Version 2.0 更新中 20210629
本筆記的摘錄原則：
1、節(jié)選手冊中需要反復(fù)記憶的內(nèi)容；
2、如遇難以理解的句子、圖表，以個人理解重新表達（如有偏頗，懇望斧正）；
3、控制和指示的部分，非理論的內(nèi)容不作摘錄。
4、符合直覺，看一遍就能記住的不作摘錄。
使用本筆記的正確姿勢：
1、通讀手冊后，用來時常翻閱記憶；
180°轉(zhuǎn)彎時道面最小寬度：800：24.3m，700：20.4m。
1、鎖銷和鎖銷標牌（機械鎖）*需要記憶圖中使用方法
2、開鎖銷：向內(nèi)側(cè)拉鎖銷：人工將釋壓板從卡阻的艙門上分離，使面板打開成為應(yīng)急出口。
3、釋壓板：作為應(yīng)急出口通道且在飛機失壓時自動打開（艙門裝有兩個壓力傳感器）。
通過按壓應(yīng)急進入面板上的“1”然后“ENT”鍵，駕駛艙諧音將響起 （如有設(shè)計）。
如艙門口風(fēng)速大于 40 節(jié)，不得操作登機門或貨艙門。如陣風(fēng)大于 65 節(jié)，艙門不得保持打開狀態(tài)。
以下任何一個條件不具備時，翼上應(yīng)急出口開鎖。
只有副駕駛 2號風(fēng)擋可以從飛機外側(cè)打開。
使用 2 號風(fēng)擋撤離：拉繩子確保栓牢、將繩子拋出窗外、先伸出一只腳、伸出上半身、最后另一只腳；
飛行員座椅調(diào)節(jié)，使用下列視線基準：
貨艙的設(shè)計和結(jié)構(gòu)符合 FAA 的 C類貨艙要求。即貨艙的設(shè)計能完全限制火情蔓延而不會危及飛機及其乘員的安全。貨艙密封 且增壓，但與上部客艙不同的是沒有新鮮空氣循環(huán)和溫度控制。
在每個貨艙的后隔板內(nèi)都有一個壓力平衡活門，該活門使足夠的空氣出入貨艙以保持與客艙幾乎相同的壓力。一旦飛機突然失去增壓，貨艙的應(yīng)急通氣板可用大于壓力平衡活門的速率進行釋壓。
應(yīng)急出口燈電門 預(yù)位：（保險位）如1號直流匯流條電源失效或交流電源關(guān)斷，則所有應(yīng)急燈自動亮。
客艙應(yīng)急燈電門（護蓋保險） 開：所有緊急燈亮且旁通駕駛艙控制。
客艙信號牌電門：自動位：襟翼或起落架放下時亮，襟翼和起落架收起時滅。
滅火瓶的使用：
| 歐美火警分類 | 滅火瓶類型 |
| A類：易燃物質(zhì) | 水滅火瓶 |
| B類：可燃液體 C類：通電的電氣設(shè)備 |
化學(xué)滅火瓶（海倫或同等滅火器） |
在駕駛艙使用化學(xué)滅火器時，所有在駕駛艙的機組人員應(yīng)戴上氧氣面罩，選擇 100% 緊急氧氣。
當(dāng)整個滅火瓶釋放完后，滅火劑可能 要長達 7 分鐘才能消散。
應(yīng)急設(shè)備位置見手冊；
廈航飛機通常配有一部固定式和一部便攜式應(yīng)急定位發(fā)射器，固定式 ELT 安裝在客艙后部，艙頂部位，飛機垂尾前部可看到其外部天線。便攜式 ELT 放在前艙儲物柜內(nèi)。
應(yīng)急定位發(fā)射器有兩個發(fā)射器，一個在甚高頻 121.5MHZ （民航頻道）和超高頻 243MHZ （軍事頻道）不間斷發(fā)射信號直到電池耗盡，其自帶的電池能連續(xù)工作 72 小時。另一部發(fā)射器在前 24 小時內(nèi)通過超高頻 406MHZ 在海事應(yīng)急頻帶發(fā)送信號包含 ELT 代碼和國家代碼，間隔是 50 秒。
對于跨水運行的飛機必須配備至少一臺自動式 ELT，而延伸跨水運行的飛機必須配備至少一個救生型 ELT。
1、應(yīng)急定位發(fā)射器指示燈，亮（琥珀色）：應(yīng)急定位發(fā)射器已被啟動且同時在 121.5、243.0和 406.0 兆赫頻率上發(fā)射。
如果應(yīng)急定位發(fā)射器發(fā)生非指令性啟動，應(yīng)關(guān)斷其發(fā)射：先將電門扳至 ON 位，再扳回 ARM 位。這樣將關(guān)斷并重新預(yù)位 ELT。
2、應(yīng)急定位發(fā)射器電門，預(yù)位：（保險位）達到預(yù)設(shè)的過載限制時應(yīng)急定位發(fā)射器自動發(fā)射。
ELT 測試
PBE 便攜式呼吸設(shè)備 啟動后可提供 15-20min 以上的氧氣。
便攜式氧氣瓶：氧氣瓶增壓 1800psi。容量有 120L 和 311L 的。兩個供氧口，一個 2L/min 供行走，另一個 4L/min 供急救。
機組氧氣壓力系統(tǒng)最大 1850psi。
高高原 120 分鐘（其中 10 分鐘用于下降，110 分鐘用于巡航）
氧氣流量指示器：氧氣流動時，顯示一個黃色十字標志。
測試/復(fù)位電門：如氧氣面罩已收起，則氧氣瞬時流動以測試調(diào)節(jié)器； 如氧氣面罩未收起且存放箱門關(guān)閉時，則氧氣接通（OXYON）
指示旗收起，關(guān)斷氧氣且關(guān)斷話筒。
正常/100%電門：正常：提供空氣/氧氣混合氣（混合比根據(jù)機艙高度而定）；100%：提供100%氧氣。
應(yīng)急/測試選擇電門：正常：當(dāng)機艙高度高于預(yù)設(shè)值時，以正壓力自動提供100％氧氣；應(yīng)急：在任何機艙高度均以正壓力（高于100%或正常方式的速率）提供100％氧氣。在應(yīng)急方式下可能難以進行通訊。
煙霧通氣孔活門選擇開關(guān)：向上：通氣孔活門關(guān)閉。向下：通氣孔活門打開，使氧氣流向防煙眼鏡排出煙霧。
面罩提供的是純氧，但是旅客吸入的是氧氣和客艙空氣的混合氣。
旅客氧氣系統(tǒng)（化學(xué)）有 12min 和 22min 的。
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觸發(fā)事件
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機艙高度
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高高度關(guān)
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高高度開 |
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機艙高度警告喇叭響
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10000 英尺
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10000
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15200 |
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自動啟動氧氣系統(tǒng)，旅客氧氣面罩脫落
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14000 英尺
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14650
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15650 |
高高原機型（配備旅客氧氣瓶），機艙高度低于 14650ft 時進行復(fù)位才能關(guān)閉流量控制組件。
| 機組 | 乘客 | |
| FL100 以上 | 必需機組 | 30 分鐘后，10% 的旅客 |
| FL100～FL120 | 30分鐘后，其他機組 | |
| FL120 以上 | 所有的機組 | |
| FL140 | ||
| FL140-150 | 30% 的旅客 | |
| FL150 以上 | 全部旅客 |
雙引氣燈亮，APU出現(xiàn)反引氣壓力，須限制推力為慢車。
翼身過熱指示燈：發(fā)動機吊架→機翼前緣內(nèi)側(cè)→空調(diào)艙。（左：APU引氣管道→龍骨架）
引氣跳開指示燈：發(fā)動機引氣溫度或壓力過高（相應(yīng)的發(fā)動機引氣活門自動關(guān)閉）。
組件跳開指示燈：組件溫度已超過限制（相應(yīng)組件活門自動關(guān)閉，混合活門驅(qū)動于全冷位）。
組件指示燈：組件跳開或組件的主要/備用控制失效。
區(qū)域溫度指示燈：管道溫度過熱或?qū)?yīng)溫度主要/備用控制失效。
管道過熱指示燈：相應(yīng)管道中的分配空氣溫度超出限制（空氣混合活門驅(qū)動至全冷位）。
跳開復(fù)位電門：（如故障已消除）復(fù)位引氣跳開指示燈、組件跳開燈、區(qū)域溫度燈或管道過熱燈，并打開相應(yīng)的活門。
飛行高度選擇電門：以 500 英尺為單位，在 -1000 英尺至 42,000 英尺。
著陸高度選擇電門：以 50 英尺為單位，在 -1000 英尺至 14,000 英尺。
在起飛、爬升和大多數(shù)巡航條件下，第五級低壓引氣足夠使用，第九級活門保持關(guān)。
只要機艙增壓有足夠的空氣，引氣管道壓力表上的左右管道壓力差（剪刀叉）可視為正常。
隔離活門自動：如任一發(fā)動機引氣電門或空調(diào)組件電門在關(guān)位，隔離活門打開。
（如所有發(fā)動機引氣電門開且兩個空調(diào)組件電門自動或高流量，隔離活門關(guān)閉。隔離活門位置不受 APU 引氣電門的影響。）
左組件混合總管空氣直接流入駕駛艙。左組件過剩的大部分空氣、右組件的空氣以及再循環(huán)系統(tǒng)空氣在混合總管內(nèi)混合后進入客艙。
在驗證的最大使用高度以下，單個組件在高流量時可保持整架飛機增壓及適宜的溫度。
一臺發(fā)動機最多只能為一個組件供氣。
在地面 ，APU 可向兩個組件供氣，飛行中可向一個組件供氣。
多數(shù)地面氣源車可為兩組件工作提供足夠引氣。
兩個組件都工作時，各組件調(diào)至低流量。但一組件不工作時，另一組件自動轉(zhuǎn)換至“高流量”以保持必要的通風(fēng)率。
飛機在地面或空中襟翼放出時，這種自動轉(zhuǎn)換被抑制以保證單發(fā)工作所需的發(fā)動機功率（即單組件低流量）。
如兩個發(fā)動機引氣電門關(guān)且 APU 引氣電門開，所有條件下，都會自動轉(zhuǎn)換至高流量。
在地面，APU 引氣電門開且任一或兩個組件電門在高流量位，APU 可提供“高流量引氣”。
