AV口试精选

民航

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通讯系统
1.        高频通信的特点
1、远程通讯系统（通讯距离可达数千公里），用于在远程飞行时保持与基地间的通讯联络。
2、占用2～30MHz的高频频段，波道间隔为 1kHz。
3、天波传播，可以传播很远的距离。
4、现代机载高频通讯系统都是单边带通讯系统，并通常能够和普遍调幅通讯相兼容。
5、应用单边带通讯可以大大压缩所占用的频带，节省发射功率。
6、HF通信由于传播距离远，易受到电离层扰动、雷电、电气设备和其他辐射引起的各种电气干扰，会产生无线电背景噪声。
7、存在衰落现象，接受信号时强时弱，这是多路径信号接收的超程效应。
8、还存在一个电离层反射垂直入射波的临界频率，要在最高和最低之间选择一个尽可能长时间持续工作的工作频率。

2.        HF通信系统接收电路采用高中频信号的特点
采用高中频方案后，由于大大提高了对镜象干扰和中频干扰的抑制能力，在一定程度上起到了高频放大器的作用，因此采用高中频方案还有可能省去接收机中的高放，使设备简化。采用高中频方案的缺点：要采用高质量的高中频窄带滤波器，要求频率合成器具有很宽的频率范围，很小的频率间隔，以及符合需要的频谱纯度。

3.        HF天线调谐偶合器的作用,位置,维护注意事项
天线调谐耦合器用来在2-30MHz频率范围内调谐，通常它能在2-15s内自动地使天线阻抗与传输特性阻抗为50欧的高频电缆相匹配，使电压驻波比不超过1.3:1。天线调谐耦合器装在带密封垫圈的可卸增压外壳内，安装在垂直尾翼根部，外壳上有三个与外部相连的街头。压力气嘴是用来给天线调谐耦合器充压的，通常是充干燥的氮气，压力为22psi，比外界气压高半个大气压左右，防止外面的潮湿空气进入或空中低气压，降低耦合器内部抗电强度。当压力低于15.5psi时，就必须充压。耦合器使用115V交流电，没有外部冷却。

4.        高频通信中EAGC的优点、缺点（P239）
5.        放大器压缩电路的作用是什么？发动机工作了，增益增加了多少？？
6.        PA音频压缩放大器的作用？发动机启动时，输出音频如何变化？（变化的原因，由哪个信号控制）P270

7.        高频收发机面板有几个灯及电门
收发机前面板有三个故障灯，一个测试电门，一个话筒插孔和一个耳机插孔。
“CONTROL INPUT FAIL” 灯：在来自控制板的输入信号失效时亮；
“LRU FAlL”灯：在收发机内当出现+5V DC或+10V DC电源电压消失、发射输出功率低、频率控制板故障或频率合成器失锁和机内微处理器故障等情况之一时亮；
“KEY INTERLOCK”灯：当收发机已被键控，如天线调谐耦合器中存在故障，则此灯亮。
当按下静噪/灯试验电门（SQL/LAMP TEST）时，静噪抑制失效，此时耳机内可听到噪音，同时三个故障灯亮，可检查故障灯的好坏。

8.        甚高频通讯的作用特点
1）VHF系统主要用于飞机在起飞、着陆期间以及飞机通过管制空域时与地面交通管制人员之间的双向语音通信。
2）工作频段是：118.00 – 135.975MHz，波道间隔为25kHz，可提供720个通信波道。
3）只能空间波方式传播，有效传播距离一般限于视线范围，距离较近，并受飞行高度影响。
4）抗干扰性能好，天电干扰、宇宙干扰、工业干扰等对VHF干扰较小。
9.        甚高频的特点（是调频还是调幅的）
10.        应急电台的电源与检查方法？
应急电台最常用的电源是一个自备的干电池。它必须能供电48小时。通常应急发射机电源的更换日期必须标在发射机外部，通过观察在发射机外部电池的更换日期就可确定应急定位电台的更换日期。在检查飞机时，通过将一台通讯接收机调到应急电台频率上，然后使应急电台短时间工作就可检查应急电台的工作情况。应急电台的工作频率为121.5MHz和243MHz。

11.        应急电台的功用、位置、频率
应急电台的作用是在飞机发生事故时，使用它发出呼救信号以便能够得到救援。应急电台最常用的电源是一个自备的干电池。它必须能供电48小时。通常应急发射机电源的更换日期必须标在发射机外部，通过观察在发射机外部电池的更换日期就可确定应急定位电台的更换日期。应急电台在飞机上的位置是尽可能地靠后，但要在垂直尾翼之前。在检查飞机时，通过将一台通讯接收机调到应急电台频率上，然后使应急电台短时间工作就可检查应急电台的工作情况。应急电台的工作频率为121.5MHz和243MHz。

12.        选择呼叫译码器的原理
每架飞机有一个固定的四位字母代码。在选择呼叫译码器上选定飞机呼叫码后，选择呼叫系统就处于待用工作方式。当地面塔台通过高频或甚高频发射机呼叫该机时，飞机上的高频或甚高频接收机将收到的信号经处理后加到译码器。当地面台发射的选择呼叫代码与飞机代码相同时，选择呼叫译码器就给出警告，指示灯亮、铃响，告诉飞行员地面在呼叫本飞机。这样，飞行员平时可不用总戴耳机准备听话，免除了机组对地面呼叫的长期守候。

13.        数字式音频综合系统的功用和组成
数字式音频控制系统提供驾驶舱、客舱、地勤等人员之间的通讯联络并送这些联络信号到话音记录器和飞行数据记录器它包括：音频控制扳（ACP）、遥控电子组件（REU）、驾驶盘上的MIC开关及输入输出终端等。

14.        音频控制面板的功用，以及上面有什么按键及功用
音频控制板（ACP）主要用来进行功能选择。选择开关信号被调制后，传送到遥控电子组件(REU)。REU利用这些选择信息把驾驶舱来的音频信号及按压发话（PTT）按钮信号连接到所选择的系统，并可控制其音量。从驾驶舱来的所有通讯、导航及近地警告音频均被送入REU。所有的音频也被送入话音记录器。
它包括如下这些开关：
(1). 话筒选择按钮（MIC SELECTOR）：用于选择VHF、HF、FLT、SVC、PA等系统发话时的话筒输入，每次只能按下一个，允许一个系统工作。
(2). 听音选择开关：两排听音电门，上面一排收听通信系统，对应于MIC SELECTOR的音量开关；下面一排是导航系统的音频和莫尔斯电码听音开关，可调整音量。
(3). R/T-I/C开关：置于R/T位时，由所选的系统发话；置于I/C位时，使用飞行内话系统。
(4). MASK/BOOM开关：用于选择氧气面罩话筒或吊杆话筒。
(5). 音频滤波器选择开关：置于“V”位，只能听到话音信号；置于“R”位，只能听到莫尔斯识别信号；置于“B”位既能听到莫尔斯识别信号，也能听到话音信号。
(6). NORM/ALT开关：平时置于NORM位。置于ALT时，机长与观察员的ACP上的MIC开关和副驾驶ACP上的MIC开关分别自动接到VHF1和VHF2。

15.        勤务内话系统的组成和作用（如何沟通）
勤务内话系统是提供乘务员、驾驶舱和飞机各勤务内话点之间内部通讯的系统。机组人员只要拿起手提话筒，并在音频控制面板上选择“勤务内话”功能，那么，话筒信号就直接输入该系统。如要使信号从飞机上各勤务内话点进入勤务内话系统，则必须接通P5板上的勤务内话开关（SEVICE INTER PNONE SW）。
勤务内话系统有：三个手提话筒；、7-8个勤务内话插孔、遥控电子组件（REU）等。
勤务内话开关置于“ON”位，各勤务内话插孔的话筒信号才可输入内话系统。此开关在空中置于断开位，以免飞机外部天线干扰信号进入内话系统。

16.        飞机内话中的高低谐音是如何产生的（什么情况下产生高谐音，低谐音）
⑴．呼叫机长
在外电源板或前/后服务员板上按下“CAPT CALL”按钮开关，28V DC加至音响警告装置（AWU），产生高钟声谐音提醒信号。同时，28V DC使机长呼叫板上的呼叫灯亮。
⑵．呼叫乘务员
无论在P5或前后服务员板上按下“ATT CALL”按钮，都有28V DC加到PA放大器的谐音电路(TWO TONE CHIME) 产生高/低钟声谐音提醒信号（587Hz/494Hz），经PA放大器放大后送至喇叭。同时28V DC经隔离二极管使前后服务台的呼叫灯亮。此时在前服务员板内的呼叫继电器通电而吸合，使呼叫灯持续发亮（粉红色），直至按下前后服务员任一“RESET”开关，呼叫继电器不工作使呼叫灯灭。
⑶．呼叫地勤人员
在驾驶舱内按下地勤呼叫开关时，28V DC经飞行仪表附件盒内的IRS警告继电器加至前轮舱内的地面呼叫喇叭，产生100dB的音调提醒地勤人员。另外，当惯性基准系统使用电瓶电源工作时、或电子设备舱的冷却空调系统有故障时，惯导系统警告继电器（IRS WARNING）动作，也使地勤呼叫喇叭直接加上28V DC电压，在这两种情况下，喇叭都响。

17.        机组通话系统的操作和作用
机组呼叫系统是机组、乘务员和地勤人员之间的通话提醒系统。
呼叫机长---乘务员或地勤人员呼叫机组时，在驾驶舱可听到高钟声谐音，且机长呼叫灯亮，直至呼叫人释放他的“CAPTAIN CALL”开关为止。
呼叫乘务员---机组呼叫乘务员，或乘务员呼叫乘务员，此时在服务站位处可听到高低钟声谐音。且粉红色呼叫灯亮，被呼叫人员按压乘务员板（ATT PAL）上的RESET按钮开关后，呼叫灯灭。
呼叫地勤---当在驾驶舱内按下呼叫地勤人员按钮开关时，前轮舱的强音频提醒喇叭响。当飞机在地面时，如电子设备冷却系统探测到低流量（不管是进气还是排气）或IRS使用电瓶电源时，该喇叭也响。

18.        前轮舱的地面喇叭什么时候响？
当在驾驶舱内按下呼叫地勤人员按钮开关时，前轮舱的高分贝提醒喇叭响。当飞机在地面时，如果电子设备冷却系统探测到低流量（不管是进气还是排气）或IRS使用电瓶电源时，该喇叭也响。

19.        旅客放大器中的音频压缩电路的作用？发动机启动时有什么变化？
音频放大器的主要作用是使加到放大器的信号在较宽的范围内变化时保持放大器的输出稳定。音频压缩放大器的灵敏度由REU中的灵敏度控制电位器控制，在内场通过调整灵敏度控制电位器来控制音频压缩放大器的信号门限，以适应各种类型的话筒的需要。
发动机工作时，低滑油压力开关断开，使放大器增益增大+6dB，用来抵消此时背景噪音的增大。

20.        话音记录器是如何进行抹音的
当飞机在地面且停留刹车设置，空地电门继电器和停留刹车继电器闭合，30伏直流抹音控制电压加到抹音电门。将抹音电门按下并保持至少2秒，为抹音充电电路进行充电，并使S1开关闭合。2秒后松开抹音电门，可通过闭合的S1开关为抹音控制继电器K1提供接地信号，从而为抹音线圈提供115伏交流电。S1能够保持闭合5-10秒，以提供足够时间的115伏交流抹音电压，5-10秒后，S1电门断开，抹音控制继电器不工作，从线圈上移去抹音电压。

21.        飞机上驾驶舱话音记录系统的测试
按下控制盒上的试验按钮后，试验开关接地，从而为记录器提供一个接地输入信号使S2闭合，将30伏直流电压送至600HZ信号发生器和环形计数器。600HZ信号发生器工作，产生600HZ试验信号加至S-4、S-5、S-6和S-7四个电子开关，环形计数器输出逻辑信号顺次控制这四个电子开关的接通与断开，每个录音通道测试需要1秒，使每个电子开关接通0.8秒，断开0.2秒，电子开关接通时，600HZ音频信号经放大器加至相应的录音磁头被记录在磁带上。在测试期间，放音磁头输出断续的600HZ测试音频信号经600HZ测试音频放大器送至600HZ滤波器和电平检测器，如果此信号电平在有效范围内，电平检测器输出逻辑1使S3闭合，30伏直流电压经S2、S3送至控制盒上的试验指示表，使指针偏转到绿色区域，0.8秒后，无600HZ测试音频信号输出，S3断开，指针回到零位，0.2秒后，测试下一个录音通道。每次测试时，按下试验按钮并保持至少需要4秒的时间，除控制盒上的试验指示表摆动外，同时，放音磁头输出断续的600HZ测试音频送到控制盒和话音录音器上的耳机插孔，可听到断续的600HZ的音频。释放测试电门，S2断开，从而停止600HZ信号发生器和环形计数器工作。

