ATA 34 导航系统下

石佛 · 发表于 2018-8-17 16:43:01

这次上传的包括无线电高度表（RA），空中交通警戒和防撞系统（TCAS），增强型近地警告系统（EGPWS），测距机（DME），空中交通管制（ATC），自动定向仪（ADF），全向信标（VOR）和指点信标（MKR）。
无线电高度表

原理：无线电高度表系统用于测量当飞机在起始爬升、进近和着陆阶段的距离地面的实际高度。所以，当飞机下方的地形不平坦时，RA 系统仍然可以测量高度。

系统的工作原理是：飞机上的发射机发射一个射频模数信号至地面，然后经过一段延迟后接受地面的回波。发射信号和接收信号的时间间隔与飞机的高度成比例，从而计算出飞机实际高度。

部件：系统部件包括两部收发机，两部风扇，两部发射天线和两部接收天线。系统与DMC 连接，并且显示在PFD 上。

指示：当飞机高度小于或等于2500 英尺时，高度数据显示在PFD 上。高度同样以以下的形式显示出来：
当高度带低于500 英尺时，显示红色的高度条，
当低于300 英尺时，一个地平线上升跑道指示带显示在俯仰指示的下方。

RA 系统由两套独立的系统组成，包含以下部件：两部收发机和各自的安装架及风扇，两部发射天线，两部接收天线。

收发机：RA 收发机测量飞机到地面的实际高度。收发机的工作频率范围是4200 到4400MHz。

天线：系统包含两套独立的发射和接收天线。天线的工作范围取决于飞机的姿态，俯仰或横滚在±30 度之内。

风扇：每一部收发机有自己的散热风扇，安装在安装架的下面。在风扇的壳体上安装有一个电容器用来抑制衍生电容。

指示：正常工作时，1 号RA 通过DMC 为机长一侧的PFD 提供数据，2 号RA 通过DMC 为副驾驶一侧的PFD 提供数据。如果一部RA 故障，DMC 自动转换到另外一部。当高度小于或等于2500 英尺时，高度信息自动出现在PFD 上。

用户：无线电高度信息通过ARINC429 总线传送至多个用户系统。这些系统是：EGPWS系统用于地形警告，FMGCs 系统用于处理数据，FWCs 系统用于呼出指示与警告，ELACs 系统用于整合各种飞行参数。

EIU：当发动机的N2 转速高于慢车转速时，EIU1（2）向RA1（2）发送一个地线离散信号用于抑制高度表在地面测试功能。

LGCIU：LGCIU 提供空/地信号，用于收发机的自检模块计算飞行航段。

CFDIU：可以在MCDU 上通过CFDIU 对系统进行测试。测试只能在地面进行。

TCAS

原理：空中交通警戒与防撞系统（TCAS）的功用是探测并显示附近的飞机并为机组规避这些入侵飞机做出指示。注意：TCAS║系统只能提供垂直方向上的规避动作。在由灵敏度决定的作用范围内，TCAS 探测ATC 系统或装有TCAS 系统的飞机并保持持续监控。

为评估其他飞机潜在的威胁，TCAS 系统把飞机四周的空间分为四个区域。

其他交通区域：其他交通区域是提供入侵者存在和变化过程的第一个区域（无相撞威胁）。

接近交通区域：接近交通区域由安装有TCAS 的飞机所给定的区域来确定（无相撞威胁，但很接近）。

交通咨询区域（TA）：当入侵者很接近但无立即威胁时，TCAS 提供一个音频和视觉信号作为交通咨询。TCAS 音频信号能被优先权更高的语音信号抑制。

决断咨询区域（RA）：当入侵者存在相撞威胁时，TCAS 启动一个音频和视觉警告作为决断咨询（RA），用来提醒机组避让动作。

部件：TCAS 系统部件包括两部天线，一个TCAS 计算机和一个TCAS/ATC 控制面板。注意：这里给出的TCAS/ATC 控制面板只是一个例子，也许与本公司飞机不同。

指示：TCAS 系统的指示显示在PFD 和ND 上。视觉交通咨询和决断咨询指示与音频指示有关，如：“TRAFFIC，TRAFFIC”，“CLIMB，CLIMB”TCAS 只显示最有威胁的入侵者。

