航空儀表與顯示系統教學課件作者林坤第七章

1、第7 章 航空儀表警告與顯示系統,,,,2,7. 1 航空儀表警告系統,7. 2 電子飛行儀表系統,7. 3 發(fā)動機指示和機組警告系統與電子中央飛機監(jiān)控系統,返回,7.1　航空儀表警告系統,7.1.1警告系統的組成及功能現代飛機使用的綜合警告系統, 不僅對超速狀況警告, 同時還監(jiān)控其他飛機系統。在不同型號的飛機上使用的警告系統部件、輸入信號以及所監(jiān)控的對象有所不同, 但總體上的警告輸出分為信息、警告燈、警告音響。警告系統由電

2、源組件、飛機系統信號收集組件、警告計算機、警告信息顯示器、警告燈和警告音響裝置等組成, 如圖7.1 -1 所示為警告系統組成方框圖。1.電源組件電源組件滿足警告系統工作多種規(guī)格的用電需要。警告系統電源多為雙套, 確保警告信號發(fā)出。,下一頁,返回,7.1　航空儀表警告系統,2.傳感器(信號收集計算機)在不同機型的飛機上, 用于不同系統的警告信號來源不同。有的使用飛機系統的傳感器和計算機, 有的使用飛機信息管理系統等, 監(jiān)控飛機系統并

3、將飛機系統的故障信息發(fā)送給警告系統。3.警告計算機該計算機收集、監(jiān)控來自飛機系統傳感器或計算機的信息, 對上述數據進行計算、處理、分類并生成相應的警告信息顯示在發(fā)動機警告顯示器上, 同時會有警告燈和警告音響出現。4.警告裝置警告裝置包括警告燈、警告喇叭、警告信息顯示器、失速抖桿器。,上一頁,下一頁,返回,7.1　航空儀表警告系統,(1) 警告燈: 出現警告時燈亮, 可按壓燈罩復位。警告燈出現警告信息時顯示為紅色,出現警戒信息時顯

4、示為琥珀色。(2) 警告喇叭: 警告系統的發(fā)聲裝置。(3) 警告信息顯示器: 相應系統的警告信號顯示器, EICAS 或ECAM 顯示器。(4) 失速抖桿器: 失速抖桿器由28 V 直流電動機使操縱桿抖動。抖桿器安裝在正、副駕駛的駕駛桿上, 安裝位置有的在駕駛員地板上部的操縱桿上, 多數飛機都裝在地板下部的操縱桿上。5.測試裝置警告系統都有自己的測試裝置。在駕駛艙頂板測試面板或控制顯示組件(CDU) 及音響警告系統的計算機前面

5、板上實施測試, 觀察測試結果。,上一頁,下一頁,返回,7.1　航空儀表警告系統,7.1.2高度警告1.概述塔臺指揮飛機飛行在不同的飛行層面, 飛機必須按照塔臺航空管制員指令的高度飛行,以防碰撞。機載高度警告系統可以探測到飛機是否偏離了指定的高度, 它將來自大氣數據計算機的真實高度與塔臺指揮所要求飛機飛行的高度進行比較。一旦比較結果超出規(guī)定的范圍, 將發(fā)出視覺和音響信號警告飛行員。指定的高度由飛行員在方式控制板上選定。高度警告系統有

6、的集成在自動駕駛系統或采用中央警告計算機, 還有的是由獨立的高度警告計算機組成。,上一頁,下一頁,返回,7.1　航空儀表警告系統,此外, 高度警告系統目前已作為飛機最小垂直間隔空域標準(RVSM) 飛行放行的標準之一。世界范圍內實施最小垂直間隔空域標準(RVSM) 的國家已相當普及, 我國飛機飛越RVSM 空域的越來越多, 如果飛越RVSM 空域, 要向塔臺申請, 同時機載設備必須滿足要求。高度警告系統就是飛越RVSM 空域的條件之一,

7、 要確保飛機在垂直方向的高度偏差在一定的范圍之內, 若達不到要求, 必須離開RVSM 空域, 以免影響飛行安全。2.高度警告系統的組成和原理飛機在自動駕駛工作狀態(tài), 正常情況應保持飛行在自動飛行控制系統方式控制板(MCP) 上預選的高度, 若出現小的干擾量使飛行俯仰姿態(tài)改變時, 飛機系統靠自身的縱向穩(wěn)定就可以修正到正確的姿態(tài), 但會產生一定的高度偏差。,上一頁,下一頁,返回,7.1　航空儀表警告系統,因此, 高度穩(wěn)定系統必須有測量飛

8、行高度的傳感器、高度給定裝置和高度偏差計算裝置。一般可以采用大氣數據計算機作為測量飛行高度的傳感器, 高度給定裝置可以使用自動駕駛方式控制板上的高度選擇旋鈕設定高度, 高度偏差計算裝置采用高度警告計算機, 如圖7.1 -2 所示為高度警告系統方框圖和高度給定裝置。如果垂直氣流干擾或在自動駕駛方式控制板上人工輸入參數而改變飛行高度, 則飛機改變了原來的飛行軌跡。當飛機偏離自動駕駛預選保持的高度時, 機載高度警告系統將警告機組人員飛機正在

