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单击此处编辑母版标题样式,*,单击此处编辑母版文本样式,第二级,第三级,第四级,第五级,第七章,飞行管理计算机系统,维护自检,CAUC-AMAEC,1,飞行管理计算机系统维护自检,FMC,的,BITE,功能是,FMCS,的主要功能之一。该功能对,FMC,和,CDU,进行,连续监控,，以防止系统工作不正常时，输出错误信号危及飞机飞行安全。一旦自检电路发现系统故障：,关闭本机的工作；,立刻以离散信号方式通知飞机其他系统，告知,FMCS,已经失效；,故障部件上的失效指示器显示故障信号。,在双通道的,FMCS,中，重新组合为双,CDU,单,FMC,系统或,CDU,双,FMC,系统继续工作。,2,BITE,对与,FMC,接口的各传感器系统和部件进行连续的监控；,BITE,在,FMCS,的,CDU,上对一些接口系统起始自检，以协助操作者对系统进行故障寻找和故障隔离。,BITE,内的故障存储器能把多达10次飞行中的系统自检结果记录下来，在维护检修时可向检修机务人员显示。,飞机在地面时，,BITE,功能还能按照维护人员要求执行自我测试任务。在波音737300飞机上，,FMCS,系统装有综合,BITE,测试设备。,3,第七章,FMCS,维护自检,第一节,FMCS,自检、监控概述,第二节 双系统工作时的故障检测和重组安排,第三节 重新同步和,FMC,自测试显示,第四节 飞行管理计算机的维护页面,第五节 综合内装自检（,BITE）,介绍,第六节,FMCS,系统自测试,4,第一节,FMCS,自检、监控概述,FMCS,自检和监控功能包括：,电源接通检查；,飞行中监控；,自检故障记录；,自测试；,处理机重新启动服务,故障显示。,5,电源接通检查,电源接通自检起动方法：,在电源刚接到,FMC,上立刻起始的自检，确定,FMC,能否正常投入工作。此外，,当电源中断时间大于200毫秒；或,按压,FMC,装置前面板上的“起始试验” 电门，也能由处理机重新起动服务电路发出一个电源接通自检的要求，接通起动电源接通试验。,6,电源接通检查内容,处理器检查,存储器检查,通信检查,数据库软件比较检查,7,处理器检查,执行全部有效微处理器指令，对照经过计算得的和值，核实在寄存器和存储器里的预定和值进行比较检查,。,存储器检查,包括两个方面：,一是检查存储器壳体内温度不应超过85；,另一是可靠性检查，用一个单独的16位总和检查器测试,PROM，,用其结果对照预先给定的和值进行比较，通过以后，才允许微处理器检索存储器。,8,通信检查,数据发送机试验,：检查,ARINC429,发送机；,程序销钉检查,：负责检验当时飞机和发动机型号、性能选择的销钉实际输入信号是否与在性能数据库内储存的程序销钉数值一致；,输入输出控制器检查,：把输入数据送到输入输出控制器，使之执行数据测试，把其结果与已知的数值进行比较。,FMCCDU,接口试验,：由,FMC,向,CDU,发出一个执行模拟键操作的交联测试。,FMCFMC,接口试验,:,在双,FMC,系统中进行。它与另一台,FMC,通过内部系统总线比较：,程序销钉；,数据库；,软件等。,要求两台,FMC,完全一致。,9,数据库软件比较检查,数据库软件,比较检查是电源接通自检中的最后一种检验。这也是在双,FMC,系统中才进行的检查，它接收来自另一台,FMC,发送的导航数据库，与它自己的数据库识别数据进行比较。,此外，两台,FMC,的,操作程序软件,也进行比较，以确保两边装载的软件是一致的。,10,飞行中的监控,飞行中的监控是,FMC,在正常工作中连续不停地进行的。这个监控功能作为,FMC,的,后台任务,来完成，它并不影响,FMC,软件的正常工作。,飞行中监控除了执行在前面叙述的电源接通自检内所要完成的检查任务外，还要执行其他一些附加的监控检查项目。