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737700学习笔记
Chapter22自动控制
22-11数字飞行控制系统(DigitalFlightControlSystem)
1、数字式飞行控制系统(DFCS)有如下功能:
—自动驾驶:
自动驾驶仪在以下飞行阶段控制飞机的姿态:
爬升、巡航、下降、进近、复飞、拉平。
—飞行指引
—高度警戒
—速度配平:
这一功能主要在起飞阶段起作用,且仅当自动驾驶未衔接时工作,飞行指引仪开,关均可。
—马赫配平:
当飞机空速大于0.615马赫时,马赫配平功能控制升降舵上偏,以保持机头不俯。
不论自动驾驶或飞行指引衔接与否,该功能均有效。
2、自动驾驶可以有两种工作状态:
指令(CMD)状态和驾驶盘操纵(CWS)状态。
CMD状态下:
FCC计算A/P作动筒指令→动力控制组件(PCU)→控制副翼和升降舵。
CWS状态下:
力传感器感受施加在驾驶杆上的操纵力→FCC指令→①驾驶仪作动筒→控制副翼和升降舵。
→②安定面配平电动作动筒→配平安定面。
3、倾斜CWS力传感器位于机长的驾驶杆的下方。
4、完成维护工作后,给DFCS系统上电的最佳步骤是:
AFDS(自动驾驶飞行指引系统)MCPDC1
(2)→AFCSA(B)(自动飞行控制系统)FCCDC。
5、两个FCC将A/P警告信号送至机长、副驾驶的ASA及飞行数据获得组件,并且使红色A/P灯稳定的亮。
如果任何下面一种情况出现,便产生这一警告信号:
—两个FCC工作不一致
—DFCS在BITE状态
—安定面配平警告出现且为FCC双通道进近,高度小于800英尺
6、当DFCS从CMD方式转换到CWS方式时,MCP将CWS警告信号送到机长、副驾驶的ASA,使琥珀色A/P灯闪亮。
7、当以下情况出现时,MCP将A/P警告信号送到机长和副驾驶的ASA,使红色A/P灯稳定的亮:
—在地面,一个FCC上电测试失败
—在A/P复飞时,FCC不能获得MCP高度
—在A/P俯仰复飞阶段,MCP汇流条失效
8、在双通道工作时,每个FCC必须使用相互隔离的电源。
9、襟翼放下时,安定面配平电动作动筒的配平速度是襟翼收上时的三倍。
10、任何一个FCC发现安定面失去配平,它输出安定面失去配平警告信号到安定面配平警告灯,使警告灯亮。
11、必须两个FCC均给出速度配平失效信号,才能使速度配平失效通告器亮。
12、同一时刻,仅一个FCC可以控制马赫配平作动筒。
13、若驾驶员将IRS电门离开NORMAL位,自动驾驶将断开,转换一侧的飞行指引杆将消失(BOV)(通道A,若转到BOTHON2)。
14、当按压了位于导航控制板上的频率转换电门,若自动驾驶工作在VOR/LOC方式,FCC则将该方式复位,若自动驾驶工作在进近方式,则它将断开。
15、MCP有以下功能:
(1)、衔接自动驾驶;
(2)、打开飞行指引;(3)、选择工作方式;(4)、预位自动油门;(5)、控制参数选择;(6)、显示数据。
16、MCP有两个独立的微处理器,A通道处理器和B通道处理器。
17、IAS/MACH显示器有一个警告旗,在速度过低或超速时会闪亮,LCD的左侧显示该警告旗。
当VNAV方式有效时,IAS/MACH显示器是空白的。
18、安定面位置传感器B是一个单同步传感器。
此传感器不能与双同步传感器互换。
19、机上有四个A/P作动筒,它们独立工作。
两个作动筒控制副翼,另两个作动筒控制升降舵。
20、A/P由CMD方式转换到CWS方式时,A/P琥珀色灯闪亮。
A/T断开时,A/T红灯闪亮;A/T在BITE状态,A/T红灯常亮。
A/T在MCP或FMCSPD方式,FCC计算出A/T速度警告,A/T琥珀色灯闪亮。
21、速度警告在下述情况出现:
真空速大于目标空速10节或低于目标空速5节,且没有朝目标速度趋近。
警告出现时襟翼一定放下。
