航电系统-简要演示幻灯片.ppt

单击此处编辑母版文本样式,第二级,第三级,第四级,第五级,*,*,单击此处编辑母版标题样式,航空电子及仪表系统,1,航空电子系统及仪表的系统的功能,系统状态的确定、装换与控制：系统工作状态监控；转换与控制工作模式；（系统主控计算机）,飞机状态参数测量：大气数据测量；状态矢量测量；非航电系统参数处理与传输；,人机接口处理：控制人机接口状态；产生显示；处理飞行员输入；向、飞行员告警；,任务保障：导航计算、管理；无线电导航计算、管理；外界通信、数据传输；空中交通管制；,中央维修管理：，特定参数装订调整；故障记录、故障代码生成；自检结果汇集、记录；维修支持；,作战管理：目标探测；目标识别；目标照射；火控参数计算；武器管理；电子战；作战绩效记录；,客货舱支持管理：客货舱有关信息收集、记录；传输有关指令；。,2,无线电通信系统,3,无线电通信系统,实现无线电通信系统,需要使用：,音频控制板,(ACP),无线电调谐装置,(RTU),作为主调谐装置；,CDU,可作为备用无线电调谐装置；,转换选择板,(RSP),作为应急调谐装置（仅对第一套甚高频）。,4,无线电通信系统,一、飞机通讯系统包括：,1,）甚高频通讯（,VHF,）：主要用于飞机在起飞、着陆期间以及飞机通过管制空域与地面交通管制人员之间的双向语言通讯。,VHF,通讯距离较近并受飞行高度影响。,2,）高频通讯（,HF,）：是一种机载远程通讯系统，用于远程飞行时保持飞机与基地间、飞机与飞机间的通讯联络。目前一般采用单边带通讯系统。,3,）选择呼叫系统（,SELCAL,）：它配合,VHF,和,HF,系统工作，当地面呼叫指定飞机时，以灯光和钟声谐音的形式通知机组进行联络，从而免除机组对地面呼叫的长期守侯。为实现选择呼叫，一般飞机的选择呼叫代码为飞机代码。,4,）音频综合系统（,AIS,）：泛指机内所有通话、广播、录音等音频系统。用来实现机内各类人员之间以及飞机在地面维护时机组与地勤人员之间的语音交流，还包括驾驶舱内的话音记录系统。,5,导航系统,导航的定义：,导航是有目的地、安全有效地引导运动体,(,船只、潜艇、地面车辆以及飞机、宇宙飞船等,),从一地到另一地的控制过程。,导航的过程一定是从,目的地,开始。,根据要飞往的目的地来,选择航线,、确定距离、安排时间表，这就是飞机的进程；,为了使飞机遵照事先安排的时间表，沿着所选定的航线飞行，必须要使飞机在某一方向上,(,一般称为,航向,),、以一定的,速度,飞行，为了得到所要求的速度和航向，要通过驾驶仪表来控制飞机飞行的,加速度,。,6,导航系统由以下子系统组成：,大气数据系统,姿态与航向基准系统,气象雷达,无线电高度表,地形提示和警告系统,交通告警和防撞系统,甚高频导航系统（包括指点信标、仪表着陆系统和甚高频全向信标）,测距器,自动定向仪,空中交通管制,全球定位系统,飞行管理系统,7,大气数据系统,系统描述,大气数据系统由全静压及温度敏感系统和大气数据计算系统组成。全静压和温度敏感系统通过全静压探头感受全压和静压的大气压力，通过总温传感器接受大气温度信息，供大气数据计算机使用；通过大气数据加热控制器给全静压探头、总温传感器加热除冰。大气数据计算系统根据全静压系统提供的大气数据信息，计算空速，马赫数，高度等数据，供其他系统使用。,大气数据系统包括下列部件：,四个全,/,静压探头,一个大气总温传感器,二个大气数据计算机,8,大气数据系统探头分布图,9,姿态与航向基准系统,系统描述,姿态与航向基准系统是由,2,个航姿计算机及其托架，,2,个磁传感器，,2,个外部补偿装置，,2,个补偿,/,校平开关和,2,个罗盘控制板组成。航姿计算机安装在飞机重心附近位置（前货舱和机翼前梁之间的地板下）；磁传感器安装在机翼翼尖部位；罗盘控制板安装在驾驶舱中央操纵台。