如組件主控制器失效，受影響的組件由另一側(cè)控制器的組件備用控制器控制。
飛行中：
在地面：
增壓和通風(fēng)由調(diào)節(jié)排氣活門和機外排氣活門控制?？团摽諝鈴牡匕甯駯胚M入后貨艙，順便給后貨艙加溫，然后由排氣活門排出機外。
在地面和低壓差飛行時，機外排氣活門打開，使電氣/電子設(shè)備艙的熱空氣排出機外。飛行中，機艙的壓差較高時，機外排氣活門通常關(guān)閉，排出的氣體分散到前貨艙的側(cè)壁內(nèi)。
如任一個組件電門在高流量位且（右）再循環(huán)風(fēng)扇關(guān)斷，機外排氣活門驅(qū)動打開，增加了排煙狀況的通風(fēng)性。
如：飛機終止爬升并返回起飛機場，琥珀色非計劃下降燈亮，控制器可控制飛機座艙高度，飛行員無需再輸入任何值，就可在起飛機場標高著陸。如飛行高度窗顯示高度被改變，則自動控制座艙高度至起飛機場標高的能力就喪失。
兩個釋壓活門提供安全釋壓，限制最大壓差在 9.1 PSI。一個負壓差釋放活門防止機艙內(nèi)部壓力小于外部。
在 41,000 英尺的最大允許飛行升限下，機艙高度通常由機艙壓力控制器控制在 8000 英尺以內(nèi)。
在地面且推力等級較低時，排氣活門驅(qū)動到全開位使機艙釋壓。在地面且推力等級較高時，機艙開始增壓。
飛機爬升至所選飛行高度的 0.25PSI 范圍內(nèi)時，巡航方式生效。
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巡航等于或低于 28,000 英尺
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7.45 PSI
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28,000 英尺至 37,000 英尺
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7.80 PSI
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37,000 英尺以上
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8.35 PSI
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飛機下降到低于所選飛行高度 0.25 PSI時，下降方式開始工作。機艙開始成比例下降到略低于所選的著陸高度?？刂破骺刂茩C艙在輕微增壓狀態(tài)下著陸，以使進近時高度快速變化而機艙壓力變化最小。滑行時，控制器將排氣活門緩慢驅(qū)動到全開位，使機艙釋壓。
自動系統(tǒng)由兩個獨立的控制器組成。每次飛行時，其中一個控制器作為主控制器，另一個作為備用。下次飛行相互替換。
AutoFail 燈亮的幾種情況：
人工方式下，排氣活門全程移動需 20 秒。
如風(fēng)擋電源中斷，風(fēng)擋過熱指示燈也會亮。
風(fēng)擋雨刷選擇電門——間斷：7秒鐘間斷工作。
如用備用電源工作，探頭加溫指示燈不指示系統(tǒng)狀態(tài)。
探頭加溫電門——自動：任一發(fā)動機工作時，自動向A和B兩個探頭加溫系統(tǒng)供電。
整流罩防冰指示燈亮（琥珀色）：指示發(fā)動機整流罩防冰活門的下游管道超壓。
發(fā)動機防冰電門開時設(shè)定結(jié)冰條件下的抖桿器邏輯，如空中未使用機翼防冰，關(guān)時抖桿器邏輯恢復(fù)正常。
琥珀色熱防冰指示TAI：整流罩防冰活門位置與相應(yīng)發(fā)動機防冰電門指示位置不一致（一般是轉(zhuǎn)換中）。
一旦使用機翼防冰，無論后來電門位置如何，在剩下飛行中都將保持結(jié)冰情況的抖桿器邏輯設(shè)定。
在地面打開機翼防冰，如果任一發(fā)動機推力過高或任一分配管道中過熱，活門將關(guān)閉，但電門仍在開位。離地時電門跳至關(guān)位。在空中，管道溫度和推力設(shè)定邏輯對活門沒有影響。
馬赫數(shù)和空速在約 26,000 英尺時自動轉(zhuǎn)換。
“N1 調(diào)定”外圈旋鈕在自動位時，自動油門調(diào)定的推力不會大于顯示的 N1 限制，但人工調(diào)定“N1 調(diào)定”外圈旋鈕在人工雙位（BOTH）、1 或 2 位時，自動油門可超出 N1值。人工調(diào)定推力參考值僅是為人工控制推力時提供指導(dǎo)。
預(yù)位 APP 后允許接通兩部自動駕駛。
雙通道自動駕駛進近時，到達無線電高度 800 英尺前，兩部自動駕駛均必須選擇指令方式。
自動駕駛脫開指示燈—亮（紅色）：
自動油門脫開指示燈—閃亮（琥珀色）
指令接通 CMD
如在高度保持方式下人工超控俯仰方式，則高度保持變?yōu)?CWS P。如在選擇高度的250英尺范圍內(nèi)松開操縱力，CWS P 變?yōu)楦叨全@得，飛機回到所選高度，高度保持方式接通。如操縱升降舵的力一直保持到所選高度 250 英尺范圍以外，俯仰保持 CWS P 方式。
駕駛盤操縱 CWS
松開操縱力時，自動駕駛保持當(dāng)前姿態(tài)。如坡度為6度或更小時松開副翼壓力，自動駕駛橫滾至機翼水平并保持當(dāng)前航向。
以下情況航向保持功能被抑制：
在地面水平導(dǎo)航預(yù)位準則：
離地高度 50 英尺時水平導(dǎo)航引導(dǎo)生效。
由于下列原因，水平導(dǎo)航自動斷開：
飛行中水平導(dǎo)航接通準則：
Vertical NAVigation is an autoflight function that directs the vertical movement of an aircraft.
If used in the cruise, VNAV causes an aircraft to climb or descend according to vertical elements of a pre-programmed FMS (flight management system) flight plan.
When used on approach to landing, VNAV follows a calculated approach path from a Final Approach Fix or Waypoint to the runway, ie waypoints within the FMS navigation database. The path can either be based on stored database altitudes as displayed on the altimetry system ("Baro VNAV"), or as corrected within more advanced FMS equipment for temperature errors: significantly low temperature otherwise causing a shallow approach.
在地面垂直導(dǎo)航預(yù)位標準：
出現(xiàn)以下情況時，不得預(yù)位垂直導(dǎo)航：
下列任一原因可終止垂直導(dǎo)航方式：
離地高度 400 英尺時垂直導(dǎo)航引導(dǎo)生效。
電瓶釋放燈—亮 （琥珀色）：電瓶電門接通時探測到電瓶釋放過量。
變壓整流器 （TR）組件燈—亮 （琥珀色）：
·在地面：任一 TR 失效。
·飛行中：
1 號變壓整流器失效，或
2 號變壓整流器和 3 號變壓整流器失效。
電氣燈—亮 （琥珀色）（空中被抑制）：直流電源系統(tǒng)或備用電源系統(tǒng)存在故障。
測試MAINT：供維護人員使用，它將電壓表和頻率表與電源系統(tǒng)測試部件連接，顯示輔助讀數(shù)。
『STANDBY PWR OFF』備用電源關(guān)指示燈——亮 （琥珀色）：以下一個或多個匯流條無電源：
·備用交流、直流匯流條
·電瓶匯流條。
『BUS TRANSFER』匯流條轉(zhuǎn)換電門：『AUTO』自動連接或隔離，『OFF』斷開：
匯流條連接跳開關(guān) → 1號和2號交流轉(zhuǎn)換匯流條
直流交連繼電器 → 1號和2號直流轉(zhuǎn)換匯流條
發(fā)電機驅(qū)動指示燈——亮 （琥珀色）：由以下原因之一導(dǎo)致的整體驅(qū)動發(fā)電機滑油壓力低：
·整體驅(qū)動發(fā)電機失效
·發(fā)動機關(guān)車
·由于滑油溫度高使整體驅(qū)動發(fā)電機自動脫開
·通過發(fā)電機驅(qū)動脫開電門脫開整體驅(qū)動發(fā)電機。
發(fā)電機驅(qū)動脫開電門（保險位）
發(fā)電機驅(qū)動裝置故障時，該電門將發(fā)電機與發(fā)動機脫開。
如有電源且發(fā)動機啟動手柄在慢車位，可以通過該電門脫開整體驅(qū)動發(fā)電機。
整體驅(qū)動發(fā)電機在空中不能重新接通。只能在地面由機務(wù)人員重新接通發(fā)電機。
兩臺整體驅(qū)動發(fā)電機提供三相、115 伏、400Hz 的交流電。整體驅(qū)動發(fā)電機由裝在同一機匣里的發(fā)電機和驅(qū)動裝置組成。
且當(dāng)一臺整體驅(qū)動發(fā)電機不工作時，另一臺發(fā)電機可向另一匯流條系統(tǒng)提供基本和非基本用電（當(dāng)匯流條轉(zhuǎn)換電門在自動位，會通過連接匯流條和匯流條連接跳開關(guān)自動連接）。
基本工作原理：交流電源不能并聯(lián)供電（另一電源接通轉(zhuǎn)換匯流條時，當(dāng)前電源自動斷開）。
整個發(fā)動機正常工作期間，整體驅(qū)動發(fā)電機保持恒定速度。
每個交流電源系統(tǒng)由一個轉(zhuǎn)換匯流條、一個主匯流條、兩個廚房匯流條以及一個地面勤務(wù)匯流條組成。
用外部電源向一個轉(zhuǎn)換匯流條供電而用 APU 電源向另一個轉(zhuǎn)換匯流條供電是不可能的。而由一個整體驅(qū)動發(fā)電機向同側(cè)的轉(zhuǎn)換匯流條供電時，外部電源或 APU 可以向其另一轉(zhuǎn)換匯流條供電。
一臺發(fā)電機工作時，超負荷時的卸載順序：
2 號轉(zhuǎn)換匯流條上的廚房和主匯流條；
1 號轉(zhuǎn)換匯流條上的廚房和主匯流條；
