航空维修专业者，每天和你分享不一样的飞机新鲜事！这次的内容包括ADIRS ，备用仪表系统，MMR（ILS GPS）系统，气象雷达和风切变系统，平显系统。 ADIRS 原理
大气数据惯性基准系统(ADIRS)向EFIS 系统的PFD 和ND 提供温度，气压及惯性参数，同时向机上其它系统(FMGC、FADEC、ELAC、SEC、FAC、FWC、SFCC、ATC、GPWS、CFDIU(中央故障显示界面装置)、CPC(客舱压力控制器))提供上述数据。 该系统包括： 3 个相同的ADIRU(大气数据惯性基准组件)。 每个ADIRU 被分成两部分，如果一部分失效，另一部分能独立工作。 ADR 部分(大气数据基准)提供气压高度、速度、马赫数、迎角、温度、超速警告。 IR 部分(惯性基准)提供姿态，飞行航迹引导、航迹、航向、加速度、角速率、地速及飞机位置。 一个位于顶板的ADIRS 控制板(ADIRS CDU)用来选择工作方式(导航，姿态，OFF)及显示故障。通常通过FMGS 起始IR(惯性基准组件)工作，ADIRS CDU 可作为备用方式使用。4 种传感器：空速管(3)，静压探头(STAT)(6)，迎角传感器(AOA)(3)，全温探头(TAT)(2)这些传感器由电加温以防积冰。 8 个ADM(大气数据模件)把来自空速管及静压头的气压数据转变为数字数据，供给ADIRU。 在ADIRU 1 或2 失效时，转换设备提供ADR3 或IR3 选择供仪表显示。
ADM 内部有一部微型计算机，用于处理由离散输入信号和数字化的压力信号转化成的ARINC 信号。 ADM 输入信号：ADM 的输入信号包括一路压力输入信号和几路离散输入。两部ADM 相同，可以互换。离散输入信号决定ADM 的定位和提供给ADR 的压力信号的种类（总压或静压）。 ADM 输出信号：ADM 的输出信号是ARINC 总线信号，用于向ADIRU 提供数字化的压力信息、压力的种类、ADM 的识别信息和自检状态信息。
ADR 计算：ADR 处理传感器和ADM 输入来提供大气数据给用户。 捷联式惯导：在捷联式惯导的内部，陀螺仪和加速度计都是固态安装在飞机结构上。捷联式激光陀螺提供直接的加速度和角速度。
环形激光陀螺：三个环形激光陀螺，每个对应一个旋转轴，提供内部转动数据。在一个环形中包括两束相对的激光束。在静止时，两束波束以同一频率到达传感器。飞机的转动造成两束波束之间的频率差。频率差由光学仪器测量后，经过数模转换，提供一个数字式的输出，再经过计算，即可以提供转动信息。
加速度计：三个加速度计，每个对应一个轴，提供线性加速度。一个处理器提供加速度信号，计算出速度和位置。 IR 计算：每个ADIRU计算激光陀螺和加速度计的输出，向用户提供惯性基准数据。
大气数据探头： 全压探头：从全压探头来的全压被送到ADM，在那里转换成ARINC429 数字信号格式，然后ARINC 数据字被送到ADIRU。备用的全压探头通过相关的ADM 直接提供数据给备用空速指示（ASI）和大气数据参考（ADR3）。 静压探头：六个静压孔向五个ADM 提供静压，在那里转换成ARINC429 数字格式。两个备用静压孔向备用仪表直接提供一个平均压力值，并通过一个单独的ADM 提供给ADR3。 迎角传感器：每个ADIRU 从它相应的迎角传感器（AOA）接收迎角信息。迎角传感器也叫Alpha 探头。 总温传感器：三个ADIRU 从两个总温传感器接收TAT 信息。ADIRU3 从TAT1 传感器接收总温，TAT1 传感器由两个传感元件。 注意：除了备用静压孔，探头的安装方式使得压力管路不需要排水。 ADIRS CDU： ADIRS CDU 位于顶板上，它们提供控制及指示以允许：向ADR 及IR 系统的供电选择；导航数据的选择及显示；人工起始(通常由FMGC 完成)；IR 或ADR 的大气数据的状态及失效指示。