,11,飞行中的监控（续）,在飞行中中监控检查的通信检查中，除了上述说明的检查项目外，还要进行,数据接收试验,。若测试接收机探测不到任何信号，就设想为一个传感器出了故障。,飞行中的监控中所增加的,传感器监控,是对传感器工作状态进行检查，它对所有传感器输入信号进行检测，其办法是在数据传输线上检查,ARINC429,符号状态矩阵。,12,工作检查,工作检查,：是用一个硬件计时器在0-1024秒时间内进行计数。在软件中有操作码，至少要在1024秒内使博动监控器复原到零位。若在博动监控器计数超过1024秒没有复原逻辑，博动监控器就送出一个软件故障信号到监控器自检电路。但这并不立即向外部电路送出一个,FMC,故障信号，而先经过处理器重新启动试验，再正式确定是否是故障。,工作检查的另一个项目是,数据比较试验,。这也是在,FMC,工作中连续不停地进行的检查。但这个试验仅在装有两台,FMC,的双,FMC,系统内进行。主、从,FMC,对计算的飞机,当时位置,、,制导缓冲器总,和检查,和,键盘操作程序号码,进行交叉比较，以确定主、从两台,FMC,工作是否准确一致。,13,处理器重新启动试验,处理器重新启动试验,是在某项测试失败或监控器探测到任何故障时进行。,重新启动试验只是,重复进行电源接通试验,。,若在,5分钟,内重新启动试验,两次，,处理器重新启动试验电路就确定,FMC,出现故障,，立即把,FMC,锁定，并提供相应故障报告，故障显示状态会一直继续，直到把,FMC,供电电源切断，经过,15秒以后,，再重新接通。这时,FMC,又重新开始电源接通试验自检，若能通过，则,FMC,仍然再次正常工作。,14,处理器重新启动试验（续）,FMC,故障显示：,使,FMC,前面板上,的红色液晶故障显示器亮。,向,FMC,外发出一个,FMC,故障离散信号，使在,CDU,面板左下角的故障（,FAIL）,显示器,亮；,驾驶舱飞行员,警告牌上的,FMC,注意灯亮；,在,EICAS,显示屏幕,上显示“,FMC,FAIL”,的信息；,若,EHSI,正在与,FMC,配合工作，此时,在,EHSI,上显示变为空白,，有“,MAP”,字母显示在屏幕中央。,15,自检故障记录,自检故障记录把飞机每一次飞行中,FMC,自检状态储存在,FMC,的硬盘半导体或磁泡存储器里。这种存储器是非易失性的，它可以,保留以前10次,飞行中的,FMC,自检状态记录。飞机在每一次飞行结束时，把前面第11次的飞行状态记录首先洗掉，然后把当次飞行的,FMC,最新自检情况记入。,除上述,FMC,自检和监控信息记录以外，还可把外部传感器情况记录下来，以帮助地面维护人员进行故障隔离和寻找。,16,自检故障记录（续）,FMC,本身,自检的记录,有：指令执行、程序存储器、,ARINC429,发送和接收机、程序销、钉、输入输出控制器、离散输出、,FMCFMC,数据比较、存储器温度和工作以及程序监控等试验的通过或失败状态。外部传感器,IRS、DME、VOR、ADC、,燃油流量、燃油总量、,ILS、,时钟、,TMC、EHSI、AFCS、MCP、CDU、,内部总线、数据库装载机等发送的,ARINC429,数据的符号状态矩阵（,SSM）,是在正常状态、试验状态还是故障状态，以及外部传感器是实际故障还是无数据等等，也都储存在非易失性存储器里。,17,第二节 双系统工作时的故障检测和重组安排,FMCS,的系统安排是由各航空公司任选的：,最简单的安排是由一台,FMC,和一台,CDU,组成一个完整的,单,FMCS,系统,，就能正常地工作，这样可以大大减少飞机电子设备购置费用。,为了便于正、副驾驶员方便地在,CDU,上进行操作，往往设置两台,CDU。,该系统的结构就称为,双,CDU,单,FMC,系统。,在一些更现代化的大型远程飞机 ，,FMCS,系统的结构一般是由两台,FMC,和两台,CDU,组成，即称之为,双,CDU,双,FMC,系统。