22.        卫星通信的优点（P274）
（1）        通信距离远，且费用与通信距离无关
（2）        覆盖面积大，可进行多址通信
（3）        通信频带宽、传输容量大，适于多种业务传输
（4）        通信线路稳定可靠，通信质量高
（5）        通信电路灵活
（6）        机动性好
（7）        可以自发自收进行检测

23.        静止卫星通讯的缺点
（1）两极地区为通信盲区，高纬度地区通信效果不好。
（2）卫星发射和控制技术比较复杂。
（3）存在日凌中断和星蚀现象。
（4）有较大的信号传播延迟和回波干扰。

24.        什么叫日凌现象，持续多少时间
每年春分和秋分前后，太阳、卫星和地球共处在一条直线上，当卫星处在太阳和地球之间时，地球站天线对准卫星的同时，也会对准太阳，这时因强大的太阳噪声使通信无法进行，这种现象通常称为日凌中断。这种中断每年发生两回，每回延续约6天，每天出现中断的最长时间与地球站天线口径、工作频率有关。

25.        多址连接四种方式，简单介绍
多址连接是指在卫星的覆盖区内，各地球站通过同一个卫星，同时分别建立相互之间的通信线路而实现的多边通信。
目前常用的多址方式有：（1）频分多址（FDMA）：按分配给各站的射频载波频率不同区分站址的方式。（2）时分多址（TDMA）：按分配给各站的不同工作时隙区分。(3）码分多址（CDMA）：按分配给各站的地址吗的不同来区分地址的方式。(4）空分多址（SDMA）：利用卫星天线的不同空间指向区分不同区域地球站信号的多址连接。

26.        机载卫星通讯系统的组成和各部件的功用
SATCOM系统由一个卫星数据组件（SDU）和天线子系统组成。天线子系统包括一个高功率放大器（HPA）、一个低噪声放大器/双工器（LNA/DIPLEXER）、一个天线波束操纵器（BSU）和一个高增益天线（HGA）。
（1）卫星数据组件（SDU）
SDU作为系统核心，控制系统中大多数部件的工作并监视他们的检测信号。SDU还作为系统接口，与其他飞机系统交联。
（2）高功率放大器（HPA）
HPA放大发射信号，为天线/卫星链提供足够的功率电平发射。HPA能向天线提供40W的输出功率，并且支持多通道工作。
（3）低噪声放大器/双工器（LNA/DIPLEXER）
        SETCOM系统能同时进行发射和接收，由双工器分隔收发与信号。双工器把发射信号从HPA耦                合到天线；同时把天线接收的信号耦合到LNA。LNA/DIPLEXER对发射信号进行滤波，对接收
信号在放大之前也进行滤波，从而得到信噪比。
（4）波束操纵器（BSU）
BSU通过电信号操纵装于其顶部的高增益天线波束。BSU从卫星数据组件得到航向和俯仰数据，以这数据来指令高增益天线的最佳波束角，使之对准可用的卫星。
（5）高增益天线（HGA）
HGA安装在机身顶部，用于发射和接收高低速数据式数据，能提供12dB的天线增益。HGA是
个相控天线阵。

27.        简述ACARS通信系统组成及各部分功能
ACARS系统包括以下部分：
（1）机载ACARS设备
由控制显示组件（CDU）、管理组件（MU），VHF3号收发机和打印机组成。
（2） ACARS VHF无线电网络
由遍布世界各地的 ACARS VHF无线电地面台组成。每个地面台可和周围一定空域范围内的飞机进行 ACARS数据交换、并通过地面通信网络与 ACARS控制中心进行数据传输交换。
（3） ACARS控制中心
ACARS控制中心通过地面通信网络与各ACARS地面台、各航空公司信息中心相联系，它通过代码寻址，把航空公司和它相应的飞机联系起来，进行数据和信息双向交换。
（4） 各航空公司信息中心
由公司内的计算机网络组成。它通过地面通信网络接收来自 ACARS 控制中心的飞机数据和信息，并送到公司内相应部门；同时，也收集各部门的询问信息传送到 ACARS 控制中心，转给相应飞机。

28.        ACARS MU的功用
MU主要用来接收和监控来自地面VHF的上行输入信号；保证信息的正确性并解码；对下行信息格式化；监控和保证下行数据的正确性；控制工作方式；控制数据的转换；给出确认/非确认应答信号；对VHF进行调谐和控制；有指令时将数据送到打印机以及监控系统的工作。

（l）监视 OOOI 传感器状态，记录“事件”发生的格林威治时间（GMT），并自动发射到地面。
（2）识别来自地面台的寻址代码、接收本机所属的信息和指令。
（3）接受来自 DFDAU 的数据和指令，并输出给VHF3发送到地面。
（4）接受来自IDU的数据和指令发送到地面。
（5）控制 ACARS 系统工作方式：DEMAND、POLLED、VOX。
（6）控制信息发射的优先权顺序。
（7）进行信息的差错检验并产生 ACK（接收到）或 NAK（未收到）反馈信号。

29.        ACARS通过什么和航空公司信息中心联系，如何工作的
ACARS控制中心通过地面通信网络与各ACARS地面台、各航空公司信息中心相联系，它通过代码寻址，把航空公司和它相应的飞机联系起来，进行数据和信息双向交换。

30.        航空公司信息中心如何与正在飞行中的飞机实现信息交换
    航空公司信息中心由公司内的计算机网络组成。它通过地面通信网络接收来自 ACARS 控制中心的飞机数据和信息，并送到公司内相应部门；同时，也收集各部门的询问信息传送到 ACARS 控制中心，转达给相应飞机。


导航系统
1.        ADF系统组成及它们的功用
机载设备包括：自动定向接收机、控制盒、方位指示器、环形天线和垂直天线。
自动定向接收机主要用来接收和处理环形天线和垂直天线收到的地面导航台的信号，将处理后的方位
信息送至无线电磁指示器或EHSI等指示器，显示出飞机与地面台的相对方位角，并分离出地面台的
识别信号，送至飞机的音频系统。
控制盒用来选择接收机的工作方式和工作频率；
方位指示器用来指示方位信息；
天线用于接收电波。

2.        无测角器新型ADF的工作原理？ADF 功用？
１）纵向（正弦）环形天线与横向（余弦）环形天线接收的信号分别被低频调制信号调幅，两个调制信号相位相差90°。　
２）经调制后的两个信号合成后产生一个组合调制信号。这个组合调制信号与低频调制信号的相位差
与飞机至地面电台的相对方位成正比，但存在180度的定向误差。　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　３）组合调制信号与垂直天线信号叠加后，可消除错误定向点。　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　４）叠加信号的外包络相位即包含有相对方位信息。经接收机相干检波后输出外包络复合音频，再由
微处理器采用相关技术与低频调制信号进行比相，即可确定飞机与地面电台的相对方位。
3.        不同方向来波时，电动势的图(P319)ADF

4.        ADF罗差产生的原因及修正方法（P331）
原因：象限误差也叫罗差，主要是环形天线附近金属导体的干扰误差。当地面电台辐射的无线电波射到飞机机身等金属物体上时，会在金属物体上产生交变的感应电流，该电流又在机身等金属物体周围产生辐射电波，这种现象称为二次辐射。二次辐射电波与原信号电波叠加后，合成电波作用到环形天线的方向与原电波传播方向相差一个角度，从而改变了定向方向，造成了方向误差，该角度称为象限误差或罗差。
修正方法：采用象限误差修正器（罗差补偿器）来修正。
现代飞机通常用电感式罗差补偿器，它是一个平衡电感衰减器，用于正交固定天线式自动定向机，接在环形天线与接收机之间，将正交固定式环形天线的横向线圈（作负罗差修正）或纵向线圈（作正罗差修正）的信号按修正度数要求给以相应衰减，从而得到适当地罗差补偿。
ADF-700不用专门的象限误差修正器，而是在接收机尾部中间插头J302上的5个插钉跨接线按不同的连接组合来修正象限误差。

5.        VOR定位的方法有几种，是什么方法
利用VOR设备定位有两种方法
（1）VOR机载设备测出从两个已知的VOR台到飞机的磁方位角，便可得到两条位置线，利用两条位置线的交点便可确定飞机的地理位置。这种定位方法 叫测角定位，即θ-θ定位。
（2）VOR台通常和测距台（DME）安装在一起，利用VOR设备测量飞机磁方位角； 利用DME测量飞机到VOR／DME台的距离 ，也可确定飞机的地理位置。这种方法叫测角- 测距定位，即 ρ-θ 定位（极坐标定位）。

6.        飞机在VOR台正西侧，画出可变30HZ信号与基准30HZ信号之间的相位关系图，并解释。（349）
    涉及的关键考点：VOR方位角的概念，可变信号和基准信号的类型是调频还是调幅，相位差大小，谁超前，向背台时是什么状况
7.        VOR与ADF的共同点和不同点？
8.        DDM的定义，怎样是偏离杆偏离？（P356）

9.        指点信标的组成、功能、频率
指点信标系统主要用于对飞机在航路上的位置告知和在进近着陆阶段的距离引导。指点信标系统可按其用途分为航路信标（runway marker）和航道信标（course marker）。航路信标安装在航路上，向飞行员报告飞机正在通过航路上某些特定点的地理位置。 航道信标用于飞机进场着陆，用来报告着陆飞机离跑道头预定点（远、中、近指点信标上空）的距离。指点信标台发射频率均为75MHz。

10.        指点信标在ILS中的作用？
飞机进近下降时距离的引导。提供飞机进近时离跑道头预定点的距离（远、中、进指点信标）
11.        自动着陆系统的多余度，有什么作用，还有举例说明！

12.        反向航道进近要注意什么？
首先，飞机不能由完整的ILS引导着陆，此时必须有足够的能见度，以便在进近的最后阶段使用目视着落。 其次，在反航道方向上，指点信标不一定存在。 最后，飞机上的EFIS指示器的航道偏离指针的偏离指示与正常进近的指向相反。但对驾驶员来说，指针偏移的方向总是指向航向道所在位置的方向。

13.        简单叙述航向信标机载接收机的工作过程。
机上天线接收的地面台发射信号，送到常规的单变频或双变频外差式接收机。接收机接收LOC台的发射信号。通过高频、中频和检波电路，输出信号包括90Hz和150Hz导航音频，1020Hz的台识别码以及地- 空通讯话音信号（300～3 000Hz）。这些信号由滤波器来分离。然后由90Hz和150Hz比幅电路计算调制度差，驱动偏离杆指示。

14.        无线电高度表安装延迟电路工作原理，怎样消除安装延迟
飞机安装延迟（AID）也叫剩余高度。当飞机着陆机轮触地时，要求高度表指示及输出电压为零，但发射机发射信号输出孔到接收机接收返回信号输入孔之间，信号电播传播所经过的路径实际包括收、发天线连接的两条同轴传输线以及天线到地面的路径。这段路径的总长度为飞机AID。为此，在高度表收、发电路中设计有抵消AID的电路。
由于收/发电缆长度和飞机停在地面上收/发天线离地高度，会造成信号传播延时，所以差频频率就有误差。安装延时电路产生一个相当于误差频率的直流电压加到高度计算电路，从而消除这种误差，保证机轮着地，高度指零。

15.        为什么等差频无线电高度表有鉴频器，而普通的没有（不确定）
发射机通过发射天线向地面发射调频连续波，接收天线接收地面反射波。接收信号和当前的发射信号在混频器中混频，产生正比于飞机高度的差频。限幅器去掉差频信号的幅度变化，并把差频信号转换成等幅脉冲数，计数器把脉冲数转换成与高度成比例的高度电压，指示器指示出飞机高度。
等差频无线电高度表发射机向地面辐射锯齿波调频信号的同时，也向接收机直接耦合该信号（直达信号）。经地面返回的信号和发射信号（或直达信号）在接收机中混频，输出恒定的差频信号，经过鉴频器，其输出信号控制调制锯齿波的周期为某一值，因为高度与锯齿波调制周期成正比，由周期计数器测出周期将其变换成高度电压驱动指示器，即测出飞机高度。