① IR1(2)(3)方式旋钮 OFF：ADIRU 未通电。ADR 及IR 数据不可用。 NAV：正常工作方式。给飞机各系统提供全部惯性数据。 ATT：在失去导航能力时，IR 方式只提供姿态及航向信息。必须通过CDU 控制组件输入航向并需不断地更新，(大约每10 分钟一次)。 ② IR1(2)(3)灯 故障灯(FAULT) ：当故障影响了相应的IR 时，琥珀色灯亮，并伴有ECAM 注意信息。 常亮：相应的IR 失去。 闪亮：在ATT 姿态方式里姿态及航向信息可能恢复。 校准灯(ALIGN) ：常亮：相应的IR 校准方式正常工作。 闪亮：IR 校准失效或，10 分钟后没有输入现在位置，或关车时的位置和输入的经度或纬度差超过1º时。 熄灭：校准已完毕 ③ 电瓶供电指示灯 仅当1 个或多个IR 由飞行电瓶供电时，琥珀色灯亮。在校准的开始阶段，但不在快速校准的情况下它也会亮几秒钟。注：当在地面时，至少有一个ADIRU 由电瓶供电的情况下：一个外部喇叭响；一个在外部电源板上的ADIRU 和AVNCS 蓝色灯亮。 ④ 数据选择钮： 该选择钮用来选择将显示在ADIRS 显示窗里的信息。 测试：输入(ENT)和消除(CLR)灯亮且全部8 字出现。 TK/GS ：显示真航迹及地速。 PPOS ：显示现在的经纬度。 WIND ：显示真风向及风速。 HDG ：显示真航向和完成校准需要的时间(以分为单位)。 STS ：显示措施代码。 ⑤ 系统选择钮 OFF ：控制及显示组件(CDU)没有通电。只要相关的IR 方式选择器没有在OFF(关)位，ADIRS 仍在通电状态。 1.2.3 ：显示选择系统的数据。 ⑥ 显示 显示由数据选择器选择的数据。键盘输入将超控选择的显示。 ⑦ 键盘 允许现在位置或在姿态(ATT)方式里的航向输入到选择的系统里。 字母键：N(北)，S(南)，E(东)，W(西)，作为位置输入。 H( * )作为航向输入(ATT 方式) 数字键：允许人工输入现在位置(或姿态方式里的磁航向)。 CLR (消除)键：如果数据是一个不合理的值，输入后综合提示灯亮。当按键时，键入的数据(但还未输入)被清除。 ENT (输入)键：当N(北)，S(南)，E(东)，W(西)，或H(航向) * 数据被键入时，综合提示灯亮。当按键时，键入的数据被输入ADIRS。 ⑧ ADR1(2)(3)按键开关(瞬间动作) OFF 位：大气数据输出断开。 故障灯(FAULT) ：如果大气数据基准部分探测到故障，琥珀色故障灯亮并伴随有ECAM信息。
① 姿态航向和大气数据选择器（位于中央操纵台） NORM ：ADIRU 1 向PFD 1、ND1 及RMI 和VOR DME 提供数据。ADIRU 2 向PFD2 及ND2 提供数据。 CAPT 3 ：ADR 3 或IR 3 代替ADR 1 或IR 1。 F/O 3 ：ADR 3 或IR 3 代替ADR 2 或IR 2。 ADIRS 转换
ADIRS 由三个ADIRU 组成。 原理：以下仪表和系统接收从ADIRS 来的数据，显示惯性和大气数据：PFD，ND，ECAM，数字式距离和无线电磁指示器（DDRMI）。 ADIRU 传输大气数据，高度，和导航参数给不同的用户系统。比如：气压高度给ATC 用于S 模式和C 模式；数据给飞行增稳计算机（FAC）以计算不同的速度；数据给气象雷达（WXR）用于稳定天线姿态。 通常，ADIRU1 与系统1 和DDRMI 相连，ADIRU2 与系统2 相连，ADIRU3 备用。如果一个大气数据基准或一个惯性基准故障，机组可利用AIR DATA 或ATT HDG 选择组件改为使用ADR3或IR3。人工转换主要用于恢复显示。计算机根据开关选择他们的输入，保证计算和选择的一致性。 注意：提供给ECAM 系统显示的ADIRU 数据是静温SAT，总温TAT 和国际标准大气ISA。 转换范例：
通过MCDU 对ADIRS 进行校准：
概述：惯导的校准在飞机在地面时完成。进行三部惯导的校准，按压FMGC 行选键，然后按压INIT 行选键。（注意：如果使用GPS 位置对惯导进行自动校准（取决于ADIRU 的标准），不需要飞行员进行任何操作。校准程序依靠GPS 位置自动进行。） 飞机当前位置：进行惯导的校准时，三个位于ADIRS 方式选择组件（MSU）上的OFF/NAV/ATT 电门要放到NAV 位置，然后输入飞机当前位置。当前位置可以通过公司航路、经纬度或者是起始点三种方式的任何一种来输入。 惯导校准：ALIGN IRS 信息消失并且惯导校准起动。依据纬度的不同，校准需要10 到15 分钟，但是如果使用GPS 自动校准时间会缩短。在ECAM 上显示器上，当惯导校准结束时，IRS IN ALIGN 1MN 的信息消失；如果指示保持或者闪烁意味着校准阶段不成功。 FROM/TO 航路输入：使用键盘在草稿栏输入LSGG/LGAT，然后按压1R 行选键将其激活并存入FROM/TO 区域。此时在MCDU 上显示出跟选定的起始点相关的航路。输入航路后自动返回初始页面。 出发机场位置：出发机场的位置在经纬度一行给出，会出现ALIGN IRS 提醒。这个机场位置是预设好的，它可以根据真实的机场位置，利用在LAT 行显示的双向箭头来改变LAT，进行校准。然后可以按压3R 键（ALIGN IRS）起始三部惯导的校准。预知的机场位置将自动送给三部惯导。 备用仪表：