TCAS 系统包括：一个控制组件（与ATC 系统共用）；一部计算机；两部天线（一个顶部天线，一个底部天线）。

天线：TCAS 方位天线提供飞机监控范围内的方位信息。发射频率为1030MHz，接收频率为1090MHz。接收信号的相位和振幅取决于信号来源的方向，通过该信号源判断发射信号飞机的相对方位。

控制面板：TCAS 的操作方式在共用的TCAS/ATC 控制面板上选定。TCAS 信息通过ATC发射机发射到TCAS 计算机。

计算机：TCAS 计算机有两个主要功能：
1、截获入侵者的发射/接收功能
2、操作控制的处理功能：数字、离散、模拟类型的接口，入侵飞机轨道的计算和跟踪，音响和视觉警告指令）。

ATC：工作在S 模式的ATC 应答机向ATC 地面台的询问发射应答信号，向TCAS 发射数据：气压高度、控制面板的TCAS 模式、TCAS 机上信息。S 模应答机允许TCAS 与一个装有TCAS设备并被探测到的飞机通过通讯连接功能对话，以交换协调信息。

无线电高度表：无线电高度表提供无线电高度作为基准，以确定计算的灵敏度并交换抑制指令。无线电高度用于0 至2500 英尺范围。

ADIRU：ADIRU 的IR 部分提供磁航向和俯仰倾斜姿态信息给TCAS 计算机。

注意：气压高度通过ATC 应答机送出。

CFDIU：CFDIU 允许通过MCDU 对TCAS 进行测试和故障查询。

LGCIU：LGCIU 提供飞机在地面的信号，BITE 模块用于进行飞行航段计算。它也提供一个起落架伸出信号，用于TCAS 操作。

指示：视觉指示显示在ND 和PFD 上。ND 在交通区域显示入侵飞机的位置。PFD 在垂直刻度上显示避让动作指示。FWC 监控信息的有效性。同步语音通告由TCAS 计算机产生，根据视觉警告由扬声器进行广播。

抑制：优先权比TCAS 高的设备可以提供不同的离散信号抑制TCAS。优先权高的设备是：风切变，失速，EGPWS 信息。

程序销钉：一些程序销钉设定了TCAS 系统的工作方式。这些工作方式是：音响输出级别，所有交通/危险交通显示，地面显示方式（TA 方式），显示的入侵飞机数量（最多8 个），飞机高度限制（48000 英尺）。

数据装载：通过一个数据装载机，可以在TCAS 计算机上装载软件数据。可拆卸式的装载功能是由两个ARINC429 低速总线和机上设计好的连接器来连接实现的。

EGPWS 增强型近地警告系统

增强型近地警告系统（EGPWS）是建立现行的GPWS 之上的。EGPWS=GPWS+增强功能。

原理：增强型近地警告系统（EGPWS）的功能是阻止发生由受控飞行进入地面（CFIT）引起的突发事件。当任何警告包络边界被超出时，产生音响警告信息、视觉通告和显示。当警告包络被突破边界时，基本的GPWS 模式产生的音响和视觉警告与飞机的动作相对应。增强部分完成基本的GPWS 模式：

地形清除层（TCF）：在机场跑道周围增加地形清除包络。注意：可选装的几何高度功能允许EGPWS自始至终地根据标准值检查本地的气压和温度的变化从而可靠地进行工作。

地形识别警告和显示（TAD）：地形数据库的合并是为了预告飞机路径和地形之间的冲突以及显示冲突地形。注意：作为选装功能之一，EGPWS 可以将记录的人工模式障碍整合为一个障碍数据库。这些障碍数据库里的障碍将被当做是地形。

组件：系统包括一增强型近地警告计算机，一个控制面板，两个警告灯和两个TERRAINON ND 方式按钮开关。EGPWS 与下列导航系统相连接：WXR，RA，ADIRS，ILS，其他系统。它处理导航数据并产生警告。