16.        无线电高度表测试时，有什么现象，在什么情况下自测试抑制
按下“人工自测试”按钮时，指示器指示或显示在规定的高度上（例如30英尺），且同时出现警告（如规定高度低于DH调定高度，则DH灯也亮），说明系统工作正常。
在对高度表进行自测时，当方式选择面板选择进近方式（APP）或航向（LOC），下滑（G/S）截获时，切断自测试；而在进行自测试时，近地警告计算机被抑制。

17.        在维护无线电高度表时，若更换的收/发电缆长度比原来的长，高度指示是多指或是少指，为什么？如果多了，标准是多少？
飞机安装延时校正好后，机轮着地，高度指零。若更换电缆比原来的长，由电缆长度加长，会引起信号传播延时增加，高度多指。因此电缆长度要求很严格，误差为±1英寸。

18.        等差频高度表与普通高度表的区别
相同点：发射信号都是调频连续波，接收电路把发射信号和地面反射信号混频，得到差频。
测高电路不同：普通FMCW高度表是把差频转换为与高度成比例的高度信号。等差频FMCW高度表是保持差频不变，把高度变化转换成相对应的调制周期。

19.        200英尺跳闸电路（P380）  
无线电高度表的高度跳闸信号是在高度表收发机内预先调定的不同高度点，通常可以调6个，可根据需要调定在不同的高度上（如1500ft、500ft、200ft……） 。当飞机降到某个高度点调定的高度上时，则该路输出一个接地信号，即可控制与该路连接的其他系统的工作，如200ft跳闸电路与姿态指引仪（ADI）的“跑道升起符号”控制电路相连，飞机高度降到200ft时，则200ft跳闸电路输出“地”信号，控制ADI上的“跑道升起符号”开始随飞机的下降而上升。

20.        DME的工作有几个状态，每个状态的工作任务
DME有自动等待、搜索、预跟踪、跟踪和记忆等工作状态。
（1）自动等待
在空中接通DME的电源、选定波道后，DME即工作在自动等待状态。在自动等待状态，DME的接收电路正常工作，发射部分是被抑制的。当所接收到的脉冲对数超过450/s时，表明飞机已经进入了有效测距范围，DME的自动等待控制电路就触发编码发射电路开始发射询问信号，使DME转为搜索状态。
（2）搜索
是指DME在不断发射询问信号的过程中搜寻DME信标台对自己询问的应答信号，并初步确定这一应答信号相对于发射时刻的时间间隔。典型的DME询问信号的重复频率为90对/s或者40对/s。如果在连续15次询问中识别出7次对自己的应答信号，DME即结束搜索，转入预跟踪状态。
（3）预跟踪
在4s的预跟踪过程中，距离计算电路根据飞机的运动速度以及运动方向，不断微调距离波门的位置，以使所接收到的后续应答信号处在距离波门的中心。
（4）跟踪
在跟踪状态，随着飞机与DME信标台距离的变化，应答脉冲与询问脉冲发射时刻之间的时间间隔也随之改变，此时距离计算电路所产生的距离波门精确地跟踪应答脉冲，所提供的距离信息输往显示器，显示出飞机距离读数。
（5）记忆
若在跟踪状态由于某种原因使7/15准则得不到满足，则DME转为记忆状态。当DME进入记忆状态后，距离计算电路按照进入记忆状态的飞机速度和方向更新距离信息。如果记忆状态持续4-12s扔不能重新获得有效的应答信号，DME将转为搜索状态。

21.        7/15的原则，为什么要实行这个原则（看dme的搜索方式）

22.        VOR、ILS、DME控制面板的功用和特点
（1）频率选择和显示。
选择和显示接收信号频率。波道间隔为50kHz，频率选择范围从108.00—117.95MHz，共有200个波道，采用五中取二（2－out－of－5）码格式。在108.00—111.95MHz中有40个波道用于选择ILS／LOC频率。显示窗口只显示选择的LOC频率，而与LOC配对的下滑信号频率是自动选配的。
在选择VOR，LOC频率的同时，还自动地选择DME的配对频率。
有的控制盒上可以同时选择两个频率，而使用哪个频率则由频率转换开关控制。有的通过AUTO/MAN按钮，可自动或人工选择频率。
（2）试验按钮。控制盒上有VOR，ILS（上／左，下／右）和DME试验按钮，分别用来检查相应设备的工作性能。
（3）音量控制（有些有，有些没有）。音量调节电位计用来调节话音和识别码的音量。话音和识别码信号来自接收机，经音量调整电位计后，输出到音频集成系统（AIS）。

23.        雷达发射信号的特点
发射周期性的射频脉冲信号。
脉冲射频信号可区分不同距离的气象目标。
脉冲射频信号的能力集中，产生较强的回波。
可在天线扫描到目标时产生连续多个反射回波。

24.        湍流和风切变的测量原理
气象雷达采用每组多个脉冲来探测湍流和风切变。由于湍流和风切变相对于飞机有速度的变化，根据多普勒频移原理，接收信号的频率相对于发射信号的频率产生偏移，利用接收回波信号频率的变化来探测湍流和风切变。

25.        WXR天线的稳定性
飞机在做俯仰或者倾斜动作的时候，雷达扫描探测目标会有误差或者不精确，可以通过控制面板上的STAB按纽，为WRX提供一个补偿信号，使WRX天线在原选定的位置平行于地面扫描探测目标，可以更精确地探测目标

26.        ATC面板各个部分的功用（有图）
方式开关：选择工作方式―STBY、高度不报告、应答机及避撞系统的仅有TA、TA和RA。系统开关：确定由哪一部ATC应答；有的中立位为准备；高度开关：决定是否应答高度；决定由ADC1或2提供高度信息。 识别码旋钮：置定4位识别码。识别码显示窗：显示4位识别码。识别按钮：产生SPI脉冲。故障指示灯与TEST按钮。

27.        ATC中S模式应答机相比以前A/C模式的优点
装有S模式应答机的飞机都有自己单独的地址吗，可以实现“一对一”的点名问答。每个地面询问器只向它负责监视的飞机进行S模式的点名询问，使问答次数大大减少，从而降低了总的干扰电平，使非同步窜扰降低3/4，询问的速率也可以根据需要灵活调整；同时，还可以定时点名询问，因此，可以不受多架飞机距离、方位的影响，克服了ATCRBS的同步窜扰和应答机过载问题；S模式地面雷达采用了相控单脉冲天线，可精确地测定飞机方位，其精度高于ATCRBS的三倍。

28.        说明测距机与ATC应答机的主要相同点和差别
均为L波段的设备。 均采用询问－应答方式工作。
应答机是地面设备询问，机载应答机应答，而DME是机载设备询问，地面设备应答。
DME的发射频率不是固定的，是1025～1150MHz频段设备；应答机的发射频率则是固定的1090MHz。

29.        DABS系统与常规ATCRBS雷达系统相比有什么特点？现代飞机上使用哪一种应答机？
DABS，赋于各架飞机单独的地址码（24位地址码）。“一对一”点各询问应答方式，从根本上克服ATCRBS的缺点。选择性询问，S模式应答机。但可与原有常规应答机兼容。数字式询问信号与应答信号。数据交换容量大。可与TCAS配合工作。

30.        DABS ACP?

31.        ATC中移位寄存器的作用?它在编码和译码过程中是如何工作的？
由多级寄存器串联组成的寄存器，数据由输入端输入后，可在时钟控制下由前一级寄存器逐级（逐位）移向下级，直至输出。用作译码移位寄存器，以向各译码器提供基准延迟脉冲。用作编码移位寄存器，产生编码脉冲串，间隔固定为1.45μS。

32.        ATC的内抑制和外抑制
内抑制：在判明有效询问时，开始应答，同时抑制接收译码器约28μS，防止在应答过程中再产生应答触发。
外抑制：同时抑制两部DME及另一部ATC，防止同时发射，相互干扰。
33.        ATC收发如何区分

34.        TCAS II为什么要使用“whisper/shout"(耳语/大喊）方案？
TCAS II对周围入侵飞机首先采用ATCRBS/S模式全呼叫询问格式进行询问，根据应答判断出所有S模式的飞机，把他们的24位地址放入循环呼叫菜单，定时、顺序探测、评估、跟踪这些飞机。而对A/C模式的飞机，则采用仅ATCRBS全呼叫询问格式，并分段、分区域呼叫，这种方案叫“whisper/shout"(耳语/大喊）方案。TCAS在P1脉冲之前增加一个S1脉冲且采用“耳语/大喊方案”。
    当一个ATCRBS模式仅全呼叫呼叫询问由TCARS发出时，所有探测到询问的A/C模式应答机都将回答。在TCAS收到时， 将引起同步窜扰。耳语/大喊技术利用了目标航空器上应答机接收机灵敏度和天线增益之间的差别，可以消除同步窜扰。TCARS在一个象限内产生多个询问，刚开始时，发射功率很低，然后慢慢地加大每一个询问阶段的功率。
    距离很远的飞机，探测到的P1和S1的幅度很小，不会应答。
    距离较远的飞机，探测到的P1的幅度大，但S1的幅度小，会应答。
    距离很近的飞机，探测到的P1的幅度大，S1的幅度也大，不会应答。

35.        TCAS II的功用、特点、缺点。
TCAS是一种独立于地面设备的机载设备。TCAS II可用发射A/C模式或S模式的询问信号来探测和跟踪30n mile范围内装备TCAS II或ATC的飞机的存在及对本飞机的潜在威胁，并通过视觉显示和语言音响向机组发出不同等级的咨询和警告，驾驶员根据这些咨询和警告信息采取必要的行动，以避免空中相撞。
    TCAS II只能探测装有A/C模式或S模式应答机的飞机，同时，只有在入侵飞机有有效的高度报告时，才能发出RA咨询，否则TCAS II只能将其视为与本机同一高度，发出TA警告。

36.        TCAS显示的内容？发出什么信息，显示在那里？
在EHSI上可提供的信息及其含义：
相遇飞机的图像及其位置――距离和方位；相遇飞机的威胁等级：空心菱形，白色图形表示一般无威胁飞机；实心菱形，白色图形表示接近飞机；圆形、黄色图形表示TA飞机；矩形，红色图形表示RA飞机。相遇飞机的相对高度； 相遇飞机的升降速度状态。
在EADI上可提供的信息及其含义：
RA信息是以红色的俯仰禁区方式显示在EADI的姿态球上，表示目前的飞机垂直态势是危险的，必须立即采取垂直机动以使飞机符号脱离红色禁区。
37.        说明ＴＣＡＳＩＩ在驾驶舱的显示．
38.        简述TCAS的基本工作方式和流程
TCAS是通过“收听-询问-应答”方式获取监视空域中其它飞机的信息的。TCAS通过收听在管制空域中装备A、C模式应答机的飞机或装备S模式应答机的对地面二次雷达的应答信号，以获取这些飞机的识别码和高度码。 TCAS还通过对这些飞机的“询问-应答”方式，获取监视空域中其它飞机的信息。TCAS计算机可通过应答信号相对于询问时刻的时间延迟计算该飞机的距离，并利用方向性天线来测量其方位。

39.        GPWS起落架和襟翼超控开关的作用
起落架超控开关在“抑制”位，对GPWS工作来说相当于起落架在放下位置，从而可抑制由于起落架未放下所导致的警告。当此电门放在“抑制”位时，方式4的“过低，起落架”警告被抑制。襟翼位置超控开关在“抑制”位，对GPWS工作来说相当于襟翼已经在着陆位置，从而可抑制由于襟翼位置未在着陆位所导致的警告。当此电门放在“抑制”位时，方式4的“过低，襟翼”警告被抑制。

40.        GPWS的指示空速、下滑道偏离、迎角传感器、无线电高度故障，分别会影响哪些方式？
无线电高无效时，所有方式均不工作；G/S偏离无效时，方式5“进近时低于下滑道太多”不工作；指示空速无效时，方式2“过大的地形接近率”和方式4“地形净空高度不够”不工作；迎角传感器故障，方式7“风切变警告”不工作。