罗盘： 位于风挡上端中心位置，误差卡安在罗盘上方。注：因驾驶舱里有APU 电源接头，所以APU 起动时备用罗盘的指示可能会受到干扰。
备用地平仪： 通常是由主直流汇流条供电。若所有电源失效，显示可持续5 分钟。 ① 横滚刻度：坡度角刻度到60º。无转动限制。 ② 故障旗：如果仪表或供电失效时出现。 ③ 俯仰刻度：测量俯仰角度。转动限制为±85º ④ 飞机基准：固定符号。 ⑤ 锁定旋钮：当拔出时，陀螺直立，地平仪呈水平状态并在中心位置。(用于在在飞机水平时，修正指示)。
空速表： ① 空速指针 ② 空速游标(4)：提供空速基准标识
高度表： ① 高度指针 ② 高度窗(英尺) ③ 气压设置窗：显示气压(毫巴为单位) ④ 高度表设定旋纽 ⑤ 高度表游标(4)：提供高度基准标识 综合备用仪表系统（ISIS）：
综合备用仪表系统（ISIS）提供信息的第三个源并显示给机组。它安装在仪表板的中央，整合了备用高度表、水平指示器和空速表。它主要显示下列信息：空速，马赫数，俯仰和滚转角高度（英尺），下滑道和航向道，偏离参考气压（hPa）。还可以选装显示：米制高度，磁航向，在毫巴气压基础上的修正标压（英寸汞柱）。 前面板上安装有光线感应器自动控制显示器的亮度。ISIS 通电时，首先显示初始化画面90 秒。画面上显示4 个黄色方框显示姿态、速度、高度和初始化90 秒。
备用空速指示器功能：备用空速指示器测量从备用大气数据系统送来的全/静压压差，并且提供空速显示（以节为单位）。空速指示器显示为一个垂直的0 到520 节的速度带。速度带在画面上上下移动，一个固定的黄色图标指示飞机的当前的速度。当空速数据无效时，空速速度带被一个红色的SPD 故障旗取代。当马赫数大于0.5 时，马赫数显示在速度带下方，显示区域的左下方，呈绿色。如果故障，红色的M 故障旗取代马赫数显示。
备用高度表功能：备用高度表指示由备用大气数据系统提供静压用于显示飞机气压高度（英尺）。高度指示显示为一个-2000 英尺到 50000 英尺的高度带。高度带在一个黄色边框的窗口后上下移动，窗口内的绿色数字指示的是飞机的高度值。当高度值无效时，高度带被一个红色的ALT 故障旗取代。当高度值为负时，一个白色的NEG 字符显示在高度值旁边。范围是-2000 英尺到0 英尺。右上部可以选装显示米制高度。米制高度为黄框绿字显示，并且数字后边有蓝绿色的M 字母显示。此时如为负高度指示时，一个白色的NEG 字符显示在数字的前面。
参考气压压力指示：机组可以通过按压右下角的BARO 参考气压选择器按钮选择参考气压压力。STD 以蓝色字符显示在显示画面的正中央的底部。再按压一下，选择显示为QNH（海平面修正压力）（以百帕斯卡为单位）。选定的气压修正值以蓝绿色数值显示在STD 的位置。 旋转BARO 选择器旋钮可以在745 至1100hPa 的范围内对数值就行修正。作为选装配置还可以显示为英寸汞柱，也是蓝绿色的显示。此时BARO 选择器旋钮可以在22 到32.48 英寸汞柱的范围内调整显示的数值。
备用水平仪：飞机符号显示为黄色空心符号。在移动的俯仰指示带和滚转指示带上，飞机符号保持不动。通过程序销钉接地，可以将基本的飞机符号改为显示为V 杆符号。同时，参考与飞机符号相对位置的俯仰角同时也显示出来。当机头上升或下降超过30 度时，会出现一个巨大的红色箭头指示俯仰超值，箭头的方向指向减小俯仰角的方向。滚转角的指示是在一个固定的滚转角度带上的一个黄色的三角指示。在角度带0 位置的两侧的10 度、20 度、30 度、45 度和60 度位置，都有白色的标记。滚转指示器是一个白色的空心三角型。当飞机向左滚转或向右滚转时，滚转角指示器在固定的滚转指示带上滑动。在滚转指示器下方滑动的一个梯形指针，给出了飞机的横向加速度（侧滑率）。如果俯仰或横滚的信号故障，姿态指示被一个红色的ATT 故障旗所取代。磁航向指示器是选装的，显示为在一个移动的白色角度带上用一个固定的黄色三角来进行指示。如果磁航向信号故障时，磁航向指示被一个红色的HDG 故障旗所取代。