航姿计算机接收来自大气数据系统的真空速和高度速率，来自磁传感器的磁通量数据，来自外部补偿单元的磁传感器补偿数据以及俯仰横滚校平数据，来自罗盘控制板开关的航向模式逻辑，来计算姿态、航向、速率和加速度信息，给座舱显示及其他航电系统。磁通量传感器由装有万向接头的,2,轴传感器组成，来探测地球磁场的水平分量。外部补偿装置用于提供磁传感器补偿数据以及俯仰横滚校平数据。,10,气象雷达,基本型气象雷达系统主要为机组人员提供四色（绿、黄、红和洋红）降雨显示。四色用来表示递增的降雨量，洋红色表示每小时增量为,2,英寸或更大。气象雷达系统提供路径衰减补偿（,PAC,）告警，指示未知降雨量区域，并能抑制地面杂波。气象雷达系统还可提供飞机前方的地图显示。,基本型和选型气象雷达系统均由气象雷达收发机和天线组件，以及综合在显示控制板（,DCP,）中的气象雷达控制装置组成。气象雷达收发机和天线组件的特征是将平板天线和收发机综合在一个装置中，装置的前端是一个,18,”的平板天线，后端是收发机。天线后端直接通过射频电缆和组件中的收发机相连，省去了波导管。,气象雷达具有自动稳定功能，由姿态与航向基准系统或惯性基准系统提供飞机的姿态信号，通过综合处理机箱中的输入输出接口提供给气象雷达，使天线的扫描和俯仰角度不受飞机的姿态变化影响。,11,气象雷达原理框图,12,无线电高度表,系统描述,无线电高度表为飞行机组人员提供,2500,英尺以下的飞机离地高度，无线电高度表高度在主飞行显示器上显示。,组成,无线电高度表（第一套,RA-1,，第二套,RA-2,）由两个无线电高度表收发机，以及相应的接收天线和发射天线组成。,功能和工作原理,无线电高度表收发机通过发射天线发射一个基准信号，然后接收天线接收返回的信号，最后收发机计算出飞机离地高度。,无线电高度表的零高度为飞机主起接触地面但不受力状态，所以计算离地高度时，考虑了飞机的安装延时（,AID,）。,无线电高度表的高度输出主要提供给电子飞行仪表系统、交通告警和防撞系统、地形提示和警告系统。,13,无线电高度表系统框图,14,惯性基准系统,系统描述,惯性基准系统（,IRS,）为选装系统，用于替代姿态与航向基准系统。,惯性基准系统采用激光陀螺惯性导航技术，它通过感受机体轴的角速率和轴向线性加速度，并对这些数据进行数字化处理来提供姿态、航向、速率、加速度和即时地理位置信息，输出给气象雷达、数据集中器装置、全权数字式发动机控制器、刹车控制装置、电子飞行仪表系统、自动飞行控制系统、综合处理系统、失速保护系统、交通告警和防撞系统、飞行管理系统和飞行控制系统。,HG2100AB,惯性基准装置为固态捷联式基准装置，通过使用高精度的惯性传感器来提供导航信息。在,GPS,可用的情况下，还能通过使用,GPS,输入来自动初始化和提供,GPS/,惯性组合导航输出。,15,惯性基准系统原理框图,16,地形提示和警告系统,系统描述,TAWS,通过向机组人员提供警告信息，从而避免受控撞地（,CFIT,）事故。,系统组成,机上安装一套地形提示和警告系统，由一个地形提示和警告计算机、一个飞机个性化模块和两块控制开关板组成。,功能,TAWS,使用飞机当前的航迹信息，并参考地形高度数据、障碍物数据和机场数据信息，从而提供预测型和反应型地形告警。飞机的航迹信息包括飞机当前位置、气压高度、地速和航迹角等。如果出现危险情况，,TAWS,将给出目视和音响告警来警告飞行员。系统故障目视信息显示在,EICAS,上，其它目视告警和地形图显示在,EFIS,上，音响告警信息通过扬声器和耳机发出,17,系统,面板,1,18,系统面板,2,19,交通告警和防撞系统,概述,交通告警和防撞系统（,TCAS,）：,探测周围空域内装备了应答机的所有飞机；,显示具有潜在相撞威胁和预见的相撞威胁的目标飞机；,发出垂直机动指示来避免相撞。