空中娛樂系統(tǒng)匯流條。
恢復(fù)多電源供電時，主匯流條、廚房匯流條和空中娛樂系統(tǒng)匯流條將自動恢復(fù)供電。
可嘗試將機艙/通用電源電門移向關(guān)位，然后回至開位，人工恢復(fù)廚房和主匯流條電源。
如APU為唯一電源：
飛行中，所有廚房匯流條和主匯流條自動卸載。還不行就卸載空中娛樂系統(tǒng)兩個匯流條。
在地面，APU 嘗試承受所有電氣負載。如感應(yīng)到超負載，則 APU 將廚房匯流條和主匯流條卸載。
地面人員通過插座附近面板的一個狀態(tài)指示燈可判斷是否正在使用外部電源。
地面勤務(wù)電門位于前乘務(wù)面板。兩個交流轉(zhuǎn)換匯流條通電時，該電門被超控。
地面電源通過地面勤務(wù)交流匯流條，為通用插座、客艙照明和電瓶充電器供電。
28 伏直流電源系統(tǒng)由三個變壓整流器組件供電（任何兩個變壓整流器均可向全部連接的負載供電），變壓整流器由交流轉(zhuǎn)換匯流條供電。
無其它電源可用時，電瓶向必須工作的負載提供直流電。
在進近過程中，下滑道截獲時，匯流條交連繼電器自動跳開，隔離1 號和 2 號直流匯流條，防止因一個匯流條故障而影響兩部導(dǎo)航接收機和兩部飛行控制計算機的工作。
24 伏鎳鎘電瓶位于電子艙內(nèi)，電瓶電壓為 22 ～ 30 伏。
一個完全充電的電瓶足以提供最少 30 分鐘的備用電源（兩個60分鐘）。
『BAT』電瓶電門
正常情況下：
『OFF』：斷開電瓶匯流條和轉(zhuǎn)換的熱電瓶匯流條電源
『ON』：向轉(zhuǎn)換的熱電瓶匯流條供電
電瓶是唯一電源時：
『OFF』：斷開電瓶匯流條、轉(zhuǎn)換的熱電瓶匯流條、備用直流匯流條、靜變流機和備用交流匯流條電源。
『ON』：給繼電器供電，以便將備用電氣系統(tǒng)自動轉(zhuǎn)換到電瓶電源。
兩臺發(fā)電機失效后，由電瓶供電的直流匯流條包括：
·電瓶匯流條
·轉(zhuǎn)換的熱電瓶匯流條（只要電瓶電門在開位，轉(zhuǎn)換熱電瓶匯流條就有電）
·備用直流匯流條
·熱電瓶匯流條（熱電瓶匯流條總是與電瓶接通）
靜變流機將 24 伏電瓶直流電轉(zhuǎn)換成 115 伏交流電；
正常工作時：
備用交流匯流條由 1 號轉(zhuǎn)換匯流條供電。
備用直流匯流條由 1 號、2 號和 3 號變壓整流器供電；
電瓶匯流條由 3 號變壓整流器供電；
熱電瓶匯流條和轉(zhuǎn)換熱電瓶匯流條由電瓶/電瓶充電器供電。
電瓶備用工作
備用交流匯流條（通過靜變流機）、備用直流匯流條、電瓶匯流條、熱電瓶匯流條、轉(zhuǎn)換熱電瓶匯流條由電瓶直接供電。
『STANDBY POWER』備用電源電門
『AUTO』自動 （保險位）：如上。
『OFF』關(guān)：備用交流匯流條、備用直流匯流條（靜變流機）無電源（備用電源關(guān)燈亮）。
『BAT』電瓶：超控自動轉(zhuǎn)換，使備用交流匯流條、備用直流匯流條和電瓶匯流條由電瓶供電。電瓶電門可在開或關(guān)位。如電瓶電門關(guān)，則轉(zhuǎn)換熱電瓶匯流條無電源。
電瓶為唯一電源時，下列重要設(shè)備仍可工作：見手冊 6.20.18
關(guān)：正常情況下關(guān)閉點火
連續(xù)：發(fā)動機啟動手柄在慢車位且發(fā)動機工作時，向所選的點火器提供點火。
飛行：發(fā)動機啟動手柄在慢車位時，向兩個點火器提供點火。
『反推指示燈』
亮（琥珀色）：發(fā)生以下一種或多種情況時：
·隔離活門、反推控制活門、或任一反推套筒、不在指令的位置
·已啟動自動回收電路
·探測到同步軸鎖電路故障。
『發(fā)動機控制指示燈』
亮（琥珀色）：由于系統(tǒng)故障，發(fā)動機控制系統(tǒng)不可放行。（發(fā)動機工作時才能探測）
滑跑 80 海里/時到接地后 30s 之間該燈被抑制。
『發(fā)動機電子控制EEC電門』
ON正常（白色）：根據(jù)測定的環(huán)境條件和引氣要求，EEC計算發(fā)動機推力等級
ALTN備用（琥珀色）：EEC提供額定或更大推力。
如發(fā)動機電子控制已自動變?yōu)?strong>軟備用方式，則 ON 和 ALTN 均可見；
如用減小推力至慢車的方式進入硬備用方式，備用（ALTN）電門保持亮且“ON” 指示仍出現(xiàn)。人工選擇備用方式時，“ON” 指示消失。
發(fā)動機啟動手柄控制供油和點火。
MAINT維護燈——亮（藍色）：APU 需要維護：APU 可以工作。
APU 電門在關(guān)位時，MAINT、LOW OIL PRESSURE、FAULT 或 OVER SPEED 燈解除預(yù)位。
如 APU 電門移至關(guān)位時 LOW OIL PRESSURE、FAULT 或 OVER SPEED燈亮，5 分鐘后燈滅。
關(guān)掉 APU 后，實際上 APU 會繼續(xù)進行 60 秒的冷卻過程。
發(fā)動機電子控制 EEC 電門
ON正常（白色）：根據(jù)測定的環(huán)境條件和引氣要求，EEC計算發(fā)動機推力等級
ALTN備用（琥珀色）：EEC提供額定或更大推力。
如發(fā)動機電子控制已自動變?yōu)?strong>軟備用方式，則 ON 和 ALTN 均可見；
如用減小推力至慢車的方式進入硬備用方式，備用（ALTN）電門保持亮且“ON” 指示仍出現(xiàn)。人工選擇備用方式時，“ON” 指示消失。
每個發(fā)動機電子控制（EEC）有兩個獨立的控制通道，發(fā)動機每次啟動或啟動嘗試時，發(fā)動機電子控制的兩個控制通道交替工作。工作的通道失效時通道會自動轉(zhuǎn)換。
在正常和備用方式下，發(fā)動機電子控制提供 N1 和 N2 紅線超速保護。因為發(fā)動機電子控制不提供排氣溫度紅線超溫保護，所以機組人員必須遵守排氣溫度限制。
如發(fā)動機電子控制未通電，N1、N2、滑油量和發(fā)動機振動顯示直接由發(fā)動機傳感器提供。
飛機沒電源而以電瓶啟動的過程中，僅提供 N1、N2 和滑油量指示。達到 15% N2 時，發(fā)動機電子控制才有電并且顯示發(fā)動機所有參數(shù)。
推力手柄未到前止動位時，發(fā)動機即可提供全額定起飛推力。固定或假設(shè)溫度減推力起飛時推力手柄位置小于全額定起飛推力位置。在前止動位可獲得最大推力等級。
起飛躍升推力
在 FMCN1 限制頁選擇起飛躍升推力設(shè)置，可使用大于正常最大起飛推力的增大推力。
躍升推力僅用于起飛推力功率；最大爬升、最大連續(xù)及復(fù)飛推力功率不受影響。
裝有起飛躍升推力的飛機具有備用推力能力，該推力大于正常方式下的標準數(shù)值。備用推力能力僅在發(fā)生風(fēng)切變或飛機即將觸地的緊急情況下使用。
起飛躍升推力的 FMC 選項可配置為“ 躍升選項” 或“全功率選項”：
躍升選項：假設(shè)溫度不可用；默認起飛功率比起飛躍升功率低且必須通過 FMC-CDU 激活起飛躍升推力。
全功率選項：固定減功率不可用。
如無正常方式下所需的工作信號，發(fā)動機電子控制自動轉(zhuǎn)換至軟備用方式。發(fā)動機電子控制使用最后的有效飛行狀態(tài)定義發(fā)動機參數(shù)。飛行狀態(tài)改變時，推力等級可能下降或超限。
任一顯示電子組件失效均可導(dǎo)致兩部發(fā)動機電子控制的信號喪失。
將推力手柄收至慢車位，或人工選擇備用方式進入硬備用。在手柄同一位置上，硬備用方式推力總是等于或大于正常方式的推力。前推推力手柄至最大位可能造成超壓，該操作僅應(yīng)在已采取所有其它可用措施且即將撞地的緊急情況下實施。
發(fā)動機電子控制自動選擇地面最小慢車、空中最小慢車和進近慢車。
如襟翼在著陸形態(tài)或任一發(fā)動機防冰接通，則在空中選擇進近慢車。如故障使發(fā)動機電子控制接收不到襟翼或防冰信號，則進近慢車程序在 MSL 15,000 英尺以下開始。
進近慢車的 N1 和 N2 轉(zhuǎn)速值比空中最小慢車高。高出的轉(zhuǎn)速值在復(fù)飛時改進發(fā)動機的加速時間。
接地后，選擇地面最小慢車前仍保持進近慢車。
APU，Auxiliary Power Unit 輔助動力裝置系統(tǒng)
APU 位于飛機尾部防火艙。
交流燃油泵工作時，左側(cè)燃油總管提供 APU 燃油。如燃油泵不工作，從1號油箱吸油。APU 工作期間，燃油自動加溫以防止結(jié)冰。
地面：最高 15000 英尺（引氣+電氣）。
飛行中：
啟動 APU：25000 英尺以下成功率更高
APU 電門在關(guān)位時，MAINT、LOW OIL PRESSURE、FAULT 或 OVER SPEED 燈解除預(yù)位。
如 APU 電門移至關(guān)位時 LOW OIL PRESSURE、FAULT 或 OVER SPEED 燈亮，5 分鐘后燈滅。
電子控制組件監(jiān)測并控制 APU。電子控制組件探測到超速、滑油壓力低、滑油溫度高、APU 火警、燃油控制組件失效、排氣溫度超溫和其它系統(tǒng)故障時，提供自動關(guān)車保護。
電子控制組件通過電子燃油控制器自動控制 APU 速度。
發(fā)動機啟動過程中，如 APU 超負荷，先卸載電氣負載，不行再減少引氣。其它時候，先減少引氣再考慮卸載電氣。
APU 工作的電氣要求：
APU 啟動電源由 1 號轉(zhuǎn)換匯流條提供，若無交流電源，則由電瓶提供。
僅以電瓶電源啟動 APU 時，電氣儀表面板上無 APU 發(fā)電機接通和準備就緒的指示。APU 發(fā)電機接通供電前，頻率和電壓表讀數(shù)均為零。
在啟動機啟動限制時間內(nèi)，如 APU 未以適當(dāng)加速率達到適當(dāng)速度，啟動循環(huán)自動終止。啟動循環(huán)可能長達 120 秒。如 EGT 超溫，APU 自動關(guān)車。
APU 電門移到關(guān)位就立即跳開 APU 發(fā)電機、關(guān)閉 APU 引氣活門。60 秒后 APU 自動關(guān)車（APU 在無引氣負載的情況下工作 1 分鐘進行冷卻，能延長 APU 的使用壽命）。
關(guān)車時，如燃油活門不關(guān)閉，約 30 秒后故障燈亮。提起 APU 火警電門可立即關(guān)車。
見『電氣– 系統(tǒng)說明 - 交流電源系統(tǒng)– 自動卸載』。
APU 電門...關(guān)，5 分鐘后故障指示燈熄滅；
APU 滑油壓力低在 APU 啟動時出現(xiàn)是正常的。