着陆和游标功能：当右上角的LS 按钮被按下时，航向道和下滑道的指示带马上显示出来。如果下滑道或者航向道的信号故障时，相应的显示被一个红色的G/S 或LOC 故障旗所取代。按压左上角的BUGS（游标）按钮时，游标显示出来。这个显示功能用于在相应的速度和高度指示带上指示程序性能速度和高度。按压BARO 选择器旋钮，可以关闭激活的游标，同时可以在下一个关闭激活的游标上显示出一个OFF 字样以便提示机组。再按一下这个按钮，可以重新激活游标。通过旋转BARO 选择器的旋钮来设定选择需要的游标值。按压（-）按钮可以将设定光标移到下一个需要设定的游标，按压（ ）按钮可以将设定光标移到前一个游标。RESET 按钮可以在飞机处于安定飞行（即飞机在稳定的速度状态下没有俯仰或滚转）时重新复位ISIS 的姿态。此外，这个键在其他页面菜单里面还用作“返回”键使用。
ISIS 菜单：当同时按压BUGS 和LS 按钮至少两秒时，ISIS 指示器还可以显示维护数据。在这个菜单里，可以显示两项内容：TESTS（测试）和OTHER DATA（其他数据）。按压菜单选项旁边的按钮可以进入相应的菜单。 OTHER DATA 菜单里面有两个子项目：IRU IDENT（IRU 识别）和ENGINEERING DATA（工程数据）。 按压LRU IDENT 项目旁边的（ ）按钮时，会显示以下内容：ISIS 件号（PN）和序号（SN）；飞机构型（当前选装）；功能时间计算器（工作时间）。 按压ENGINEERING DATA 旁边的（-）按钮时，会显示以下内容：ATA 参考和时间；部件识别和功能项目号（FIN）；故障代码。 如果数据的显示数量超过一页，按压（ ）或（-）按钮可以进行前后翻页。按压RST按钮可以返回上级菜单。按压几次RST 按钮可以备份操作显示。TEST 菜单可以进行功能测试盒显示测试。 注意：ISIS 内部有一个空地逻辑，用来管理自检功能和防止维护模式在空中激活。当计算空速大于60 节时，测试功能被抑制。
接头：在ISIS 背部有两个压力接头和一个电插头。这两个压力接头是防差错设计，用不同的齿键和不同的颜色加以区分：全压接头为红色，静压接头为黄色。电插头用于供电、程序销钉设定和系统接口。正常情况下，有28V 直流重要汇流条供电。如果直流重要汇流条不可用，当空速大于50 节时，热电瓶汇流条自动提供备用电源。 外围接口： 输入： ISIS 通过ARINC429 数据总线与下列几个系统相连接：由仪表着陆系统（ILS）或多模式接收机（MMR）提供的航向道和下滑道信号；由ADIRU1 和3 提供的选装侧航向信号。一路ARINC429 信号输入作为系统预留（未显示出来）。 通过离散输入，ISIS 接收下列信号：从转换面板上的姿态航向选择电门来得离散信号（ADIRU1 正常模式或ADIRU3 备用模式）；参考气压的选装显示情况（英寸汞柱）；高度显示的选装显示情况（米制高度）；飞机符号的选装显示情况（V 型杆）；ISISI 前显示器的显示倾斜；所有离散输入的平行控制。 输出： 所有ISIS 接收并计算的数据都通过一条用于惯性传输的ARINC429 高速总线和一条用于定向传输的低速总线送到FDIMU。一路离散输出信号用于故障/可用识别。如果ISIS 发生重大故障，红色的OUT OF ORDER 故障信息和相关的故障代码会显示出来。 MMR 系统
多模式接收机（MMR）是一个包含两部接收机的导航传感组件：MMR=ILS GPS。 ILS：仪表着陆系统的功能是为机组和机载用户系统提供地面台站发射的信号。地面台站以一个已知的频率提供航向道波束和一个下滑道波束。仪表着陆系统测量并显示角度偏离值，并且通过接受莫尔斯代码音频信号，从而确认仪表着陆系统地面台站。
GPS 是一个全球无线电辅助导航系统，通过卫星信号能够提供精确的导航信息。系统主要有三部分构成：空间部分，控制部分，用户部分。 空间部分：空间部分由24 颗卫星组成。这些卫星被安置在六个分离的轨道平面上，每个轨道平面上有4 颗卫星，具有以下特征：与赤道成55°倾斜角；平面高度接近20200KM，一个轨道周期为12 个恒星小时。这些卫星提供：卫星位置（星座的星历表），星座数据（天文年历），大气修正。
控制部分：控制部分由四个监控站和一个主控站组成，可以跟踪卫星位置并计算星历表，进行时间修正，控制导航参数并将这些数据传送给GPS 用户。 四个监控站位于：瓜加林岛（太平洋马绍尔群岛），夏威夷（太平洋），阿森松岛（大西洋），迭戈加西亚岛（印度洋）。主控站位于：美国科罗拉多州斯普瑞斯。