22、马赫配平作动筒的一个作用是在高速飞行时配平升降舵使飞机抬头以补偿马赫翻转。
马赫配平作动筒的另一个作用是当飞机在FCC控制的中位偏移区域(FCNSE)控制升降舵。
当襟翼不在收上位,且任何一个发动机N1值大于20%时,此区域出现。
这在起飞阶段可以增加升降舵的运动量。
23、FCC的自动驾驶仪有以下功能:
A/P倾斜控制、A/P倾斜控制、自动着陆、衔接联锁、警告与通告、安定面配平。
自动着陆功能仅当两个FCC的A/P均衔接时才工作,自动着陆功能包含俯仰及倾斜指令。
24、倾斜CWS方式有姿态保持及航向保持两个子方式。
25、当飞机接近MCP上选择的高度时,FCC自动选择高度获得方式。
没有选择电门来选择这一方式。
26、在巡航方式下,仅能衔接一套A/P,A或B。
若A/PA已衔接,驾驶员又衔接A/PB,则在B衔接后A/PA将断开。
27、当安定面失去配平警告出现,且所有以下情况出现时,红色A/P灯常亮:
飞机在双通道俯仰方式、无线电高度在50到800英尺之间、A/P的下滑(G/S)方式已衔接。
28、引起红色A/P警告灯闪亮的电路位于MCP内部。
若A/PA或A/PB断开,警告探测器将启动闪亮器,闪亮器使得ASA内红色A/P警告灯闪亮。
探测器还将一信号送到音频警告组件,产生报警声音。
29、CWS警告、A/T速度警告将引起ASA上的琥珀色A/P灯或琥珀色A/T灯闪亮。
当A/P从CMD方式转换到俯仰或倾斜CWS方式时,ASA上的琥珀色A/P灯闪亮。
当真空速与FMC或MCP选择的空速比较,不在限制范围内时,A/P启动这一警告。
30、当飞机处在ILS进近,且偏离ILS轨迹太远时,FCC提供一警告信号给DEU,LOC和G/S刻度由白色变为琥珀色,指针以4Hz的频率闪亮。
在指令方式时,FCCA提供偏离警告,当只有FCCB在指令方式时,警告才由FCCB提供。
31、当以下情况之一出现时,DFCS提供高度窗口警告:
(1)、FCC存贮器内的高度改变,而高度选择器没有任何改变。
(2)、FCC存贮器内的高度与MCP上显示的高度不一致5秒钟。
32、DFCS提供的警告有以下几项:
(1)、音频警告出现2秒,然后消失8秒,持续这样的循环;
(2)、高度显示周围出现一琥珀色框;(3)、MCP上显示的高度为50,000英尺。
这一警告一直进行直到它被复位。
若机组人员转动了高度选择器或飞机落地,警告被复位。
若G/S方式衔接成无线电高度低于400英尺,警告不会出现。
在地面,若FCC接收到高度选择旋钮持续转动的信号警告将出现。
当警告复位后,高度显示转换到最后的显示值加上FCC检测到的高度选择器的改变值。
33、若两个FCC的气压修正高度均失效,飞机在空中,将出现以下情况:
(1)、参考高度及其在MCP上的显示变成50,000英尺;
(2)、目视的警告显示在CDS上闪亮;(3)、一个单音频警告出现。
机组改变不了所选高度的显示,但若转动高度选择旋钮,视频警告停止。
若某一FCC气压修正高度为有效,高度警戒告停止,机组可以在MCP上改变预选高度。
34、同一时刻,仅一个FCC给安定面配平电动作动筒提供速度配平信号。
当FCC通电时,FCCA提供速度配平信号。
35、襟翼放下时,安定面配平作动筒的工作速度是襟翼收上时的三倍。
36、FCNSE(FCC控制的中位偏移使能)区域是指襟翼未收上,任何一个发动机的N1大于18%,升降舵的运动依赖于后缘襟翼位置和水平安定面的位置。
FCNSE功能允许飞机在起飞时抬头姿态更大一些。
37、若仅一个马赫配平功能失效,灯不会亮。
然而,如果按压任何一个主警告复现电门,马赫配平失效灯亮。
如果按压主警告复位电门,灯灭。
38、DFCS在以下飞行阶段计算A/P及F/D指令:
爬升、巡航、下降、进近、复飞。
DFCS仅计算F/D的起飞指令及A/P的拉平指令。
推力杆上的起飞/复飞(TO/GA)电门仅能衔接F/D于起飞方式,能衔接A/P及F/D于复飞方式。