當(dāng)探測到 APU 火警時，APU 將自動關(guān)車；但是，仍需完成相應(yīng)記憶項目。
探測到 APU 火警探測單環(huán)路失效
右主輪艙 - APU 地面控制面板
APU火警控制手柄：
·收上：正常位。
·拉下：
預(yù)位 APU 滅火瓶釋放電門（僅在此面板）
關(guān)閉 APU 燃油關(guān)斷活門、引氣活門和 APU 進氣門
跳開發(fā)電機控制繼電器和跳開關(guān)。
APU 滅火瓶釋放電門
·左：釋放APU滅火瓶（彈簧保持在右側(cè)并加保險）
盥洗室滅火瓶
溫度指示器標牌
·白色：正常。
·黑色：高溫情況下出現(xiàn)。
熱敏噴嘴
·淺黑色：正常。
·淺灰色：表示滅火瓶已釋放。
位于每個盥洗室水槽下方。探測到火警時：
·滅火瓶自動工作；
·駕駛艙無滅火瓶釋放指示。
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火警探測
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探測方法
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探測電源
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滅火瓶數(shù)量
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滅火電源
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發(fā)動機
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雙環(huán)路（+過熱探測）
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溫度
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電瓶匯流條
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兩個
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熱電瓶匯流條
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APU
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單環(huán)路
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溫度
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一個
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貨艙
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雙環(huán)路
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煙霧
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1 號、2 號直流匯流條
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兩個
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盥洗室
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熱敏噴嘴
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煙霧
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一個
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主輪艙
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單環(huán)路
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溫度
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2號交流轉(zhuǎn)換匯流條
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無
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具有雙環(huán)路探測的，須兩個環(huán)路都探測到才發(fā)出警戒；雙環(huán)路工作時，一個環(huán)路失效，系統(tǒng)自動轉(zhuǎn)換為單環(huán)路工作。也可以人工選擇單環(huán)路工作。
發(fā)動機過熱探測電門有 A、B 和正常位：
· 正常位：必須兩個探測環(huán)路感應(yīng)到過熱或火警時，才可觸發(fā)發(fā)動機過熱或火警警告。
故障監(jiān)控電路如發(fā)現(xiàn)一個環(huán)路失效，該環(huán)路自動取消選定，另一環(huán)路以單環(huán)路保持探測功能。駕駛艙無單環(huán)路失效指示。
如一臺發(fā)動機的兩個環(huán)路都失效，故障指示燈亮。
· A 或 B 位，系統(tǒng)以單環(huán)路工作。未選擇的環(huán)路不受監(jiān)控。
如選擇的環(huán)路失效，故障指示燈亮且系統(tǒng)不工作。
APU 火警探測故障監(jiān)控電路：如環(huán)路失效，APU 探測不工作指示燈亮。
提起發(fā)動機火警電門：
轉(zhuǎn)動發(fā)動機火警電門幾秒鐘后，左或右滅火瓶釋放指示燈亮。
提起 APU 火警電門：
相關(guān)鏈接
輔助動力裝置系統(tǒng) / 7.11 APU 故障、滑油壓力低、超速 / 8.1 APU 火警 / 8.12 APU 火警探測不工作
8.2 發(fā)動機火警 或 發(fā)動機嚴重損壞或 脫落
飛行操縱電門A和B控制液壓關(guān)斷活門?？墒褂眠@些活門將副翼、升降舵以及方向舵與相應(yīng)的液壓系統(tǒng)壓力隔離。
飛行操縱電門A和B控制升降舵的液壓關(guān)斷活門。
橫滾操縱面包括液壓驅(qū)動的兩個副翼和8塊飛行擾流板提供。
機長駕駛盤由鋼索通過副翼感覺和定中組件與副翼動力控制組件（PCUS）連接。
副駕駛駕駛盤由鋼索通過擾流板混合器與擾流板動力控制組件連接。
兩個駕駛盤由鋼索驅(qū)動系統(tǒng)（副翼轉(zhuǎn)換機構(gòu)）連接，可以用任一駕駛盤操縱副翼和擾流板。
液壓動力完全失效時，轉(zhuǎn)動駕駛盤可機械操縱副翼。
如副翼或擾流板卡阻，則用力操縱機長和副駕駛的駕駛盤可判別哪個系統(tǒng)（副翼或擾流板）可用，哪個駕駛盤（機長或副駕駛）可提供橫滾操縱。
如副翼操縱系統(tǒng)卡阻，則用力操縱副駕駛的駕駛盤通過擾流板控制橫滾，此時副翼和機長的駕駛盤不工作。
如擾流板系統(tǒng)卡阻，則操縱機長駕駛盤通過副翼控制橫滾，此時擾流板和副駕駛駕駛盤不工作。
自動駕駛接通時進行副翼配平將導(dǎo)致配平不當(dāng)，且脫開自動駕駛還會導(dǎo)致突然的橫滾運動。因為自動駕駛會控制配平，并將駕駛盤保持在所需的位置，導(dǎo)致駕駛盤位置不反映配平值。
飛行擾流板還可以根據(jù)駕駛盤指令輔助橫滾操縱。擾流板混合器與副翼鋼索驅(qū)動機，使擾流板隨副翼運動而相應(yīng)運動。
副翼向上時飛行擾流板升起，副翼向下時飛行擾流板保持不動。駕駛盤偏轉(zhuǎn)約 10 度以上，擾流板才開始偏轉(zhuǎn)。
每塊機翼上有 4 塊飛行擾流板，液壓系統(tǒng) A 和系統(tǒng) B，各向每塊機翼上的兩塊擾流板組供壓。
兩個飛行擾流板電門控制液壓關(guān)斷活門，在液壓系統(tǒng)失效時使之相互隔離并保持擾流板對稱工作。
俯仰操縱由兩個液壓驅(qū)動的升降舵和一個電驅(qū)動的可動的水平安定面提供。
鋼索將飛行員的駕駛桿與液壓系統(tǒng)A和B供壓的升降舵動力控制組件連接起來。
升降舵用一個扭矩管內(nèi)連。
如液壓系統(tǒng)A和B失效，可以前后操縱駕駛桿，機械調(diào)整升降舵位置。
駕駛桿卡阻時，超控機構(gòu)可使駕駛桿結(jié)構(gòu)分離。用力操縱卡阻的升降舵可以分離機長或副駕駛的駕駛桿。
分離升降舵的移動行程大大減小，但仍可滿足著陸拉平所需的升降舵移動量。桿力大于恢復(fù)人工控制所需的操縱力。
升降舵感覺計算機根據(jù)空速輸入信號（來自升降舵皮托系統(tǒng)）和安定面位置提供模擬空氣動力。升降舵感覺和定中組件把感覺傳輸給駕駛桿。
升降舵感覺計算機使用液壓系統(tǒng)A或B的壓力操縱感覺系統(tǒng)，優(yōu)先使用壓力高的液壓系統(tǒng)。
任一液壓系統(tǒng)或升降舵感覺皮托系統(tǒng)失效時，升降舵感覺計算機可感覺過量的壓差并且感覺壓差燈亮。
提供高馬赫數(shù)時的速度穩(wěn)定性。
馬赫數(shù)大于 0.615 時，隨著速度的增加，升降舵根據(jù)安定面位置而調(diào)整，從而自動完成馬赫配平。
馬赫配平作動筒重新調(diào)整升降舵感覺和定中組件，從而調(diào)整駕駛桿的中立位置。
自動駕駛未接通時，速度配平系統(tǒng)在總重小、重心靠后和大推力情況下可改進飛行性能。
該系統(tǒng)使用自動駕駛安定面配平，指令安定面向速度改變相反的方向移動，使飛機回到配平的速度。
該系統(tǒng)在起飛、爬升和復(fù)飛時經(jīng)常使用。工作條件如下：
·IAS 100 節(jié)和 M0.60 之間馬赫數(shù)增益完全被激活，馬赫數(shù)增至 0.68 時，逐漸消失為 0。
·起飛后10 秒鐘
·松開配平電門后 5 秒鐘
·自動駕駛未接通
·接收到配平要求
偏航阻尼器、升降舵感覺轉(zhuǎn)換組件和速度配平系統(tǒng)共同增強失速識別和控制功能。