,18,双,CDU,双,FMC,系统,主,FMCS,：,一般正驾驶一边的,CDU,和左边,FMC,组成一个系统，且该,FMCS,在运行中起主导作用,；,从,FMCS,：,副驾驶一边的,CDU,和右边,FMC,组成一个系统，有时起从属作用,。,主和从,FMCS,系统分别独立工作，但它们之间互相又有联系。,各自在进行,数据计算,和,控制飞机,的作用上并不分主从关系,;,只有在进行,数据比较,、,处理,CDU,请求,、,故障关断,等一些工作时，才区分为主和从的关系。,如此安排增加了系统可靠性。因为在双系统中，有一台,FMC,和一台,CDU,正常，仍能组成单,FMCS,系统而正常工作,。,19,双,CDU,双,FMC,系统（续）,双,FMC,系统中，两台,FMC,之间通过内部总线联系起来。在处理任一,CDU,起始请求时，,先由主,FMC,进行后，主,FMC,通过内部总线再通知从,FMC,进行处理。,在电源刚接通时，两台,FMC,要通过总线进行一些软件比较。它们是,操作程序,、,性能数据库,、,程序销钉结构安排,以及,导航数据库,等项目的比较。一旦在两台,FMC,之间出现某项差异，立刻会在,CDU,的识别页面上显示。,20,双,CDU,双,FMC,系统（续）,双,FMC,系统正常工作期间，两台,FMC,还通过内部总线对各自所计算的各项数据进行比较，以确保两台,FMC,之间计算结果始终相同。数据比较的项目有：,飞行计划；,制导误差；,制导指令；,飞机当时经纬度位置；,FMC,计算速度等。,21,双系统工作时的,FMC,故障检测,如果探测到,两台,FMC,的某项数值的比较差值超过了允许值,，那么，不论哪台,FMC,计算上出现问题，主,FMC,就要对从,FMC,进行重新同步。,若在,35秒,的重新同步时间里，同步不成功，则主,FMC,就把从,FMC,关断，出现从,FMC,的故障显示，此时整个系统就只有一台,FMC,工作。,这时的双系统已欠缺不全。但要转为双,CDU,单,FMC,工作系统，那么必须在失败,FMC,一边按压,FMC,仪表源选择电门，使之处于“,转换,”位。如此，仍然在工作的,FMC,与另一边的,CDU,也实现了正常的联系。,22,双系统工作时的,CDU,故障检测,FMC,和,CDU,之间在正常情况下主要是在同侧之间建立联系。各自的,FMC,都向它一侧的,CDU,以,1赫兹,的频率发送一个特殊的,BITE,询问字，由,CDU,向,FMC,作出响应。假若该,CDU,处于关断电源状态或有故障时，不能向,FMC,发送回答信号，,FMC,就认为该,CDU,出现故障。此时剩下的,CDU,与两边的,FMC,发生联系，组成一个单,CDU,双,FMC,系统。,两台,FMC,的工作仍象正常双系统工作时一样，但失效,CDU,一边的,FMC,并没有数据输到,CDU,上去显示。但两台,FMC,仍然按正常安排分别向与之相联的,FCC,和,TMC,输出操纵指令等。,23,前述,FMC/CDU,故障检测方法缺陷,不仅,FMC,和,CDU,本身失效，且,内部数据总线因断路,、,短路,或其他原因也可能使,FMC,之间接收不到飞机当时位置信号，,FMC,接收不到对,BITE,自检字的回答。在这种情况下，也同样把它们当作,FMC,或,CDU,故障来处理，由系统重新安排组成单,FMC,或单,CDU,结构。一旦发生了此类故障就要求机务人员采取措施，准确判断，及时找出故障所在位置。,24,表1 双系统失效复原方式,序,单故障情况,探测方法,自动复原方式,1,左,FMC,故障,右,FMC,从内部总线收不到当时飞机位置数据,单,FMC,工作,2,右,FMC,故障,左,FMC,从内部总线收不到当时飞机位置数据,单,FMC,工作,3,左,FMC,故障,左,FMC,收不到对左,CDU,自检询问字的回答信号,双,FMC,单,CDU,4,右,FMC,故障,右,FMC,收不到对右,CDU,自检询问字的回答信号,双,FMC,单,CDU,5,左,FMC,右,FMC,总线失效,右,FMC,从内部总线收不到当时飞机位置数据