冰

自动驾驶通过在不对称力的相反方向增加横滚指令来阻止非指令性横滚。 B737 飞机的自动驾驶结构仅提供约1/3的总横滚操纵效能，因此飞行员可以利用剩余2/3的横滚操纵效能，以超控自动驾驶指令性偏转故障。

这种结构设计的结果是，如横滚或偏航不对称足够大，使自动驾驶的横滚效能达到极限或被抵消，则可能表现为驾驶盘移动和/或侧滑指示器偏转。

横滚或偏航不对称引起的自动驾驶横滚负载事件表明 RCAS 指示有利于飞行员及时发现横滚方向异常，根据指示机组可及时采取应对措施。例如，在 35 度“BANK ANGLE”的喊话提示之前使用方向舵或方向舵配平；在人工或自动飞行过程中如发生大坡度滚转时，机组可获得最小角度恢复机翼水平的方向指示。

RCAS自动驾驶横滚负载警戒和增强型坡度警告可使机组意识到以下情况:

即将发生自动驾驶横滚负载，表明横滚或偏航轴需要修正。
当已经发生自动驾驶横滚满负载且正在非指令横滚，这再次表明横滚轴或偏航轴需要校正。
当横滚不明状态超过45度坡度的临界值，给出指向机翼水平的最快恢复方向。

系统介绍

自动驾驶横滚负载警戒

自动驾驶横滚负载警戒包含两个新的注意信息，分别为横滚/偏航不对称警戒 (ROLL/YAW ASYMMETRY) 和横滚效能警戒 (ROLL AUTHORITY)。警告颜色为琥珀色，需要机组立即意识和采取后续操作。这些信息显示在主飞行显示(PFD)的自动驾驶状态区以及HUD(如安装)上。坡度指针外框变为琥珀色，如坡度角度大于15度，坡度指针将变为实心琥珀色。外侧滑/内侧滑指示外框变为琥珀色，如指示偏转超过其宽度的25%，外侧滑/内侧滑指示将变为实心琥珀色。

横滚/偏航不对称警戒(ROLL/YAW ASYMMETRY)

注意信息向机组提示自动驾驶已接通，但由于自动驾驶正在补偿飞机不对称，并因此已接近其横滚效能的限制。该信息无相关语音提示。

当飞机需要超过75%的自动驾驶横滚效能以保持稳定航向至少20秒时，满足横滚/偏航不对称(ROLL/YAW ASYMMETRY)注意信息的触发逻辑。双通道自动驾驶接通，或横滚效能信息(ROLL AUTHORITY)出现时，该注意信息将被删除。实际上，这个信息意味着飞机配平不当。

建议机组使用方向舵和/或方向舵配平，然后判断不对称的原因。

横滚效能警戒(ROLL AUTHORITY)

注意信息和声响提示机组人员自动驾驶已接通，但由于自动驾驶正在补偿飞机不对称，并因此所需的横滚输入值超过了自动驾驶补偿能力，所以无法防止不对称导致的非指令横滚。

横滚效能(ROLL AUTHORITY)信息伴有相关的语音“ROLL AUTHORITY，ROLL AUTHORITY”。接通单通道自动驾驶，在飞机纵轴上需要100%自动驾驶横滚效能时满足横滚效能注意信息的触发逻辑。

例如，如果需要机翼水平飞行(机组人员没有指令转弯)，触发该警告的警戒点为10度，表明飞机将处于非指令横滚状态。如飞机可以保持所需飞行航径时，飞行员无需执行非正常程序，因为它完全在正常操作范围内。

建议机组使用方向舵和/或方向舵配平，使飞机返回至所需飞行航径，然后判断不对称的原因。

增强型坡度警告

无论是否接通自动驾驶，只要横滚坡度达到或大于 45 度，飞机发出增强型坡度警告。所有警告均为红色，因其需要机组立即意识并立即采取行动。由于该警告与飞行航径的情况有关，它还具有以下特征: 在PFD上有一个红色的横滚指令箭头(向左或向右)，并发出“ROLL LEFT（向左横滚）” 或“ROLL RIGHT（向右横滚）”的语音(取决于正确的恢复方向)。语音以5秒的间隔重复。横滚指令箭头出现时，坡度指针为实心红色，外侧滑/内侧滑指示外框变为红色，如指示偏转超过其宽度的25%，外侧滑/ 内侧滑指示将变为实心红色。如飞机已安装HUD且在Rockwell Collins HUD OPC自定义选项中选择了RCAS的OPC功能，则HUD还将结合 45 度坡度的异常姿态方式显示横滚指令箭头。如飞机未安装RCAS，HUD 在 55 度坡度时显示异常姿态方式。

对于俯仰姿态大于机头向上25度的情况，坡度角达到65度时警告才会生效。这是为了使飞行员能够通过倾斜飞机 65 度来进行高俯仰改出机动，从而在不产生大机动载荷的情况下减小俯仰角。俯仰姿减回至小于 25 度时，该警戒将恢复其 45 度坡度的生效点。

现有 BANK ANGLE 喊话提示受到此警告的影响，因为俯仰角小于机头向上 25 度时，45 度 BANK ANGLE 喊话提示被“ROLL LEFT”或“ROLL RIGHT”语音取代。当俯仰角大于机头向上 25 度且坡度角为 45 度时，由于“ROLL LEFT”或“ROLL RIGHT”横滚指令被延迟到坡度 65 度， BANK ANGLE 喊话提示将显示。

除抖杆以外，增强型坡度警告是优先级最高的警告，因此会抑制其它所有警告的语音和目视信息，如“PULL UP”或TCAS措施通告。由于横滚操纵优先于水平和垂直引导，飞行指引也被抑制。由于俯仰操纵优先于横滚操纵，触发抖杆将抑制增强型坡度警告直至抖杆停止。

表格中的蓝色内容总结了自动驾驶横滚负载警戒和增强型坡度警告的语音、坡度指针和侧滑指示器的变化。图片提供了在 737MAX 模拟机中 PFD 上自动驾驶横滚负载警戒和增强型坡度的警告展示。

当俯仰姿态小于向上 25 度且坡度 45 度时警告生效；当俯仰姿态大于向上 25 度且坡度角达到 65 度时警告才会生效。此警告的目的是使飞行组意识到飞机已超过横滚上限，横滚指令箭头指向最短机翼水平方向。如坡度角度大于180度，横滚指令箭头朝着新的最短方向指向机翼水平。坡度角小于 35 度并持续 2 秒，或坡度角小于 10 度时，警告将立即停止。

建议机组根据横滚指令箭头方向依照《快速检查单》“机动”章中的内容执行不明状态中改出的机动改出操作。

参考链接：

关于B737-800横滚指令警戒系统（RACS）的处置指导