驾驶员还能将A/P衔接于CWS方式。
驾驶员可在爬升、巡航、下降、进近飞行阶段使用倾斜和俯仰CWS方式。
38、自动着陆功能在进近、拉平、复飞飞行阶段使用,仅当选择了APP方式,将两套A/P衔接于CMD方式,DFCS才进入自动着陆方式。
39、自动油门、倾斜、俯仰工作方式显示在PFD的顶部,DFCS状态显示在AI的上方。
已衔接的方式用绿色字符显示,预位方式作白色字符显示。
当DFCS衔接一新的方式,一个绿色的方框显示10秒,其内部是新的方式的字符。
40、单通道、CWS倾斜、CWS俯仰DFCS状态通告以琥珀色字符显示。
一个琥珀色的方框在新的CWSR、CWSP或SINGLECH状态通告周围显示10秒。
41、在起飞阶段,即使F/D电门在“OFF”位,F/D指令也将自动地显示在两个AI上,这就是“弹出”方式。
当以下条件满足时“弹出”方式出现:
(1)、F/D电门不在“ON”位;
(2)、驾驶员按压了TO/GA电门;(3)、空速大于80节。
空速达到80节后,F/D保持在“弹出”方式150秒。
在“弹出”方式,要想关闭F/D,必须先将电门置于“ON”位,然后再置于“OFF”位。
42、倾斜CWS方式强力操纵是大于10磅,俯仰CWS方式强力操纵是大于21磅。
22-23偏航阻尼器系统(YawDamperSystem)
1、偏航阻尼器系统使飞机沿飞机的偏航(垂直)轴保持稳定。
偏航阻尼器系统是一个自动飞行系统,该系统使方向舵运动以减小由荷兰滚或湍流造成的飞机的偏航移动。
该系统工作于所有的飞行阶段并且通常在地面上起飞之前衔接。
2、对于主偏航阻尼,液压系统B的压力是必需的,并且FLTCTRLB电门必须是在ON(接通)位。
偏航阻尼器断开警告灯在衔接电门的上方。
对于正常的偏航阻尼器的工作,灯是熄灭的。
灯亮表示飞机上已有电而偏航阻尼器没有衔接。
3、对于主偏航阻尼,襟翼收上时方向舵的移动限制在2度,襟翼放下时为3度。
如果你用方向舵踏板移动方向舵,指示器并不指示方向舵的移动。
4、在同一时刻仅有一个SMYD实施偏航阻尼的工作。
SMYD1仅在正常工作期间做主偏航阻尼。
SMYD2在备用工作期间做WTRIS和备用偏航阻尼。
5、SMYD1使用主方向舵PCU来移动方向舵,SMYD1在向主方向舵PCU发出指令之前将其偏航阻尼计算与SMYD2比较。
如果SMYD2的计算不一致或者如果SMYD2失效,SMYD1的偏航阻尼器功能将断开。
6、要开始BITE,这些条件之一是必要的:
(1)、襟翼收上并且VCAS<60节;
(2)、本侧的发动机N1<15%并且对侧的发动机N2<50%。
22-31自动油门系统(AutothrottleSystem)
1、自动油门系统从起飞到接地之间工作。
自动油门是飞行管理系统(FMS)的一部分。
该系统还包括DFCS、FMCS和ADIRU。
2、操作者与A/T系统的联系是经由油门杆上的电门和DFCSMCP进行的。
A/T的工作方式可用下列方法选择:
(1)、从DFCSMCP上人工方式选择;
(2)、当DFCS衔接时,由DFCS自动的方式选择;(3)、从油门杆TO/GA电门人工选择。
取决于所选择的方式及DFCS的工作方式,自动油门系统可被衔接于N1方式或速度方式。
A/T的工作方式显示在共用显示器系统的飞行方式通告(FMA)上。
3、A/T计算机为发动机推力的自动控制进行计算。
A/T计算机向自动油门伺服马达传送指令以移动油门杆。
A/T计算机在前侧有2个电路跳开关。
这些电路跳开关是ASM1和ASM2。
自动油门伺服马达的电源来自于这些电路跳开关。
4、A/T伺服马达(ASM)从A/T计算机接收指令。
ASM使用这些指令通过两个分开的齿轮箱组件分别向前或后移动油门杆。
每个油门杆有其自己的伺服马达和齿轮箱。
5、A/T计算机的工作方式有:
预位方式、N1方式、油门保持方式、回收方式、速度方式和复飞方式。