,单,FMC,工作,6,右,FMC,左,FMC,总线失效,左,FMC,从内部总线收不到当时飞机位置数据,单,FMC,工作,7,左,FMC,监听（左）,CDU,总线失效,左,FMC,收不到对监听,CDU,自检询问字的回答信号,双,FMC,单,CDU,8,右,FMC,监听（右）,CDU,总线失效,右,FMC,收不到对监听,CDU,自检询问字的回答信号,双,FMC,单,CDU,9,监听（左）,CDU,左,FMC,总线失效,左,FMC,收不到对监听,CDU,自检询问字的回答信号,双,FMC,单,CDU,10,监听（右）,CDU,右,FMC,总线失效,右,FMC,收不到对监听,CDU,自检询问字的回答信号,双,FMC,单,CDU,11,左,FMC,非监听（右）,CDU,总线失效,不探测,正常双系统,12,右,FMC,非监听（左）,CDU,总线失效,不探测,正常双系统,13,非监听（左）,CDU,右,FMC,总线失效,右,FMC,在输入口收不到对,CDU,自检询问字的回答信号，但能在内部系统总线上收到,双,FMC,单,CDU,14,非监听（右）,CDU,左,FMC,总线失效,左,FMC,在输入口收不到对,CDU,自检询问字的回答信号，但能在内部系统总线上收到,双,FMC,单,CDU,25,第三节 重新同步和,FMC,自测试显示,双,FMCS,工作的系统中，两台,FMC,之间要保持同步。如果两台,FMC,的,计算结果,、,发出的操纵指令,等,有差异,，那么，说明系统内起码有一台,FMC,的工作出了问题，需要采取措施在两台,FMC,之间,进行重新同步,工作。否则，双系统的,FMCS,会出现工作不协调，危及飞行安全。,26,同步方式,“主”,FMC,对,“从”,FMC,进行重新同步,正常,工作的,FMC,对,断电,的,FMC,进行重新同步,使用,IRS,位置数据以及,无线电位置数据,重新同步,27,“主”,FMC,对“从”,FMC,进行重新同步,为了及时探测出,FMC,或,CDU,问题，双系统的,FMCS,在正常工作中，两台,FMC,之间要不断地对飞行计划、制导指令、飞机位置和速度等信息进行比较。当在两台,FMC,之间的误差超出规定的允许值时，作为“主”的,FMC,要对“从”,FMC,进行重新同步。在这种情况下，作为,“主”,FMC,的是,左,FMC，,被同步的,FMC,是右,FMC，,而不管到底那台,FMC,是否确有问题。,28,正常工作的,FMC,对断电的,FMC,进行重新同步,若,电源中断,时间,大于200毫秒,，又重新接通电源，另一台,正常工作,的,FMC,此时作为,“主”,，通过内部系统总线对重新接通电源的那台,FMC,进行同步。在这种情况下，不论左，还是右,FMC，,只要是,仍在正常工作,的,FMC,就是,“主”,FMC，,经历了断电,需要重新同步,的,FMC,即为,“从”,FMC。,由此看来，“主”和“从”,FMC,的确定是根据情况不同而定。只有当两台,FMC,出现数据差异而进行同步时，才总是以左,FMC,充当“主”的角色。,29,断电时间,200,毫秒的解释：,为了保证,FMC,不工作时使非易失存储器不会因无电而失去储存的数据，使用半导体储存器的,FMC,内部安装有干锂电池，当,FMC,失去正常电源供给时，就转为低电压状态，由干锂电池保持存储器内的被保护数据。但是，,FMC,的计算数据、飞行计划等将不能保留。电源中断时间在,200毫秒,以内，各种计算数据，飞行计划等仍能留在计算机内。当电源在200毫秒的中断时间内又重新接通，计算机又能立即恢复正常工作。,30,使用,IRS,位置数据以及无线电位置数据重新同步,如果断电的,FMC,在电源重新接通的同时，另一台,FMC,也不在正常工作，那么，这台重新接通了电源的,FMC,会使用,IRS,位置数据以及无线电位置数据重新同步。,若能同步成功，那么，为了使,FMCS,系统能正常工作，还必须由飞行员重新输入航路计划并使之实施。