[A320] A320机型概述中文版

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ATA 00 概 述
一 机型系列概述：
A320 单通道系列飞机有：A318、A319、A320、A321 四种机型。四种机型有很多相同点，也有很多区别，在课程中我们将以A320 为标准进行介绍。
二 单通道机型系列概述：
此概述课程适用于A318、A319、A320、A321 四种单通道客机。A320 系列客机是空中客车工业公司研发的单通道电传操控民用客机，它是世界上第一种采用电传操纵及侧杆驾驶的民用客机，他们均为双引擎，亚音速、适用于中短航程的客机。
A319、A320、A321 可选装INTERNATIONAL AERO 或CFM 公司生产发动机。
A318 可选装P&W 或CFM 公司生产发动机。
外形尺寸差异：
除了长度，A318、A319、A320、A321 外形尺寸基本一样，具体区别为：
A318 比A320 短6.11m，高0.7m
A319 比A320 短3.73m
A321 比A320 长6.93m
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ATA 21 空调系统
A318/A319/A320/A321 飞机为了在地面及所有飞行阶段，向旅客、机组提供一个舒适的环境而设置了空调系统。它能将增压舱的空气维持在一定的压力、温度、新鲜水平上。系统功用可分为三部分：调温、增压、通风。系统所需空气来自引气系统。
一、空调组件
1、系统介绍
由于引气系统来的热空气温度过高，不能直接用于座舱，必须先进行冷却。对热空气的冷却是由空调组件完成的。空调组件位于机腹部，在起落架舱前部，如图21-1 所示。

由引气系统来的热空气通过流量控制活门进入空调组件，流量控制活门用于控制进入空调组件的空气流量，并起关断作用。与发动机引气系统一样，空调组件也分为左右系统，见图21-2。

空调组件内部有一组空气循环机和两级热交换器。空气循环机利用热空气驱动涡轮，消耗热量来降低热空气温度。两级热交换器是利用外来冷空气给热空气散热，降低热空气温度，冷空气由PACK 进口风门和PACK 出口风门控制，见图21-3。为控制空调组件出口温度，在组件上装有旁通活门，通过控制旁通活门开度，可控制流经空气循环机和热交换器热空气流量，从而控制空调组件出口温度。

旁通活门和流量控制活门对于A319/A320/A321 飞机，是由PACK 控制器控制，对于A318 飞机，是由空调系统控制器控制（ACSC）。PACK 进口风门和PACK 出口风门也由PACK控制器控制或空调系统控制器控制（ACSC）。为避免在起飞着陆时，外来物进入空调组件，PACK 进口风门和PACK 出口风门将自动关闭。

两个空调组件是自动的和相互独立地提供冷空气，供到混合总管。在地面也可以使用地面空调车，向混合总管提供低压空调空气。在空中，一旦两个空调组件失效，还可以打开应急冲压空气风门，向座舱提供应急通风，见图21-5。
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1）自测试验：
在MCDU 上可以对电子舱设备通风控制计算机（AEVC）进行自测试验。
2） 维护注意事项：
A.严格遵守AMM手册安全措施。
B.不要同时使用来自PACK组件和低压地面气源车的空气。这样会损伤单向活门。
C.接触有害物质时，使用防护服、橡胶手套和护目镜。
D.为了防止灼伤，避免触摸高温部件。
在空调工作时冲压空气进口/出口处，应无人员或设备，。以免热排放空气灼伤人员或对设备造成损坏。

ATA23 通 讯 系 统
通讯系统是机载无线电系统的一部分，主要用于飞机与地面电台或与其他飞机之间进行通讯联络。以及飞机内的机组人员之间进行通话，并向旅客传送话音和娱乐音频信号。
A320 飞机通讯系统主要包括：
——高频系统（HF）
——甚高频系统（VHF）
——选择呼叫系统（SELCAL）
——飞行内话
——地面人员呼叫系统
——飞机通讯寻址报告系统（ACARS）
——客舱内话数据系统