大迎角飛行時，失速管理/偏航阻尼（SMYD）可減少偏航阻尼器指令的方向舵移動量。
失速時，升降舵感覺轉(zhuǎn)換組件向升降舵感覺和定中組件增加液壓A系統(tǒng)壓力，從而增加頂桿力至約為正常感覺壓力的四倍。
當(dāng)空速減小趨近于失速速度時，速度配平系統(tǒng)配平安定面使機頭向下，向后拉桿時，啟動升降舵感覺轉(zhuǎn)換組件會使桿力增量更明顯。
偏航操縱由液壓驅(qū)動的方向舵和數(shù)字式偏航阻尼器系統(tǒng)完成。
在起飛過程中，方向舵在 40 至 60 海里/小時由空氣驅(qū)動開始生效。
每套方向舵腳蹬均由鋼索與主方向舵和備用方向舵動力控制組件的輸入桿機械連接。
主動力控制組件包含兩個獨立的輸入桿、兩個不同的控制活門和兩個單獨的作動筒，分別控制液壓系統(tǒng)A和B。
備用方向舵動力控制組件由一個單獨的輸入桿和控制活門控制并由備用液壓系統(tǒng)提供液壓。
所有三個輸入桿均有各自的卡阻超控機械裝置，如一個輸入桿或下游硬件受阻或卡阻，可將輸入指令繼續(xù)傳輸至其它完好的輸入桿。
主方向舵動力控制組件包含一個作動力監(jiān)控器，用以探測 A 和 B 作動筒的作動力。如A或B系統(tǒng)卡阻或脫開，可能出現(xiàn)作動力。作動力監(jiān)控器輸出信號用于自動打開備用液壓泵，打開備用方向舵關(guān)斷活門給備用方向舵動力控制組件增壓，且備用方向舵開指示燈、主注意指示燈和飛行操縱指示燈亮。
速度大于約 135 海里/小時，液壓系統(tǒng) A 和 B 壓力均減至主動力控制組件范圍之內(nèi)，大約每個系統(tǒng)減 25%。該功能可限制起飛后和著陸前在空中滿舵操作。
偏航阻尼器系統(tǒng)包括主和備用偏航阻尼器，均由失速管理/偏航阻尼（SMYD）計算機控制。
每個偏航阻尼器都提供防止荷蘭滾、陣風(fēng)阻尼和協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎的能力。
偏航阻尼指示器僅顯示主偏航阻尼器輸入信號。
偏航阻尼器工作不會使方向舵腳蹬移動。
飛行員可以用方向舵腳蹬或配平超控主/備用偏航阻尼器。
正常工作時，主偏航阻尼器使用液壓系統(tǒng) B 和 SYMD 計算機連續(xù)監(jiān)控系統(tǒng)，如發(fā)生以下任一情況：
·一個偏航阻尼器系統(tǒng)故障；
·偏航阻尼器對指令無反應(yīng)；
·飛行操縱 B 電門位于關(guān)位或備用方向舵位（失去液壓系統(tǒng) B 壓力不會導(dǎo)致偏航阻尼電門脫開）。
偏航阻尼器電門自動移向關(guān)位且無法復(fù)位。
兩個飛行操縱電門置于備用方向舵位，由備用液壓系統(tǒng)向備用偏航阻尼器提供液壓，偏航阻尼器電門可復(fù)位至開位。
減速板包括八塊飛行擾流板和四塊地面擾流板。
在地面，拉起減速板手柄使所有擾流板放出，在空中時僅有飛行擾流板放出。
飛行中，減速板放出指示燈亮警告機組在著陸形態(tài)或離地高度 800 英尺以下減速板放出。
轉(zhuǎn)彎時放飛行擾流板會大大增加橫滾率，因此應(yīng)特別注意。減速板在中間位時，橫滾率顯著增加。
減速板手柄超出飛行卡位將導(dǎo)致飛機抖動，因此在飛行中應(yīng)禁止。
在某些高全重且高空速情況下，如減速板放至「飛行卡位」時，將自動收回至飛行卡位 50% 的位置。
減速板手柄將移動從而反映減速板的位置。
人工超控可用。在 50% 和上卡位（UP）之間使用人工超控時，需用力將其保持在所需位置。如卸載功能生效時移至上卡位，減速板手柄將保持不動。
當(dāng)飛機在空中且襟翼全收上時，手柄停止功能防止減速板手柄移動超過飛行卡位。
當(dāng)飛機失去電力，該功能被斷開。
著陸過程中，發(fā)生以下情況時，減速板手柄自動移向放出位，擾流板放出：
·減速板手柄預(yù)位（預(yù)位指示燈亮）
·無線電高度低于 10 英尺
·任一起落架減震支柱被壓縮均可使飛行擾流板放出，右主起落架減震支柱壓縮使地面擾流板放出。
·兩個推力手柄收回至慢車位
·主起落架機輪接地滾動（60 海里/小時以上）
如襟翼全收上（無襟翼）著陸，減速板手柄將無法超過飛行卡位，且擾流板將無法完全放出。
著陸或中斷起飛過程中，如減速板手柄在下卡位，發(fā)生以下情況時，減速板手柄自動移至上卡位，擾流板放出：
·主起落架機輪接地滾動（60 海里/小時以上）
·兩個推力手柄收回至慢車位
·反推手柄位于反推位
前推任一推力手柄，減速板手柄將自動移至下卡位且收回所有擾流板。
后緣裝置由每邊機翼內(nèi)側(cè)和外側(cè)各兩個開縫襟翼組成。
后緣襟翼 1 至 15 可增加升力；襟翼 15 至 40 增加升力和阻力。襟翼 15、30 和 40 為正常著陸襟翼位置。
機械卡口可防止因不慎使襟翼手柄在單發(fā)復(fù)飛時偏離襟翼 1 卡位和正常復(fù)飛時偏離襟翼 15 卡位。
前緣裝置包括四個襟翼和八個縫翼：每邊機翼內(nèi)側(cè)有兩個襟翼，外側(cè)有四個縫翼。
根據(jù)后緣襟翼位置，縫翼放出以形成一個封閉的或開縫的機翼前緣。
襟翼手柄只要放出，前緣襟翼就放至全放出位置；
前緣縫翼在襟翼手柄 1-5 時放到放出位置，大于 5 時放到全放出位置。
B-6887 和 B-6889 兩架飛機的前緣襟翼在手柄小于等于 25 時放到放出位置，大于 25 時放到全放出位置。
當(dāng)前緣縫翼在放出位置時，如飛機接近失速速度/失速迎角，在抖桿之前縫翼將自動開始驅(qū)動至全放出位置。
俯仰角度充分減小至失速臨界姿態(tài)以下時，縫翼再回到放出位置。
襟翼/縫翼電子組件（FSEU）提供后緣襟翼卸載功能。此功能僅在襟翼 30 和 40 時有效。此時，襟翼手柄不移動，但襟翼位置指示器顯示襟翼收上或再放出。
B-6887 和 B-6889 兩架 800 飛機的襟翼卸載在襟翼 10、15、25、30 和 40 時有效。
當(dāng)空速超過襟翼標牌速度 +1 節(jié)，后緣襟翼收一檔；
當(dāng)空速減到襟翼標牌速度 -5 節(jié)以下，后緣襟翼再放出。
液壓系統(tǒng) B 失效時，可用備用方法放出或收上后緣襟翼、放出前緣裝置（不能收上前緣裝置）。
用備用襟翼主電門關(guān)閉襟翼旁通活門，防止襟翼驅(qū)動組件液壓堵塞，并使備用襟翼位置電門預(yù)位。
用備用襟翼位置電門控制一個可收放后緣襟翼的電動馬達。
備用（電動）襟翼驅(qū)動系統(tǒng)不提供不對稱/偏斜保護。
瞬時將備用襟翼電門保持在向下位，備用液壓系統(tǒng)驅(qū)動前緣襟翼和縫翼至全放出位置。
如一側(cè)機翼上的一個裝置與另一側(cè)機翼上對稱裝置的位置不同，就稱為不對稱情況。
如對稱的后緣襟翼因在收放過程中以不同的速度工作而導(dǎo)致板面扭曲，就稱為偏斜。
襟翼/縫翼電子組件（FSEU）為前、后緣襟翼的非指令性運動提供保護：
·一側(cè)機翼上的兩個前緣襟翼移動，
·一側(cè)機翼上的兩個或多個縫翼移動，
·后緣襟翼到達指令位置后繼續(xù)移動，或向與指令相反的方向移動。
FSEU 持續(xù)監(jiān)控機翼前后緣裝置的位置。
探測到后緣不對稱、偏斜或非指令性運動時，F(xiàn)SEU 將關(guān)閉后緣襟翼旁通活門來關(guān)斷后緣驅(qū)動組件（無法復(fù)位關(guān)斷的后緣襟翼，必須使用備用襟翼系統(tǒng)控制）。
探測到前緣裝置位置不正確，前緣襟翼轉(zhuǎn)換燈亮。
探測到前緣裝置非指令性運動，將關(guān)閉前緣控制，同時前緣襟翼過渡燈亮。
如發(fā)生偏斜，F(xiàn)SEU 自動保持襟翼對稱以防止橫滾。
前、后緣位置指示均源自 FSEU。
速度趨勢線（綠色），箭頭指示其后 10 秒內(nèi)的預(yù)達空速。
在大約20,000英尺高度以上，不顯示襟翼全收上（UP）游標。
速度帶琥珀色區(qū)的邊界：提供至
·高速抖動（最大機動速度）
·低速抖動（約 20000 英尺以上，最小機動速度）
·抖桿（約 20000 英尺以下，最小機動速度）
的 1.3g 機動能力（平飛中坡度 40 度時達到 1.3g 才會抖動/抖桿）。
無線電高度低于離地高度 2500 英尺時顯示。
無線電高度 1,500 英尺時，偏離警戒系統(tǒng)自測自動預(yù)位，在各飛行員的姿態(tài)指示器上顯示 LOC 和下滑道偏離警戒約 2 秒鐘（在低無線電高度，自動駕駛或飛行指引儀接通時刻度變?yōu)殓晟抑羔橀W亮，指示偏離過大）。
垂直速率大于 400 英尺/分鐘時，顯示垂直速率。
FPV顯示的飛行航徑角（高于或低于地平線）使用慣性和大氣高度輸入。有不可靠主高度顯示的垂直飛行航徑角是不可靠的。
1、擴展航向道刻度
航道偏離稍大于 0.5 個點且自動駕駛或飛行指引儀在 LOC 方式、航跡在 MCP 所選航道 5 度之內(nèi)時，刻度自動擴展。
偏離增加時，偏離指針保持實心洋紅色并停留在擴展刻度的極限上。偏離等于標準刻度上離中心 2.4 點時，指針變?yōu)榭招摹?/p>
不在 LOC 方式且地速小于 30 海里/小時或無線電高度大于 200 英尺時返回標準刻度。
一個長方形等于偏離 0.5 點。
重量（WT）：基準全重。
游標5（BUG5）：用于人工將白色游標5調(diào)到所需的值
調(diào)定（SET）：消除速度基準顯示。速度趨勢線（綠色），箭頭指示其后 10 秒內(nèi)的預(yù)達空速。
1 號 VOR/ADF 指針是細針，2 號是粗針。
垂直狀態(tài)顯示（VSD）上的實際顯示范圍是 EFIS 上所選擇的 1/2。
VSD 中下滑航徑角線長達 10 海里，以提高飛行組的狀態(tài)意識。
風(fēng)向/風(fēng)速：根據(jù)航向/航跡基準指示風(fēng)向。風(fēng)量大于 6 海里/小時顯示；小于 4 海里/小時顯示空白。
位置趨勢線：代表30、60 和 90 秒后飛機的預(yù)達位置。（范圍＞20 海里，3 段；范圍 = 20，2 段；范圍＜20，1 段）
航路點顏色：有效-洋紅色；修改-白色；未生效-青色。
MAP RANGE DISAGREE（地圖范圍不一致）：EFIS 面板所選范圍與地圖顯示范圍不一致。
WXR RANGE DISAGREE（氣象范圍不一致）：EFIS 面板所選范圍與氣象雷達顯示范圍不一致。
MAP/WXR RANGE DISAGREE（地圖/氣象范圍不一致）：EFIS 面板所選范圍與地圖和氣象雷達顯示范圍都不一致。