,31,表2 重新同步期间部件显示,时间,部件,指示,0510秒,主,CDU,0510秒时间内在便签行上显示“单,FMC,工作”信息,（时间长短,EICAS,显示“,FMC,信息”,与因什么原因,FMC,注意器,亮,引起同步有关）,从,CDU,显示静止，不能更新,从边,EHSI,正常显示,（0510秒）,主,CDU,便签行上显示“单,FMC,工作”信息后，接着显示“重新同步另一台,FMC”,信息,35秒,从,CDU,显示静止，不能更新,从边,EHSI,空白，屏幕中央有“,MAP”,信息,主,CDU,便签行显示“重新同步另一台,FMC”,信息,35秒以上,从,CDU,FMC,故障显示,从边,EHSI,空白，屏幕中央有“,MAP”,信息,32,FMC,故障报告,双,FMCS,系统在,35秒,的重新同步时间内，若,同步不成功,或在,5分钟内,出现,4次重新同步活动,，那么，“主”,FMC,就把被重新同步的,FMC,关断，从,FMC,出现故障显示。,无论在什么情况下出现故障，是电子部件本身还是数据总线失效而引起确定为,FMC,或,CDU,故障，都会有相应的故障指示，以帮助操作者隔离故障，或采取措施，使系统重新安排为单,CDU,系统或单,FMC,系统继续工作。,33,表3,FMC,故障显示,部件,故障指示,失效,FMC,面板上黄色故障信号灯常亮,CDU（,失效边）,35秒后屏幕空白，中间显示“,FMC”,信息,CDU,左下角的故障指示灯亮,EHSI（,失效边）,510秒后屏幕空白，中间显示“,FMC”,信息,CDU（,工作边）,正常显示，便签行有“单,FMC,工作”信息,EICAS,显示,显示“,FMC,信息”，说明,CDU,上有单,FMC,工作信息,“左右,FMC,失效”指示相应的,FMC,已失效,FMC,注意灯,亮，说明单,FMC,工作,34,CDU,故障显示,如果是,CDU,装置故障，则故障显示比较简单：,失效的,CDU,屏幕显示空白；,CDU,面板上的失效指示器亮；,在,EICAS,或在,EHSI,上没有任何形式的指示,。,35,故障隔离与处理,在双,FMCS,工作系统中，如果有一台,FMC,出现了故障显示，并不一定说明,FMC,确实出现了故障。地面维护人员需要对故障的情况进行分析，进行故障隔离步骤，找出出现故障显示的真正原因，再采取适当的措施排除故障。,36,故障隔离步骤,失效边,CDU,上显示“,FMC”,在地面,正常边,CDU,上正常显示,检查“识别”页记下操作程序号码,同时断开两台,FMC,的供电跳开关,经过15秒后，接通失效,FMC,的跳开关,硬件故障,软件适配故障,FMC,失效指示仍存在,更换,FMC,“识别”页上检查操作程序号码,是否一致,在“模拟离散维护”页上检查程序销钉连接是否正确,在“传感器状态维护”页上检查各传感器，并使之正常工作,更正任何差异后，接通另一台,FMC,跳开关,37,故障隔离与处理,概括说来，,FMC,出现故障显示有两方面的原因：,FMC,硬件故障，一般说来都要求更换,FMC,软件配合故障。,软件配合故障不是,FMC,内本身元件或电路出了问题，有些是在两台,FMC,之间的,操作程序,或,程序销钉,出现不一致或其他一些非硬件偶然性问题造成的，可以通过机务人员实施地面维护手段，使之更正，即可使,FMC,恢复正常工作。,38,第四节,FMC,的维护页面,FMC,有5个维护页面，它们专供地面机务维护人员使用，因而，只有当飞机回到地面后，才能检查显示，在空中不能显示。 即是：,“导航数据库交叉装载”页；,“,FMC,传感器状态”；,“,FMC,模拟离散”；,“性能系数”；,“,IRS,监控”页 。,39,数据库装载/交叉传输,下面是用,ADL,装载数据的步骤小结：,飞机必须是在地面上,给飞机通电,将数据装载机的3位置电门置于,L,位置以装载,FMC。,将数据装载选择器置于,FMC,位,打开数据装载机接近门,将必要的软盘放入,ADL。