41.        GPWS交联的系统有哪些？目的是什么？P446
42.        GPWS的测试，它从哪些系统接收哪些输入信号？
43.        GPWS共有几种工作方式？
⑴过大下降率警告；
⑵过大地形接近率警告；
⑶起飞或复飞掉高度过大警告；
⑷不安全离地高度警告；
⑸低于下滑道过大警告；
⑹通过预订高度报告高度；
(7)风切变警告。
44.        GPWS的方式一是什么？哪些参数获得的？
过大下降率；由无线电高度表、左右ADIRU获得：无线电高度、惯性垂直速率、气压高度速率

45.        GPS系统组成，功用
GPS由地面段、空间段和用户段三部分组成。
1．地面段：地面段是由地面上的控制和监测站组成的地面支持网构成。他们连续地监测并跟踪各个卫星，以完成以下工作：监测并修正卫星的轨道和卫星时钟；计算并生成卫星导航电文；有规则地不断更新卫星导航电文。
2．空间段：由24颗卫星组成。卫星接收来自地面站的星钟修正参数、电离层校正参数等导航电文，以便为用户提供精密定位服务和标准定位服务，并向用户发射以 C／A 码和 P 码调制的、带有时间信息和卫星星历等导航参数的1575．42MHz和 1227．60MHz两种载波频率的信号。
3．用户段：用户段就是GPS接收机，GPS接收机将卫星信号转换为位置、速度和时间。接收卫星发射的时间信号和卫星轨道信息，求得卫星位置，利用时间信号和伪码相关测量卫星到测者的伪距，并由计算机解算用户位置、速度等参数。

46.        GPS地面监测站的作用是什么？
监测站（MS）有5个。每个监测站有一台用户接收机，若干台环境数据传感器，一架原子钟和一台计算机信息处理机，它的任务是：记录卫星时钟的精度；对所有视见卫星每1.5s测量一次距离数据，主控站利用此数据计算并预测卫星轨道；监测导航电文；收集当地环境气象数据，如气压、气温等，主控站用它计算对流层的信号延迟。监测站的计算机控制所有数据的收集，并将得到的数据存贮，然后再把这些数据送到主控站。监测站每6s将其所测得的卫星距离信息和气象数据发送给主控站。

47.        简述差分GPS系统组成、功用
为了消除或减小由于利用卫星定位的GPS误差，采用了差分GPS技术，它是在已知精密坐标位置点上设置GPS基准台监测设备，用高精度的双频GPS接收机，排除多路径干扰的影响，连续实时地接受GPS卫星信号并求出误差，按规定时间间隔确定修正量值向用户播发。利用差分GPS技术可以消除或减小如星钟误差、星历误差和信号传播延迟等公共误差，但不能消除多路径干扰误差、接收机自身噪声误差和自身设备误差。
广域差分GPS包括：主控站和多个区域控制站。

48.        GPS哪几种工作方式？就其中一种详细说明
GPS有以下四种模式：初始方式、捕获方式、导航方式 、高度支助方式和悬挂方式 。
1）初始方式：接收机通电后即进入初始方式，并进行自检，接收机信号处理器接收从ADIRS输入的时间、位置和高度数据，30S后进入捕获方式。
2）捕获方式：GPS接收机寻找、跟踪和锁定卫星信号，并在开始计算GPS 数据前必须捕获至少4颗卫星。如ADIRS数据可用，捕获卫星信号所需时间为75S，如ADIRS不能提供数据时，需要4分钟。
3）导航方式：在GPS获得并锁定了至少4颗卫星后，就进入到导航模式。在该模式下，GPS接收机就能计算出GPS数据，输出飞机的位置、速度和时间数据。
4）高度支助方式：在本模式下，GPS将ADIRU来的高度和地球半径进行求和，并作为第4距离。GPS在以下三种情况下进入高度支助方式：---GPS已工作在导航模式---只有3颗有效卫星可供使用---GPS已在内存中存储了惯导高度和GPS高度的差值，一旦第4颗卫星出现，GPS将重新启动正常工作方式。
5）悬挂方式：在短暂的卫星覆盖不好期间（小于30秒），GPS将进入悬挂方式。GPS从ADIRU处接收惯导高度、航迹角和地速信息。一旦卫星覆盖转好，GPS就能迅速回到导航模式。在悬挂方式下GPS的输出为NCD（无计算数据）。 如果超过30S，GPS不能跟踪4颗卫星，则返回到捕获方式。

49.        GPS进入高度辅助模式的条件。
GPS在以下三种情况下进入高度支助方式：---GPS已工作在导航模式---只有3颗有效卫星可供使用---GPS已在内存中存储了惯导高度和GPS高度的差值，一旦第4颗卫星出现，GPS将重新启动正常工作方式。

50.        伪距是怎样产生的，GPS伪距的原理
伪距包含：（1）从卫星到用户的几何距离；（2）由系统时与用户时钟之间的差异而产生的距离偏
移；（3）系统时与卫星时钟之间的误差产生的距离偏移；（4）传播延迟和其他误差。
因为卫星发射的PRN码的编号和码序列格式与用户接收机C/A码产生器产生的PRN码相同，当卫星发射PRN码的同时，用户接收机产生的PRN码则在时钟的控制下开始逐步右移，使接收机的PRN码与卫星的PRN码逐步对齐，直到接收机产生的PRN码与卫星的PRN码完全重合时，停止复制码的移动，而接收机PRN码的相位移动所需要的时间就是无线电信号从卫星到接收机传播的时间，距离就等于时间乘以无线电波的传播速度。
51.        GPS测距原理及分类

52.        惯性基准系统有哪些传感器?如何进行初始化?
惯性基准系统的传感器有：陀螺、加速度计。
惯性导航系统在进入正常的导航工作状态之前，应当首先输入进行积分运算的初始条件及进行平台初始调整，将平台坐标系调整到导航坐标系，这就是惯性导航系统的初始对准。
飞机在地面上，先将方式选择组件的旋钮至“准备”位，对系统进行预热，此时平台被锁定；然后旋钮置于“校准”或“导航”位，然后开始校准程序。在控制面板上将显示方式置于“位置”挡，然后输入起始位置的经纬度，10-17min内完成惯导的校准。

53.        惯导系统为什么要进行初始校准？
      寻找当地地垂线和当地真北方向，确定飞机停放的姿态和航向，估算当地纬度，但不能估算当地经度
54.        惯性基准的校准方式有哪些?
55.        指北惯导系统对准的实质是什么，对准的内容是什么？
初始条件(初始位置和速度)的引入和将平台坐标系对准到地理坐标系上
内容:第一,水平对准,即把平台自动调到水平面内.
第二,方位对准,即把平台方位轴自动对准在北方向

56.        惯性基准工作在ATT状态下，其输出什么参数，为什么
在姿态基准方式,惯性基准系统只提供飞机的俯仰角,倾斜角和航向,还可提供高度,高度速率,加速度和机身角速率.但不能提供地速,位置,真航向和其他导航参数,因为系统不进行导航工作


57.        捷联式惯导和平台式惯导的区别
惯性导航系统按照有无机电平台，可以分为平台式惯导和捷联式惯导；
1）前者系统中有三轴陀螺稳定平台，加速度计；
2）后者系统中没有实际的陀螺稳定平台。加速度计和陀螺直接“捆绑”在机体上，但“平台”的概念是用计算机建立的“数学平台”模型来代替的。

58.        与平台式惯导相比,捷联式惯导的主要特点
1）结构简单，重量轻，便于维护：捷联式惯性导航系统没有“电气机械平台”，减少了由于机电平台结构、线路带来的故障；
2）可靠性提高：取消机械平台，采用可靠性高的激光陀螺，便于使用余度技术；
3）对惯性元件和计算机的要求高：因惯性元件直接装在飞机上，要求抗冲击性高；因计算量的加大，要求计算机的字长和运算速度加大；
4）增加了垂直导航功能，由于陀螺、加速度计直接固定在机体上，因此还能提供沿机体系的角速率和线加速度。

59.        FMC有哪两个数据库？各存储什么内容？数据库为什么要定时更新？
导航数据库，主要有机场、航路点、导航台等相关信息；
性能数据库，主要有飞机、发动机的模型参数。
导航数据库内的数据除导航台和机场所在地的标高不大可能改变以外，其他数据都有可能在经历
一段时间以后有所变化，如导航台频率更改。
60.        性能数据库种类？具体说明存储内容？

61.        维护页面的功能
若FMCS出现了故障，维护人员必须了解与FMC有接口联系的外部传感器的工作状态，以便寻找故障所在，FMCS的维护页面就提供了所有FMC传感系统的情况，它们是“FMC传感器状态”、“FMC模拟离散”、“IRS监控”等页面。还有“性能系数”和“导航数据库交叉传输”页面。



仪表系统
1.        仪表T格式有哪些仪表
分离式仪表：左边是马赫-空速表，中间是ADI，右边是气压高度表，下边是HIS，构成了T形格式。
电子式仪表：左边是空速带，中间是姿态指示球，右边是气压高度带，下边是航向带，也构成了T形。

2.        气压式高度表的原理
根据标准大气中气压（静压）与高度对应的关系，测量气压的大小，就可以表示高度的高低。
气压式高度表的感受部分是一个真空膜盒。作用在真空膜盒上的气压为零时，真空膜盒处于自然状态。受大气压力作用后，真空膜盒收缩并产生弹力。当真空膜盒产生的弹性力与大气作用在真空膜盒上的总压力平衡时，真空膜盒变形的程度一定，指针指出相应的高度。

3.        飞机由平飞改为下降时，气压式升降速度表的工作原理
飞机由平飞转入下降时，飞机外部静压不断增大，空气同时向膜盒和表壳中流动。由于计量组件的阻流作用，表壳内部气压小于飞机外部气压，膜盒内外形成压力差。在此压力差作用下，膜盒膨胀，通过传送机构，使指针向下指示，表示飞机下降。

4.        马赫速度表显示
马赫空速表上的白色指针代表指示空速，红、白相间指针指示超速状况最大操作速度、最大操作马赫数。
电动马赫空速表白色指针指示计算空速，红/白指针指示速度极限值。上面的窗口还用数字形式指示出计算空速和马赫数，当马赫空速警告计算机出现故障时，窗口内显示VMO和MACH故障旗。

5.        空速分几类？如何得到
空速有：指示空速、计算空速、当量空速、真空速。
指示空速（IAS）：空速表按海平面标准大气条件下动压与空速的关系得到的空速，未经任何补偿。
计算空速（CAS）：补偿了静压源误差后的指示空速。
当量空速（EAS）：由于空速、高度改变，传感器的非线性，它是修正了空气压缩性影响的计算空速。
真空速（TAS）：飞机相对于空气运动的真实速度叫真空速，补偿了由于不同飞行高度层空气密度和温度变化所引起的误差。

6.        静压管在非增压区破损有什么结果
在飞行期间，静压管在非增压区泄漏，此时，在破口处由于文氏管静效应气流流速稍快。由于静压管内的静压比正常压力稍小一些，因此，高度表的高度指示将略有增加；由于全压不受影响，则动压稍有增加，所以，空速指示也比正常的值稍高一些；升降速度表在管路泄漏的瞬间，指针跳动一下之后，指示正确数值。

7.        静压孔的位置、维护
静压孔位于机身前侧面无气流干扰的平滑处，此处便于测量静压。它安装在机身蒙皮上稍稍向内凹进，在孔周围喷有一圈红漆，其下面标有注意事项。要求保持圈内的清洁和平滑，并且，静压孔上的小孔不能变形和堵塞。必须注意：在清洗飞机或者退漆时，应该用专用的盖子堵住静压孔。该堵盖应使用鲜艳的颜色，如红色。

8.        皮托管堵塞，会影响那些仪表？这个可以参考书  我说了几种情况
动压堵塞 马赫空速表 EADI
备用动压  备用高度空速表
静压堵塞  电动高度表 垂直速度表
S2堵塞 座舱高度表
要分阶段回答,上升/巡航/下降阶段每个仪表(空速表,高度表,马赫速度表)有什么变化.