,TCAS,独立于地面的空中交通管制系统。,TCAS,的探测能力在水平方向上最大范围为,30-40,海里，在垂直高度上最大范围为,9900,英尺（在本机上方,/,下方,9900,英尺）。如图,1,所示。它在显示器上最多能显示,30,架飞机。,20,交通告警和防撞系统,主要部件,TCAS,主要由如下部件组成：,一台,TCAS,收发机,一个,TCAS,定向天线,一个,TCAS,全向天线（选装时用一个定向天线替换）,21,交通告警和防撞系统,原理,TCAS,收发机询问入侵飞机上的应答机，并根据应答机的应答信息来定位并跟踪那些飞机。此应答信息包括了高度信息。基于应答机对特定询问的回答，可利用定向天线和计时信息获得方位与距离的信息。根据每架飞机的方位、距离和高度可以计算出它们的航迹。这些数据被用于评估可能发生的交通冲突。每当入侵飞机的相对位置存在相撞威胁时，将触发音响和目视的咨询。考虑到所有的入侵飞机，,TCAS,将发出最优化的垂直指令来确保本机与入侵飞机之间有足够的航迹间隔和最小限度的垂直间隔。,22,交通告警和防撞系统,23,甚高频导航系统,系统组成,甚高频导航系统由甚高频全向信标（,VOR,）、指点信标（,MB,）和仪表着陆系统（,ILS,）组成。基本型飞机甚高频导航系统由一套,NAV-4000,接收机和一套,NAV-4500,接收机组成，其中包括：,2,台,MB,接收机,2,台,VOR/LOC,接收机,2,台,GS,接收机,2,个,VOR/LOC,天线,1,个,VOR/LOC,天线耦合器,1,个指点信标天线,1,个下滑天线,24,甚高频导航系统,功能和工作原理,甚高频导航系统属于非自主导航系统，包括：甚高频全向信标（,VOR,），仪表着陆系统（,ILS,）,指点信标（,MB,）。其中，,VOR,属于定向设备，,ILS,用于飞机进场。甚高频导航接收机,NAV-4000,由左,28V,直流重要汇流条供电，甚高频导航接收机,NAV-4500,由右,28V,直流汇流条供电。,25,甚高频导航系统,VOR,此系统包含了两套,VOR,接收机,以及,相应的天线。,VOR,接收机工作在,108.00MHz,至,117.95MHz,频段，频道间隔为,50KHz,。,VOR,接收机输出至地面,VOR,台的方位信息并显示在,PFD,和,MFD,上。飞行管理系统可以通过,ARINC 429,总线对,VOR,接收机进行自动调谐。通过,RTU,或者,CDU,也可以对,VOR,进行手动调谐。,仪表着陆系统,此系统包含了两套,ILS,接收机以及相应的天线。,LOC,信标有,40,个频道并且工作在,108.10MHz,至,111.95MHz,频段，频道间隔为,50KHz,。,LOC,接收机调谐在一个有效的频率时,将发送一个水平偏差信号。,GS,接收机工作在,329.15 MHz,至,335.00 MHz,的频段，频道间隔为,150KHz,。当调谐了一个,LOC,频率之后，,GS,接收机将自动调谐到一个与之配对的,GS,频率上。,GS,接收机调谐在一个有效的频率时，将发送一个垂直偏差信号。飞行管理系统可以通过,ARINC 429,总线对仪表着陆系统进行自动调谐。通过,RTU,或者,CDU,也可以对仪表着陆系统进行手动调谐。,26,甚高频导航系统,指点信标,此系统包含了两套,MB,接收机，共用一个天线。指点信标系统是自动激活的。当飞机飞过远台、中台、近台时将出现不同的声音和指示信息。,调谐,VHF/NAV,导航接收机为全数字式接收机，包含有,VOR,、,MB,和,ILS,接收机。,VHF/NAV,数据通过,IPC,提供给,PFD,和,MFD,。可由,FMS,自动调谐，也可由,RTU,或者,CDU,手动调谐。