,40,数据库装载/交叉传输,下面是用,PDL,装载数据的步骤小结：,飞机必须是在地面,给飞机通电,打开,DATA LOADER,电路跳开关,将数据装载机3位置电门置于,L,位置以装载,FMC,将数据装载选择器置于,FMC,位,确认在,PDL,上的指示器当你给,PDL,加电时闪动然后熄灭,打开数据装载机接近门,将必要的软盘放入,PDL。,当,CDU,从装载机接收到有效数据时，,CDU,自动进到,FMCS DATA LOAD,页。,数据的装载过程是自动的。在你执行上述步骤后，除了更换软盘外，无需进一步的操作。,41,数据库装载/交叉传输,42,FMC,传感器状态,43,FMC,传感器状态,FMC,传感器状态页的第一/二页上，左边一列从上到下列出向,FMC,输送信息的外场可更换件（,LRU）。,第二、三、四列分别显示第一列设备系统的左、中、右装置状态，这些状态只用四种字符来表示：,“,OK”,表示装置输来数据以及总线都是正常的；,“,TEST”,表示该设备正处于自测试状态；,“,FAIL”,表示该设备工作不正常或没有连接或没有接通电源；,“-”,表示飞机上没有按装或者显示,CDU,一边的,FMC,不要求接收该装置的信号。,所有显示的,传感器状态,只是说明了这些传感器的,输出,以及从传感器,出发到,FMC,总线,的情况。,44,FMC,传感器状态（续）,第二页最后一项内部总线（,IBUS）,：,左边,显示的是右,FMC,到左,FMC,内部总线的状态。是当,FMC,信号源选择电门都处于,正常位置,时的显示实例。,若左或右,FMC,仪表源选择电门已按下，那么，两个,CDU,上显示相同,。,45,FMC,模拟离散,显示的是与,FMCS,系统有关的,电门,、,活门,输来的,当时离散信号的状态,、,程序销钉的选择,情况，例如空调系统、防冰系统电门或空气活门位置、发动机工作状态等，这些离散信号都是,FMC,计算性能数据时所需要的。,“模拟离散信号”页也有两页。如果此时操作者操纵各相应的控制电门，使发出上述离散信号的活门或电门的状态进行转换，那么，在此页面上所显示的对应模拟离散信号也跟随发生变化。,如此，可以,检查各控制电门的可操纵性,以及检查各活门和电门,是否在它们应在的正确位置上,。,46,FMC,模拟离散,47,FMC,模拟离散（续）,“模拟离散信号”第二页10排数据行显示,FMC,程序销钉选择,情况以及一些电门位置。,我们知道，各航空公司在购买飞机时，要根据本公司所奉行的制度和要求在,FMC,上选择相应的程序销钉，使,FMC,的工作能适应本航空公司使用的要求。若发生了因两台,FMC,程序销钉不一致而造成的软件配合故障，可以在该页上检验各,FMC,程序销钉的连接情况是否一致。,48,IRS,监控页,显示,FMC,对,IRS,监控数据,的页面。,在这个页面上显示各个,IRS,在飞行过程中，由所计算的飞机当时位置与,FMC,使用综合导航方式所确定的精确位置之间，,每小时位置误差值,。,该页只在数据区2,L、3L、4L,分别显示左、中、右,IRS,的每小时海里的位置误差。,我们知道，各,IRS,在进行位置计算时都会出现一定的误差。对于惯性导航来说，更严重的是系统的,累积误差,，也即飞行时间越长，其误差率也就越大。,按照规定，每次飞行,IRS,计算的位置误差,最大不允许超过3+3,T,海里,，其中,T,为该次飞行的飞行小时。如果某次航行飞行3小时，则,IRS,位置的最大允许误差为9海里。,49,IRS,监控页,50,IRS,监控页（续）,FMC,的,IRS,监控只对,IRS,位置计算的准确性进行监控，而对,IRS,的其他功能不起作用。目前，按照国内外的飞行员反映，在“,IRS,监控器”页上所显示的,IRS,的位置误差率为10175海里小时。如果在三个或二个,IRS,中，有一个,IRS,的位置误差率逐渐变大，就应在每次航行后密切注意观察它的动态，了解它是否已出现故障。