指示：基本的GPWS 功能是通过相关的灯产生视觉警告，通过扬声器产生同步音响警告。

增强型GPWS 功能允许在ND 上显示危险地形。此外，作为选装功能，ND 还可以以峰值模式显示障碍的最高和最低海拔高度。

EGPWS 系统包括：一台EGPWC，两个PULL UP/GPWS 按钮电门灯，一块GPWS 控制面板，两个TREEAIN ON ND 按钮电门。

数字输入：EGPWS 从导航传感器接收ARINC429 数据，用来监控飞机相对地形的位置，在危险状态时提供音响和视觉警告。

数字输出：一个ARINC429 发射机提供维护输出数据总线。这个输出总线被CFDIU 用来进行维护，并通过AIDS 系统用来给FDIMU 的DMU 输送数据。

增强功能：EGPWS 以ARINC453 数据总线形式将地形显示数据输出给DMC。当探测到地形警戒或警告，或者在任何时候使用TERR ON ND 按钮时，地形数据取代雷达图像自动显示在ND 上。此外，EGPWS 还从气象雷达的危险总线接收预警风切变警告（PWS）。PWS 比其他EGPWS 的工作方式的优先级高。

EPWS 控制：不同的按钮电门允许机组控制EGPWS 的功能。在GPWS 控制面板上按压以下按钮时：
TERR 按钮（白色灯），抑制TCF（地形清除层）和TAD（地形识别警告和显示）警告。
SYS 按钮（白色灯），抑制所有的GPWS 警告（模式1 至5），
G/S 模式按钮（白色灯），抑制下滑道模式（模式5），
FLAP 模式按钮（白色灯），抑制襟翼非正常状态输入（模式4），并在ECAM MEMO 页面上（EWD）上产生绿色的“GPWS FLAP MODE OFF”信息，
LDG FLAP3 按钮（白色灯），选择着陆襟翼3 位置，并在ECAM MEMO 页面（EWD）上产生绿色的“GPWS FLAP 3”信息。

当按压仪表板上的GPWS/G/S 按钮时，有两个功能：
GPWS/G/S 按钮产生一个地信号来启动自测试程序（在地面或高于地平线2000 英尺时有效），触发时取消下滑道音响和视觉警告。
当按压中央仪表板上的TERRAIN ON ND 按钮时，绿色ON 灯亮指示地形数据显示在ND上。

音响警告：音响输出用来广播音响警告信息，以识别工作的模式。当EMERG CANCEL 按钮压下时，ECAM 控制面板送出音响抑制信号给EGPWC，以便暂时取消EGPWS 警告。

视觉警告：在危险的飞行状态或系统故障时，EGPWC 提供离散信号给警告灯光照明。五个离散信号控制警告灯：
一个红色GPWS 灯，用于近地警告（模式1 至4）及地形警戒和警告，
一个琥珀色G/S 灯，用于下滑道（模式5），
提供给SYS 和TERR 按钮琥珀色FAULT 灯的两个监控输出，在GPWS 控制上。这些离散信号也送给SDAC，以便产生ECAM “GPWS FAULT”警告信息。

地形模式有效性的一个监控输出。当FMS 准确性低时，一个绿色的TERR STBY 信息通过SDAC 送给ECAM MEMO 页面（EWD）。

FWC：当产生失速或风切变警告时，FWC 给EGPWC 一个离散信号，抑制其信号。当GPWS或G/S 警告在处理中时，EGPWS 发送两个离散信号给FWC 和TCAS，以便抑制自动叫出和低速警告，将TCAS 模式从交通咨询（RA）改为决断咨询（TA）。这些离散信号也被DFDR 使用。

LGCIU：每个LGCIU 发射一个空/地离散信号给EGPWC BITE 模式，用于计算飞行航段。

这个离散信号也被模式4（不安全地形清除）使用。

警告模式：EGPWS 计算飞机动作并与一个预定的包络相比较。当超过警告包络时产生视觉和音响警告。音响信息通过驾驶舱扬声器广播，视觉警告由GPWS/G/S 按钮灯和GPWS 控制面板指示。一个地形图像显示在ND 上。世界上有一些机场的进近或出发是不完全兼容标准的GPWS 操作的。这些机场可以从数据库上识别，GPWS 认出它们，更改包络，产生相应的警告。