EFIS MODE/NAV FREQ DISAGREE（電子飛行儀表系統(tǒng)方式/導(dǎo)航頻率不一致）：調(diào)了 VOR 頻率后選擇了 APP 方式，或調(diào)了 ILS 頻率后選擇了 VOR 方式。
TERR POS（地形位置）：由于位置不確定，前視地形警戒和顯示不可用。
TERR RANGE DISAGREE（地形范圍不一致）：地形顯示可用，但地形輸出范圍與 EFIS 面板選擇范圍不一致。
MAP/TERR RANGE DISAGREE（地圖/地形范圍不一致）：同上，且地圖顯示輸出范圍與 EFIS 面板選擇范圍不一致。
PWS FAIL（預(yù)警式風(fēng)切變系統(tǒng)失效）
WXR WEAK：氣象雷達校準故障。
WXR ATT：不能保持天線姿態(tài)穩(wěn)定性。
WXR STAB：天線姿態(tài)穩(wěn)定功能關(guān)斷。
WXR DSP：范圍數(shù)據(jù)輸入失效。只在氣象雷達測試方式顯示。
AUTOTILT FAIL（自動傾斜失效）：自動雷達方式失效。
VTK（垂直航跡）：FMC 垂直航跡數(shù)據(jù)無效。
VSD：垂直狀態(tài)顯示故障
RWY DATA：FMC 跑道數(shù)據(jù)不可用。
MOD RTE（白色）：正在修改 FMC 現(xiàn)用航路，僅顯示現(xiàn)用航路。
N1 和 EGT 為發(fā)動機主要指示；
N2、燃油流量、滑油壓力、滑油溫度、滑油量和發(fā)動機振動為發(fā)動機次要指示。
地面啟動時，發(fā)動機電子控制探測到可能導(dǎo)致熱啟動或失速的情況，顯示為閃亮的白框。地面啟動時，當(dāng)前版本的發(fā)動機電子控制軟件將自動切斷燃油以防止即將發(fā)生的熱啟動或失速。
排氣溫度啟動限制線——顯示（紅色）直至發(fā)動機獲得穩(wěn)定慢車（約 59%N2）。
排氣溫度讀數(shù)——顯示（琥珀色）：超過最大連續(xù)限制；起飛或復(fù)飛過程中，顏色變化被抑制達 5 分鐘。若這 5 分鐘內(nèi)出現(xiàn)單發(fā)，則共抑制 10 分鐘。
發(fā)動機在低于持續(xù)慢車（50% N2）的情況下工作，且發(fā)動機啟動手柄在慢車位時，排氣溫度指示器顯示琥珀色發(fā)動機故障警戒。
在以下情況下，發(fā)動機次要指示自動顯示：
·發(fā)動機輔助參數(shù)超過限制值
·在飛行中，發(fā)動機N2轉(zhuǎn)速低于慢車時
·在飛行中，發(fā)動機啟動手柄在關(guān)斷位時
次要指示自動顯示后，要等到以上情況不存在時指示才消除。
啟動活門開警戒——閃亮：非指令性打開啟動活門。
滑油壓力低警戒——閃亮：即將發(fā)生滑油壓力低的情況。
滑油濾旁通警戒——穩(wěn)定亮：指示即將發(fā)生回油滑油濾旁通。——閃亮：即將發(fā)生旁通。
閃亮：三個框閃亮 10 秒鐘，然后警戒保持穩(wěn)定亮并且琥珀色實心框消失。
注：在以下情況下，閃亮被抑制：
· 從 80 海里/小時起飛至無線電高度400英尺過程中，或達到 80海里/小時30秒后，二者中先到者
· 下降到無線電高度200英尺以下直到接地30秒以后
· 在閃亮被抑制期間，警戒穩(wěn)定亮。
燃油流量電門
已用：10 秒鐘后，顯示自動變?yōu)槿加土髁?/p>
復(fù)位：顯示已用燃油 1 秒鐘，回零，然后顯示燃油流量。
滑油壓力低：65% N2 以下，不顯示琥珀區(qū)。65% N2 以上，琥珀區(qū)根據(jù) N2% 轉(zhuǎn)速變化而不同。
滑油量讀數(shù)以夸脫（QUARTS）為單位顯示可用滑油量。
發(fā)動機啟動、起飛和爬升時，滑油量可能會明顯降低。如發(fā)生此情況，不會影響發(fā)動機的工作，在平飛時滑油量指示應(yīng)是正確的。
如風(fēng)車 N2 轉(zhuǎn)速低于約 8%，滑油量指示零是正常的。
姿態(tài)信息由內(nèi)部慣性傳感器提供；
空速和高度由直接連接至輔助皮托管和備用靜壓源所提供的氣動壓力數(shù)據(jù)計算得出。
航向道/下滑道偏離信息由1號多方式接收機（MMR）提供。
磁航向由1號大氣數(shù)據(jù)慣性基準組件（ADIRU）提供。
B/CRS 反航道：在反航道進近過程中航向道指針反向探測；不顯示下滑道指針。
RST 姿態(tài)復(fù)位電門：按壓并保持至少2秒鐘→用飛機符號校準水平線。（復(fù)位需要約 10 秒鐘）
飛行中，姿態(tài)復(fù)位電門必須在飛機機翼水平、非加速飛行時操作。姿態(tài)復(fù)位過程中，顯示 ATT 10s 信息。如這 10s 不能保持直線平飛可能導(dǎo)致出現(xiàn) ATT：RST 信息。
ATT：RST（姿態(tài)：復(fù)位）：必須使用姿態(tài)復(fù)位電門復(fù)位姿態(tài)
ATT 10s（姿態(tài) 10 秒）：進行姿態(tài)重新校準 10 秒鐘
WAIT ATT（等待姿態(tài)）：指示失去姿態(tài)顯示的暫時自我修正
OUT OF ORDER（故障）：綜合備用飛行顯示整個系統(tǒng)失效
正常情況下由 1 號顯示電子組件（DEU）驅(qū)動機長外側(cè)、機長內(nèi)側(cè)和上顯示組件；而由 2 號 DEU 驅(qū)動副駕駛外側(cè)、副駕駛內(nèi)側(cè)和下顯示組件。
如一部 DEU 失效，則另一部自動向所有 6 部顯示組件（DU, Display Unit）提供數(shù)據(jù)。
單部 DEU 工作時，PFD 上會出現(xiàn) DSPLY SOURCE（顯示源）信號顯示。
CDS MAINT（白色）：出現(xiàn)可放行的共用顯示系統(tǒng)故障。僅在地面啟動第二臺發(fā)動機前顯示。
CDS FAULT：出現(xiàn)不可放行的共用顯示系統(tǒng)故障。僅在地面啟動第二臺發(fā)動機前顯示。
導(dǎo)航臺（STA）：如地圖范圍在 40 海里或以下，顯示 FMC 數(shù)據(jù)庫所有導(dǎo)航設(shè)備。如地圖范圍大于等于 80 海里，顯示 FMC 數(shù)據(jù)庫高高度助航設(shè)備。
航路點（WPT）：如選擇的范圍是 40 海里或更小，顯示 FMC 數(shù)據(jù)庫中不在飛行計劃航路上的航路點。
提供姿態(tài)、航向航跡、加速度、垂直速率、地速、航跡、現(xiàn)在位置和風(fēng)向/風(fēng)速等數(shù)據(jù)。
主要組成部分：
·6 個靜壓孔、3 套皮托管探頭、2 套迎角探測器、1 套全溫探頭
·4 部大氣數(shù)據(jù)模塊 ADM
·2 部大氣數(shù)據(jù)慣性基準組件 ADIRU
·1 部慣性系統(tǒng)顯示組件
·1 部雙模式選擇組件
ADM 將氣源壓力轉(zhuǎn)換成電子信號送往 ADIRU。
每部 ADIRU 都有一個慣性基準系統(tǒng)區(qū)和大氣數(shù)據(jù)區(qū)。
慣性系統(tǒng)的主要部件是 ADIRU。
機上裝有兩部獨立的慣性基準系統(tǒng)。每部慣性基準系統(tǒng)都有三套激光陀螺和加速度表。
除備用儀表外，慣性基準系統(tǒng)是唯一的飛機姿態(tài)和航向信息源。
電源測試期間，直流接通燈亮。直流接通燈滅且校準指示燈亮?xí)r，慣性基準系統(tǒng)開始校準。
如不能從 CDU 輸入現(xiàn)在位置，可通過慣性基準系統(tǒng)顯示組件鍵盤輸入。
根據(jù)飛機所在的緯度，慣導(dǎo)全校準時間從 5 分鐘到 17 分鐘不等。（緯度超過 78°15′ 則不能正常校準？）
快速校準耗時約 30s。
校準期間，飛機必須保持靜止。如快速重新校準過程中飛機被移動，系統(tǒng)自動開始全校準過程。
如經(jīng)緯度位置不在起飛機場4海里范圍內(nèi)，CDU 草稿行顯示“VERIFY POSITION”（核實位置）信息。
校準指示燈閃亮警告輸入的位置無法通過兩次內(nèi)部比較測試中的任一次。
如飛行中失去校準，導(dǎo)航方式（包括現(xiàn)在位置和地速）不再工作。但選擇姿態(tài)位可恢復(fù)姿態(tài)和航向（須人工輸入起始磁航向）。航向漂移最大可達每小時 15 度。
關(guān)斷循環(huán)耗時約 30s，期間校準指示燈一直亮。
左慣性基準系統(tǒng)通常由備用交流匯流條供電，右慣性基準系統(tǒng)由 2 號交流轉(zhuǎn)換匯流條供電。
如交流電源不正常，任一或兩部系統(tǒng)會自動轉(zhuǎn)換到轉(zhuǎn)換熱電瓶匯流條供電的備用直流電源。
如交流電源 5 分鐘內(nèi)沒有恢復(fù)，備用直流電源自動停止向右慣性基準系統(tǒng)供電。
ACMS 由以下系統(tǒng)組成：
· ACMS 軟件；
· 數(shù)字式飛行數(shù)據(jù)采集組件（DFDAU）。DFDAU 接收表示某種飛行狀態(tài)和飛機系統(tǒng)工作性能的信號后，轉(zhuǎn)換成數(shù)字式格式，記錄在數(shù)字飛行數(shù)據(jù)記錄器（DFDR）上。
· 打印機（PTR）。
· 飛機通信尋址和報告系統(tǒng)（ACARS）
· 快速進入記錄器（QAR）。QAR 可提供約 25 小時的飛機系統(tǒng)和飛行信息的記錄。數(shù)字飛行數(shù)據(jù)記錄器（DFDR）和 QAR 記錄相同的信息。QAR 位于電子設(shè)備艙內(nèi)，便于飛機維護人員快速查詢存儲的數(shù)據(jù)。
俗稱黑匣子（雖然其實是紅色的）；
連續(xù)記錄最近飛行數(shù)據(jù)，存儲最近 25 小時的操作數(shù)據(jù)；
飛行記錄器存放在后客艙頂部勤務(wù)門后面的密封貯存箱內(nèi)；
呼叫（CALL）燈（白色）：除 FMC 外的子系統(tǒng)請求控制 CDU。
STEEP DESENT AFTER BIDIB（BIDIB 點后的下降剖面過陡）
檢查后，刪掉 BIDIB 點的高度限制。
DRAG REQURIED（需要阻力）
說明 FMC 認為需要使用減速板，可以考慮使用高度層改變方式。
UNABLE NEXT ALTITUDE（無法達到下一高度）
說明以目前的上升率/下降率無法達到下一個點的高度限制。
UNABLE REQD NAV PERF-RNP（無法達到所需導(dǎo)航性能）
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環(huán)境
|
RNP默認值（海里）