9、偏離預選高度。,上一頁,下一頁,返回,7.1　航空儀表警告系統,高度警告系統通過駕駛艙警告喇叭發(fā)出音頻警示音, 高度警告信號燈亮。在裝備EICAS的飛機顯示器上還會顯示“ALT ALERT”高度警告字樣信息。3.工作過程自動駕駛銜接后, 作為高度測量裝置的傳感器———大氣數據計算機(ADC), 將氣壓高度值送入高度比較器, 與自動駕駛方式控制板的預選高度信號比較, 按方式邏輯判斷高度警戒系統的工作方式, 如圖7.1 -3 所示為高度

10、警告系統操作。,上一頁,下一頁,返回,7.1　航空儀表警告系統,(1) 若飛機飛行偏離預選高度在300 ~900 ft 之間, 則發(fā)出警戒(ALERT) 信號, 警示飛行員飛機已偏離當前方式控制板上的預選高度。(2) 若飛機接近預選高度在900 ~300 ft 之間, 則發(fā)出提醒(ADVISE) 信號, 提醒飛行員已接近當前方式控制板上的預選高度。(3) 若飛機飛行偏離預選高度在900 ft 以上, 系統不發(fā)出任何警告, 表明飛機已

11、向選定的新的飛行高度飛行。,上一頁,下一頁,返回,7.1　航空儀表警告系統,空客飛機的高度警告系統的方式邏輯有所不同: 從高于或低于預選高度900 ft 以外向預選高度接近時, 飛到距離預選高度900 ft 的高度, 有警戒音響, 琥珀色“ALERT”燈亮; 繼續(xù)接近到300 ft 時, 警戒音響消失, “ALERT”燈滅; 如果飛離預選高度300 ft 時, 有警戒音響, 琥珀色“ALERT”燈閃亮; 繼續(xù)飛離到距離預選高度900 f

12、t 的高度時, 警戒音響消失, “ALERT”燈滅。4.警告信息早期飛機的高度警告是當飛機偏出預選高度后, 高度警告計算機發(fā)出C 調音響, 琥珀色的“ALTITUDE ALERT”信號器亮。,上一頁,下一頁,返回,7.1　航空儀表警告系統,而現代飛機的高度警告是由高度比較器的輸出信號進入方式邏輯電路, 由方式邏輯電路向EFIS/ EICAS 顯示管理計算機發(fā)出警戒(ALERT) 或提醒(ADVISE) 信號。若飛機飛行偏離預選高度在

13、300 ft 以上, 顯示管理計算機將處理的信息送到EICAS 的顯示器上, EICAS上顯示“ALTITUDE ALERT”B 級高度警戒信息, 將警告燈的離散信號送到正、副駕駛的主警戒燈, 正、副駕駛員前方遮光板上的琥珀色的“CAUTION”燈亮; 偏離預選高度在300 ~900 ft 之間時, 音響合成卡將電子合成出來的貓頭鷹叫聲通過正、副駕駛的警告喇叭發(fā)出,如圖7.1 -4 所示為高度警告系統———B 級警戒指示。,上一頁,下一

14、頁,返回,7.1　航空儀表警告系統,綜上所述, 若飛機飛行偏離自動駕駛方式控制板上的預選高度300 ~900 ft 之間時, 在駕駛艙發(fā)出的警告包括有警告音響、EICAS 信息和警告燈指示; 從900 ft 以外, 向300 ft 接近預選高度時, 有EICAS 咨詢信息, 無警告燈和警告音響。到接近預選高度300 ft 時, 表示已經截獲到預選高度, 無任何指示。在進近著陸過程中, 當飛機的起落架和襟翼在著陸布局或儀表著陸系統的下滑

15、道截獲后, 高度警告系統抑制高度警告信號的發(fā)出, 此時需要飛行員精神高度集中, 避免外部干擾, 完成進場著陸的過程。,上一頁,下一頁,返回,7.1　航空儀表警告系統,7.1.3超速警告1.概述馬赫空速警告系統是警告系統的一個組成部分。由空氣動力學可知, 飛行速度越大, 則空氣流過飛機前方的壓力也變大, 引起空氣壓縮量越大, 會對飛機結構造成損壞。因此, 出現超速飛行時, 超速警告信息就會以一定方式出現, 引起駕駛員的注意。在分立式

16、儀表上, 如前面已經講到的馬赫空速指示器, 對飛機的超速狀況進行監(jiān)控、警告。在屏幕顯示的飛機上, 速度限制在主飛行顯示器(PFD) 的空速帶上用紅黑相間區(qū)域表示。,上一頁,下一頁,返回,7.1　航空儀表警告系統,2.馬赫空速警告系統1) 馬赫空速指示器馬赫空速表是將空速指示器和超速指示器組合在一起, 構成一組合式儀表。馬赫空速指示器顯示出實際空速和速度限制(最大操作速度)。馬赫空速表上的白色指針代表計算空速(CAS), 表上的窗

17、口還用數字形式指示出計算空速和馬赫數。紅、白相間指針指示最大操作速度(VMO)、最大操作馬赫數(MMO)。若馬赫空速警告計算機出現故障, 窗口內顯示VMO 和MACH 故障旗, 如圖7.1 -5 所示為電動式馬赫空速表。,上一頁,下一頁,返回,7.1　航空儀表警告系統,2) 馬赫空速警告系統的組成及原理大氣數據計算機(ADC) 根據全靜壓系統提供的全壓值、靜壓值、全溫探頭的溫度信號, 計算出所需的指示空速(IAS)、計算空速(CAS)