模式1：模式1 在飞机与地形有过大的下降率和飞机着陆时与跑道有过大的下降速率时，发出音响警告。模式1 有两个边界。当飞机到达外边界时，产生一个重复的“SINK RATE”语音警告，并且导致两个GPWS 灯都燃亮。当飞机到达内边界时，语音警告变成“PULL UP”，这些语音警告将持续发生，并且导致两个PULL UP 灯都燃亮。

模式2：模式2 的警告是根据无线电高度以及无线电高度下降的速率。它包含模式2A和模式2B 两个区域。

2A：襟翼未在着陆构型，并且飞机未在下滑道波束内。飞机进入这个区域会触发GPWS灯亮，并且产生重复的语音警告“TERRAIN”。当“TERRAIN”发出两声以后，警告语音变为“PULL UP”并持续重复直到飞机离开警告包络区域。触发语音警告的同时，还会触发PULLUP 警告灯。当飞机离开边界时，PULL UP 灯持续燃亮并且“TERRAIN”警告语音仍然持续发出，直到飞机的气压高度或惯导高度上升300 英尺以后才会停止和熄灭。

2B：襟翼处于着陆构型。将襟翼放下到着陆位置时，GPWS 的工作模式自动切换到模式2B。在这种工作模式下，低边界依据高度变化率在200 至600 英尺之间变化。在使用仪表着陆系统进行进近（下滑道偏离小于±两格）时，低边界值固定在30 英尺。当飞机进入警告包络之内，警告与模式2A 相同。当起落架和襟翼处于着陆构型时，如果飞机继续在这一警告包络中飞机，警告信息仅为“TERRAIN”，没有紧随其后的“PULL UP”警告音。如果安装了高完整性的增强型近地警告功能并且选装了几何图形高度功能的话，上部的工作限定会减小。

模式3：模式3 提供飞机起飞、爬升或复飞期间过大的下降高度时的警告。GPWS 警告灯燃亮并且发出“DON'T SINK”语音警告。这个模式是基于无线电高度、气压高度（惯性、气压或计算高度）和高度速率（IVS 计算高度速率或者气压高度速率）。

模式4：模式4 是根据无线电高度，计算空速和飞机形态产生警告。当飞机低于1000英尺，起落架收回和/或襟翼不在着陆形态时，发出“TOO LOW TERRAIN”语音警告。系统根据飞机的形态：起落架收上或放下，襟翼伸出或收回，相对无线电高度的飞机速度，发出“TOO LOW GEAR”或“TOO LOW FLAPS”语音警告。注意：“TOO LOW GEAR”信息的优先权高于“TOO LOW FLAPS”信息。如果安装了高完整性的增强型近地警告功能并且选装了几何图形高度功能的话，上部的工作限定会减小。

模式5：模式5 在飞机ILS 进近，飞行路径低于下滑道波束下降时产生警告。随着飞机越接近地面，“GLIDE SLOPE”语音警告的放大率和循环速率增加。

地形警告和显示（TAD）（JAA&FAA）：当飞机路径前方，相对于飞机的位置和当地的地形数据库，存在一个危险地形被探测到时，系统会产生警戒和警告音响：
地形警戒：产生“TERRAIN AHEAD”语音警告（JAA）或者“CAUTION TERRAIN,CAUTION TERRAIN”语音警告（FAA）。
地形警告：产生“TERRAIN AHEAD,PULL UP”语音警告（JAA）或者“TERRAIN,TERRAIN,PULL UP”语音警告（FAA）。

当选装了带有障碍激活功能，EGPWS 系统也可以产生下列警告：
障碍警戒：产生“OBSTACLE AHEAD”语音警告（FAA）或者“CAUTION OBSTACLE”语音警告（FAA）。
障碍警告：产生“OBSTACLE AHEAD ,PULL UP”语音警告（JAA）或着“OBSTACALE,OBSTACLE,PULL UP”语音警告（FAA）。