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垂直方向（VRNP）
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至警戒的時間（秒）
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越洋飛行
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12
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400英尺
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60
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航路飛行
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2
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30
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終端飛行
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1
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10
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進近
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0.5或0.3
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10
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如 ANP 超過所顯示的 RNP，指定的警戒的時間過后，顯示該警戒。
如需要，可在 RNP 進程頁 4/4 人工輸入或顯示 VRNP 值。FMC 接受大于默認值的 VRNP 值，但在草稿行會出現(xiàn) VERIFY VERT RNP VALUE（證實 VRNP 值）提示。飛行結(jié)束后人工輸入值被清除。
飛機安裝兩部 FMC 才允許在無線電助航設(shè)備覆蓋范圍以外工作。默認左 FMC 為主 FMC。
一個階段完成后，飛行管理系統(tǒng)按以下順序自動轉(zhuǎn)換到下一個階段：
·起飛：始于選擇起飛/復(fù)飛電門，直到減推力高度（通常在此選擇爬升推力）。
·爬升：始于減推力高度，直到爬升頂點。
·巡航：始于爬升頂點，結(jié)束于下降頂點。巡航包括梯級爬升和航路下降。
·下降：始于下降頂點或其它方式下降。
·進近：始于距離進近的第一個航路點或過渡點兩海里處。
·飛行完成：著陸后，在飛行完成階段清除有效飛行計劃和艙單數(shù)據(jù)。某些飛行前數(shù)據(jù)內(nèi)容恢復(fù)為默認值。
在地面，
1.全球定位系統(tǒng)
2.慣性基準系統(tǒng)。
如 GPS 更新關(guān)，按壓 TO/GA 后，F(xiàn)MC 位置更新至起飛跑道入口處（聯(lián)絡(luò)道口起飛須在起飛基準頁輸入聯(lián)絡(luò)道數(shù)據(jù)）。
在空中（選擇的無線電導(dǎo)航臺的電臺識別碼和頻率顯示在導(dǎo)航狀態(tài)頁 1/2）：
1.全球定位系統(tǒng)
2.兩個或多個 DME 臺（自動調(diào)諧？）
3.一個 VOR/DME 臺
4.一個 LOC/DME 臺
5.如 DME 無線電臺失效或不具備合適的 DME 臺，F(xiàn)MC 導(dǎo)航僅根據(jù)慣性基準系統(tǒng)更新位置信息。
6.一個航向臺（LOC）。（在 ILS 進近過程中，F(xiàn)MC 用兩部甚高頻無線電導(dǎo)航臺的航向道更新位置）
某些情況下，導(dǎo)航臺的一些誤差可能會滿足“合理性標準”而向 FMC 提供不準確的無線電位置。最容易出現(xiàn)的一種情況是在剛起飛后出現(xiàn)無線電更新。通常表現(xiàn)為接通水平導(dǎo)航后突然發(fā)生航向修正。
比較導(dǎo)航顯示地圖方式中的飛機位置和導(dǎo)航臺的位置數(shù)據(jù)可探測地圖漂移誤差。
1.輸入經(jīng)緯度
前面的 0 必須輸入，精度為 0.1′。顯示名稱為 WPT 加兩位數(shù)序號。
N47°W008° 輸入為 N47W008，顯示為 WPT01
N47°15.4′W008°3.4′ 輸入為 N4715.4W00803.4，顯示為 WPT02。
2.輸入“已知點-方位/距離”或 “已知點-方位/已知點-方位”（代表兩個方位線的交匯點）
顯示名稱為輸入的前三個字符后接兩位數(shù)的序號。
輸入 SEA330/10，顯示 SEA01
輸入 SEA330/OLM020，顯示 SEA02。
3.沿航跡航路點
VAMPS/25 在當(dāng)前航路 VAMPS 之后 25 海里，顯示為 VAM01。
ELN/-30 在當(dāng)前航路 ELN 之前 30 海里，顯示為 ELN01。
識別碼將使用輸入的頭兩個字符，該字符后有從 100 開始的最小的 3 位數(shù)順序號，如：
· SEA104/74 命名為 SE100
· SEA104/OLM064 命名為 SE101
如有已命名航路點或?qū)Ш脚_在同一地理位置，直接用同一位置的航路點名稱或代碼命名。如：
· 新建的轉(zhuǎn)彎點剛好與低高度的 LFT VORTAC 在同一地理位置。使用 LFT 作為轉(zhuǎn)彎點的代碼。
如沒有已命名的航路點在同一地理位置的，可用該點的導(dǎo)航臺代碼和到導(dǎo)航臺的距離命名。
距離等于或小于99海里時，導(dǎo)航臺代碼放在前面，距離放在后面。如：（導(dǎo)航臺-距離-代碼）
· INW–18–INW18
如距離等于或大于100海里，將距離的最后兩位數(shù)放在導(dǎo)航臺代碼之前。
· CSN–106–06CSN
第一個字母為 D。第二到第四個字符表示定位點所處的徑向線。最后一個字符表示圓弧半徑，半徑大小由一個字母表示，即 A = 1 海里、B = 2 海里、C = 3 海里，以此類推。如：
· EPH252°/24=D252X
· GEG006°/20=D006T
半徑大于26海里時，視為未命名的轉(zhuǎn)彎點。如：
· CPR338°/29=CPR29
如沿 DME 圓弧分布著多個半徑大于 26 海里的未命名定位點，DME 臺的代碼減至兩個字符，然后是半徑，最后為表示順序的字母。如：
· CPR134°/29=CP29A
· CPR190°/29=CP29B
指點標：指點標類型代碼加跑道號。如：
· 外指點標 13R = OM13R
· 中指點標 21 = MM21
與跑道有關(guān)的定位點：在跑道號碼前加兩個字母前綴表示定位點類型。機場的同一跑道有不止一種進近方法時，可改變這兩個字母，使相同的航路點擁有不同的代碼。第一個字母表示定位點的類型：
只有一種進近 | 多種進近 | 定位點類型 |
RX | R | 跑道延伸定位點\切入跑道中心線 |
IF | I | 起始進近定位點 |
FA | 目視飛行最后進近定位點 | |
CF | C | 最后進近航道定位點 |
FF | F | 最后進近定位點 |
A-（+一個字母） | 梯級下降定位點 | |
MD | D | 最低下降高度 |
MA | P | 非跑道入口的復(fù)飛點 |
RW | 跑道入口 | |
TD | T | 跑道入口內(nèi)的接地點 |
如：IF25L，MD09，RW04，RW18L
第二個字母表示進近的類型：
I：ILS
L：僅航向道
B：反航道 ILS
D：VOR/DME
V：僅 VOR
S：VOR 和 DME點
N：NDB
Q：NDB 和 DME點
M：MLS（微波著陸系統(tǒng)）
T：塔康系統(tǒng)
R：區(qū)域?qū)Ш?/p>
如：CI32R，PV15，F(xiàn)N24L
使用空域三字代碼和兩位數(shù)序號命名。
位置在北半球使用字母 N 和 E，位置在南半球使用字母 S 和 W。先緯度后經(jīng)度。經(jīng)度的三位數(shù)只使用后兩位數(shù)：
N 用于表示北緯、西經(jīng)：
· N50°W040° = 5040N
· N75°W170° = 75N70
E 用來表示北緯、東經(jīng)
· N50°E020° = 5020E
· N06°E110° = 06E10
W 用來表示南緯、西經(jīng)
· S52°W075° = 5275W
· S07°W120° = 07W20
S 用來表示南緯，東經(jīng)
· S50°E020° = 5020S
· S06°E110° = 06S10。
由字母在 5 個字符中的位置可以看出，經(jīng)度數(shù)的第一位是 0 或 1。如經(jīng)度小于 100°，該字母排在最后；經(jīng)度等于或大于 100°，字母排在第三位。
選擇離場頁或進場頁程序，條件航路點自動輸入航路。通常無法人工輸入條件航路點。這些航路點在一定的條件下產(chǎn)生，沒有固定的地理位置。條件類型有：
· 飛越某一高度
· 沿一航向飛往某一徑向線或 DME 距離
· 切入某一航道
· 航向引導(dǎo)到某一航道或定位點。
高度和航道切入條件航路點顯示在 CDU 的括號內(nèi)。下圖介紹條件航路點：
飛機航向 180°，高度 1000 英尺后左轉(zhuǎn)航向 140° 切入 ABC 臺的 180° 徑向線，左轉(zhuǎn)航向 090° 飛到 ABC 臺的 20 海里 DME 弧，左轉(zhuǎn)航向 020° 切入 BCD 臺的 340° 向臺航跡，飛到 BCD 臺之后左轉(zhuǎn)航向 280° 雷達引導(dǎo)。
燃油溫度計：指示一號油箱的燃油溫度。
中央油箱燃油泵電門接通時，一個壓力低指示燈亮持續(xù) 10 秒鐘將使主注意指示燈和燃油系統(tǒng)信號牌亮，不過這之前，壓力低指示燈閃亮可持續(xù)達 5 分鐘。
同一主油箱的兩個壓力低燈亮?xí)怪髯⒁饬痢?u>一個壓力低燈亮?xí)r，再現(xiàn)亮。