18、、馬赫數(MACH) 等大氣數據參數, 發(fā)送到馬赫空速警告計算機和指示器上。馬赫空速指示器內部設有最大操作馬赫數、最大操作速度探測裝置。當探測到超速狀況時, 系統提供目視和音響警告。除大氣數據輸入外, 還有系統測試、各種條件(如放下起落架) 及方式選擇的輸入,如圖7.1 -6 所示為馬赫空速警告系統的組成。,上一頁,下一頁,返回,7.1　航空儀表警告系統,大氣數據計算機(ADC) 輸出的大氣數據信號和直流電源, 發(fā)送到馬赫空速指示器內

19、的超速微處理器。指示器上的白指針指示的是計算空速(CAS), 紅白指針指示的是馬赫空速超速微處理器計算出的空速極限值VMO。超速微處理器根據起落架是否放下、副油箱是否有油、是否掛了第五臺發(fā)動機等條件, 分別計算出不同條件下的超速極限值。裝有兩部大氣數據計算機的系統, 機長和副駕駛的馬赫空速指示器采用不同的電源, 音響警告喇叭也使用獨立的電源。,上一頁,下一頁,返回,7.1　航空儀表警告系統,當飛機在不同條件下飛行接近超速時, 馬赫空速

20、指示器內部的超速微處理器的輸出信號使指示器上的白色空速指針超越紅白指針的限制值, 并且使音響警告喇叭發(fā)出超速警告聲。所有噴氣式飛機都有獨立的音響超速警告。因為飛機超速飛行是非常危險的, 它會造成飛機結構的損壞, 另外, 高速飛行時產生的激波也會對飛機造成傷害, 并使飛行的安全性下降。音響超速警告揚聲器既可以由主警告系統觸發(fā), 也可以由分離系統觸發(fā)。只要空速大于VMO或MMO, 超速警告都將發(fā)生。通過中央維護計算機或測試按鈕可以對超速警

21、告進行測試。,上一頁,下一頁,返回,7.1　航空儀表警告系統,3) 電子顯示器上的馬赫空速警告現代飛機上裝備的電子飛行儀表顯示飛行速度、超速和馬赫數信息, 是在主飛行顯示器速度帶上。顯示器上的輸入源來自大氣數據計算機。大氣數據計算機除計算當前速度外, 也可以用于計算飛機在不同布局、不同飛行階段時的最大操作速度VMO 和最大操作馬赫數MMO, 超速指示在速度帶的上部, 馬赫數的指示則在空速帶的底部。速度帶的讀數框內白色數字表示當前空速

22、、超速時變?yōu)榧t色。它的超速信號來自大氣數據計算機, 超速信號還送往警告系統的計算機, 產生超速警告。在波音EICAS 顯示器警告區(qū)域顯示紅色超速“OVER SPEED”警告信息, 超速時還伴有音響警告和紅色主警告燈。如圖7.1 -7 所示為主飛行顯示器速度帶上巡航和下降時的馬赫數指示。,上一頁,下一頁,返回,7.1　航空儀表警告系統,4) 警告曲線不同型號的飛機有不同的飛行速度限速值, 如波音737 -300 飛機正常布局最大操作馬赫

23、數為0.826, 空客330 飛機的限速值馬赫數為0.86, 波音747 - 400 飛機正常布局最大操作馬赫數為0.92。飛機在不同構型情況下的速度限制是不同的。如圖7.1 -8 所示為某型飛機的馬赫空速警告曲線。飛機正常構型時, 在海平面時的最大操作速度(VMO) 為365 kn, 而在24 477 ft 高度時的最大操作速度(VMO) 為395 kn, 最大操作馬赫數(MMO) 為0.92; 當起落架放下時, 在海平面時的最大操

24、作速度(VMO) 為270 kn, 而在30 840 ft 高度時的最大操作馬赫數(MMO) 為0.73; 當飛機副油箱有油時, 在海平面時的最大操作速度(VMO) 為340 kn; 而掛第五臺發(fā)動機時的最大操作速度(VMO) 為330 kn, 在不同的高度, 飛機的限速也各有不同。,上一頁,下一頁,返回,7.1　航空儀表警告系統,如圖7.1 -8 所示為某型飛機的馬赫空速警告曲線。7.1.4失速警告1.概述飛機之所以能夠在空中飛

25、行, 是因為機翼上產生了足夠的升力, 而升力的大小取決于機翼的翼剖面、飛行速度和飛機迎角。要想使飛機的速度減小, 而又要保持恒定的升力, 就必須增加迎角, 或者通過伸出襟翼、縫翼來增加機翼的翼剖面。當飛機達到最大迎角時, 氣流不能流過飛機機翼的上表面, 而產生氣流分離。如果迎角再繼續(xù)增大, 則氣流分離嚴重, 飛機出現失速現象。失速是非常危險的, 因為此時升力急劇地下降。,上一頁,下一頁,返回,7.1　航空儀表警告系統,如果飛機不在足夠

26、的高度上飛行將難以恢復, 從而導致飛機墜毀。因此, 在發(fā)生失速之前, 必須盡可能早地警告駕駛員, 這就是失速警告系統的任務。飛機在高速飛行時, 也可能導致失速。當飛機速度接近音速時, 某些部位可能產生局部激波, 阻力急劇增加, 飛機速度反而下降, 將會導致飛機的穩(wěn)定性和操縱性變壞, 甚至產生激波失速。此時, 若駕駛員不能有效地控制飛機, 就會發(fā)生機毀人亡的危險。所以, 在飛機進入失速狀態(tài)之前, 必須及早讓駕駛員得到警告。,上一頁,下一