用户部分：GPS 系统计算位置的原理是基于通过测量至少4 颗卫星发送GPS 信号的时间。这部分由GPS 接收机组成，它有下列功能：信号获取，距离计算，导航计算（卫星选择、位置、传播修正），探测并隔离故障卫星。 注意：当GPS 模式有效时，VOR/DME/ADF 的数据不用做导航使用。
部件：系统部件包括两个ILS 天线，两个GPS 天线和两个MMR 组件。MMR 系统与下列系统相交联：PFD 和ND 用于显示，EFIS 控制组件用于显示控制，FMGC 用于ILS 自动调谐和GPS定位，MCDU 用于ILS 人工调谐，机长和副驾驶RMP 用于ILS 备用调谐，ACP 用于ILS 音频信号，ADIRUs 用于GP-IRS 混合位置计算。
ILS 指示：只要在EFIS 控制面板上的LS 按钮开关按下，ILS 数据就显示在PFD 上，当选择了ROSE/LS 方式时，也显示在ND 上。LS 信息以洋红色显示。LS1 信息显示在PFD1 和ND2 上，LS2 信息显示在PFD2 和ND1 上。
GPS 指示：GPS 数据显示在MCDU 和ND 上。GPS 数据在MCDU 的GPS MONITOR 面显示：GPS位置（飞机经纬度），真航迹，GPS 高度，灵敏度，地速，工作方式/卫星数量。 GPS 在ND 上显示的信息：GPS 优先导航功能的有效性。
多模式接收机（MMR）系统包括：2 个MMR 组件，1 个G/S 天线，1 个LOC 天线，2 个GPS天线。 ILS 功能： 自动调谐：正常操作时，GPS1 信号提供给ADIRU1 和3，GPS2 的信号提供给ADIRU2。为了缩短GPS 的起始时间，GPS1（2）接收来自于ADIRU1（2）的信号。ADIRU1(2)里的IR 部分向FMGC1(2)提供下列信号：纯惯导数据，纯GPS 数据（此时ADIRU 作为信号的中继站），混合的GPIR 数据。FMGC1（2）使用混合的GPIR 数据用于位置确定功能。纯GPS 数据用于在MCDU1 和2 上进行显示。如果一部GPS 故障，三部ADIRU 自动选择剩下的一部良好的GPS 进行数据混合。如果ADIRU1 故障，FMGC1 使用ADIRU3/GPS1 的数据。如果ADIRU2 故障，FMGC2使用ADIRU3/GPS2 的数据。ADIRU 的选择GPS 的优先权是GPS1，使用的是ADIRU3 的第二个输入接口（GPS2）依靠ATT HDG 选择电门（13FP）来隔离两侧的系统（GPS1/AD IRU1/FMGC1和GPS2/ADIRU3/FMGC2 体系）。如果两部ADIRU 故障，两部FMGC 使用唯一一部工作的ADIRU。这部ADIRU 接收它本侧的GPS 数据。 人工调谐：利用每个MCDU，可以通过本侧的FMGC 对两个MMR 组件进行调谐。注意：要想返回自动调谐方式，人工调谐方式必须被清除。 备用调谐：如果两部FMGC 故障，由RMP1 和RMP2 提供备用调谐。如果RMP1 或RMP2 上的STBY NAV 方式有效，使用任意一个RMP 就可以控制两个MMR 组件。注意：RMP3 不用于导航设备调谐。在应急供电时，只有RMP1 有电。 天线：两个MMR 组件的G/S 和LOC 天线是共用的。对应于每个MMR 组件，每个天线都有两个独立的连接接头。 GPS 操作： GPS 系统的功用是利用美国的GPS 卫星，通过一个可以独立完成的卫星导航传感器来完成的。GPS 的优先功能是跟踪从卫星发射过来的射频信号，计算出自己的位置，输出GPS 数据给三部ADIRU。接收机自备集成监控（RAIM）或者自备集成监控外推（AIME）提供这个数据的整体性和有效性。GPS 提供三轴的飞机位置、加速度和精确时间，用于三部ADIRU 进行混合计算。当一部GPS 故障时，ADIRU 自动选择另外一部工作的GPS 来计算混合GPIR 数据。 天线：GPS 天线是一个工作于L 波段的天线，有一个集成预放大器和滤波器，能够提供全向上半球的覆盖。GPS 天线工作在L1 波段，频率为1575.42MHz。第二频率是1227.6MHz，称为L2 波段，用来判断好消除L1 波段的传输误差。 ADIRU：为了缩短起始时间，MMR 组件1 和2 从相应的ADIRU 接收位置信息（经纬度）、时间和数据。当ADIRU2 故障时，GPS1 的主信号源是ADIRU3，通过ATT /HDG 选择开关选择ADIRU3 的第二个输入通道(GPS2)以便使1 侧和2 侧隔离：MMR1 通过ADIRU1 向FMGC1 提供数据，MMR2 通过ADIRU3 向FMGC2 提供数据。 FMGC：ADIRU1 或2 的IR 部分向FMGC1 或2 提供纯IR 数据，纯GPS 数据和混合式GPIR数据用于位置确定。FMGC 位置是混合式的GPS/IRS 位置和混合式的IR 位置。注意：一旦GPS/IRS方式有效，不允许无线电通讯更新DME/DME 或VOR/DME。 LGCIU：每个LGCIU 送出一个空/地离散信号，接收机自检模块使用这一信号进行MMR飞行航段计算。