9.        如何维护以保持全/静压系统管路畅通？
①全/静压管光洁度正常，无变形；
②飞行后全/静压管加护罩；
③雨区飞行后沉淀槽放水；
④地面通电时，加温开关接通时间要短。

10.        发动机引气通到全温管那边有什么用
在地面或飞行速度较低时，可以利用小流量的发动机引气流动，在全温探头腔体内形成的负压，使进入腔体的气流顺畅流动，同时还能将加温元件的热量带出，确保全温测量值的准确。

11.        电源失效后，大气数据还有显示吗？为什么？什么仪表有显示？是否有静压源校正？
电源失效后，大气数据还会有显示。因为飞机上有备用仪表（备用高度表和空速表），它有独立的全静压孔，独立的全静压管路。

12.        压力传感器的三种形式与原理
①        压容式：线性度好，迟滞误差小，高温性能好，精度高；
传感器的测量元件是一个石英膜盒，它由两片纯石英膜片熔凝而成，膜片的内表面装有金属电容极片，电容极片的间隙随周围压力的变化而变化。因为电容与两极片之间的距离成反比，所以电容的大小只取决于压力的变化。
②        压阻式：体积小，加工工艺简单，但温度误差大；
利用晶体的压阻效应制成整体膜片，再在平膜片上形成应变电阻条，从而构成硅压阻芯片，然后将此芯片封装在传感器的外壳内，接出电极线而制成。传感器的两端即压力输入和压力基准都能做为进气端口，分别接大气压力和被测输入压力。
③        压频式：测量精度高，但重复性差。
传感器利用一个简单的平膜片，振荡膜片将传感器分成两个气室，一个是标准气室，一个是实际压力气室；该膜片的自然振荡频率是压力负载的函数。当标准气室的压力与实际气室的压力不相等时，膜片的振荡频率随实际压力的变化而变化。

13.        全压和静压传感器是否可以互换？为什么可以互换？
答：每个ADM的功能是相同的，可以互换，从传感器中接收压力输入和其他离散熟人信号，其中离散信号是用来识别ADM的安装位置和皮托管或静压孔的数据类型，ADM的微型计算机将输入信号变成数字压力信号，通过数据总线输到ADIRU输出信号还包括压力的类型，ADM的识别码和BITE状态，首先将传感器测得的外界大气压力大于模拟信号，再通过模数转换为数字信号输出，ADM校准这些压力并进行溢补相应的ADM，还控制传感器的加热。

14.        ADM的功用
ADM主要功用是通过皮托管或静压孔来测量外界气压的压力。它从传感器接收压力输入和其他离散输入信号，其中离散信号用来识别ADM的安装位置和皮托管或静压孔的数据类型。ADM的微计算机将输入信号变成数字式压力信号，通过ARINC总线输送给ADIRU，输出信号还包括压力的类型、ADM的识别号和BITE状态。首先将传感器测得的外界气压压力的大小变成模拟信号，再通过模/数转换电路变成数字式信号输出。ADM校准这些压力并进行温度补偿。皮托管的加热是由相应的ADM来控制的。

15.        DADC为什么需要静压源校正？
由于全压、静压和迎角探头处不可避免有空气扰动，探头也有安装误差，从而会造成测量参数的误差。静压源误差影响到各飞行参数的计算，故要在系统中加入静压源误差校正（SSEC）。

16.        FDR的作用，控制板上的灯亮表示有故障吗？为什么？
记录飞行状态参数和发动机工作状态参数，用于
1）制造厂分析飞机性能，改进设计。
2）航空公司培训飞行员。
3）飞机工程管理部门分析维修内容。
4）查明事故原因。
控制板上的灯亮不一定表示有故障，地面通电时，发动机不工作，FDR的115V AC加不上，红灯亮。

17.        正常状态下，FDR具备哪些条件才能工作？
1）地面通电，控制板上开关置“检查”位。
2）地面通电，控制板上开关置“正常”位，发动机起动后。
3）控制板上开关置“正常”位，飞机在空中。

18.        水下定位信标的维护注意事项
1）要按规定时间检查和更换水下定位装置的电池，并应在干净的维修车间内进行更换。
2）每次检查和更换电池时，都应注意“O”形密封圈是否老化、变形，表面是否光洁，以防漏水或电池受潮。
3）除规定的标签外，不允许把任何其他的标签贴在水下定位信标的壳体上。
4）更换电池时，应避免将电池的极性装错。
5）避免将油泥、沙子、纤维等弄入装配螺纹中，以防影响密封盖压紧“O”形密封垫圈。

19.        二自由度陀螺和三自由度陀螺进动的区别（570）
1）        三自由度陀螺在常值外力矩作用下进动，二自由度陀螺在牵连角速度作用下加速进动；
2）        三自由度陀螺在外力矩消失后立即停止进动，二自由度陀螺在牵连角速度消失后维持等速进动。

20.        地平仪修正系统有哪两部分组成，作用分别是什么？
地平仪修正机构主要包括敏感元件和执行元件两部分。敏感元件感受陀螺自传轴偏离地垂线的大小和方向，执行元件给陀螺施加一个力矩信号，使三自由度陀螺自转轴进动到地垂线的位置。
典型的敏感元件为液体摆电门，安装在陀螺房（内框）底部。典型的执行元件为力矩马达，在陀螺内环轴上和外环轴上分别安装有力矩马达，分别产生绕内环轴和外环轴的修正力矩。
21.        地平仪上锁机构
22.        地平仪纵向加速度误差的产生及消除

23.        简述陀螺磁罗盘的工作原理
磁罗盘用来测量飞机的磁航向。磁罗盘包括两种类型：磁条式和感应式，它们都是通过敏感飞机所在的地磁场（磁北）来测量飞机的航向。
将磁罗盘和陀螺半罗盘结合在一起构成陀螺磁罗盘，可以测量稳定的磁航向。
磁传感器敏感地磁场，以此来测量飞机的磁航向，并利用磁电位器输出航向信号去控制方位陀螺仪的航向输出，使指示器指示出飞机的磁航向。

24.        速度陀螺仪工作原理？怎么测量角速率？
当飞机有绕速度陀螺仪测量轴方向的角速度时，速度陀螺仪绕内框轴方向便会产生陀螺力矩，在陀螺力矩作用下，陀螺转子作受迫运动，使弹簧产生变形，产生弹性力矩，来抵消陀螺力矩；当两个力矩相等时，内框轴停止转动，对应着一个转角，反映测量的角速度及转动方向。

25.        速率陀螺如何工作？

26.        摆式加速度计的组成
1）重锤：敏感加速度；
2）平衡弹簧（或弹性扭杆）：产生弹性力矩，平衡惯性力矩；
3）输出装置：用来输出和被测加速度成比例的电信号。

27.        什么是罗差？如何消除半圆罗差？
罗子午线与磁子午线之间形成的夹角称为罗差。包括：半圆罗差，象限罗差，圆周罗差（安装误差）；
1）安装罗差：调整磁罗盘(或罗盘传感器)的安装角度，使罗盘(或罗盘传感器)上的航向标线与飞机实际的纵轴线位置一致，安装误差便消除；
2）圆周罗差：可以通过调整磁罗盘的安装位置。调整角度与圆周罗差值相等，但方向应相反；
3）半圆罗差：调整罗差修正器。
4）象限罗差：可用波面修正机构来消除。

28.        拆罗盘的注意事项？（答案不全）
远离铁磁性的物品，不能使用铁磁性的工具。

29.        高度警告系统的作用和警告方式
飞机必须按照塔台空管指令的高度上飞行，以防碰撞。机载高度警告系统可以探测到飞机是否偏离了指定的高度。它将来自大气数据计算机的真实高度与塔台指挥所要求飞机飞行的高度进行比较。一旦比较结果超出规定的范围，将发出视觉和音响信号警告飞行员。
若飞机飞行偏离MCP板上的预选高度300-900ft之间时，在驾驶舱发出的警告包括：音响警告、EICAS信息和警告灯指示；从900ft以外，向300ft接近预选高度时，有EICAS咨询信息，无警告灯和音响警告。

30.        波音飞机高度警告的逻辑
31.        高度警告的原理和现象？

32.        现代飞机马赫空速警告相关显示
马赫空速指示器：当飞机在不同条件下飞行接近超速时，马赫空速指示器内部的超速微处理器的输出信号使指示器上的白色空速指针超越红白指针的限制值，并且使音响警告喇叭发出超速警告声。
电子显示器：主飞行显示器（PFD）速度带的读数框内白色数字表示当前空速、超速时变成红色，EICAS上显示红色超速“OVER SPEED”警告信息，并伴有音响警告和红色的主警告灯。

33.        失速警告系统的组成及功用
典型的失速警告系统由输入部件、两部失速警告计算机、警告显示组件、失速警告测试组件、警告灯和抖杆马达组成。其中输入部件包括迎角传感器、襟翼位置传感器、大气数据计算机、发动机指示系统的高低压轴转速信号、空地信号和失速警告测试组件。
迎角传感器用来测量飞机迎角。
襟翼位置传感器安装在大翼前、后缘，传送襟翼位置信号。
大气数据计算机用于迎角、计算空速、马赫数、VMO/MMO的计算。
失速抖杆作动器安装在正、副驾驶的驾驶杆上，在飞机接近低速或大迎角阀值时，由28V直流马达作动操纵杆抖动。
失速警告计算机作动抖杆器，向驾驶员发出警告。
失速警告测试组件，用于起始系统测试

34.        现代飞机失速后显示器是怎么显示的
主飞行显示器的左侧是空速带，失速警告计算机的输出信号发送到机载显示管理计算机，信号处理后送往PFD，有的飞机在PFD的姿态指示器上显示俯仰极限，在速度带上显示最大操作速度和最小操作速度或抖杆速度。空速带上用红色表示不同飞行阶段的抖杆速度，用琥珀色表示最小机动速度。除了速度带上的显示外，接近失速时，抖杆马达使驾驶杆抖动，在主EICAS或ECAM上出现红色的失速信息，警告喇叭发出语音“STALL WARNING”警告声，红色的主警告灯被点亮。

35.        EHSI出现警告HDG或TRK或XTK或MAP或VOR时，请问出现的故障组件分别是什么？

36.        EFIS由什么组件进行驱动，其功能是什么？
EFIS显示是由显示计算机（符号发生器）驱动的。显示管理计算机是EFIS信息处理的核心部件，主要作用是收集各种模拟、离散和数字输入信号，经处理后输到显示器产生符号显示，并进行系统监控、电源控制以及系统所有工作的协调控制。

37.        什么情况下EHSI不显示气象信息?
⑴EHSI工作在全罗盘VOR╱ILS或全罗盘NAV或中心MAP或PLAN方式；
⑵EHSI内部温度达到110°C

38.        为什么说EFIS是多余度系统？ND或PFD故障时，如何转换？
EFIS有四个相同可互换的显示器，两个PFD和两个ND，他们与EICAS或ECAM的显示器都可以互换。为了增加显示余度，确保显示信息的可靠性，显示格式转换都设计成人工和自动转换方式。对于PFD/ND显示构型，显示格式可相互转换。当正（或副）驾驶外侧PFD有故障时，其上显示会自动地转到正（或副）驾驶的ND显示器上显示；同样，任何时候可通过选择相应的电门来控制PFD显示在ND显示器上。

39.        简述大气数据计算机的余度设计，可靠性是怎么保证的？？
40.        大气数据计算机的测试在哪里测？在哪里显示，显示什么内容？

41.         一台EICAS显示器失效后,什么情况下显示紧凑全格式或者紧凑部分格式
紧凑全格式有两种情况：有一个EICAS显示器故障，或飞机在地面下EICAS显示维护页面。故障前，只要全部次要发动机参数显示在下显示器上，那么不论哪台显示器失效，完好的显示器屏上就显示紧凑全格式。若某台显示器失效，完好的显示器正显示主要发动机参数页面时，若此时某次要参数超限，那么超限参数以紧凑部分格式显示。

42.        EICAS紧凑全格式和部分格式
紧凑全格式显示是指发动机主要参数和次要参数显示在同一显示器上，其有两种情况：有一个EICAS显示器故障，或飞机在地面下EICAS显示维护页。在显示器故障前，只要全部次要参数显示在下显示器上，那么不论哪个显示器失效，则正常的显示器将显示紧凑全格式。
紧凑部分格式出现条件为：当某台显示器失效后，且某一次要发动机参数（N2、滑油参数、振动系数）出现超限，则超限参数以紧凑部分格式自动显示出来。