,“,IRS,监控器”页上显示的数据是,FMC,在飞机飞行结束，也就是飞机的地速小于20海里小时时计算出来的。由于,显示的误差只是当次飞行的数值,，所以，只要断开电源或飞机再次起飞升空，其数值立即消失，以准备下一次飞行结束时，再显示新的误差值,。,51,性能系数,显示当时,FMC,使用的进行,垂直剖面计算,的,性能系数,或,限制值,。,这些数值还可在航空公司负责部门指导、组织下，在此页上进行适当的调整。,要说明的是，这些数值的变化不会对垂直剖面参数计算产生很大的影响，因而有些航空公司可能对这些系数不加任何调整，仅使用飞机出厂时的固定数值。,但若根据飞行条件、飞机和发动机的使用状态变化，对这些数值进行适当调整，那么，,FMC,的垂直剖面的运算可以达到更接近实际的优化。,52,性能系数,53,性能系数页面（续）,“性能系数”页面的数据区：,1,L,显示性能代码（,PREF CODE），,它显示的是四位二进制码。,它表示在,FMC,后部插座上4个程序销钉的连接情况。销钉接地时，二进制码为1，否则为0。,这个性能代码与爬高减少推力有关，它说明能否减少推力以及在减推1和减推2方式时，降低推力的百分数。这个数值只向维护人员显示。一旦确定后，不能更该。在这里可以检查左、右两个,FMC,的性能代码是否一致。若不一致，会出现软件配合故障。,54,性能系数（续）,2,L,：,显示阻力系数（,DRAG FACTOR）。,飞机的阻力情况以飞机阻力极面的形式储存在性能数据库内。各,FMC,初始储存的阻力极面是一样的。这就是飞机设计的阻力极面平均值。但每架飞机由于制造上的差异，其阻力情况有所不同。此外，飞机使用了一段时间，或维修后，表面结构状态发生了变化，使阻力状态恶化或改善。为了使垂直剖面计算与飞机情况相适应，可在此页输入正确的阻力系数值，以便对储存的阻力极面作必要的修正。,55,性能系数（续）,3,L,：显示燃油流量系数（,FF FACTOR）。,燃油流量因素的设计平均值也储存在,FMC,的性能数据库内。同样，由于各发动机本身流量因素的差异，发动机用旧或更换而造成的燃油流量因素的差别，可以用调整燃油流量系数的办法来加以修正。,4,L,：显示飞机的,操纵极限,（,MNUR MARGIN）,参数,。,FMC,所计算的参数都要在操纵极限所规定的操作包络线以内，这个极限用重力加速度,g,为单位，用它来限制目标速度。,5,L,：显示,最少巡航时间,（,MIN CRZ TIME）,这是一个以时间分为单位的限制值。一旦确定以后，无论航程多短，也有规定的最短时间的巡航飞行，这是用于在短航程飞行时，计算航程高度，以便由,FMC,计算最经济爬高和最经济下降剖面，使之,耗油最少,。,56,性能系数（续）,数据区3,R、4R、5R,分别显示在,爬高,（,CLB）、,巡航,（,CRZ）、,单发飞行,（,ENG OUT）,推力上的,最小爬高速率,（,MIN RC）,。,这个数值用来,计算飞行包络线,。当在爬高推力下，以爬高速度飞行时，计算最大高度要留有余地，这个,剩余推力,就是规定的,最小爬高速率,。,由于在爬高、巡航、单发飞行时推力水平的差异，所以在数据区3,R、4R、5R,分别显示三种状态下的各数值。,57,性能系数（续）,“性能系数”页上除性能代码不能更改外，其余都可根据实际情况，在公司负责部门指导下进行修订。这些数值有允许更改的范围。此外，飞机在出厂时都有规定的缺选值，亦即各参数在平均条件下的正常数值。,58,性能系数（续）,阻力系数,调节值可以这样确定：飞机在一定的推力、高度、大气温度和飞机总重情况下，假若原来飞机可以达到300海里小时的速度，飞机经过一年半载的飞行，由于飞机表面状态发生了变化而使阻力增加，在同样的推力、飞行高度、大气温度和飞行总重情况下，假若飞机只达到297海里小时的速度，那么，飞机阻力系数已恶化1%，应在原有数值上减少1%的绝对值。,燃油流量系数,是由在同样飞行高度、温度、燃油流量值下的发动机,N1,转速或,EPR,值的变化百分数来确定。