CFDIU：可以使用CFDIU 通过使用MCDU 对MMR 系统进行测试和故障查询。测试仅在地面进行。 用户：MMR 数据给FMGC，用于起飞、进近、着陆阶段的飞行引导。数据同样送给ECAM进行警告。MMR1 数据送给EGPWS 系统用于方式5 的计算（低于下滑道下降）。注意：在低于700英尺时，LAND 方式待命时，FMGC 输出一个离散信号用于抑制MMR 组件的任何频率改变。 指示：ILS1 数据通过DMC 送给机长一侧的PFD 和副驾驶一侧的ND，ILS2 数据送给副驾驶一侧的PFD 和机长一侧的ND。MMR 组件（ILS 部分）也处理一个音频信号送到音频管理组件（AMU），以便机组收听。仅在MCUD 的GPS MONITOR 页面可以显示纯粹的GPS 数据。此外，操作信息也可能显示在两个ND 上。 气象雷达/预警风切变系统：
机载气象雷达和预警风切变系统（WXR/PWS）用于在天线扫描的区域内检测和定位含水大气的扰动和风切变的发生。 气象雷达（WXR）原理：气象雷达通过检测大气扰动区域的距离和方位，帮助飞行员来避免进入这些区域以及附近的大气环流扰流。此外，它还可以用于绘制地形图。雷达通过定向天线发射微波脉冲，并通过天线接收返回信号。距离是通过测量回波所需的时间来计算出来的。方位是通过接收回波时的天线位置给出的。
预警风切变原理：风切变现象是由于在一个小的距离内，空气向上和/或向下运动造成的风速和/或风向的突然变化。对于飞机来说最危险的时刻就是在进近或者起飞阶段飞机比较接近地面的时候。
部件：系统主要的部件包括天线、波导管、收发机（双设备架，可以选装第二部收发机）和控制组件。系统也通过DMC 与ND 相连接，进行显示。注意：图中的控制面板仅为示例，不同飞机构型有不同配置。多功能扫描和自动俯仰控制功能已在面板上显示出来。
WXR 指示：气象雷达的图形显示在机长和副驾驶的ND 上。雷达图形和雷达信息状态（倾斜、增益、故障）显示在不同的EFIS 方式上（ARC 和ROSE），除了PLAN 方式。气象雷达用不同的颜色（绿、黄、红和洋红色）显示大气扰动的剧烈程度和雨量回波区。 预警风切变指示：PWS 显示在机长和副驾驶的PFD 和ND 上。风切变现象的指示是覆盖在雷达图像上的，显示在不同的EFIS 方式上（ARC 和ROSE，PLAN 除外）。
概述（单部安装） WXR/PWS 系统由以下部件组成：1 部控制面板，1 部WXR 收发机（XCVR），1 部天线，1根波导管。注意：PWS 功能为选装功能。 系统介绍： 控制组件：控制组件通过ARINC429 总线提供工作方式、天线倾斜角度、接收机数字化信息的增益。一个ON/OFF（开/关）离散信号使得收发机通电，接着收发机向控制组件和天线提供电源。 WXR 收发机：气象雷达使用无线电回波来探测降雨量的大小和地图，并利用多普勒效应原理来探测紊流区域。收发机的工作频率为X 波段的9345MHz。收发机通过两条ARINC453总线将视频信号提供给DMC，并显示在ND 上。PWS 功能也使用了多普勒效应的原理来探测风切变的发生。水平和垂直的风速、重力、真空速是风切变预警功能中的不同的组成部分，这些参数用于确定风切变预警的门限值。 天线：天线由收发机供电，控制方位和垂直剖面。无线电频率信号在收发机和天线之间通过波导管来进行交换。天线的水平方位扫描为180 度扇形区域，俯仰扫描范围为正负15度范围。收发机的一个内部电路用于确保天线的稳定性。稳定数据如下：俯仰和倾斜角、选定的倾斜角度、天线水平和倾斜角。 系统接口：ADIRU 气象雷达从1 号和3 号ADIRU 接收俯仰和倾斜数据，用于天线的稳定和控制以及多普勒方式修正的地速。提供数据的ADIRU 是由ATT/HDG 选择开关选定的。PWS 功能从ADIRU1 和3 结收数据用于速度计算：真空速，高度（或修正高度），东西和南北地速，航迹角，真航向，磁航向。 