27、頁,返回,7.1　航空儀表警告系統,2.失速警告系統的組成和功能1) 失速警告系統的組成如圖7.1 -9 所示, 典型的失速警告系統由輸入部件、兩部失速警告計算機、警告顯示組件、失速警告測試組件、警告燈和抖桿電動機組成。其中輸入部件包括迎角傳感器, 襟翼位置傳感器, 大氣數據計算機, 發(fā)動機指示系統的高、低壓軸轉速信號、空地信號和失速警告測試組件。2) 失速警告系統部件的功能(1) 迎角傳感器。迎角傳感器又稱為氣流角度傳感器或

28、失速警告?zhèn)鞲衅? 它安裝在機身兩側、駕駛員側窗下, 用于測量飛機迎角(又稱為攻角)。兩側的傳感器可以互換, 空中需要加溫以免結冰。,上一頁,下一頁,返回,7.1　航空儀表警告系統,(2) 襟翼位置傳感器。安裝在大翼前、后緣的襟翼位置傳感器傳送襟翼位置信號。有的飛機只裝有后緣襟翼位置傳感器。傳感器向失速警告系統、自動駕駛系統和襟翼位置指示器(或EICAS、ECAM)發(fā)送信號。(3) 大氣數據計算機。ADC 用于迎角、計算空速、馬赫數

29、、VMO/ MMO 的計算。(4) 失速抖桿器。失速警告計算機監(jiān)控飛機在接近低速或大迎角閾值時, 失速抖桿器由28 V 直流電動機作動操縱桿抖動。失速抖桿器安裝在正、副駕駛的駕駛桿上, 安裝位置有的在駕駛員地板上部的操縱桿上, 多數飛機都裝在地板下部的操縱桿上。如圖7.1 -10 所示為某型飛機失速警告系統的部件。,上一頁,下一頁,返回,7.1　航空儀表警告系統,(5) 失速警告計算機。如圖7.1 -10 所示, 無論是獨立安裝的

30、失速警告計算機(SWC), 還是警告電子組件(WEU),它們的功能相近。在不同的飛行狀況下, 失速警告計算機作動抖桿器, 向駕駛員發(fā)出警告。①正常失速警告。根據襟翼位置的多少確定迎角的閾值。迎角超過閾值(表7.1 - 1 中所列閾值為波音747 -400 型飛機) 時, 失速警告計算機作動抖桿器發(fā)出警告。,上一頁,下一頁,返回,7.1　航空儀表警告系統,②不對稱失速警告。若兩側的襟翼位置不匹配, 迎角作動抖桿器的閾值將降低。③大

31、推力失速警告。對于雙發(fā)飛機而言, 在對邊發(fā)動機的N2 轉速高于75%的情況下, 迎角作動抖桿器的閾值將降低。迎角值降低的多少取決于襟翼位置和推力斜率的系數(CTG)。失速警告計算機使用空速和臨近的發(fā)動機N1 轉速計算推力斜率的系數(CTG) 值。④速度閾值失速警告。在不同的襟翼位置, 當空速低于表7.1 -2 中所列速度閾值時, 失速警告計算機作動抖桿器發(fā)出警告(下表中所列速度閾值為波音737 -300/400/500 型飛機)。

32、,上一頁,下一頁,返回,7.1　航空儀表警告系統,(6) 失速警告測試組件。用于起始系統測試。在裝有中央維護計算機(CMC) 的飛機上, 可以從控制顯示組件起始測試, 另外也可以在計算機的前面板上使用測試電門測試, 如圖7.1 -10 所示。3.失速警告系統原理失速警告系統將飛機特定的最大迎角與實際的飛機迎角進行比較。最大迎角取決于襟翼和縫翼的位置, 該位置也必須進行計算。這一計算可以在獨立的計算機內完成, 也可以在主警告系統或自

33、動油門系統中完成。通常飛機上有兩個獨立計算系統, 這樣可以提供足夠余度。當飛機到達臨界迎角時, 系統將驅動抖桿馬達工作, 使之產生抖動來模擬真正失速時產生的效應。,上一頁,下一頁,返回,7.1　航空儀表警告系統,正常時兩部計算機控制其相應的抖桿器作動, 若其中一部計算機不工作時, 另一部計算機也可以同時作動兩個抖桿器, 因為兩個駕駛桿都連接在扭力管上。飛機在地面時可以對系統實時測試, 抖桿器作動。若系統不正常時, 機器前面板上有故障指

34、示燈亮, 不能作動抖桿器抖動, 故障排除后方可作動。在某些飛機上, 還安裝有駕駛桿推力器。當探測到失速時, 它將自動推動控制桿向前以減小飛機的迎角。,上一頁,下一頁,返回,7.1　航空儀表警告系統,4.失速警告系統的操作方式1) 空中方式失速警告系統工作在“空中”方式, 由失速警告計算機監(jiān)控。當前起落架和主起落架的下蹲電門指示“空中”位, 前輪和主輪在“空中”位并且指示空速達到110 kn; 機輪不在“空中”位, 但指示空速已達1