A320 通讯系统的划分可以分为模拟通讯和数字通讯，CIDS 系统和ACARS 是数字通讯；其他的是模拟通讯，也叫无线电通讯。
一、 无线电通讯
无线电通讯系统可用于飞行中的机组发射或接受信号也可用于机组，乘务员，地勤人员三者之间的相互对话。
1、组成
A、VHF，用于短距离通讯
B、HF，用于远距离通讯
C、SELCAL，用于塔台对机组呼叫
D、飞行内话系统，飞行中内话通讯
E、地面呼叫系统
2、部件描述
（一）、RMP（无线电控制面板），用于机组选择无线电及无线电导航的频率，组成如图23-1。
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ATA24 电 源 系 统
一、概 述
1．正常交流供电
两台IDG向飞机整个网络供电，参数：115V、400HZ、90KVA三相交流。
IDG（组合驱动发电机），由发电机和恒装组成，恒装作用使发电机频率恒定。另外APU发电机也可向网络供电，参数同主GEN一样。在地面，外电源可向飞机整个网络供电，参数：115V、400HZ、不小于90KVA，三相交流。
GEN1→AC BUS1→AC ESS BUS；GEN2→AC BUS2。
发电机不能并联供电，只能独立供电。
四级优先供电顺序：
1） 主发电机供电 2）地面电源供电 3）APU发电机供电 4）另一台主GEN供电

2．维护测试
GCUs信号→GPCU→CFDIU→MCDUs用于查找故障报告、测试。 CFDIU 直接接受EMER GCU，BCLs，TRs的信号。
EEPGS、GAPCU是GCUs和CFDIU之间的接口组件，GCUs信号→GAPCU→CFDIU→MCDUs用于查找故障报告、测试。
3.安全注意事项

1．要按AMM安全程序进行维护工作。这样可以防止伤害自己和飞机。2．电源系统维护工作完成后，要确信没有AC或DC与飞机电路相连，否则很危险。3．一些元件很重，在更换/安装时要确信能拿动，如果损坏了，将伤害个人和损害设备。4．连接或断开地面电源插头到飞机外电源插座前，要确信地面电源无电，避免产生火花，，飞机整个网络通电前，确信所有在维护状态的电路被隔离。5．发动机停车后，才能在发动机处进行工作，结构还热（持续1小时），热滑油会伤害眼睛皮肤，滑油又有毒。在与滑油、燃油和其它有害物体接触时，要带防护眼睛、绝热手套，和穿防护衣服。使用清洗剂和其它特殊材料时，应在良好的通风区域。因为这些材料是有毒的。
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ATA25 机 舱 设 备 系 统
机舱内部数据通讯系统就是 CIDS，各类机舱系统都由CIDS 监控。CIDS 由两套控制器组成，一个在工作状态，一个处于待命状态。控制器与FAP 联结，以监控机舱的各种功能。这个控制器通过DEU 与客舱、旅客、机组功能组件联结。PTP 面板用于CIDS 系统的编程和测试。
在 318 上使用的是触摸屏的FAP。
每个主乘务员站位装备有:
- 一个电话听筒和乘务员面板。
- 应急设备。
舱门设施
客舱门内有三个把手和一个开/解锁手柄。
开/解锁指示器
待命/解除待命控制手柄和相应的指示器。
一个观察窗，附近有两个电子指示器。一个指示器，当应急滑梯待命并且舱门控制手柄向上移动时，指示器亮，白色用以防止应急滑梯的意外打开。另一个指示器，在发动机都关车且舱门解除待命的情况下，一旦座舱增压，则指示器闪亮为红色。这个灯从机外也可以观察到。
乘务员面板分为四个部分：
空气调节面板 (选装)
灯光面板,
音频控制面板,
水和其它面板
PTP面板，包括CAM。
在318 上，是触摸屏式的FAP。
话筒用于呼叫乘客或者用于内话系统。
后乘务员面板用于一部分客舱功能的控制。
AIP 是乘务员指示面板，位于每一个乘务员站位的附近，作为通讯系统的一部分，它可以用来显示一些信息。
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ATA 26 防火系统
概述
图 26—1
能够快速探测和抑制最初的火源。
发动机和 APU 装有火警探测和灭火系统。
货舱装有烟雾探测和灭火系统。
电子舱和厕所都装有烟雾探测系统，驾驶舱和客舱是手提式灭火瓶。