43.        EICAS中发动机超限时都显示什么
1）黄带抑制：在起飞5min内，不进行黄、红带监控及超限存储记录，即发动机某些参数的短时超限是允许的，这属于发动机的正常工作。
2）发动机参数超限：发动机的主要参数EPR、N1、EGT是全时显示的，但次要参数正常时不显示，只有当次要发动机参数超限时，才在下显示器上显示相应的超限参数。当发动机工作不正常时，所有超限参数的模拟指标、模拟刻度盘、数字方框和数字等均变为黄色或红色；同时，在数字方框下出现白色最大超限读数，并进行参数超限累计计时和动态最大超限读数刷新。当参数恢复正常后，参数超限计时停止，但数字方框下的白色最大超限读数仍然保留。只有按压显示选择板上的“取消”电门，或面板上专门设置的“最大指示复位”按钮后，白色最大超限读数才能消除，但不能抹掉在非易失存储器中的存储记录。

44.        EICAS系统中某些参数丢失显示什么?如何区别故障是计算机还是输入电路造成?
EICAS系统中某些参数丢失显示会显示空白，可以连另外一台EICAS计算机，如果显示正常，那就是计算机故障，如果依然显示空白的话可能是计算机故障也可能是电路故障了

45.        说明EICAS的A、B、C警告
EICAS系统的警告信息分为：A级、B级和C级。A级（警告）信息显示为红色，位于警告信息区的顶行，伴有红色主警告灯亮和强烈的音响报警。B级（警戒）信息显示为黄色，位于A级信息之下，伴有黄色主告诫灯亮和柔和的音响报警。C级（提醒）信息显示为黄色，位于B级信息之下，没有灯光和音响报警。
46.        ECAM 故障  3类   独立  主要  次要
47.        ECAM系统中FWC,SDAC的功能
48.        ECAM的起飞配置

49.        ECAM警告分类，特点
ECAM系统根据故障部件的重要程度以及所要求采取的纠正措施的紧急程度，将警告分为三个等级：三级警告、二级告诫和一级咨询。三级警告对应于最紧急的情况，需机组人员立即采取纠正措施。三级警告信息采用红色文字显示并伴有红色主警告灯亮和重复的谐音或特殊音响警告。二级告诫对应于不正常情况，需机组人员立即知道，允许尽快采取纠正措施，但对飞行安全没有直接影响。二级告诫信息采用琥珀色文字显示，并伴有琥珀色主告诫灯亮和单谐音响报警。一级咨询为需要机组监控的一些情况，它主要对应一些可能导致系统功能减弱或使裕度减少的故障。一级咨询信息只有黄色的警告信息显示，没有警告灯光和音响。

50.         ECAM中的E/W和SD各显示什么？
发动机和警告E/W显示通常连续显示在上ECAM显示器，E/W显示分为上、下两个区域：上部区域以模拟和/或数字的形式显示发动机的主要参数、机载燃油量和襟翼/缝翼位置；下部区域显示警告信息和备忘信息。警告信息和备忘信息区分为左、右两个区域。左备忘区可显示的信息有：起飞或着陆备忘信息、正常备忘信息、独立或主故障警告信息及相关的执行措施（即检查单）。右备忘区可显示正常备忘信息和琥珀色次要故障信息。在E/W显示器上还会显示状态提示符、咨询警告信息和信息溢出符号。
系统或状态显示SD通常显示在下ECAM显示器上。显示页分为上、下两个区域，上部区域显示系统页或状态页，在巡航阶段，自动显示巡航页；而下部区域仍固定显示温度、时间和重量等参数。


51.        为什么拿液晶显示器替代阴极射线管显示器？举例适用液晶显示器的机型。
液晶显示器取代了彩色阴极射线管，它的分辨率高，体积小、重量轻、耗电量小。
目前777客机的驾驶舱采用LCD显示器。       
52.        怎么判断显示器故障，x表示显示状况如何？


自动飞行控制
1.        自动驾驶仪的基本原理
自动驾驶仪属于反馈控制系统，它代替驾驶员控制飞机的飞行。
自动驾驶仪基本组成部分包括：测量元件或敏感元件、信号处理元件、放大元件、执行机构。
自动驾驶仪工作时，以飞机为控制对象，实现飞机不同参数的控制与稳定。自动驾驶仪的工作回路通常由以下四个回路组成：
（1）同步回路：在自动驾驶仪衔接时，保证系统输出为零，即自动驾驶仪的工作状态与当时飞行状态同步。基本组成：FCC内部同步、作动筒的同步。
（2）舵回路：自动飞行控制系统根据输入信号，通过执行机构控制舵面，引入内反馈，形成随动系统或称伺服回路，简称为舵回路。舵回路由舵机、放大器及反馈元件组成。
（3）稳定回路：自动驾驶仪与飞机组成一个回路，主要功能是稳定飞机的姿态。
（4）控制回路：稳定回路加上测量飞机重心位置或速度信号的元件以及表征飞机空间位置几何关系的运动学环节，组成更大的回路，称为控制回路或制导回路。其作用是实现对飞机重心的运动的控制。
内回路主要是控制和操纵飞机的姿态运动；而外回路主要是控制飞机质心的轨迹运动。

2.        AP舵回路原理
舵回路由舵机、放大器及反馈元件组成。反馈元件包括测速机、位置传感器。
伺服指令→伺服放大环节→舵机输出，同时舵机输出→反馈环节→舵回路输入端，当反馈信号与伺服指令相等时，舵机停止运动。

3.        CWS和CMD方式有什么区别，CMD的俯仰方式有哪几种？CMD方式下倾斜通道的工作方式
CWS方式：驾驶盘上的驾驶员的操作量作为输入指令，被转换成电信号后，送到自动驾驶仪的核心计算机FCC，FCC再通过舵回路带动舵面运动，这时自动驾驶仪仅响应驾驶员的操纵或保持飞机的现有姿态。
CMD方式：自动驾驶仪通过MCP和FMC指令衔接。
CMD的俯仰通道的工作方式有：高度保持方式（ALTITUDE HOLD）、垂直速度方式（V/S）、高度层改变方式（LEVEL CHANGE）、高度截获方式(ALTITUDE ACQUIRE)、垂直导航方式(VNAV)、下滑道方式(G/S)。
CMD的倾斜通道的工作方式有：航向选择方式（HEADING SELECT）、航向保持方式（HEADING HOLD）、水平导航方式（LNAV）、甚高频全向信标方式（VOR）、航向道方式（LOC）。

4.        自动配平的原理
自动配平是在自动驾驶衔接的情况下由FCC根据升降舵的偏转情况产生相应的安定面配平指令以减小升降舵的空气动力载荷。
自动配平工作指令在自动驾驶衔接的情况下FCC发出升降舵伺服指令控制升降舵的偏转从而控制飞机的俯仰姿态。当升降舵伺服指令超过设定值时，FCC会产生同方向的安定面自动配平指令，自动配平指令发送到安定面配平/方向舵比率组件SRM，SRM延迟响应3.5S后把配平指令发送到安定面配平控制组件STCM，安定面前缘向相应方向偏转则使升降舵上的载荷减小，使升降舵伺服指令回到设定值之内。

5.        马赫配平的原理，配平时动什么舵面，当马赫降低时舵面怎么动？
在飞行速度达到临界马赫数后，飞机因焦点后移而引起下俯力矩，出现速度不稳定特性，此时必须反操纵。马赫配平系统可以用升降舵或安定面偏转来补偿因马赫数的变化而引起的纵向力矩增量。马赫配平耦合器与马赫配平舵机构成一个马赫数伺服系统。当飞机马赫数增加时，水平安定面的前缘会向下配平；当马赫数减小时，会向上配平。
6.        自动配平作用，失控配平亮什么灯，怎么处理
自动配平是在自动驾驶衔接的情况下由FCC根据升降舵的偏转情况产生相应的安定面配平指令以减小升降舵的空气动力载荷。失控配平会点亮非计划配平灯。

7.        非计划配平灯亮的原因
失控配平，即没有配平指令而安定面移动，则点亮非计划配平灯。

8.        荷兰滚产生的原因以及原理？
对于机翼带后掠角，高速飞行的飞机而言，当飞机受到沿偏航轴的扰动时，如侧风干扰，机体会产生绕其立轴和纵轴的周期性运动，即飞机出现左、右偏航的同时还产生了左、右滚转的运动，这就是“荷兰滚”运动。飞机呈立体状的”S”形。它不仅严重影响飞机的舒适性，而且对飞机结构造成损伤，必须加以抑制。飞机利用偏航阻尼系统来降低荷兰滚的影响。

9.        偏航阻尼系统的原理及作用
偏航阻尼系统就是感受飞机偏航角速度(ωY)，经过偏航阻尼计算机的计算，把它变成方向舵的偏转角δY，并使δY正比于ωY，此舵偏角产生的力矩与飞机运动方向相反，因此它抑制了飞机的偏航运动。
偏航阻尼系统的主要功用是偏航阻尼器通过计算，输出方向舵偏转信号来控制方向舵的偏转来抑制“荷兰滚”，稳定飞机的航向，并对飞机的转弯起协调作用。

10.        当按下CMD按钮时显示什么？如何断开自动驾驶？
当驾驶员在MCP上按压“CMD”时，自动驾驶仪衔接，CMD按钮点亮，通告驾驶员已转入自动方式。若要切断系统，则可按压驾驶杆上的自动驾驶仪断开按钮，或按压MCP面板上的”DISENGAGE”按钮，伺服器即被断开。如自动驾驶仪工作在单通道，则还可按压人工配平按钮，以断开自动驾驶仪。

11.        飞行指引仪的原理。PFD上如果F/D指示杆消失，一定是F/D故障吗？为什么？
飞行指引指令的计算由FCC来完成，FCC根据方式选择与衔接联锁电路的相关信息，确定相应的控制律及输入信号，计算相应的控制指令即目标姿态，再与飞机的实际姿态相比较，按一定控制算法解算出飞行指引指令，进而送到电子飞行仪表系统，在PFD或EADI上显示出来。
在下列情况时，F/D指引杆会自动消失：
1）        当飞行指引系统没有确定工作方式时；
2）        当自动驾驶仪衔接于CWS方式时；
3）        当两个FCC都出现故障时，此时还会出现相应的警告信息。

12.        自动油门什么阶段工作？什么时候推力保持？为什么要推力保持？
自动油门系统是自动控制发动机的推力达到所需要的值，提供从起飞到降落全程的发动机推力控制。
当飞机滑跑大于80kn左右时，自动油门伺服马达断电，油门位置不动，一直保持达到起飞成功，这期间自动油门方式为“THR HOLD”。
推力保持方式可以使飞机尽快爬升到安全高度。

13.        A/T由什么供给信号，每个飞行阶段如何工作，怎样断开自动油门？
A/T所需要的基本输入信号是：方式选择信号，自动脱开和复飞电门的位置信号，襟翼的位置信号，反推内锁信号，迎角探测器信号，自动油门伺服机构的反馈的转速信号，油门杆角度传感器反馈的油门位置信号以及和惯性基准系统、大气数据计算机，飞行管理计算机交联得到的输入信号。
飞行前：A/T衔接电门置ARM位，飞行方式通告显示“ARM”
起飞阶段：初始的起飞滑跑，A/T工作在N1/EPR/THR推力方式；当滑跑大于80kn时，工作在THR HOLD方式。
爬升阶段：A/P保持飞行速度，A/T保持爬升推力。
飞行高度层改变：A/P的俯仰通道控制速度，A/T计算推力值驱动油门杆来获得垂直速度在一定时间内达到所选的高度。
巡航阶段：A/T保持飞机的速度，A/P保持飞行高度。
VNAV方式：四个子方式，爬升时是垂直导航推力方式，巡航时是垂直导航速度方式，下降时是垂直导航收油门方式，进近时是垂直导航慢车方式。
进近阶段：如果飞机以VNAV垂直导航方式下降，当自动驾驶下滑道截获，垂直导航方式脱开，A/T自动进入MCP的速度方式。
改平阶段：A/T控制油门杆以一定速度收回到后止挡位，收回方式，控制发动机进入慢车。
如飞机正常着陆，A/T会在飞机触地后自动断开。如果使用反推或A/P脱开则A/T也自动脱开。
人工脱开，油门杆上断开电门。