35、60 kn (參數適用于波音737 飛機)。2) 起飛方式當起落架減振支柱伸出時, 空地繼電器銜接失速警告系統工作。失速警告計算機接收迎角和襟翼位置傳感器的信號, 這些信號用于確定飛機是否接近失速狀態(tài)。,上一頁,下一頁,返回,7.1　航空儀表警告系統,3) 飛行階段當飛行中出現大迎角或以低速飛行時, 失速警告計算機的輸出控制繼電器作動, 向抖桿電動機提供28 V 直流電源, 抖桿器抖動。5.失速警告系統的信號顯示在現代飛機上裝

36、備有電子飛行儀表系統, 主飛行顯示器的左側是空速帶, 失速警告計算機的輸出信號發(fā)送到機載顯示管理計算機(或EICAS/ EFIS 交聯組件EIU 計算機), 信號處理后送往主飛行顯示器(PFD), 有的飛機在主飛行顯示器的姿態(tài)指示器上顯示俯仰極限, 在速度帶上顯示最大操作速度和最小操作速度(或抖桿速度), 如圖7.1 -11 所示為失速警告在主飛行顯示器速度帶上的顯示。,上一頁,下一頁,返回,7.1　航空儀表警告系統,空速帶上用醒目的紅

37、色表示不同飛行階段時的抖桿速度, 用琥珀色表示最小機動速度(或稱緩沖速度)。俯仰極限參數可用于限制起飛時機身的仰角。除了速度帶上的顯示外, 接近失速時, 抖桿電動機作動抖桿器使升降舵扭力管和駕駛桿抖動。在主EICAS 或ECAM 上出現紅色的失速信息, 警告喇叭發(fā)出語音“STALL WARNING”警告聲, 紅色的主警告燈被點亮。,上一頁,返回,7.2　電子飛行儀表系統,隨著航空器技術的發(fā)展和需要, 基于大規(guī)模集成電路、微處理機、總線

38、傳輸接口技術及多路切換技術的高度發(fā)展, 為計算機微型化和控制功能的集成化開辟了道路, 從而使微型計算機控制系統及微處理器應用于機載設備領域成為可能。在現代飛機駕駛艙儀表板的設計上采用了數字式電子顯示技術, 且改變了過去機電式儀表顯示信息縱向排列, 從屬各其他系統只充當其顯示部件的構成形態(tài), 經功能集成化形成了獨立的與其他系統并列的導航參數顯示系統, 并將飛行、導航等大量信息進行了綜合, 設計成“綜合電子儀表系統”。,下一頁,返回,7.2

39、　電子飛行儀表系統,綜合電子儀表系統主要由電子飛行儀表系統(EFIS) 和電子中央飛機監(jiān)控系統(ECAM) 或發(fā)動機指示機組警告系統(EICAS) 組成。在駕駛艙儀表板上主要有6 個顯示組件, 其中包括兩個主飛行顯示器(PFD)、兩個導航顯示(ND) 和兩個ECAM 或EICAS顯示器。它們的顯示由多個余度計算機來驅動。機組可以通過相應的控制面板來控制它們的顯示與轉換。如圖7.2 -1 所示為綜合電子儀表系統。,上一頁,下一頁,返回,7

40、.2　電子飛行儀表系統,電子飛行儀表系統(EFIS) 是綜合電子儀表系統的子系統, 它是一種綜合的彩色電子顯示系統, 完全取代了獨立式的機電式地平儀、航道羅盤、電動高度表、馬赫空速表和其他機電式儀表等, 提供最重要的飛行信息。EFIS 系統所顯示的信息十分廣泛, 如圖7.2 -2 所示, 其主要顯示內容為:(1) 主要飛行參數, 如飛機的姿態(tài)、高度信息、速度信息、A/ P 和A/ T 的銜接狀態(tài)及工作方式、甚至重要的警告信息等;(2

41、) 主要的導航信息: 各種導航參數和飛行計劃等;(3) 系統的故障信息。,上一頁,下一頁,返回,7.2　電子飛行儀表系統,駕駛員通過EFIS 的顯示信息, 能實時地對相應飛機系統的工作狀態(tài)進行全程監(jiān)控。機務人員利用電子飛行儀表系統, 可進行故障分析和隔離。從某種意義上講, 可以將EFIS 看成是機載航行及飛行制導系統與駕駛員和維修人員的人機交互界面。,上一頁,下一頁,返回,7.2　電子飛行儀表系統,7.2.1EFIS 的組成及功能該

42、系統的基本部分有: 顯示組件(DU)、顯示管理計算機和相應的控制面板。不同型號的飛機, 由于所選裝電子飛行儀表系統的廠家不同, 部件的名稱也不盡相同?？湛惋w機上的每個顯示管理計算機(DMC) 都包含兩種顯示處理功能模塊, 它們負責驅動EFIS 和ECAM的顯示; 而波音飛機也由相應的計算機來完成, 如波音737/757 稱為符號發(fā)生器, 新一代波音737 稱為顯示電子組件(DEU), 波音747 稱為EFIS/ EICAS 接口組件(E

43、IU), 波音777的此功能組件安裝在飛機信息管理系統(AIMS) 柜里, 稱為核心處理組件/ 圖像產生器(CPM/ GG), 但它們的基本功能都相同。在現代的大型飛機上, 所有EFIS 和EICAS 或ECAM 功能都由一個計算機來完成。,上一頁,下一頁,返回,7.2　電子飛行儀表系統,如圖7.2 -3 所示為EFIS 的基本組成, 它是由4 個顯示器、3 個顯示管理計算機(符號發(fā)生器) (有些飛機只選裝兩套)、兩個選擇控制板和轉換控