一、发动机和APU 防火
1．系统介绍
图 26—2
发动机和APU 有独立的火警探测系统.每个系统包括:
------两个相同的探测环路(L00PA 和LOOPB),
------一个FDU(火警探测控制组件)
发动机装有两个灭火瓶,按压相应灭火剂按钮释放灭火剂(此按钮在防火控制板上)。
APU 只有一个灭火瓶,仅有一个释放开关。
灭火手柄提供火警指示,并隔离相应系统。
测试按钮用于测试火警探测电路和灭火系统。
2． 面板介绍
图26—3 控制面板
发动机和 APU 防火控制面板 (头顶板)。
发动机启动控制面板上有火警灯,用于识别相应发动机火警(中央操纵台)。
APU 火警灯和APU 停车开关(外电源控制面板)。
3、控制和指示
二． 烟雾探测
1．电子舱
图 26—4 应急电源面板和通风控制面板
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ATA27 操纵系统
飞机操纵系统用于机组对飞机的控制，系统包括主飞行操作系统及辅助操作系统。A320飞机系列采用先进的侧操纵杆及电传操纵系统，驾驶舱的操纵杆同舵面之间并没有直接的连接，系统通过电信号控制，液力/机械完成操纵，与老式飞机有本质的区别（图27-1、）。所以又叫电子飞行控制系统（EFCS），控制方式为：操纵杆——计算机——舵面。
一、 主操纵系统组成
a) 计算机（图 27-2）
用于副翼及升降舵控制的ELAC（升降舵及副翼计算机）2 台；主要用于控制扰流板的SEC（扰流板及升降舵计算机）3 台；用于方向舵控制的FAC（飞行增稳计算机）2 台。
b) 其他接口（图27-3、27-4）
ELAC 及SEC 并不是直接向EIS 提供数据用于显示，他们是通过FCDC 向EIS 提供数据，而FAC 则直接向EIS 提供数据去显示。
c) 系统控制及ECAM 页面显示
图 27-5 液力系统
图27-6 副翼（偏航控制）：每个副翼有两个液力作动筒，分别由ELAC1 及2 控制，正常情况下一个工作另外一个随动。
图 27-7 升降舵（短时间的俯仰控制）：每个升降舵有两个液力作动筒，分别由ELAC1及2 控制（SEC 备用），正常情况下一个工作另外一个随动。侧操纵杆向ELAC 发送指令。
图 27-8 全动式水平安定面THS（长时间的俯仰控制）：依然由ELAC 控制，与升降舵不同的是，两台计算机同时对舵面进行控制，两个液力系统也同时完成操作，若计算机或液力有一个失效则舵面半速工作。若电控制失效，则还可以利用纯机械控制来完成俯仰操作（指令由机组通过位于中央操纵台的THS 控制手轮输入）。
在工作中具体由 THS 还是升降舵完成控制则由ELAC 计算后发出指令。
27-9 方向舵（偏航控制）3 个作动筒分别由3 套液力系统提供动力，3 个作动筒同时工作，由FAC1 控制，FAC2 备用。FAC 接受方向舵配平旋钮的指令。
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ATA28 燃 油 系 统
A318/A319/A320 飞机使用的是通常的燃油系统，它分为中央油箱和大翼油箱（内油箱、外油箱、通气油箱），A321 飞机在供油和油箱布局上与A318/A319/A320 飞机有区别。
一、 系统介绍
1、概述
如图（28-1）所示，A318/A319/A320 飞机油箱分为中央油箱和大翼油箱（内油箱、外油箱、通气油箱），其中中央油箱位于机身，内油箱、外油箱、通气油箱位于左右大翼。A318/A319/A320 飞机可装总油量为18700KG/41280LBS（标准密度燃油），其中中央油箱油量为6480KG/14280LBS，内油箱油量为5440KG/11980LBS，外油箱油量为690KG/1520LBS，通气油箱正常情况不装燃油，只用于给油箱通气，但在油箱出现溢流时，可存储少量燃油。
图 28-1
2、供油系统
如图（28-2）所示，A318/A319/A320 飞机供油系统包括六个油泵，其中两个位于中央油箱，其余四个分别位于左右内油箱。图中左侧三个油泵向1 发和APU 供油，右侧三个油泵向2 发供油，左右供油管路由一个交输活门连接，当交输活门打开任何一个油泵都可以1发、2 发和APU 供油。