6、油门保持方式是自动的,并且A/T在起飞地面滑跑期间进入该方式。
在该方式中,A/T断开到ASM的电源以防止起飞滑跑和初始的爬升期间A/T移动T/L。
当两个油门保持功能相一致并断开伺服的电源时,A/T方式在FMA上显示THRHLD(油门保持)。
7、在起飞过程中超过84节时显示油门保持。
在油门保持方式中,A/T断开ASM的电源。
T/L维持在起飞的推力设置。
当飞机获得800英尺高于地面的气压高度并且离地10秒后,A/T恢复ASM的电源并改为预位方式。
高于800英尺,在开始爬升期间,你可以选择N1或速度方式。
8、爬升可能的DFCS俯仰方式有垂直导航(VNAV速度)、高度改变(LVLCHG)、垂直速度(V/S)。
起飞后,在高于400英尺无线电高度时衔接自动驾驶仪并选择一个DFCS俯仰方式作为爬升。
在爬升期间正常的俯仰方式是VNAV。
9、在巡航飞行期间,A/T控制发动机推力来控制空速。
它可能是FMC目标速度或在MCP上选择的速度。
在巡航飞行期间,正常的DFCS俯仰方式是VNAV。
也可以选择高度保持作为DFCS俯仰方式。
10、在进近期间当你按压TO/GA电门一次时,A/T给出一个减推力复飞指令。
A/T方式在FMA上显示GA(复飞)。
在复飞期间,如果你按压TO/GA电门第二次,A/T给出最大推力复飞指令以达到FMC复飞N1限制。
A/T方式在FMA上从GA改变为N1。
如果在MCP上选择了N1或速度方式则复飞方式复位。
11、在回收油门方式,A/T将T/L移回到后止动。
二个回收油门方式是指下降回收和拉平回收。
下降回收出现在从高空下降的过程中。
拉平回收出现在拉平到着陆的过程中。
两个方式在CDS的FMA上都显示为RETARD(回收)。
12、下降回收出现在DFCSVNAVSPD下降过程中,或当在MCP上LVLCHG下降被选择时。
在DFCSVNAVSPD下降过程中,A/T通常在FMC下降顶点(TOD)处开始回收油门杆到慢车位。
当T/L到达后止动点时,A/T方式从回收改变为预位。
13、拉平回收出现在着陆拉平过程中。
在拉平回收期间,A/T将T/L回收到慢车位并且RETARD显示在FMA上。
当飞机改平做着陆和接地时,T/L移回到后止动。
在接地后2秒A/T断开。
Chapter27飞行控制
27-32失速警告系统(StallWarningSystem)
1、当飞机接近失速状态时,失速警告系统抖动驾驶杆。
在失速期间,失速识别系统保证驾驶员不能轻易克服飞机的自动低头配平,失速警告系统会增加驾驶杆感觉力。
2、失速警告,方向舵感觉变换(EFS),自动缝翼,和性能数据是SMYD失速管理功能的一部分。
偏航阻尼,转弯协调,和WTIS是SMYD偏航阻尼器功能的一部分。
在正常操纵期间,SMYD1完成主偏航/阻尼/转弯协调。
在备用操纵期间,SMYD2完成WTRIS和备用偏航阻尼/转弯协调。
3、升降舵感觉变换组件(EFSM)给双感觉作动筒提供增压的A系统压力,从而在失速期间增加驾驶杆的感觉力。
27-24驾驶盘到方向舵互联系统
(WheelToRudderInterconnectSystem)
1、驾驶盘到方向舵互联系统(WTRIS)在飞行操纵A和B的液压都关断,备用系统打开时的人工飞行操作过程中协助转弯。
WTRIS给出使方向舵移动很小量的指令作为机长驾驶盘副翼输入的函数以帮助转弯。
2、SMYD2在用备用液压的人工飞行操纵期间作为WTRIS和备用偏航阻尼及转弯协调,命令方向舵移动。
SMYD2接收来自飞机传感器、电门和部件的数据,并用这些数据计算及向备用方向舵PCU发送指令使方向舵移动。
3、WTRIS仅在马赫数<0.4时工作。
增益计划的改变为:
在马赫<0.3时的1(全增益)到马赫>0.4时的零增益。
4、对于WTRIS及备用偏航阻尼,方向舵指令的限制是:
襟翼收上时2度,襟翼未收上时2.5度。
5、要接通WTRIS和备用偏航阻尼器,在飞行操纵面板上做下列步骤:
—将FLTCONTA和B电门都置于OFF位
—将至少其中电门之一置于STBYRUD(备用方向舵)位<用来向备用方向舵PCU提供备用液压>
—衔接偏航阻尼器电门到ON位。
Chapter23通信
23-11高频通信系统(HighFrequencyCommunicationSystem)
1、高频(HF)通信系统提供远距离的声音通信。
它为飞机与飞机之间或地面站与飞机之间提供通信。
HF系统工作于2MHz-29.999MHz频率之间。
这个系统利用地球表面和电离层使通信信号来回反射而传播。
反射的距离随时间,射频和飞机的高度的不同而有所改变。
2、HF天线耦合器使天线阻抗与收发机的HF频率范围的输出相匹配。
3、收发机在单边带(SSB)方式下RF输出的峰值包络功率为400瓦。
在AM方式下平均动率为125W。
在AM方式下收发机发射的是调幅等效信号(AME),AME是载波频率加上边带。
4、HF天线耦合器使收发机的50Ω输出阻抗与天线阻抗在所设频率上匹配。
这使电压驻波比减少到低于1.3:
1。
耦合调谐的频率范围为2至29.999MHz。
调谐需2至4秒,最多7秒。
5、当HF系统发射时:
(1)、人员离开垂直安定面至少6英尺(2米);
(2)、加油放油时,HF系统不允许发射;(3)、HF天线发射的射频能量对人体有害。
6、HF通信的工作方式:
归零方式、接收/等待方式、调协方式、接收/操作方式、发射方式。
在调谐方式下,射频载波不包含音频。
7、调谐时,可从耳机插孔或飞行内话系统收听到一个1KHz的音调。
当你听到的耦合器调谐时的1KHz音调时间超过15秒,有可能有耦合器故障。
如果这个音调只在键控话筒时间内能听到,可能是你调谐到一个HF收发机频率范围以外的频率上。
(正常时间为2-4秒)。
8、故障信息:
显示
状况
活动
备用
HF无线电的有效频率
(2.000—29.999)
7.160
2.800
RCP接收不到来自HF收发机的信号
FAIL
FAIL
HF收发机故障
PANEL
FAIL
RCP故障
23-12甚高频通信系统
(VeryHighFrequencyCommunicationSystem)
1、VHF通信系统为机组提供声音与数据的视距通信。
VHF通信系统可用于飞机与飞机之间,飞机与地面站之间的通信。
VHF通信无线电调谐频度范围为118.00至136.975MHz。
VHF无线电用于发射机接收话音通信。
2、故障信息:
显示
条件
活动窗
备用窗
118.000
136.475
VHF信号为有效频率(118.000-136.475)或者RCP未收到来自VHF收发机的信号
FAIL
FAIL
VHF收发机故障
PANEL
FAIL
RCP故障
23-31旅客广播系统(PassengerAddressSystem)
1、PA放大器放大具有最高优先权的音频输入。
当乘务员发布通知期间,其所在位置的扬声器被静音以避免自激。
PA音频经REU送给飞行机组的头戴耳机话筒作力边频。
它还送到驾驶舱扬声器。
2、PA放大器设置输入信号的优先权。
PA系统音频的优先权是:
第一优先权-从驾驶舱发布的通知,第二优先权-从乘务员发布的通知,第三优先权-预录的通知,第四优先权-机上音乐。
3、PA放大器提供以下提示音:
(1)、“禁止吸音/系好安全带”符号灯亮时-低谐音;
(2)、乘务员呼叫开关操作-从旅客服务单元和厕所传出高谐音,从驾驶舱和乘务位传出高/低谐音。
4、PA放大器可设置优先权、放大并向飞机扬声器和系统发送音频信号。
它还向乘务员和旅客发送谐音(提示音)信号。
PA放大器功能选择开关有这几个位置:
(1)、负载(欧姆)(LOAD);
(2)、谐音(TONE);(3)、操作(OPERATE);(4)、电平(LEVEL)(VRMS)。
5、在LOAD位时,PA放大器测量扬声器电路的阻抗,阻抗值在LED上显示,通常,阻抗高于30Ω。