44、制面板及光傳感器組成的。其中, 顯示器包括主飛行顯示器(PFD) 和導航顯示器(ND), 每個駕駛員前儀表板都裝有PFD 和ND 兩個顯示器。早期的飛機, 顯示器有電子姿態(tài)指引儀(EADI) 和電子水平指示儀(EHSI)。左、右顯示管理計算機分別提供給正、副駕駛員PFD 和ND 顯示信息, 中顯示管理計算機處于備份狀態(tài)。各個計算機之間有數據總線交聯, 進行數據比較監(jiān)控, 當某一個計算機失效時, 通過控制板人工選擇備用計算機, 以確保系

45、統的正常工作, 如果某個顯示器出故障時, 顯示的信息可自動或由人工轉換到另一個顯示器工作。確保那些重要的飛行數據不因某一部件出現故障而丟失。,上一頁,下一頁,返回,7.2　電子飛行儀表系統,1.顯示管理計算機顯示管理計算機的主要作用是收集各種模擬、離散和數字輸入信號, 經處理后輸入到顯示器產生符號顯示, 并進行系統監(jiān)控、電源控制以及系統所有工作的協調控制。三個相同的計算機為各顯示器提供顯示。正常時, 左顯示管理計算機提供機長的信息顯

46、示,右顯示管理計算機提供副駕駛的顯示, 中顯示管理計算機作為備份功能。當左或右顯示管理計算機故障或同時故障時, 通過選擇控制繼電器的工作來控制中顯示管理計算機的輸出。當顯示管理計算機故障時, 在波音飛機上, 相應的顯示器顯示空白; 空客飛機即顯示白色交叉線。,上一頁,下一頁,返回,7.2　電子飛行儀表系統,2.顯示組件如圖7.2 -4 所示為顯示組件外觀示意圖, 顯示管理計算機將接收到的數據轉換成顯示格式, 在顯示器上顯示飛行參數。顯

47、示器輸出監(jiān)控信號到顯示管理計算機, 實現顯示器的保護。,上一頁,下一頁,返回,7.2　電子飛行儀表系統,EFIS 有4 個相同可互換的顯示器, 兩個外側顯示器顯示主要飛行參數, 稱為主飛行顯示器(PFD); 而兩個內側顯示器顯示航路信息, 稱為導航顯示器(ND), 它們甚至與EI鄄CAS 或ECAM 的顯示器都可以互換。根據每個顯示器在飛機上的位置———外側(PFD) 還是內側(ND), 對應著顯示器背后的程序銷釘的“空”“地”邏輯關系

48、, 決定了顯示器顯示的格式。若顯示器改變位置, 只要改變其背后的程序銷釘即可。在早期的飛機上, 顯示飛機姿態(tài)的顯示器叫作電子姿態(tài)指引儀(EADI), 顯示航路信息的顯示器叫作電子水平指示儀(EHSI)。每個顯示器的底部邊緣都裝備一個光傳感器, 用于亮度控制。顯示器可采用陰極射線管(CRT) 或液晶顯示(LCD)。,上一頁,下一頁,返回,7.2　電子飛行儀表系統,CRT 顯示器內部設有溫度監(jiān)控電路, 如果溫度超溫, 顯示將被關斷, 當自動

49、冷卻后, 顯示又恢復正常; 同樣, LCD 顯示器內部也有電源供應和背景燈的溫度探測器, 當探測的溫度分別達到110 ℃和95 ℃時, 會自動切斷顯示器的顯示。當這種情況出現時, 拆下相應的顯示器,并清潔冷卻濾網, 即可恢復正常工作。3.EFIS 控制面板機長和副駕駛分別裝有EFIS 控制面板, 可以獨立操作。它們提供系統工作方式和顯示方式的控制以及顯示器亮度的調節(jié)。機型不同, 所安裝的EFIS 控制面板型號略有不同, 但基本功能是

50、相同的。為了增加控制面板的余度, 有些飛機在控制顯示組件(CDU) 上設置了備份EFIS 控制面板功能的菜單, 當激活后可控制顯示, 并操控相應的EFIS 控制面板上的各項功能鍵。,上一頁,下一頁,返回,7.2　電子飛行儀表系統,每個EFIS 控制板在板面結構上可分為主飛行控制和導航控制兩個部分, 如圖7.2 -5 所示。1) 主飛行控制部分主飛行控制部分的主要功能是用來改變高度計算的氣壓基準值。有兩種不同氣壓基準方式選擇: 英寸汞

51、柱或百帕斯卡。外旋鈕可設定英寸汞柱或百帕斯卡, 中間旋鈕用來調整氣壓值, 內旋鈕可選擇標準大氣壓。最小基準選擇電門: 外圈選擇無線電或氣壓方式, 內圈調整無線電或氣壓決斷方式, 中間RST 電門用來復位高度警告。決斷高度由駕駛員根據要求預先設定。,上一頁,下一頁,返回,7.2　電子飛行儀表系統,2) 導航控制部分由于在不同的飛行階段中需要顯示不同的信息, 以供飛行需要, 因而在面板上設置了各種不同的顯示方式和顯示格式, 可選擇顯示各