,59,性能系数（续）,数据区,6,R,显示“”的输入提醒符，在这页上，行选键6,R,具有非标准输入功能。需要改变以上这些系数值时，先用字母键把字母“,ARM,”,打入便签行。然后再把便签行里的“,ARM”,通过行选键6,R,输入数据区6,R。,接着，再把所需的修订系数值打入便签行，最后，把修订数值选到相应的数据区内，便永久地保存在性能数据库内。,60,第五节 综合内装自检（,BITE）,介绍,根据飞机视情维护的要求，在波音737300上安装了综合自检设备。它也具有更先进飞机上安装的维护控制显示组件（,MCDP）,的一些功能。这个综合自检设备不但能用于,FMC,的自检，它也编有程序可用于,FMS,其他几个主要系统,IRS、AFCS,以及,AT,系统的自检。这些系统自检包括系统当时状态，飞行故障记录检索，接口检查，地面功能测试，传感器信号检查等等。也有对系统进行调节的页面。总共有几十类试验项目，上百个页面显示。除了一些需要进行人机交联，操作者需对,CDU,上所显示的测试指导作出回答外，其余工作都自动进行 。,61,综合内装,BITE,介绍（续）,在综合,BITE,页面上进行的各测试项目完成以后，各试验的最后一页上显示测试结果。,如果测试成功，没有发现任何故障，那么就显示“,测试通过（,TEST PASS）”；,如果其下面显示有可能出现故障的部件，提醒操作者进一步检查。,在有些测试页面上，除显示一般故障状态外，还可通过,代码100,，检查有关故障情况的,详细工程数据,。,显示发现故障页面时，通过打入,代码300,，检索,飞机故障的工程数据,62,737300,FMCS,自检,测试,FMCS,自检总流程图,63,测试,飞行中故障（,INFLIGHT FAULTS）,页,FMC,记录以往9次飞行中：13个接口的,LRU，FMC,和两个,CDU,的故障历史记录，存储在非易失性的,RAM,中，,FMC,也储存地面故障（只是,FMC,本身和两个,CDU,的）。,CDU,检查：,显示器、键盘、和逻辑电路的综合测试 。,接口状态显示：,显示接口传感器状态和模拟离散量的状态（好、失效、或测试） 。,固定输出显示,：,接口的检查，输出一些导航或性能的固定值。,IRS,监控：,每个有效,IRS,提供计算的位置误差变化率，飞行结束时储存起来，再次起飞时抹除。,性能系数显示,：,显示性能代码和性能系数。,64,FMCS,自检总流程图,维护,BITE,索引,FMCS,固定输出,显示试验,FMCS,键试验,FMCS,传感器,工程数据,FMCS CDU,试验,FMCS,传感器状态,代码100,FMCS,模拟离散,FMCS,飞行故障,工程数据,FMCS,飞行选择,代码300,IRS,监控,FMCS,飞行中故障,性能系数,FMCS BITE,索引,65,第六节,FMCS,自测试,飞机上使用的电子设备的面板上一般都有试验按钮，,FMC,也不例外。当飞机回到地面，若需要，可在电子设备舱内按压,FMC,面板上的试验灯泡按钮。,FMC,内,BITE,监控器功能电路块收到自测试信号后，立即请求一个电源接通自检。设备规定的,自测试时间是20秒,，在20秒的试验期间内出现各自测试指示。,66,FMCS,自测试显示,左,FMC,面板,上,黄色的测试进行灯,和,红色的故障灯,一起亮,20秒,；,若在,EHSI,控制板上选择了“航图：或”计划“方式后，,左,EHSI,上,的显示,图象固定不变,，且在屏幕的中央出现试验信息。,若试验,成功,，则出现“,FMC,输入输出试验通过,”；,若试验,失败,，则显示“,FMC,输入输出试验失败,”的信息。,左,CDU,显示也被,固定,，在20秒的试验时间内不能进行任何操纵来更改。,右,CDU,显示不受影响，但它的便签行上会出现,“单,FMC,工作”,的警戒信息。,67,
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