开关是弹簧控制的从LOAD位弹到TONE位。
在TONE位时,PA放大器对所有扬声器进行功能检测,高频谐音是音频测试信号送到扬声器。
OPERATE信息是PA放大器的正常开关位置在这个位置时,显示为空白。
在LEVEL位时,PA放大器显示输出音频的输出交流电压值,LEVEL位使扬声器与放大器电路断开。
它把一个模拟负载连接到内部放大器电路。
电压值显示在LED上。
开关是弹簧控制从LEVEL位弹到OPERATE位。
6、PA放大器主增益控制:
转动这个电位计可增加或降低放大器的增益。
通常情况下,当功能选择开关在LEVEL位,转动这个电位器直到显示70.7V。
7、发动机启动时,增益控制电路使放大器增益增加6dB。
如果发生失压情况,氧气指示继电器吸合。
同时,继电器向放大器内的放大和控制电路发送一个地信号使放大器增益增加3dB。
8、PA放大器功能测试:
(1)、在LOAD位,扬声器的阻抗在显示器中显示。
正常其阻抗高于30Ω,如果这个阻抗低于30Ω,扬声器或其连接线会有问题。
(2)、在TONE位,一个连续的音调送入扬声器。
如果没有听到这个音,则PA放大器扬声器或连接线可能出问题了。
(3)、OPERATE是正常的开关位置,在这个位置时,显示窗空白。
(4)、LEVEL位,输出电压显示在LBD显示窗内。
这电压值一般为70.7vrms,如果没有看到正确的值,则PA放大器或输出电平调节有问题。
(5)、用MasterGain(主增益)调节来改变输出电平。
23-51飞行内话系统(FlightInterphoneSystem)
1、飞行机组用飞行内话系统进行彼此间相互交流或与地面机组人员通话。
飞行机机务维护人员用飞行内话系统接入通信系统。
也可用飞行内话系统监控导航接收机。
2、REU把音频信号送给每个站位的头戴式耳机、耳机和驾驶舱扬声器。
当使用手持话筒和吊架式话筒时,REU会降低驾驶舱扬声器的音量。
3、机组用音频控制板(ACP)控制通讯和导航系统的音频。
每个ACP控制一个站位。
4、无线电-内话PTT开关是一个三位开关,可短时停放在R/T和I/C位。
在R/T位时,话筒音频和PTT信号进入发射机选择器选择的通讯系统中。
在I/C位时,吊架和面罩话筒插孔与飞行内话系统相连。
无线电-内话PTT开关与驾驶盘上的PTT开关是并行的。
5、ALT-NORM开关可以选择飞行内话系统和正常或应急操作。
当选择NORM时,飞行内话系统工作正常。
当选择ALT时,飞行内话系统工作在应急方式。
这时ACP上只有BOOM-MASK开关和PTT开关的R/T位能工作。
手持话筒不能工作。
Chapter31记录和指示系统
31-31飞行数据记录器系统(FlightDataRecorderSystem)
1、飞行数据记录器系统(FDRS)贮存最近25小时工作中的飞机参数与系统数据。
飞行数据记录器(FDR)保护参数与系统数据。
2、当一台发动机运转或飞机在空中时,FDRS自动投入工作。
当飞行记录器测试组件上的TEST/NORMAL开关在TEST位置时,记录器也工作。
3、飞行数据获取组件(FDAU)从数字、离散和模拟信号源获得飞机数据。
FDAU为飞行数据记录器收集飞行数据。
这是指定性数据。
FDAU也为航空公司的使用收集飞机状态监控系统(ACMS)数据,这一数据是非指定性的。
4、FDR从FDAU得到格式化的数据并将其保存在非易失性固态存储器中。
飞行记录器具有可以保存至少最近25小时飞行数据的容量。
FDR是一个防火抗撞LRU。
前部装有一个水下定位信标。
5、飞行数据记录器(FDR)位于后客舱顶部通过铰接的舱顶板接近。
FDAU状态继电器位于前轮舱右侧的J24板上。
6、三轴加速度计测量沿垂直轴、横轴和纵轴的加速度。
加速度计将加速度数据送到
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