当按压了,RTU,上的,1/2,开关时，每台,RTU,均能调谐同侧或对侧的,VHF/NAV,接收机。,27,测距器,系统描述,测距器（,DME,）是用于指示飞机与选定地面台之间直线距离的系统。每架飞机装有两套,DME,。测距器向音频综合系统提供地面台的标识。飞机与选定地面台的距离数据显示在正、副驾驶员的主飞行显示器,(PFD),和多功能显示器,(MFD),上。,系统组成,测距器系统包括：,2,个测距器收发机,2,个测距器天线,功能和工作原理,28,测距器,DME,计算出飞机与选定地面台的距离，把距离和地面台的标识数据输出到,PFD,和,MFD,上。,DME,系统通过以规定的重复频率发射一信号询问地面台。地面台发射与接收到的信号完全一摸一样的信号作为回答。,DME,监控询问和回答信号的时间差，并计算出至该地面台的斜距。,DME,具有调谐保持功能，即飞行员在调谐出一个新的有效,VOR,频率时，,DME,频率并不随之改变。左侧,DME-4000,收发机由左,28V,直流汇流条供电，右侧,DME-4000,收发机由右,28V,直流汇流条供电,。,29,自动定向仪,系统描述,ARJ21-700,飞机基本型安装一套,ADF,，有无线电助航作用。,ADF,的频率范围是,190.00KHz,至,1799KHz,和,2179KHz,至,2185KHz,，频道间隔为,500Hz,。,ADF,用来判断飞机与地面台的相对方位，其中天线用来接收地面台发射的电磁信号，接收机计算飞机相对地面台的磁方位，把数据送给,PFD,和,MFD,。,系统组成,ARJ21-700,飞机基本型安装一套,ADF,，,ARJ21-700,飞机选装型安装两套,ADF,。一套,ADF,由一个接收机和一个天线组成，其中包括：,ADF,接收机置于,NAV-4000,接收机中,自动定向仪天线,30,自动定向仪,功能和工作原理,自动定向仪的主要功能有：,（,1,）测量飞机纵轴方向（航向）到地面导航台的相对方位角，并显示于,PFD,和,MFD,；,（,2,）对飞机进行定位（需要两套,ADF,）；,（,3,）利用,ADF,判断飞机飞越导航台的时间；,（,4,）飞越导航台后，可利用,ADF,的方位指示保持沿预定航线飞行，即向,/,背台飞行；,（,5,）可以接收民用广播电台的信号，并可用于定向。还可以收听,500KHZ,的遇险信号，并确定遇险方位。,ADF,有两种工作方式：,ADF,方式和,ANT,方式。,在,ADF,方式，系统可以指示地面台的方位。,在,ANT,方式，接收机作为低频和标准广播波段的接收机，无任何方位显示,31,空中交通管制,系统描述,空中交通管制应答机可作为空中交通管制雷达信标系统（,ATCRBS,）应答机或,S,模式应答机工作，它根据地面台的询问模式选择相应的正确模式进行应答。当询问为,S,模式时，应答代码中除了包括,A,模式的,IDENT,代码和,C,模式的高度码外，还包括了通过飞机构型跳接线为某架飞机指定的,ICAO,码（,24,位地址代码）。,S,模式能力允许通过询问,/,应答数据链来发送和接收信息。,系统组成,此系统包括两个,S,模式应答机和四个应答机天线，每个应答机对应两个天线，一个安装在机身顶部，一个安装在机身底部。,32,空中交通管制,工作模式,S,模式应答机有四种操作模式：备用模式、,A,模式、,C,模式和,S,模式。它们的功能为：,备用模式,在备用模式，,S,模式应答机仅接收询问信号，但不进行应答。,A,模式,在,A,模式，,S,模式应答机接收来自,ATCRBS,地面台的询问信号。然后此应答机发出包含,ATC,识别代码（,4096,）的应答信号。,C,模式,在,C,模式，该应答机发送含有经编码的高度数据的回答信号，此高度数据由两台大气数据计算机（,ADC,）提供。