在ND 上，这些警告以地形图像显示：红色区域表示警告；黄色区域表示警戒。

作为一个选装功能，峰值警告功能可以显示最高海拔和最低海拔的绝对地形。

地形清除层（TCF）：TCF 是在飞机跑道周围增加的一块地形清除包络区域，以防止可控飞行撞地（CFIT）。TCF 警告功能属于增加的模式4。当接触了TCF 警告包络时，产生“TOO LOW TERRAIN”语音警告。它的产生是根据现在的飞机位置、最近的跑道中心点的位置和无线电高度。

DME 系统

原理：DME 测距机系统提供飞机与选定的地面台站的斜线距离的数字显示。系统从一个机载询问机产生询问脉冲，发射给选定的地面台站。经过50 微妙的延迟后，地面台站应答。询问机以海里（NM）为单位测量地面台站与飞机间的距离。询问机还检测地面台站的莫尔斯音频识别信号。

部件：系统包括两部天线和两个应答机。系统也于以下系统相连：
PFD，ND 和DDRMI，用于显示，
EFIS 控制组件，用于显示控制，
FMGC，用于人工或者自动调谐，
机长和副驾驶的RMP，用于备用调谐，
ACP，用于收听DME 音频信号。

指示：DME 距离显示在PFD（如选用ILS/DME）和ND 上（如选用VOR/DME）上。DME 距离也显示在DDRMI 的两个窗口上。

系统包括：两部DME 询问机，两个DME 天线。

自动调谐：在正常工作方式，每个FMGC 通过自己一侧的RMP 的A 通道，自动调谐本侧的DME 询问机。当FMGC 故障时，DME 从RMP 接收一个离散信号自动选择B 通道。当一部FMGC故障时，另外一部FMGC 可以控制两部DME 询问机，一部直接控制，另一部是通过它的RMP间接控制。

人工调谐：利用每个MCDU，两部DME 可以通过它们本侧的FMGC（通过A 通道）人工调谐。

备用调谐：当两部FMGC 都故障时，RMP 进行备用调谐。

天线：DME 天线发射DME 询问信号，接收从选定地面台站来的应答。DME 天线工作在低频波段，从962 至1213MHz（1025 至1150MHz 用于询问，962 至1213MHz 用于应答）。

用户：DME 数据发射给FMGC，用于无线电距离计算。

抑制：DME 和ATC、TCAS 工作在同一频率范围。在ATC 应答机和DME 询问机和TCAS 计算机之间有一条同轴抑制电缆用于抑制同时发射，以免损坏另一个系统的接收机。

AMU（音频管理组件）：DME 音频信号发射给AMU，然后分散给耳机和/或扬声器。飞行员可以通过按压ACP 上的VOR 按钮调节DME 地面台站的音量，或者当配置了ILS/DME 时，按压ILS 按钮（如果在EFIS 控制面板上选择了ILS 方式）。

LGCIU：每个LGCIU 发射一个离散信号给相关的DME 询问机。这个空/地信号用于接收机自检模块计算飞行航段。

指示：DME 数据通过DMC 发送给ND 和PFD，直接送给DDRMI。

CFDIU：MCDU 允许通过CFDIU 来对系统进行测试和排故。测试仅在地面有效。

ATC 系统

原理：空中交通管制应答机（ATC）是空中交通管制雷达信标系统（ATCRBS）的一部分。

从地面台站接收来的雷达脉冲对应答机进行询问，系统自动使用一串脉冲应答，这些应答脉冲是编码的，用于提供：飞机识别（方式A），自动高度报告（方式C）和，在地面二次雷达的控制范围内实现点名呼叫并传送飞机的飞行数据。这些应答脉冲使得控制器识别飞机并保持空中交通的有效地面监控。ATC 应答机也应答安装了TCAS（方式S）的飞机的询问。

系统包括：两部应答机，四个天线，一个ATC/TCAS 控制面板。注意：这里给出的TCAS/ATC 控制面板是个例子。各公司选装情况有多不同。

ATC 系统包括：一个控制面板（ATC 与TCAS 共用），两部应答机，四个天线。

控制面板：系统使用一个ATC/TCAS 控制面板进行选择。它提供选定的编码应答机和功能数据，然后接收状态数据。控制面板将选定的方式和选定的编码数据转换成数字数据，并将此数据以ARINC429 形式发射给选定的应答机。LGCIU 通过ATC 控制面板给ATC 应答机一个空/地信号用于自测试。