A319/A320 飞机在内油箱外油箱之间有一个内传输活门，外油箱的燃油可以通过内传输活门进入内油箱，供向发动机和APU。A318 没有内传输活门，它的内油箱外油箱是连通的。
A318/A319/A320 飞机在向1 发、2 发和APU 供油的管路上各装有一个低压活门（也叫防火关断活门），用于在火警时关断向1 发、2 发和APU 的供油。
二、ECAM 页面指示
图 28-3
1） 油箱
2） 油泵
3） 低压活门
4） 交输活门
5） 外油箱油量
6） 内油箱油量
7） 中央油箱油量
8） 总油量
9） 已消耗油量
10） 燃油流量（仅 A318 有）
11） 外油箱温度
12） 内油箱温度
三、控制与指示
如图 28-4 所示，在驾驶舱头顶板有加油面板和控制面板。
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ATA 29 液压系统
一、系统概述
1、简述
★ A320 飞机上有3 个液压主系统，使用绿、黄、兰颜色识别，分别为：
☆ 绿系统
☆ 黄系统
☆ 兰系统
兰系统
绿系统
黄系统
★ 系统压力—— 3000 psi
★ 三个主系统没有液压油连接（可通过PTU 在G/Y 间进行动力传输）
★ 每一个系统都有其增压的液压油箱，增压空气可以防止泵气穴。
2、统组件描述
★ 主供压系统
☆ 绿系统--发动机驱动泵（EDP1）增压。
☆ 黄系统--发动机驱动泵（EDP2）增压。
☆ 兰系统--电动泵增压。
★ 辅助供压系统
☆ G/Y 动力传输组件（PTU）—传输液压动力但不传输液压油。
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ATA30 防冰防雨系统
在飞行中，飞机会遇到各种复杂气象条件，可能会引起某些部位结冰，结冰一方面会改变飞机的空气动力性能，另一方面会影响某些系统的正常工作，从而危及飞行安全。为此飞机上设置了防冰系统，同时为保证飞机在雨天飞行时，能使驾驶员的视线不受影响，设置了防雨系统。
一、 系统介绍
A318/A319/A320/A321 飞机防冰防雨系统在结冰条件下或大雨天气下，都可以使用。防冰使用热气防冰和电防冰。热气防冰部位有：大翼前缘、发动机进气道前缘；电防冰部位有：风挡玻璃、各种探头、排水口。
1、热气防冰
见图30-1，大翼前缘由引气系统供气经大翼防冰活门控制向大翼外侧三个缝翼提供加温热空气。
图30-1
见图30-2，发动机进气道前缘由一个独立的引气管路从发动机高压压气机引气，进行防冰。
图 30-2
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ATA31 显示/记录系统
本章主要介绍电子指示系统（EIS），航空时钟，中央故障显示系统（CFDS），数字式飞行数据记录器（DFDR）和飞机综合数据系统（AIDS）。
一、电子指示系统（EIS）：
1．电子指示系统（EIS）简介：
图31——1
电子指示系统（EIS）包括六个显示器。
电子指示系统（EIS）可分为两个子系统：
——飞机中央电子监控系统（ECAM），它有两个位于中央仪表板上的显示器（上，下），用于提供飞机系统信息。
——电子飞行指示系统（EFIS），它为每个驾驶员提供两个显示器（PFD/ND），显示飞行制导，飞行参数和导航参数。
2. 飞机中央电子监控系统（ECAM）简介：
图31——2
系统数据获得组件（SDACs）收集来自飞机各系统的数据，并输送到显示管理计算机（DMCs），DMCs 处理这些数据，产生ECAM 显示图象。
以下是正常数据传输情况：
——DMC1 提供给上ECAM 显示器
——DMC2 提供给下ECAM 显示器
——DMC3 作为有效备份
飞行警告计算机（FWCs）是ECAM 系统的核心设备。它接收以下信号并处理产生警告：
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ATA 32 起落架
一、系统概述
1、简述
★ A320 家族的飞机装有双轮、内收起落架。