,S,模式,在,S,模式，,ATCRBS,能力得到加强。由于每架飞机都通过飞机构型跳接线指派了一个唯一的,ICAO,码（,24,地址代码），这使得地面台或周围装备了,TCAS,的飞机可向某架特定的飞机发送询问信号，从而进行“一对一”的点名问答。且,S,模式应答机具有数据链能力，它可在两架装备了,TCAS,的飞机之间进行数据链通信，以协调防撞机动飞行。,33,全球定位系统,系统描述,全球定位系统主要为飞行机组人员和其它系统提供飞机的经纬度、速度和时间等信息。,GPS-4000A,接收机具有,12,个接收通道，三维的位置确定至少需要接收到,4,颗卫星的信号。当天线只能接收到,3,颗卫星信号时，可从大气数据系统得到气压高度，进行高度辅助模式计算，得到飞机的三维位置及其它信息。如果卫星条件充分，系统可为非精确进场提供接收机自主完整性监控。,系统组成,飞机上安装两套全球定位系统，由两台独立的全球定位系统接收机和两个相应的接收天线组成。,34,全球定位系统,功能和工作原理,全球定位系统是一个通过空间基准卫星系统来实现的时间测量系统。卫星持续的发射特殊的编码信号输出。,GPS,接收机对信号进行解码并计算卫星和飞机之间的距离。对于该计算，应先假设,GPS,接收机的基准时钟与,GPS,系统时钟是精确同步的。测量的这个距离被称作伪距，并不是一个准确的距离，因为,GPS,接收机时钟和,GPS,系统时钟之间有一个未知的时间差。,为了得到这个未知时间差，,GPS,接收机按照代数原理，至少需要,4,个方程,/,测量值。因此，,GPS,接收机必须接收到至少,4,颗卫星信号，并测量飞机与每颗卫星的伪距。测量值输入到软件算法中，再计算出,3,个位置未知数和未知的时间差。该算法被认为是对飞机的三维空间位置的计算。,如果只接收到,3,颗卫星信号，,GPS,接收机将使用,3,颗卫星的伪距，而来自其它系统的高度数据作为第四个计算参数。该程序使,GPS,接收机持续做位置计算。,GPS,接收机通过,RAIM,（接收机自主完整性监控）来监控卫星的完整性。,RAIM,执行卫星测量值之间一致性检查。,RAIM,寻找和尝试去识别工作不正常的卫星，并去除从该卫星接收到的信号在位置计算中的使用。,35,全球定位系统的系统框图,36,飞行管理系统,系统描述,飞行管理系统综合了以前一些飞机电子设备的功能并加以发展扩大，使设备的自动化程度更高。飞行员通过,FMCS,操纵飞机显得非常简单、方便。这样，可以让飞行员腾出更多的时间更安全地管理飞机的飞行。,飞行员只要向飞行管理计算机输入飞机的起飞机场、目的地机场并规定飞行航路，亦即要在起飞和目的地机场之间起码规定一个航路点，,FMCS,就能根据,IRS,和无线电导航设备的信号准确地计算出飞机在飞行中的图时位置，根据计算发出指令到,AFCS,的自动驾驶仪或飞行指引系统，引导飞机从起飞机场到目的地机场。,同样，飞行员只要通过,FMCS,的控制显示组件,(CDU),输入飞机的起飞全重以及性能要求，,FMCS,就能计算从起飞机场到目的地机场飞行的最经济速度和巡航高度，也能连续计算推力限期值。送出指令到自动驾驶和自动油门系统。,37,飞行管理系统,FMS,的作用,飞机性能数据计算,/,管理，,飞机导航数据计算,/,管理，,对飞机进行最佳纵向,/,横向剖面的导航和制导，起到节油,/,节时,、降低运营成本的功能,系统组成,FMS,由以下部件组成：,两台控制显示部件（,CDU,），安装在中央操纵台前端,(P9),；,一套驻留于,IPC,的,CCM,模块中的飞行管理应用软件（,FMSA,）。,38,中央维护系统,CMS,是独立的综合维护系统。,CMS,可以对飞机绝大部分系统进行故障监控和隔离处理，存储各种维护信息，同时具有对飞机系统进行测试的功能。