LGCIU：LGCIU 向收发机提供空/地信息。收发机BITE 组件用这个离散信号来计算飞行航段。在风切变状态，起落架伸出信号用来确定着陆方式到起飞方式的转换。 CFDIU：MCDU 允许系统通过集中故障显示接口组件（DFDIU）被测试。测试仅在地面有效。在测试过程中，天线执行一个垂直和一个水平扫描程序。 限定A 和B 信号（如选装PWS 功能）：需要两种类型的限定输入来防止风切变功能的自动作动。类型A：使用两种限定（QA1 和QA2）。由ATC/TCAS 控制组件提供，显示AUTO/ON/STBY开关的位置。当选择了AUTO 或ON 时，限定A 有效。类型B：使用两种限定（QB1 和QB2）。有EIU1 和2 提供，指示正常的发动机滑油压力。当发动机启动时（高滑油压力）限定B 有效。低于2300 英尺无线电高度时，选定A 和B 两个限定输入至少有一个必须有效，风切变功能自动有效。 RA（如选装PWS 功能）：无线电高度表通过ARINC429 总线提供高度信息。这个信息用于风切变功能的自动生效。 音频抑制信号（如选装PWS 功能）：以下离散信号用来指示这些音响警告信号是否必须有效或无效：预警风切变音响警告（离散输入）或来自FWC 失速警告抑制，预警风切变离散输出抑制TCAS 或GPWS 得音响浸膏或者其它FWC 警告。 混音盒（如选装PWS 功能）：一个模拟式音频输出允许风切变音响警告反射到一个混音盒，这个盒与扬声器相连。 EGPWS：EGPWS 系统从雷达危险总线接收预警风切变警告，以确定优先权。WXR/PWS 警告，WXR/PWS 警戒，GPWS 地形警告，GPWS 地形警戒。 指示：气象雷达收发机通过两个ARINC453 总线与DMC 相连。每个数据总线电缆的一侧有一个低电感（60 欧姆）终止，防止信号回馈。在EFIS 控制面板上选择了ROSE 和ARC 方式时，气象雷达图像显示在机长和副驾驶的导航显示器上。风切变图像显示在机长和副驾驶的ND 上，在机长和副驾驶的PFD 上显示所有视觉警告。注意：当两个EFIS 控制面板都在PLAN 方式时，WXR/PWS 接收机不通电。
WXR/PWS（气象雷达/预警）安装双套系统（选装） 可以选装双套气象雷达，包括以下部件：1 部控制面板，2 部收发机，1 部天线，1 根波导管，1 个波导开关。
气象雷达/预警风切变系统工作预警戒 在地面使用气象雷达系统的MAP、WX 或WINDSHEAR 方式时，必须使用一些特定的预警戒： 飞机前方的危险区域，即飞机中线两侧的正负90 度，5 米的弧形区域，必须没有金属障碍物，如机库或飞机； 确定飞机中线两侧的正负135 度弧形区域，天线前方1.5 米范围之内没有人；系统在飞机加油期间不可工作，或工作时100 米内五任何加油操作。注意：为避免辐射危险和损坏音响警告，无论雷达选择开关在何处，WINDSHEAR AUTO/OFF 选择开关必须放在OFF 位。气象雷达控制板：
① 系统开关：此开关打开和关断气象雷达 ② 增益旋钮：用于调节接收机在所有方式的灵敏度。AUTO 位自动将增益调到最佳值。注：在风切变方式，增益不能调节，是自动控制的。气象方式仍按控制面板上所选的增益工作。 ③ 方式选择：气象方式(WX) ：颜色取决于降水强度(黑色为最低强度，绿色，琥珀色及红色表示递增的高强度)。气象/紊流(WX/TURB) ：颠簸区(在降水区内)显示的洋红色被叠加在正常方式(40 海里范围内)的显示上。地图(MAP) ：雷达工作在地面地图方式：黑色(水)绿色(地面)琥珀色(城市、山脉)。 ④ 倾斜旋钮：人工控制天线的倾斜度。0 表示天线水平，由ADIRS1 提供。(如果姿态航向选钮在机长3 则由ADIRS 3 提供)。注：有些飞机可能只装有一部气象雷达系统。 ⑤ 风切变电门* (只有在加入了风切变功能后此电门才能工作)：AUTO ：启动风切变功能：在2300 英尺以下，即使SYS 电门(1)在关位，也可通过天线扫描来探测到风切变区域，如果在1500 英尺无线电高度以下会显示在ND 上。OFF ：无预测风切变功能。 平显系统
平显系统（HUD）是一个选装的飞行辅助系统，这个系统可以在飞行员的视野范围内的外界图像上叠加显示。这种辅助显示主要是在一个外置的、平板玻璃显示器上显示各种信息和符号。 HUD 提供的图像包括：当飞机处于低能见度的条件飞行时，在地面滑行、起飞、空中和着陆阶段提供引导信息；当着陆机场没有仪表着陆系统时，为飞行员提供视觉进近信息；用于监控自动进近的工作情况。 HUD 系统包含一个HUD 组件（用于为机长提供平显数据）。