52、種不同的顯示范圍及各種航路數據。有多種不同的工作方式可供選擇, 它們是全顯示或擴展顯示的全向信標(VOR)、儀表著陸系統(ILS)、地圖(MAP) 顯示方式和一個計劃(PLAN) 顯示方式。范圍選擇用于檢查氣象雷達圖像或航路點的距離范圍, 以海里(n mile) 為單位, 該選擇功能只用于擴展顯示方式和計劃方式, 以倍數為增量, 可選擇10、20、40、80、160 和320 n mile 等的地圖和氣象雷達范圍。,上一頁,下一頁,

53、返回,7.2　電子飛行儀表系統,航圖顯示功能, 在航圖顯示方式下, 當選擇任何一個航圖電門時, 都將在航圖顯示方式下增加背景數據的顯示, 如ADF/ VOR 臺、導航臺、機場、航路點數據等。ADF/ VOR 控制電門用于ADF 或VOR 系統的信息在導航顯示器上的顯示控制。4.亮度控制部件亮度控制分為人工和自動控制兩種方式, 每個顯示器都有獨立的控制方式。1) 人工亮度控制由面板上的亮度控制旋鈕來完成, 導航顯示器的人工控制旋鈕

54、與主飛行顯示器的有所不同, 它有內、外兩個旋鈕, 外旋鈕控制顯示器的亮度, 內旋鈕單獨控制氣象雷達的亮度。,上一頁,下一頁,返回,7.2　電子飛行儀表系統,2) 自動亮度控制主要由顯示器上的光傳感器(BLS) 和裝在遮光板上的光遙感器(RLS) 組成。每個顯示器前面的下底部有個光傳感器, 它可探測駕駛艙內的亮度變化以自動調節(jié)顯示器的顯示亮度。3) 光遙感器光遙感器作為自動亮度控制的一個輸入源, 在遮光板頂部的兩邊各裝有一個相同光遙

55、感器, 如圖7.2 -6 所示, 它是一個航線可更換件。左邊的光遙感器負責機長顯示器的亮度調節(jié), 而右邊的光遙感器負責副駕駛顯示器的亮度調節(jié)。,上一頁,下一頁,返回,7.2　電子飛行儀表系統,每個光遙感器裝有光敏二極管, 感受駕駛艙外光線強度的變化, 輸出與之成比例的模擬信號, 并直接送到與之相連接的顯示器,而光傳感器所用的+24 V 和-5 V 直流電源由顯示器或EFIS 控制面板提供。5.顯示格式轉換和顯示管理計算機轉換控制板現

56、代大型飛機的綜合電子儀表系統, 為了增加顯示余度, 確保其顯示信息的可靠性, 都設計成人工和自動轉換方式, 盡管一個甚至多個計算機故障或顯示組件故障時, 其顯示的信息并不會丟失。維護人員也可以利用此功能來隔離系統的故障。,上一頁,下一頁,返回,7.2　電子飛行儀表系統,1) 顯示格式轉換控制板裝有EADI/ EHSI 構型的系統, 由于EADI 和EHSI 的外型和顯示格式不同, 它們之間的顯示格式設計為不可互換。對于PFD/ ND

57、 顯示構型, 顯示格式可互相轉換。當正(或副) 駕駛外側PFD 顯示組件有故障時, 其上顯示會自動地轉到正(或副) 駕駛內側ND 顯示器上顯示; 同樣, 任何時候可通過選擇相應的電門來控制PFD 顯示在ND 顯示器上。在空客飛機上, 這種人工轉換可以是雙向的, 設有PFD/ ND 轉換電門, 當第一次按壓電門時, PFD 和ND 顯示格式可以互換,再按壓, 顯示恢復到正常構型, 如圖7.2 -7 所示為顯示格式轉換示意圖。,上一頁,下一

58、頁,返回,7.2　電子飛行儀表系統,顯示格式轉換方式有兩種: 自動方式和人工方式。前者轉換控制信號來自顯示管理組件, 計算機根據顯示信息影響飛行安全性的重要程度, 設計PFD 顯示的優(yōu)先權高于ND 顯示。所以, 當PFD 顯示器故障時, PFD 顯示自動轉到本側ND 顯示器上, 取代ND 顯示; 或ND 轉到下EICAS 顯示器上顯示。在人工轉換方式下, 駕駛員根據需要, 轉動顯示轉換面板上的轉換旋鈕, 可人工控制顯示器的顯示格式的

59、轉換。2) 顯示管理計算機轉換控制板為了確保系統工作可靠, 增加計算機控制余度, 計算機的工作可通過源選擇面板或轉換面板上的相應電門來控制。,上一頁,下一頁,返回,7.2　電子飛行儀表系統,系統正常工作時, 放于“正?！蔽? 當一個計算機故障時, 通過轉換選擇, 自動或人工轉換到第三套計算機工作。如果有兩個計算機同時故障, 剩下的計算機負責所有顯示器的顯示或某些重要顯示, 如圖7.2 -8 所示為顯示管理計算機轉換控制板。7.2.