可以供维护人员了解飞机系统的工作状态，快速查找故障原因，及时排除故障。,中央维护系统主要由中央维护系统软件组成。,中央维护系统收集来自航电与非航电系统,LRU,或,LRM,或功能模块的数据，这些,LRU,、,LRM,和功能模块能够向,CMS,提供正常、失效、构型信息等数字输出。被,LRU,收集的故障与状态信息显示在多功能显示器上。中央维护系统软件使用选装设备打印机、选装设备数据链或通过装有柯林斯公司便携访问软件的笔记本电脑向外部提供维护数据。中央维护系统还包括一个数据加载开关和一个数据加载插座。,中央维护系统,39,指示、记录系统,指示,/,记录系统的主要功能是通过时钟、集成式备用仪表、备用磁罗盘、主飞行显示器（,PFD,）、多功能显示器（,MFD,）、发动机指示和机组告警系统（,EICAS,）显示器、向正副驾驶提供飞行数据显示、发动机参数显示、飞行系统状态显示、告警信息显示、音响和灯警告；通过记录器记录所需的飞行参数供日后的分析使用；利用时钟提供时间信息。,指示,/,记录系统由以下系统组成：,时钟,集成式备用仪表,备用磁罗盘,记录器,中央计算机,中央警告系统,中央显示系统,40,时钟,系统描述,飞机安装有两个时钟，分别安装在驾驶舱仪表板主飞行显示器的外侧（见时钟位置图），正副驾驶员各一个。,时钟提供以下功能：,显示,24,小时制的,UTC,显示人工时间,/,日期,显示已飞时间,提供计时功能,41,时钟,42,集成式备用仪表（,ISI,）,系统描述,飞机装有一个集成式备用仪表，安装在仪表板左,MFD,和,ED,之间（见集成式备用仪表部件位置图）。主要提供备用姿态、高度、空速和仪表着陆系统（,ILS,）显示。它使用单独的全静压探头，并具有静压源误差修正功能，用于飞机静压源误差补偿，确保大气数据参数计算和显示的精度。,集成式备用仪表提供下列功能：,气压高度显示,气压压力显示,空速,/,马赫数显示,姿态显示,ILS,显示,指点信标显示（远台,OM,、中台,MM,、近台,IM,）,“米制”高度选择功能,气压单位转换,地面维护模式功能,43,集成式备用仪表（,ISI,）,44,备用磁罗盘,系统描述,飞机装有一个备用磁罗盘，它安装在驾驶舱风挡骨架上。它是直读式的，为机组提供磁航向指示，设备除照明电源外不需要其它电源。,45,备用磁罗盘,46,记录器,飞行数据记录系统记录飞机飞行参数以供日后分析使用。飞行数据记录系统包括一个带有水下定位信标（,ULB,）的数字式飞行数据记录器,(FDR),、一个快速转录记录器（,QAR,）、一个,FDR,事件按钮、一个记录器关断继电器。,47,记录器,飞行数据记录器（,FDR,）,系统描述,飞行数据记录器（,FDR,）是一个固态、防撞击、以,256,字,/,秒的速率来记录参数的数字式飞行数据记录设备。,FDR,存储容量为,25,小时，所需记录参数由左数据集中装置（,DCU,）通过,ARINC717,总线提供。如果存储容量已满，,FDR,将更新最早的数据。记录的数据可以通过地面支持设备取出供分析使用。,FDR,事件按钮位于中央操纵台前端的杂项试验板（,MTP,）上，,FDR,事件按钮用于对事件作标记。当驾驶员想对,FDR,中记录的参数作标记时，驾驶员可按下,FDR,事件按钮。,48,记录器,快速转录记录器（,QAR,）,系统描述,QAR,体积小巧,(,见,QAR,设备图,),，其记录数据与,FDR,记录数据相同，存储容量为,277,小时。,QAR,从右,DCU,获取所需记录数据（原理框图见记录器原理框图），并把它们记录在小型闪存卡上。,QAR,闪存卡是可以拆卸的，也可以用,USB,接口与手提电脑或便携式数据下载器连接，将记录的飞机数据下载下来送到地面站读取和分析，用于飞机的日常维护和机组性能的监控。