14.        AFCS和A/T怎样配合工作？
在起飞阶段，A/P不工作，A/T工作在起飞推力，然后是推力保持。飞机起飞后，A/T与A/P都衔接工作时，A/P和A/T协同工作。如果A/P控制飞机的速度，则A/T会控制发动机推力；如果A/P控制其他参数如升降速度、高度等，则A/T来控制飞行速度。如果A/P工作在CWS方式，A/T可以选择N1/EPR/THR推力方式也可以选择速度方式。在垂直导航衔接后，飞行管理系统通过A/T和A/P来控制飞机的纵剖面。当飞机着陆后，A/T脱开，A/P还可以继续工作。

15.        自动着陆系统使用多余度控制，为什么？有一个通道失效以后，怎么工作？
飞机进入自动着陆阶段时，为确保飞行安全，提高系统完成自动着陆任务的成功率，自动驾驶仪/飞行指引仪系统在自动着陆时配置成三余度系统，以确保出现故障时，仍能安全地完成自动着陆。
每台计算机接收三套传感器的信号进行选择和处理，三路信号同时输入中值选择模块中，表决后取其中的中值信号作为输出，。这三路信号还加到故障检测部分，交叉比较以检测故障。如果检测到某一路输入信号有故障，即发出切断信号，断开该路的输入信号，使故障隔离在计算控制规律之前，确保为计算控制规律提供一个无故障的输入信号。

16.        按压MCP板的CMD按钮有什么现象。切断自动驾驶的三种方法？
按压MCP板的CMD按钮时，自动驾驶仪接通，并与液压助力器接通，系统进入自动方式。同时CMD按钮内部灯泡点亮。切断自动驾驶仪的方法：1）按压驾驶杆上的断开按钮 2）按压MCP板上的DISENGAGE按钮 3）如自动驾驶仪工作在单通道，按压人工配平按钮，以断开自动驾驶仪。
17.        自动驾驶控制什么通道？控制那些参数？（P644）
俯仰通道与倾斜通道 参数是飞机六自由度的运动参数还有变化率，速度，高度，升降速度 加速度 俯仰角和角速率 倾斜角 航向及航向变化率 地速（轨迹）
俯仰通道和倾斜通道,俯仰通道控制高度,垂直速度等参数,倾斜通道控制偏航角,倾斜角等参数
18.        提供飞行指引信号有哪些系统?
19.        APP和LOC有什么区别
20.        FCC都计算那些指令，这些指令通过MCP板怎样实现俯仰通道方式功能的？
自动驾驶指令，飞行指引指令，自动配平指令，警告信息
垂直导航方式，垂直速度方式，高度保持方式，高度层改变方式，高度截获
下滑道方式
21.        FCC中值选择电路的功能？在A/P衔接工作情况下选择那部FCC作为主FCC？      
应该是A/P先衔接在那部FCC上，那部FCC就作为主的




电源系统
1.        发电机空载时是否有电枢反应?为什么?高空换向时出现跳火的原因?
发电机空载时没有电枢反应，因为电枢线圈中没有电流流过，不会产生电枢磁场。当接通发电机负载时，电枢线圈中就有电流流过。根据电磁定律，在电枢线圈中就会产生磁场，该磁场称为电枢磁场。当电枢磁场与主磁场同时存在时，就会对主磁场产生影响，这种影响就叫电枢反应。
电枢线圈中电流随转子旋转而快速改变方向的现象叫换向。电枢线圈在转子转动时，切割磁力线，产生电动势。当电动势改变快速改变方向时就会产生火花放电。
解决电枢反应的方法：电刷架可调，使电刷安装在合成磁场的中性面上；增加换向磁极，换向磁极线圈与电枢线圈串联。

2.        直流发电机的励磁方式是什么？什么叫充磁？外场如何操作？
直流发电机的励磁方式有：串励式、并励式和复励式。
串励式发电机的励磁线圈与负载电路串联，励磁电流随负载的增加而增大，使发电机输出电压上升。缺点是电压调整困难，飞机上一般不使用。并励式发电机的励磁电流小，电压调整相对容易，小型飞机采用这种发电机。复励式发电机常用于直流启动发电机。
由于发电机带负载时会产生电杻反应，具有去磁作用，使主磁极的磁性消失，从而使发电机不能发电，所以要通过给励磁线圈施加一个直流电压，在励磁线圈中产生一个磁场，给励磁线圈中的永磁铁补充磁场，该过程就是充磁。外场操作通常对过按压充磁按钮来实现，充磁按钮控制着充磁电压是否加到励磁线圈上。

3.        直流发电机的输出电压为什么不稳定？有哪几种稳压器？
飞机直流电源的额定电压为28V，但当负载变化或发电机转速改变时，电压将偏离额定值，因此，必须由调压器来自动调整发电机的励磁电流，以保持输出电压恒定。
常用的调压器有：振动式调压器、晶体管调压器和碳片调压器。

4.        直流并联供电方面的内容，为什么负载不平衡，怎么调节之类
虽然在飞机上一般都采用同型号的发电机和调压器，但由于发电机及调压器的特性和安装不可避免地存在一定的差异，因此并联供电时负载分配一般是不均衡的，需要采取措施来均衡负载。不同的调压器，均衡措施也不同。
在均衡电阻之间必须安装一个开关，便于发电机单独供电时调压器工作正常。

5.        直流发电机的电刷和换向器是什么，各有什么作用，换向极是什么，作用是什么？
换向器和电刷组件的作用是将电枢线圈产生的交流电转换成直流电，由电刷输出。
换向极线圈与电枢线圈并联，可以抵消电枢反应的影响。

6.        直流发电机并联如何测量电流，中间加的均衡开关做什么的？
各个发电机负载加入一个等值精密电阻，各个电阻与发电机负载及机体组成环路，电阻上的压降就可以反映负载电流的大小。
均衡开关在发电机并联供电时闭合；发电机单独供电时打开。

7.        直流发电机中，如何测量匀衡回路的电流，单台发电机工作时，如果匀衡回路中还有电流是什么原因，会造成什么故障？
要测量可以在负端接入一个小电阻，单台发动机工作时，有电流是因为均衡线圈之间的开关没有断开，可能会导致调压器工作不正常。

8.        交-直流发电机的组成构造，优点和缺点
交-直流发电机由转子、定子和整流器组成。
优点有：结构简单，重量轻；无机械换向装置，高空性能好，工作可靠，维护工作量小。
缺点有：不能作为启动发电机使用；过载能力差。

9.        什么是蓄电池的容量？单位是什么？与那些因素有关？
电瓶的容量是指电瓶从充满电状态以一定电流放电到放电终止电压所放出的电量。放电终止电压是指电瓶以一定电流在25度环境温度下放电至能反复充电使用的最低电压。电瓶的容量用安培小时来表示。
影响电瓶容量四个因素：极板活性物质的多少；极板面积的大小；电解液的多少；温度。

10.        电瓶有几种充电方式？飞机上采用的是什么?为什么?
电瓶充电方式有：恒压充电、恒流充电和恒压恒流充电。飞机上一般采用恒流和恒压充电模式都有的充电器。
因为只有恒压模式充电，容易造成电瓶热击穿和容量失效，这是碱性电瓶的固有特性。当碱性电瓶长期进行恒压充电时，有时会出现电瓶电压不上升反而下降的情况，使充电电流不断上升，电瓶产生过热而烧毁，甚至发生火灾。
恒流和恒压充电器，开始给电瓶充电时，采用恒流方式，当电瓶电压达到转折电压时，自动转换到恒压模式。恒压充电模式主要用于给电瓶浮充电，并向热电瓶汇流条供电。

11.        飞机上电瓶充电器的类别和工作方式。
飞机上的电瓶充电器有两种基本形式，一种是充电器只有恒压充电模式，另一种充电器具有恒流和恒压充电模式。
恒压式充电器在整个充电过程中电压恒定，由于碱性电瓶长期进行恒压充电时，容易造成电瓶热击穿和容量失效，这是碱性电瓶的固有特性。当碱性电瓶长期进行恒压充电时，有时会出现电瓶电压不上升反而下降的情况，使充电电流不断上升，电瓶产生过热而烧毁，甚至发生火灾。
恒流和恒压充电器，开始给电瓶充电时，采用恒流方式，当电瓶电压达到转折电压时，自动转换到恒压模式。恒压充电模式主要用于给电瓶浮充电，并向热电瓶汇流条供电。

12.        酸性电瓶硬化的原因，外场维护的注意事项
极板硬化现象是小颗粒PbSO4在正、负极板上变成大颗粒或块状PbSO4结晶，充电时不易还原为活性物质，造成原因：
1）放完电后未及时充电或充电不足。
2) 电解液液面过低，使极板暴露在空气中被氧化。
酸性电瓶的维护应该注意：
1）        放电终了的电瓶必须在24h内充电；充满电的电瓶每月至少复充一次，以防止极板硬化。
2）        经常检查电解液是否充足。如不足，应加蒸馏水，不能加自来水或矿溶水。
3）        在制作电解液时，应将硫酸慢慢倒入蒸馏水中，并搅匀。
4）        不能将航空电瓶的电解液和其他酸性电瓶电解液混用。

13.        铅酸蓄电池的放电方程，放电特点，怎么判断放电程度
铅蓄电池的正极板为PbO2，负极板为Pb，电解液为H2SO4水溶液。其放电过程总的化学反应方程式为：
    Pb+2H2SO4+PbO2=>2PbSO4+2H2O
    放电时正负极板均生成硫酸铅，硫酸不断消耗，同时生成水，因此电解液密度不断减小，电动势逐渐降低，内阻增大。
铅酸蓄电池放电时，只能放到电池放电终止电压（1.8V），否则将影响电池的容量和寿命。
用电解液比重来衡量电瓶充放电状态是比较可靠的方法。

14.        恒速传动装置的组成及各部分的作用是什么?
液压机械式恒装主要由差动游星齿轮系，液压泵-液压马达组件、调速系统、滑油系统， 和保护装置等五部分组成，其中心部件为差动游星齿轮系和液压泵-液压马达组件。
    差动游星齿轮系的主要功用有两个：一是传递发动机的转速，二是传递由液压马达输出的补偿转速，并使两个转速叠加，从而保持输出转速不变。
    液压泵-液压马达组件是调速系统的执行机构，其输出用来补偿发动机转速的变化。
    调速装置采用离心飞重式调速器或电子式调速器。其功能是敏感恒装输出转速，并改变液压泵可变斜盘的偏转角度和方向，从而改变液压马达的转速和转向，以补偿发动机转速的偏离。
滑油系统：对齿轮系统起润滑和散热作用，同时作为液压泵-液压马达组件传递功率的介质。
    保护系统：是在恒装出故障时，如滑油压力低或温度高时，人工脱开恒装与发动机的联系，以保护整个装置不受损坏。

15.        发动机转速高则恒装变化
当发动机转速增加时，离心飞重向外运动，直到离心力与弹力达到平衡为止。液压作用使伺服作动筒向左运动，可变斜盘向右倾斜，使液压马达反方向转动，抵消发动机转速的增加，使CSD输出转速恒定。此后，恒装将工作在负差动方式。

16.        恒装脱开
当滑油压力低（小于140psi）或温度高（大于185摄氏度）时，CSD或IDG故障灯亮，此时必须人工按下脱开开关，使CSD和发动机脱开。脱开装置由离合器、涡轮机构、电磁铁、复位机构组成。
当发动机转速小于慢车转速时，不能脱开恒装。（因为输入转速太低，离心力不能完全断开离合器，会造成离合器损坏）
脱开恒装时，按下脱开按钮的时间不能超过3S，而且1分钟内最多只能脱开一次。
恒装复位只能在地面进行。当发动机完全停转时，拉下在CSD外壳上的环，将涡块下拉，直到它被电磁铁的卡销锁住，并能听到“卡塔”的声音。

17.        在无刷交流发电机中，旋转整流器处于什么位置？其作用是什么?
旋转整流器装在发电机的转子上，接于励磁机电枢绕组与主发电机励磁绕组之间；其作用是将励磁机电枢绕组发出的三相交流电整流为直流电，给主发电机励磁。