★ 起落架及舱门由液压操作、电控制，电控的两台计算机是LGCIU（起落架控制及接口组件）
★ 舱门安装在起落架支柱上，由传动装置机械操纵。
2、前起落架装置
★双轮前起落架向前收。
★前起落架（NLG）装有一个油液减震器。
★（两个）前门（在机身上铰接）由液压操纵。
★（两个）固定的门（后门和起落架舱门）由传动装置操作。
3、主起落架装置
★ 主起装有双级减震支柱。
★ 维护前，应装上一个地面安全锁紧销。
★ 主起的轮子装有：
◆ 高温情况下，有效刹车用的炭刹车
◆ 防滞系统（A/SKID
◆ 自动刹车系统（AUTO/BRK）
◆ 刹车风扇（选装）
◆ 一个选装的轮压指示系统（TIPS）
4、刹车装置
★ A320（A319/A321）提供两种刹车模式：
◆NORMAL 正常刹车
◆ALTERNATE 备用刹车
★供压
◆正常刹车由绿系统供压。
◆备用刹车包括停留刹车，由黄系统供压。
★控制
所有刹车功能（正常刹车控制，防滞控制，自动刹车和刹车片温度指示）都由双通道BSCU（刹车/转弯控制组件）控制。
NORMAL
BRAKING
GREEN
HYDRAULIC
ALTERNATE
BRAKING
YELLOW
HYDRAULIC
BSCU
★ A318 也有两种刹车模式：
--NORMAL 正常刹车
--ALTERNATE 备用刹车
◆ 正常刹车由 BSCU 控制。
◆ 备用刹车由 ABCU（备用刹车控制组件）控制，并接收来自BSCU 的防滞指令。
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ATA33 灯 光
A318/A319/A320/A321 飞机灯光系统包括：驾驶舱灯光、客舱灯光、应急灯光、货舱服务舱灯光、外部灯光。
一、驾驶舱灯光
驾驶舱灯光包括：面板和仪表灯光、驾驶舱照明灯光、环境照明灯光。
1、驾驶舱灯光控制
图 33-1
图 33-2
如图33-1、图33-2 所示，面板和仪表灯光控制位于三个面板和遮光板下。
1） 侧操纵台灯光控制面板位于主仪表板的左右两侧；
2） 头顶板、备用罗盘背景灯、顶灯、信号灯的控制面板位于头顶板；
3） 遮光板背景灯、飞行控制组件显示灯光的控制面板位于遮光板；
4） 主仪表板、中央操纵台背景灯的控制面板位于中央操纵台；
2、环境照明灯光如图33-3 所示
图 33-3
1）在头顶有两个阅读灯，每个灯带有可控制亮度的旋钮开关。
2）侧操纵台照明灯：照亮侧操纵台、文件夹、座位下地板。
3）两个地图灯正副驾驶两侧各一个。
二、客舱灯光
图 33-4
客舱灯光是由内话数据系统（CIDS）进行控制、试验、监控的。CIDS 包括两个控制器，它们与FAP、PTP 相连，用于控制客舱灯光。控制器通过编码译码组件与客舱、旅客和机组系统联系。见图33-4。CIDS 通过FAP 控制客舱灯光，通过PTP 监控客舱灯光，它还
控制：旅客信号灯、旅客阅读灯、旅客呼叫。见图33-5。
图 33-5
FA P、PTP 位于乘务员站，见图33-6。
图 33-6
对于A318 飞机没有PTP 面板，见图33-7，只有FAP 进行控制，对系统的试验，在MCDU
上进行。见图33-8。
二、应急灯光
如图 33-9 所示，客舱应急灯光是为了在紧急情况下照亮过道、舱门、和紧急出口。在紧急情况下，除了上述照明，还有应急指示，见图33-10 在过道顶部、舱门、和紧急出口都装有出口指示灯。在飞机外部大翼根部、紧急滑梯装有应急照明灯光。见图33-11。应急灯光控制面板位于头顶板，见图33-12，在FAP 面板上也有应急灯光控制电门，见图33-13。
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ATA34 导 航 系 统
导航系统为机组提供各种需要的数字指令，来引导飞机安全、经济的完成各项飞行任务。
按照功能可以划分为以下四个部分（图34-1）：
图 34-1
1、大气数据/惯性导航系统；
2、用于着陆及下滑的仪表着陆系统（ILS）和指点信标（MKR）图34-2；
图 34-2
3、独立方位测量系统，包括无线电高度表（RA）、近地警告系统（GPWS）、机载防
撞系统（TACAS）、气象雷达（WA）及风切变预报（PWS）；