系统介绍： HUD 系统包括一部平显计算机（HUDC），一部平显投影组件（HPU），一部平显组合组件（HCU），一部客户化内存模块（PMM）和一部HUD 控制面板。 平显计算机（HUDC）：HUDC 与电子系统交联用于保存需要的数据。然后，依据人工或自动的选择和飞行航段来计算并产生相应的符号。同时它还有监控功能用于确保显示给飞行员的信息不会丢失。HUDC 内部有两条完全不同的通道，指令通道（COM）和监视通道（MON）。COM 通道用于选择、证实相应的电子系统数据，并且用于显示计算，符号产生和自检处理。 MON 通道用于：监控所有的指令数据（反馈监控）；管理HUD 系统自检。 HUDC 从HUD 控制面板接收指令执行下列控制功能：显示字符的亮度/HPU 关断；符号格式转换。 平显投影组件（HPU）：HPU 组件位于驾驶舱机长头顶内部的舱壁里。它包括一个基于LCD技术的图像产生器，驱动电路和一组光学转换镜片。 HPU 包含以下功能：从HUDC 获得视频；将视频流转换成绿色图像；将图像投影在HCU的平面玻璃屏幕上（与外界视景重叠）；从HUDC 接收指令调节合适的显示亮度；获取亮度电位计（位于前面板上）的值并传送至HUDC；获取一个位于HCU 上的显示亮度传感器的值并传送至HUDC；将内部参数（温度、状态）传输至HUDC；为HDCU 和控制功能部分提供自检（通过RS422 总线）。 平显组合组件（HCU）包含以下部分：一块由波长选择材料包裹的透明玻璃；机械装置；组件同样包含用于自动显示亮度控制的传感器。 HCU 有三个位置：工作位置；收回位置；脱开位置。 HPU 从HCU 接收以下相关数据：HCU 的位置；自动显示亮度控制功能：HCU 整合了一个外部的光线传感器用于测量外部环境的光线条件。HUDC 使用这个测量结果在飞行员控制调节的值附近对亮度进行自动调节。这些数据由HPU 通过RS422 数据总线传递至HUDC。 客户化内存模块（PMM）：PMM 是一个内存模块。为了维持一个精确地HUD 的安装，必须进行两种调节：机械调节；电子调节（对PMM 进行调节）。 当飞机在生产时，HCU 和HPU 就已经被精确地安装在机身当中了。在进行了瞄准校装之后，电子校准值已经输入到HUDS 系统并且存储于PMM 当中用于补偿飞机剩余的X/Y 轴上的位置偏差。所以，PMM 是与飞机相关联的，是不可互换的。这样做的目的是为了显示的字符能够精确地显示在正确的位置。电子瞄准校装只在飞机首次安装HUD 设备时才需要执行。不需要为了将电子修正值记录在PMM 内存中时再做一次这种校装。 HUD 控制面板：位于驾驶舱左侧德尔1411VU 上，它包含：一个用来调节HUD 符号亮度和HUD 开关的电位计；一个用来将HCU 上的显示格式从正常模式切换到简单模式的符号格式转换按钮电门；一个X WIND 电门用于将速度与高度带的显示格式的转换（从大号显示转为小号显示）。
HCU 有三个位置：
HCU 显示： 根据飞机的构型不同，系统可以为飞行员显示不同的参数和图像。 HUD 的显示可以分为10 个区域，显示的内容与下列参数有关：姿态、引导和无线电高度，航向，马赫数/ILS 数据，系统信息，飞行模式通告（FMA），地面滑行信息，空速，垂直速度，高度，进近轨迹偏离。HUD 图像与PFD 上的显示类似。 姿态，引导和无线电高度： 姿态信息显示在HUD 图像的中央。这个区域给出飞机相对于水平线的参考位置。这些指示包括：
引导信息显示在HUD 图像的中央，在姿态指示的上方。此区域显示下列信息：
无线电高度显示在HUD 图像的中央，在姿态指示的上方。这个区域的指示包括：
航向显示在水平线方向。航线带将飞机的磁航向或真航向在模拟表格上显示出来。 这个区域的显示包括：
马赫数/ ILS 数据：
系统信息：系统信息显示在姿态区域的上方。这些信息是：
飞行方式指示器（FMA）：FMA 显示在HUD 图像的顶部。所有显示在FMA 区域的信息都来自FMGC、FCU 和FCDC。 下列信息被提供给飞行员：
FMA 被分成五列（除了杂项信息显示在第二例和第三列的最后一行以外）：
HCU 显示： 地面滑行信息显示的时候，显示在速度带的右侧，取代了高度带的显示。 这个区域的显示包括：
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