应答机：正常工作时，一部ATC 应答机工作，另一部应答机处于备用方式。应答机的工作模式（A,C,S）是由询问脉冲的时间间隔解码决定的。S 模应答机的主要功能是监控。每台应答机都有自己的独一无二的24 位地址码，这样每个询问都可以指定一架特定的飞机，防止多架飞机应答。S 模式也用于防撞（TCAS）。

天线：ATC 天线对ATC 地面台站的询问进行应答。上部和下部天线提供天线的分集特征，从而得到更好地雷达覆盖。天线工作在960MHz 至1220MHz 频率波段，询问频率为1030MHz，应答频率为1090MHz。

抑制：ATC，DME 和TCAS 工作在同一频率范围。工作的系统产生一个抑制线号，通过同轴电缆发射出去，抑制其他系统同时发射，以免产生干扰。

ADIRU：ADIRU1 和ADIRU2 向C 模式的相关应答机提供气压高度。当ADIRU1 或2 故障时，飞行员可以通过AIR DATA 选择开关，使用ADIRU3 数据。

FMGC：FMGC 提供航班号。S 模式讯问后，这个数据发射给ATC 地面台站。

CFDIU：CFDIU 通过MCDU 进行ATC 系统的测试和排故。

TCAS：每个装有TCAS 系统的飞机，可以通过S 模式应答机进行单独的通讯。他可以定期探测本架飞机与其他飞机的相对高度及相对距离，并可以进行调整，以防止相撞。

ATC 和TCAS 控制板：

① ATC 选择：此开关选择应答机1 或2。

② 方式选择：
SBY ：两个ATC 应答机有电但不工作。
ON ：所选的应答机工作。
AUTO ：在空中：所选的应答机工作。在地面：所选的应答机仅在S 方式工作(选择飞机询问方式)

③ 高度报告开关：
ON ：应答机发射气压标准高度数据。
OFF：不发射高度数据。若安装TCAS，在上部ECAM 显示绿色的TCAS STBY 信息。

④ IDENT(识别)开关：当压下时，发射识别信号。

⑤ 编码显示：显示编码和所选的应答机。

⑥ 旋钮：机组使用这些旋钮设置ATC 所指定的编码。

⑦ ATC 故障灯：若选择的应答机失效时，灯亮。

ADF（自动定向仪）系统

原理：ADF 系统是无线电导航设备。系统提供：与一个选定的地面台站（无方向性信标台NBD）的相对方位的识别符号，地面台站的音频识别信号。相对方位是飞机航向与飞机/地面台站连线之间的夹角。组合信号是通过两个环形天线和一个定向天线接收的，这个组合信号提供角度信息。地面台站的工作频率范围是190KHz 至1750KHz。同时地面台站还发射用于识别的莫尔斯代码。

组件：系统由两部接收机和两个天线组成。系统还与下列系统相联：ND 和DDRMI用于显示，EFIS 面板用于显示控制，FMGC 用于自动调谐，MCDU 用于人工调谐，RMP 用于备用调谐，ACP 用于ADF 音频信号。注意：ADF2 系统为选装。

指示：ADF 系统信息可以显示在ND 和DDRMI 上。在ND 上，取决于EFIS 控制面板上的ADF 选择开关的位置：ADF1 由一个单指针代表，ADF2 有一个双指针代表。

在DDRMI 上，取决于ADF 选择开关的位置：ADF1 由一个单指针代表，ADF2 有一个双指针代表。注意：一些DDRMI 未安装ADF 功能。

ADF 系统包括：两部相同的ADF 接收机，两个相同的ADF 天线。注意：ADF2 系统为选装。

自动调谐：在NDB 进近方式，每个FMGC 通过自己一侧的RMP 自动调谐本侧的ADF 接收机。当一个FMGC 故障时，另外一个FMGC 可以控制两部ADF 接收机，一部是直接控制，另一部是通过它的RMP 间接控制。当两个FMGC 都故障时，ADF 从RMP 接收一个离散信号，自动选择B 通道。