60、2EFIS 顯示格式在EFIS 顯示器上顯示信息有飛行參數和導航參數。不同的構型, 其顯示的格式也有差別。PFD 顯示只有一種格式。在波音飛機上, ND 的顯示有7 種方式; 而空客飛機上的ND顯示只有5 種方式, 但基本顯示功能相似。,上一頁,下一頁,返回,7.2　電子飛行儀表系統,1.PFD 的正常顯示主飛行顯示是指往前看飛機時, 飛機所處狀態(tài)的信息顯示。顯示給機組的基本信息有:飛機的姿態(tài)、空速、高度和航向, 也顯示飛行方式和下

61、滑/ 航向道偏差等, 如圖7.2 -9 所示為PFD 正常顯示。1) 飛機姿態(tài)指示姿態(tài)球即空地背景球, 顯示在顯示器的中央, 飛機處于水平時, 地平線在球的中央, 飛機符號是由符號發(fā)生器產生的固定顯示。俯仰和傾斜刻度以度的形式指示, 它們表示飛機俯仰或傾斜的狀態(tài)。飛行指引指令桿給駕駛員一個操縱飛機的指令, 當指令桿與飛機符號重合時, 表明此刻操縱正確?？蛻艨蛇x裝“八”字或“十”字指令桿。,上一頁,下一頁,返回,7.2　電子飛行儀表系

62、統,2) 速度指示速度指示顯示在姿態(tài)球的左邊, 以數字形式顯示計算空速和馬赫數, 并顯示基準速度、最大和最小限制速度。3) 高度指示氣壓高度是以數字形式在姿態(tài)球的右邊顯示, 它是基于EFIS 控制面板上所設定的基準值來計算的。4) 航向指示在PFD 的底部, 顯示一個半羅盤的信息, 航向參數有: 目前飛機航向、選擇的航向、真航向或磁航向基準, 還顯示飛機的航跡參數。,上一頁,下一頁,返回,7.2　電子飛行儀表系統,5) 升降速

63、度升降速度顯示在高度帶的右邊, 表示高度的變化率, 單位為ft/ min, 由一指針指示并以數字讀出。TCAS 的咨詢信息也顯示在升降速度帶上。6) 飛行方式指示飛行方式指示包括自動油門的工作方式、自動駕駛的俯仰和傾斜方式。在姿態(tài)球的上部顯示自動駕駛、飛行指引的銜接狀態(tài)和自動著陸的能力。在空客飛機上略有區(qū)別, 上面所有顯示區(qū)都顯示在頂部, 并且有自動油門的銜接狀態(tài)。7) ILS 數據顯示當選一個有效的ILS 頻率時, 會有LO

64、C 和GS 偏差指示、其頻率和識別碼、DME 距離。LOC 偏差顯示在姿態(tài)球的下面, GS 偏差顯示在姿態(tài)球的右邊, 它們都有刻度和指針。,上一頁,下一頁,返回,7.2　電子飛行儀表系統,8) 風切變警告信息當GPWS 探測到風切變存在時, 發(fā)出警告, 并顯示“WINDSHEAR”信息。9) 其他信息指示其他信息指示包括遠、中、近指點信標信息。無線電高度、決斷或最小高度指示在姿態(tài)球的下面, 而空客飛機的決斷高度值顯示在自動著陸區(qū)域

65、。在姿態(tài)球的上部有側滑指示符。在EADI 上顯示的信息相對PFD 較少, 沒有升降速度和航向信息指示等, 其顯示的格式也稍有差異, 并且其側滑指示采用機械式儀表來指示側滑的大小和方向。,上一頁,下一頁,返回,7.2　電子飛行儀表系統,2.導航的正常顯示導航顯示是指從上面往下看飛機的實時飛行狀態(tài)。有各種不同的方式和格式顯示為不同的飛行階段需要, 這依靠EFIS 控制面板的方式選擇, 它們顯示的所有信息都是來自飛機的導航設備數據。不同

66、類型的EFIS 面板上的方式定義略有不同, 但顯示格式基本相同: ILS 方式與APP方式的顯示功能是對應的; 而ND 方式與MAP 方式也是對應的。在波音飛機上, 中央方式可通過按壓“中央(CTR)”電門來實現, 顯示3600羅盤信息。對于擴展方式顯示, 只顯示飛機前方700弧段的羅盤信息; 空客飛機可單獨選擇方式“ARC”, 這種顯示格式只顯示90毅弧段的羅盤信息, 顯示信息與中央方式基本相同。,上一頁,下一頁,返回,7.2　電子飛

67、行儀表系統,1) ILS/ APP 方式在進近過程中, 需要監(jiān)控下滑航道偏差情況及地面電臺的信息, 在面板上設計了ILS 或APP 方式, 這種方式主要顯示基本導航信息、選擇了的ILS 地面電臺和飛機相對于跑道位置的信息?；镜膶Ш叫畔⒂? 飛機的符號、在中央方式、固定顯示飛機符號在中央; 而在擴展方式下, 飛機符號顯示在下部。在頂部顯示飛機的實際航向值和航向基準、選擇的航向/ 航跡指針、風向和風速、地速和真空速以及下一個航路點數據

68、。,上一頁,下一頁,返回,7.2　電子飛行儀表系統,ILS 信息有: 頻率、識別碼、選擇的航道值及指針、同臺安裝的DME 距離、LOC 和GS 刻度和偏離桿。依靠EFIS 面板上的ADF/VOR 電門的選擇, 可以顯示相關的信息,ADF 或VOR 指針, 地面電臺的頻率、方位、識別碼及同臺安裝的DME 距離、TCAS 及氣象雷達信息等。如圖7.2 - 10 所示為ILS/APP 方式。2) VOR 方式此方式主要在進入航路時使用,