,QAR,上有两个,LED,灯，一个是,FAULT,灯，另一个是,MEMORY FULL,灯。当,FAULT,灯燃亮，说明,QAR,有故障；当,MEMORY FULL,灯燃亮，说明闪存卡已记满，需要拆下拿到地面站下载数据并抹去数据，重新装上飞机。,49,50,发动机指示和机组告警系统（,EICAS,）,概述,EICAS,是一个多,LRU,系统，系统的主要用途是通过对采集到的其它飞机系统的输入进行处理，从而产生机组人员所需信息。,EICAS,包括一台,EICAS,显示器（,ED,）、两台数据集中装置（,DCU,）。,驾驶舱仪表板中央的,ED,发动机指示,发动机指示包括：风扇转速（,N1,）；发动机着火、反推通告；发动机起动、运行通告；涡轮级间温度（,ITT,）；发动机点火通告；核心转速（,N2,）；滑油压力、温度、燃油流量和振动；,APU,转速和排气温度（部分时间显示）。,飞机系统状态显示,飞机系统状态显示包括：座舱增压（座舱高度、高度变化率、压差和着陆标高）；燃油量；襟,/,缝翼位置（部分时间显示）；起落架位置（部分时间显示）；配平位置；刹车温度（部分时间显示）；航班号。,51,发动机指示和机组告警系统（,EICAS,）,机组告警信息,机组告警信息显示在,ED,的右上角（见,EICAS,显示（地面）图和,EICAS,显示（空中）图），信息分为,4,类：,警告信息要求机组人员立即知晓并立即采取纠正或补偿行动，用红色显示；,警戒信息要求机组人员立即知晓，随后可能需要采取纠正或补偿行动，用琥珀色显示；,提示信息表示能力降低，随后可能需要采取纠正或补偿行动，用蓝绿色显示；,状态信息要求机组人员知道非正常的系统配置，但不需采取纠正行动，用白色显示。,MFD,显示信息,对于,EICAS,来说，,MFD,主要用于显示飞机系统简图页和概要页。飞机系统简图页包括：防冰、舱门、电源、环控、飞控、燃油、液压。,数据集中装置（,DCU,）,DCU,是飞机系统与航电系统间的主要接口。系统包括两个,DCU,，每个,DCU,有两个通道，每个通道有各自的电源和处理器。其中一个通道执行对,ARINC 429,、模拟和离散信号数据的集中和传输，另一个通道除执行对数据的集中和传输外，也执行复杂的计算功能。,52,中央警告系统,概述,中央警告系统是发动机指示和机组告警系统（,EICAS,）的一部分，它由音响警告系统和警告灯系统组成。,53,音响警告系统,系统描述,音响警告系统是通过语音和音调向驾驶员提供警告和警戒音响告警。告警逻辑在,DCU,中处理，左,DCU,发送到左,RIU,、右,DCU,发送到右,RIU,，,RIU,里产生预先设置好的语音、音调或谐音，随后经过音频控制板,ACP,后从驾驶舱扬声器和机组人员的耳机里发出。通常由左,RIU,发出音响警告；当左,RIU,有故障时，由右,RIU,发出音响警告。,54,警告灯系统,55,警告灯系统,系统描述,警告灯系统包括二个主警告灯（,MW,）、二个主警戒灯（,MC,）、一个灯驱动装置（,LDU,）和一块杂项试验板控制板组件（,MTP CPA,）。两个主警告灯和两个主警戒灯安装在遮光罩两端，正副驾驶员各一个主警告灯和主警戒灯（如下图所示）；,MTP,安装在中央操纵台前端。,56,电子飞行仪表系统（,EFIS,）,概述,电子飞行仪表系统（,EFIS,）主要是向正副驾驶提供飞行数据显示，飞行数据通过,PFD,和,MFD,提供。,电子飞行仪表系统主要由以下设备组成：,四个,8,x10,自适应飞行显示器（,AFD,）；,两块显示控制板（,DCP,）；,两块光标控制板（,CCP,）；,一块转换选择板（,RSP,）；,两个用于,AFD,自动亮度调节功能的远距亮度传感器（,RLS,）,57,驾驶舱,EFIS,系统的布局如下图所示：,58,