人工调谐：利用每个MCDU，两部ADF 可以通过它们的本侧的FMGC 人工调谐。

备用调谐：当两个FMGC 都故障时，RMP 使用备用调谐。

天线：ADF 天线接收三个信号，一个是感应天线的，另两个是环形天线的，分别叫做纵向天线和横向天线。ADF 天线包括：每个天线有一个前置放大器，向ADF 计算机提供±12VDC，一个测试环路可以进行自测试。

ADF 地面台站工作在190 至1750KHz，分为两部分：无方向性信标台NBD：190 至550KHz，标准商业AM 广播电台：550 至1750KHz。

LGCIU：LGCIU 发射一个离散信号给相关的ADF 接收机。这个空/地信号用于接收机自检模块计算飞行航段。

指示：ADF 数据通过DMC 送给ND，也送给DDRMI。ADF 音频信号由接收机处理，送给AMU，供机组收听。注意：一些DDRMI 未安装ADF 功能。

CFDIU：MCDU 允许CFDIU 对系统进行测试和排故。测试仅在地面有效。

DDRMI（数字式距离和无线电电磁指示器）：

① 罗盘卡：通常由ADIRU 1 提供罗盘卡的定位信号。当通过姿态航向转换选择器选择ADIRU3 提供。

② 方位指针：
指示VOR1(虚线指针)和VOR2(宽指针)接收的方向台磁方位。注：根据VOR 信标台的质量及主要是距离大于25 海里/时，若飞机上装备的是COLLINS(科林斯)或是BENDIX VOR(本迪科斯VOR)，信号处理可能会产生指针摆动。

③ VOR/ADF 故障旗
有下列情况时故障旗出现：VOR 或ADF 接收机失效(VOR/ADF 选钮位置指出失效的接收机)；无线电磁指示器(RMI)内部故障；来自ADIRS 的航向信号无效；电源失效。出旗时，有关指针停留在地平线位置上。

④ DME 测距机1(2)计数窗
距离在20 海里以内以海里和1/10 海里显示。1 海里以内显示为0 海里。

RMP：

① ON/OFF 开关：控制每一RMP 的供电。

② 导航键(透明防护电门)：当压下时接通无线电导航备用方式。VOR，ILS，MLS(微波着陆系统)及ADF 都由RMP 控制而不再由FMGC 控制。绿色监控器灯亮。再次按压NAV 导航键，导航无线电的控制又由FMGC 控制。

注：如果2 个FMGC 或MCDU 都失效，必须选择RMP 1 和2 的备用调谐方式，飞机在应急供电时，只有RMP1 有电。(如果安装了RMP3)按压RMP3 上NAV 键无效。在NAV 导航备用方式时，可按正常方式选择无线电通讯系统。

将一个RMP 调定到NAV 备用方式，则两部FMGC 都失去了NAV AIDS 的调谐能力。

当使用RMP 调谐ILS/DME 时，在PFD 上不显示DME 的距离。

③ 备用导航键(STBY NAV keys)
按压相应的无线电导航键，且如导航(NAV)键接通，ACTIVE(现用)窗口显示当时所用的频率。在被选择键上，绿色监控灯亮，在先前选择的STD BY NAV 或COM(通讯)键上的灯熄灭。

④ 频率旋钮
两个同轴旋钮预调无线电通讯系统，备用导航系统频率并选择VOR 或ILS 的航道。
频率调节：外圈调大数字，内圈旋钮调小数字。当旋钮快速转动时，速率倍加器加速调谐。
航道调节：仅由内圈旋钮设置。

⑤ 转换键
当按压转换键时ACTIVE 和STBY 频率互相转换。被选接收机现在被调谐到新的现用频率上。

⑥ 备用/航道(STBY/CRS)窗口
按压转换键，显示在窗口里的频率变为现用频率，转动调谐旋钮可变频率。如果显示航道，有关的频率在ACTIVE(现用)窗口显示。