4、非独立方位测量系统，包括卫星定位系统（GPS）、空中交通管制（ATC）、精密
测距机（DME）、自动定向机（ADF）、甚高频全向信标（VOR）；
5、备用设备包括
a) 数字式测距机及无线电磁指示仪（DDRMI）图34-3；
图 34-3
b) 备用空速表、高度表、罗盘（图 34-4）。
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ATA 35 氧 气 系 统
A320 飞机的氧气系统包括三个子系统：
机组氧气系统
旅客氧气系统
手提式氧气系统
机组氧气系统
机组氧气系统是用于当发生座舱失密或烟雾警告时，负责向机组供氧。该系统氧气来源于一个高压氧气瓶。
氧气面罩组件安装在每个机组成员的作为旁边，面罩装在一个盒子里，当面罩从盒子中被拉出时，该盒子也控制供氧。
氧气面罩使用：
1. 扳动红色夹板，使面罩供气。
2. 选择器可控制机组人员所吸入为纯氧或纯氧与客舱空气的混合气。
3. 紧急压力选择器被按下时，提供几秒种增压氧气。
4. 氧气流动状态表闪动黄色时说明有氧气流动。
5. “重置/测试”键用于测试氧气流动，和氧气阀的复位。
氧气面罩一从盒子中取出就开启，氧气即被提供。
旅客氧气系统
旅客及乘务员的供气来源是化学式氧气发生器
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ATA36 引气系统
A318/A319/A320/A321 飞机为了在地面及所有飞行阶段，有用于环境温度、压力控制和热气防冰、水箱增压等项目的热空气，设置了引气系统。
一、系统介绍
1、概述
如图 36-1 所示，引气系统高压热空气有三个来源：
图 36-1
-----发动机
-----APU
-----地面外接高压气源
引气系统引来的高压气源主要是向以下用户提供用气：
-----空调系统
-----大翼防冰
-----水箱增压
-----液力油箱增压
-----发动机起动
引气系统有两部引气监控计算机（BMC）控制，其中每部计算机控制一个发动机引气系统，两部引气监控计算机（BMC）内部互联，如果一部故障，另一部将可代替它工作。在引气系统设有漏气探测系统，其中用于探测漏气的漏气探测环路安装在机身、大翼、吊架。如果出现漏气，漏气探测环路送信号给引气监控计算机（BMC），引气监控计算机（BMC）将自动隔离被影响区域。
2、发动机引气系统
如图 36-2 所示，发动机供气来自两个部位，一是发动机高压压气机的中间级（IP），一是发动机的高压压气机的高压级（HP），在正常情况下，由发动机高压压气机的中间级（IP）供气，在气压不足时由发动机的高压压气机的。例如，发动机在慢车状态时，发动机转速较慢，发动机高压压气机的中间级（IP）气压不足，此时由发动机的高压压气机的高压级（HP）供气。中间级（IP）和高压级（HP）的供气转换是由高压活门完成的，高压活门开关是自动完成，一旦发动机转速够高，中间级（IP）气压足够高，高压活门关闭。
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ATA 38 饮用水和污水系统
饮用水存储在水箱中，经过相应得分配管路向用户供水。
饮用水可以向厨房以及盥洗室的水龙头供水，也可以向盥洗室的抽水马桶供水。
水系统需要引气系统的增压，以完成正常的功能。
关断相应的控制阀门可以人工关断向厨房或者盥洗室的供水。
水系统的加放水由水系统服务面板控制。
污水系统收集来自厨房和盥洗室的污水。
污水通过排水阀门经过放泻桅杆排出机外。
防泄气阀为避免座舱压力经常性被释放，只有一定量的水被收集的时候它才打开。
真空抽气马桶用饮用水抽洗马桶。
座舱和大气之间的压力差使得污水被排放到污水收集箱，当这个压差不足时，真空泵开
始工作。
污水的排放在污水服务面板上操作。
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引用第4楼格特哥于2010-07-25 23:09发表的  :
下载下来看看先

格特哥 于 2010-07-25 23:37 又补充说Re:A320机型概述中文
不能完全解压啊