18.        二级无刷交流发电机组成、结构、有哪些问题会出现，怎样解决？
二级无刷交流发电机主要由交流励磁机、主交流发电机和旋转整流器组成。交流励磁机的励磁线圈和主交流发电机的三相输出线圈装在定子上。交流励磁机的三相输出线圈、旋转整流器和主交流发电机的励磁线圈装在转子上。
二级无刷交流发电机是靠剩磁起激发电的，在发电机振动、受干扰等情况下，剩磁会消失，必须进行充磁。为保证起激可靠，可以在交流励磁机的磁极中嵌入永久磁铁。另外，当交流发电机输出端短路时，也会导致励磁小时，没有了强激磁能力，为了克服这个缺点，可以采用复励或相复励电路。

19.        二极单转子发电机的原理，优缺点
交-直流发电机由转子、定子和整流器组成。
优点有：结构简单，重量轻；无机械换向装置，高空性能好，工作可靠，维护工作量小。
缺点有：不能作为启动发电机使用；过载能力差。

20.        发电机的强励磁能力是什么？什么发电机有这个能力？怎么改善？
发电机输出端短路时，励磁电流随之迅速增大，形成强励磁能力，使发电机的保护装置能可靠动作，二级无刷发电机有这个能力，增加复励或相复励电路。


21.        PWM晶体调压器，组成
在发电机的激磁电路中串入一个工作在开关状态下的大功率晶体管，通过调节晶体管的导通时间来调节平均激磁电流的大小，此即为脉冲调宽型（PWM）晶体管调压器。其基本组成主要有5个环节：检测电路，调制电路，整形放大电路，功率放大电路和反馈电路。

22.        PWM调压器续流二极管的作用，短路断路的影响
续流二极管的作用有两点：一是防止功率管截止时，励磁线圈产生的感应电压击穿功率管；二是使励磁电流比较平稳，以提高发电机输出电压的稳定性。

23.        简述炭片调压器的调压原理及特点。
炭片调压器是在发电机的激磁电路中串入一个由炭柱电阻组成的可变电阻进行调压的。当发电机电压升高时，电磁铁的电磁吸力增大，衔铁移动使炭柱拉松，炭柱电阻增大，激磁电流减小，从而使发电机电压下降；反之则使炭柱压紧，电阻减小，激磁电流增大，发电机电压升高。其主要特点是体积大，调压精度低，稳定性差。

24.        交流电源的故障保护，如何保护
交流电源的主要故障保护有：过压保护、欠压保护、欠频保护、过频保护、差动保护、过载保护、开相保护、欠速和逆相序保护等。
故障保护通过控制GCR和GCB来实现的。
1）        当人工闭合发电机控制电门且电源系统无故障时，GCR接通，发电机正常供电，如没有欠速故障，GCB接通，发电机向飞机供电。
2）        当发生过压、欠压、过频、欠频、开相、差动故障时，断开GCR和GCB
3）        当发生欠速故障时，欠速故障信号一方面禁止由于欠速引起欠频、欠压保护电路输出故障信号，从而不能断开GCR，另一方面输出信号去断开GCB，使发电机不输出
4）        当发生过载时，过载故障信号一方面禁止由于过载引起欠压保护电路输出故障信号，从而不能断开GCR，另一方面卸载部分不太重要的负载。

25.        过压电路由哪些环节构成？要取三相电路的电压平均值，采用那种检测电路？如何实现延时保护？
过压保护电路由敏感电路、基准电路、反延时电路、比较器组成。
三相交流电经半波整流、滤波和分压后得到采样电压，采样电压和发电机的输出电压成比例关系。
过压时，延时电路工作，输出信号送到发电机控制继电器GCR和断路器GCB的控制电路上，关断发电机励磁电路，使发电机灭磁；同时断开发电机接触器，停止向负载供电。为防止由于干扰而产生误动作，在保护电路中加入故障延时，并采用反延时，即过压值越高，延时时间越短。

26.        为什么在飞机电源系统的故障保护中要设置延时？什么叫反延时？
飞机电源系统在工作过程中，在突加载/卸载、发动机状态突变等突发情况下，会发生瞬时的过压/欠压、过频/欠频等现象，但这是正常现象，保护装置不应该动作，为了防止保护装置误动作，某些保护装置中设置了延时。但有些故障的危害较严重，如过电压，其危害的程度与过电压的持续时间有关，为了防止故障严重时损坏负载，其延时的长短应根据过电压的大小变化，即过电压越严重，延时应越短，这种特性称为反延时。

27.        发电机欠压保护
发电机的三相输出每相都安装有欠压保护电路，只要有一相出现低电压故障，GCR和GCB就能断开。

28.        差动保护互感电路副边线圈断路，短路，各如何工作？
若发生短路，差动保护互感电路不起作用，不存在互感
断路时，从发电机输出端流到汇流条的电流与回到发电机电枢绕组的电流不一致。从而导致副边线圈感应出的电流不相同。当差动电流达到20A~40A时，延时0.05s触动差动保护，断开GCB和GCR。

29.        地面电源接口处有几个灯，各是什么，有什么作用，EPC在什么情况下接通。
在飞机外部电源插座上有两个指示灯，分别是“AC CONNECT”灯和“NOT IN USE”灯。当外部电源插好后，AC CONNECT灯亮；NOT IN USE灯亮时，允许拔下插头，而NOT IN USE灯灭时，说明飞机正在使用地面电源，如要拔下插头，必须先到驾驶舱断开地面电源开关。
外部电源接触器吸合有两个条件：一个是E、F已插好并形成通路，另一个是EPCU或BPCU发出信号。
EPC用于检测外部电源的相序、电压、电流及频率是否符合要求，如果符合要求，EPC发出信号。

30.        地面直流和交流电源中的插钉有几根，各有什么作用？
地面直流电源插座有3个插钉，2个大插钉分别为直流电源的“+”、“-”端，另一个细而短的插钉是控制插钉，也是直流电源的“+”，主要控制外电源接触器的通断。由于控制插钉比较短，插上电源时，只有插紧后，外电源接触器才能吸合；而拔出时，保证先断开外电源接触器，防止产生火花。
地面交流电源插座有6个插钉，其中4个大插钉分别为三相四线制电源的ABC三相和零线N。2个小插钉E、F起控制作用。E、F插钉比主插钉细，而且短很多，只有当插紧后，E、F才能和外部电源插头形成通路。拔出时，先断开E、F插钉，保证主插钉拔出时先断开外部电源，以免产生火花。

31.        变压整流器的功用，特点，组成。
在主电源为交流电的飞机上，变压整流器把三相交流电变为低压直流电，用作直流二次电源。其基本组成有变压器、整流元件、输入输出滤波器、冷却风扇等。
各部分的作用为：
变压器：将高压交流电变为合适的低压交流电；
整流元件：将交流电变换为直流电；
输入滤波器：减小变压整流器对电网电压波形的影响，滤除高频干扰；
输出滤波器：滤除整流后的脉动成分，使直流输出更加平滑；
冷却风扇：对变压整流器进行通风冷却。

32.        直流电变交流的设备是什么？有什么作用？
直流电变为交流电的设备：旋转变流机和静止变流机。
静止变流机主要用于：在直流电为主电源的飞机上提供交流电源，即用做二次电源；在交流电为主电源的飞机上将电瓶的直流电变成交流电，提供应急交流电源；在变频交流电为主电源的飞机上提供恒频交流电源。

33.        飞机应急电源发电机的种类，各自的特点，属于什么类型的发电机
应急电源除电瓶外，还有冲压空气涡轮发电机和液压马达驱动发电机、应急照明电源等。
冲压空气涡轮发电机（RAT）主要安装在现代大、中型客机上，当正常电源失效时，放出RAT，由飞机前进的气流推动RAT转动，从而驱动发电机向飞机提供交流电源。
液压马达驱动发电机（HMG）是一个独立的、无时间限制的备份电源。飞机在空中时，当两侧主交流汇流条均失效时，液压马达驱动发电机自动工作，液压马达的动力来源自飞机的液压系统。液压马达驱动发电机用来给左、右115V交流转换汇流条供电，还可以向热电瓶汇流条提供直流电源。

34.        应急照明电源与主电瓶的区别，控制电路的工作
应急照明是在主电源断电、飞机处于应急状态时，为机组人员完成迫降以及飞机迫降后机上人员进行紧急撤离时为飞机提供内部和外部照明。因此，应急照明电源应独立于机上正常的照明系统，由独立于主电源的应急电源供电。通常使用自备小型电池。
主电瓶和热电瓶汇流条相连，主要向不能断电的重要负载如航空时钟、灭火器等供电。
应急照明电源电路由充电电路、输出控制及调压电路、低压检测及锁定电路、汇流条电压敏感电路、测试控制电路、逻辑控制电路及软启动电路等组成。

35.        应急照明电源为什么有１S延时？
为防止主电源发生转换时应急照明灯点亮，设置了延时电路。
应急照明电源系统中的汇流条电压敏感电路的作用是检测飞机直流汇流条是否正常供电。由于该汇流条是由变压整流器或主电瓶供电，在供电电源发生转换时，会产生小于1秒的供电中断。若此时应急照明控制电门置于“预位”，将自动点亮应急照明灯。为了防止这种情况发生，在电压敏感电路设计了1秒延时电路。

36.        应急照明和客舱照明所用的电源，应急电源中1S延时的作用
应急照明使用自备小型电池。
1S延时主要是为了防止主电源发生转换时应急照明点亮。应急电源系统中有汇流条电压敏感电路用来探测飞机的直流汇流条是否正常供电。该汇流条主要由主电瓶和变压整流器供电，在供电电源发生转换时，会产生1S的供电中断。

37.        应急电源电池的检查及更换的要求?
必须定期对应急电源进行功能性检查和校验。在内场校验时，应采取静电保护措施，并按照要求定期进行电池容量测试。如果电池容量达不到要求，应更换同型号新电池，以保证应急照明电源可靠工作。

38.        交、直流电网由哪些电源供电，应急电源有哪些？
交流电源系统由主发电机、APU发电机、应急发电机和地面交流电源提供给交流电源配电网络，当交流电源正常供电时，通过变压整流器提供直流电源给直流电源分配网络。当飞机上无交流电源时，由飞机电瓶提供直流电源，并通过变流机提供应急交流电源。
应急电源除电瓶外，还有冲压空气涡轮发电机和液压马达驱动发电机、应急照明电源等。

39.        碳片调压器电磁线圈开路，有什么问题？如果是短路，又有什么问题?
电磁线圈产生的电磁力的作用是拉松炭柱，使炭柱电阻增加。如果电磁线圈开路，炭柱失去了电磁拉力，炭柱被压紧，电阻最小，励磁电流最大，会造成发电机电压过高；如果电磁线圈短路，电磁拉力增大，炭柱被拉松，电阻最大，发电机励磁电流最小，电压下降。
不论开路或者短路都会造成调压器失效。

40.        什么时候BTB闭合？哪条汇流条一直有电？供给什么设备？
在双发单独供电系统中，当由外电源或APU向机上供电时，BTB和EPC必须闭合。
热电瓶汇流条一直有电，主要向不能断电的重要负载如航空时钟、灭火器等供电。

41.        变压整流器中LC低滤波器，为什么在低滤波器输出电压频率越高时其体积越小，什么原理？
提高电压整流器输出电压的脉动频率，可以减小LC滤波器的体积，这是因为频率越高，容抗越小，感抗越大。

42.        交流电源并联供电的优缺点，若发生欠压，欠频时如何处理？
并联供电的优点：
（1）供电质量高。并联后电网容量增大，大功率用电设备的启动和断开对电网干扰作用小，即电源的电压和频率波动小，提高了供电质量。
（2）供电可靠性高。并联供电情况下，当其中一台发电机故障时，可将故障发电机与电源系统隔离，其他发电机正常向负载供电，实现不间断供电。
并联供电的缺点：
控制和保护设备比较负责，如并联时若有功功率和无功功率不均衡，将使发电机的供电能力大大降低。       
43.        飞机配电的方式？
44.        现在大飞机的电瓶是否能拿测量电解液的方法来判断充电状态？为什么？
45.        电源的控制的组成？
46.        热电瓶汇流条
47.        反流保护器的组成，各部分的功能，原理


答案不确定的题目：

1.        飞机在VOR 150度径向上方，预选航道为30度，航道偏离杆如何指示？是向台还是背台？
2.        为什么DME有频率合成器而ATC没有
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