注：如果在STBY/CRS 窗口显示航道，按压转换键将在两个窗口显示现用的频率。

⑦ 现用(ACTIVE)窗口
显示选择的导航设备现用频率，可通过选择键上的绿色的监控灯来识别。

⑧ BFO(差频振荡器)键
如选用了ADF 接收机，当按下BFO 键时，BFO 方式变为现用。绿色监控灯亮。对于大多数ADF，BFO 现用时，可以听到语音识别。然而某些ADF 却需要将BFO 抑制以听到语音识别。

VOR/MKR 系统

VOR 原理：甚高频全向信标VOR 系统是中短程无线电导航设备。VOR 系统接收、解码并处理来自地面全向信标台的方位信息（工作频率范围：108 至117.95MHz）。地面VOR 台产生一个基准相位信号和一个可变相位信号。这两个信号之间的相差就称作方位，是飞机位置的函数，与地面台的位置有关。这个方位角是地面台和飞机轴线与磁北间的夹角。此外，VOR台还提供一个莫尔斯代码识别信号以识别地面台。

MKR 原理：指点信标（MKR）系统是无线电导航设备，指示飞机与跑道头之间的距离。系统通常在ILS 进近中与ILS 系统一起使用。

组件：VOR 与MKR 系统包括两部接收机、一个指点信标天线和一个双VOR 天线。系统与以下系统相连接：ND，PFD 和DDRMI 用于显示，EFIS 面板用于显示控制，FMGC 用于自动调谐，MCDU 用于人工调谐，机长和副驾驶一侧的RMP 用于备用调谐，ACP 用于VOR/MKR 音频信号。

VOR 指示：飞向选定航道。上图指示出飞机正在飞向地面台，并且飞机正在飞行员选定的航道的右侧飞行。

飞越选定航道：上图指示出飞机正在飞越地面台，并且飞机正在穿越飞行员选定的航道飞行。

飞离选定航道：上图指示出飞机正在飞离地面台，并且飞机正在飞行员选定的航道左侧飞行

MKR 指示：当飞机飞越MKR 台时，指点信标台的类型以不同的颜色在PFD 上显示，并由不同的音响识别信号指示给机组。

VOR 和MKR 系统包括：两部相同的VOR/MKR 接收机（飞机上仅安装MKR1 系统），一个双VOR 天线，一个MKR 天线。

VOR 自动调谐：在正常工作方式时，每个FMGC 通过本侧的RMP 的A 通道自动调谐本侧的VOR 接收机。当一个FMGC 故障时，另一个FMGC 可以控制两个VOR/MKR 接收机，一个是直接控制，另一个是通过它的RMP 间接控制。当FMGC 故障时，VOR 从RMP 接受一个离散信号，自动选择B 通道。

VOR 人工调谐：使用每个MCDU，两个VOR 都可以通过它们本侧的FMGC 人工调谐。

VOR 备用调谐：当两个FMGC 都故障时，RMP 使用备用调谐。

VOR 天线：双VOR 天线接收来自地面台的信号。VOR 天线工作在108 至117.95MHz。VOR 用户VOR 数据送给FMGC 计算飞机位置。

MKR 控制：系统包括两个相同的VOR/MKR 接收机，但是仅有MKR1 工作，因为它连接着MKR 天线。MKR 系统工作在一个固定频率，不需要任何控制。

MKR 天线：当飞机飞过MKR 信标台时，MKR 天线接收MKR 信号。MKR 天线工作在75MHz。

AMU：飞行员可以使用ACP 上的VOR 和MKR 按钮调整VOR 地面台和MKR 信标台识别信号的音量。选定的VOR 地面台和MKR 信标台的识别音频信号发射给AMU，然后送到耳机和/或扬声器。

LGCIU：LGCIU 发射一个离散信号给相关的VOR 接收机。这个空/地信号用于接收机自检模块计算飞行航段。

指示：VOR 数据通过DMC 给ND，也给DDRMI。MKR 数据通过DMC 送给PFD。

CFDIU：MCDU 允许CFDIU 对系统进行测试和排故。测试仅在地面有效。

一盏明灯 · 发表于 2018-10-15 10:00:59

谢谢老铁分享

苦苦荞兑的咖啡 · 发表于 2019-4-23 16:19:57

谢谢兄弟分享

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[34导航] ATA 34 导航系统 下

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