LOW（燃油油量低）：主油箱油量低于 907kg，增加到 1134kg 警戒消失。
CONFIG（燃油形態(tài)）：中央油箱油量超過 726kg 卻不用；用了或低于 363kg 警戒消失。
IMBAL（燃油不平衡）：主油箱之間油量差超過 453kg，油量差減到 91kg 警戒消失。
在地面時，有的飛機抑制燃油不平衡指示，有的不抑制。
如中央油箱油量超過 453 公斤，兩個主油箱必須加滿。
地面使用中央油箱燃油泵的最低燃油是 453 公斤。
每個主油箱內(nèi)安裝六個油尺，中央油箱安裝四個油尺。
打開或關(guān)閉人工抽油活門可以將發(fā)動機供油系統(tǒng)和加油臺內(nèi)聯(lián)或隔離。
電磁線圈超控：機械打開電磁線圈操縱的活門。如有燃油壓力，燃油活門打開。
加油活門：將電瓶電門置于開位，加油口蓋打開，燃油壓力會打開活門。
加油電源控制繼電器：根據(jù)門 打開或關(guān)閉 接通或斷開 加油系統(tǒng)電源。
如加油電源控制繼電器失效，可以將加油面板上的加油指示測試電門放在 FUEL DOOR SWITCH BYPASS 位 接通加油面板電源。
加油時，關(guān)斷系統(tǒng)能使油箱加滿時每個油箱內(nèi)的加油活門自動關(guān)閉。
LOW（燃油油量低）：主油箱油量低于 907kg，增加到 1134kg 警戒消失。
CONFIG（燃油形態(tài)）：中央油箱油量超過 726kg 卻不用；用了或低于 363kg 警戒消失。
IMBAL（燃油不平衡）：主油箱之間油量差超過 453kg，油量差減到 91kg 警戒消失。
燃油溫度計：指示一號油箱的燃油溫度。
每個主油箱內(nèi)安裝六個油尺，中央油箱安裝四個油尺。
如中央油箱油量超過 453 公斤，兩個主油箱必須加滿。
打開或關(guān)閉人工抽油活門可以將發(fā)動機供油系統(tǒng)和加油臺內(nèi)聯(lián)或隔離。
電磁線圈超控：機械打開電磁線圈操縱的活門。如有燃油壓力，燃油活門打開。
加油活門：將電瓶電門置于開位，加油口蓋打開，燃油壓力會打開活門。
加油電源控制繼電器：根據(jù)門 打開或關(guān)閉 接通或斷開 加油系統(tǒng)電源。
如加油電源控制繼電器失效，可以將加油面板上的加油指示測試電門放在 FUEL DOOR SWITCH BYPASS 位 接通加油面板電源。
加油時，關(guān)斷系統(tǒng)能使油箱加滿時每個油箱內(nèi)的加油活門自動關(guān)閉。
地面使用中央油箱燃油泵的最低燃油是 453 公斤。
每個燃油油箱包括兩個交流電源驅(qū)動的燃油泵，由通過泵的燃油冷卻和潤滑。
中央油箱燃油泵的自動關(guān)斷邏輯：探測到輸出壓力低時，短暫延遲后，該燃油泵將自動關(guān)斷。將該泵電門置于關(guān)位然后再開位時，燃油泵將再次工作并復(fù)位自動關(guān)斷邏輯。
中央油箱燃油泵電門接通時，一個壓力低指示燈亮持續(xù) 10 秒鐘將使主注意指示燈和燃油系統(tǒng)信號牌亮，不過這之前，壓力低指示燈閃亮可持續(xù)達 5 分鐘。
打開燃油交輸活門，一個主油箱的燃油泵在工作時可以向兩臺發(fā)動機提供燃油壓力。
1 號主油箱前燃油泵電門接通時，中央油箱回油噴射泵在 1 號主油箱油量約為一半時自動工作，將中央油箱的剩余燃油傳輸至1號油箱。
油箱主要通過阻斷點火源實現(xiàn)自我保護。因此，在氮氣發(fā)生器系統(tǒng)（NGS）不工作時，可以按照MEL程序放行。
油箱內(nèi)的燃油泵→（翼梁燃油關(guān)斷活門）→第一級發(fā)動機燃油泵→兩個燃油/滑油熱交換器→燃油濾→第二級發(fā)動機燃油泵→液壓機械組件HMU→發(fā)動機燃油關(guān)斷活門→燃油流量傳感器。
EEC計量通過液壓機械組件的燃油量。
主油箱燃油泵壓力低時，每臺發(fā)動機可旁通燃油泵，通過一個吸油管從相應(yīng)的主油箱吸油。
主油箱旁通活門也可用于吸力抽油。
飛機爬升時燃油中分離的空氣可能變成吸油管內(nèi)的氣泡，導(dǎo)致推力衰減或發(fā)動機停車。
到達巡航高度后，燃油中的空氣將釋放完后，發(fā)動機以巡航功率可以進行吸力供油。
任一燃油泵工作時，由左側(cè)燃油管給APU提供燃油。如交流燃油泵未工作，從一號主油箱吸力供油。
主油箱：3915 公斤；中央油箱 13066 公斤；燃油密度約為 0.8 公斤/升。
發(fā)動機液壓泵電門：放在關(guān)斷位，給泵內(nèi)阻塞活門供電，使液壓油不能流入系統(tǒng)部件以阻止泵的輸出。可是，只要發(fā)動機在工作，發(fā)動機驅(qū)動泵會繼續(xù)轉(zhuǎn)動。
關(guān)車時應(yīng)保留在開位（阻塞活門斷電）以延長電磁線圈壽命。
最小壓力：2800psi，正常壓力 3000psi，最大壓力 3500psi
液壓系統(tǒng)壓力指示顯示的是發(fā)動機驅(qū)動泵和電動機驅(qū)動泵的混合壓力。
無論 A 或 B 系統(tǒng)都可為所有飛行操縱系統(tǒng)提供動力，且對飛機的操縱性無任何影響。
A 和 B 系統(tǒng)油箱由引氣增壓。備用系統(tǒng)油箱通過與 B 系統(tǒng)油箱相連以獲得增壓和補給。
如液壓系統(tǒng)增壓不正常，在較高高度時會出現(xiàn)泡沫。此情況可通過壓力波動和相關(guān)的壓力低指示燈閃爍判定。
一個發(fā)動機驅(qū)動液壓泵提供的液壓油量約是其相應(yīng)的電動機驅(qū)動液壓泵的六倍。
發(fā)動機驅(qū)動的液壓泵失效且需求大時可能導(dǎo)致電動液壓泵壓力低燈間歇性地亮，相應(yīng)地，飛行操縱壓力低指示燈、主注和信號牌燈也會亮。
用于冷卻和潤滑泵的液壓油在回到液壓油箱前通過位于相應(yīng)主油箱的熱交換器。
地面使用液壓電動泵時相應(yīng)主油箱的最低燃油是 760 公斤。
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A系統(tǒng)
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B系統(tǒng)
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備用系統(tǒng)
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副翼
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升降舵和升降舵感覺
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方向舵
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方向舵
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飛行擾流板
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飛行擾流板
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一號反推
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二號反推
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反推
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自動駕駛 A 通道
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自動駕駛 B 通道
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起落架
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起落架轉(zhuǎn)換組件
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正常前輪轉(zhuǎn)向
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備用前輪轉(zhuǎn)向
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備用剎車（防滯保護）
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正常剎車（防滯保護、自動剎車）
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動力轉(zhuǎn)換組件
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前緣裝置、自動縫翼、后緣襟翼
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前緣裝置（僅放出）
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地面擾流板
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偏航阻尼器
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備用偏航阻尼器
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A 系統(tǒng)：發(fā)動機驅(qū)動泵系統(tǒng)泄露：剩 20%。電動驅(qū)動泵系統(tǒng)泄露：漏光；
B 系統(tǒng)：任一泵系統(tǒng)泄露：漏光，但會剩足夠的油供動力轉(zhuǎn)換組件使用。不會影響備用液壓系統(tǒng)工作。
備用系統(tǒng)：漏光，空一半時低壓燈亮。B 系統(tǒng)剩 72%，B 系統(tǒng)繼續(xù)正常工作。
正常飛行時，出現(xiàn)以下情況時液壓油量指示會發(fā)生變化，這些變化對系統(tǒng)工作沒有什么影響：
·發(fā)動機啟動后，系統(tǒng)開始增壓
·收起或放下起落架或前緣裝置
·長時間巡航時低溫滲透。
B 系統(tǒng)發(fā)動機驅(qū)動泵漏油時，使前緣裝置和自動縫翼以正常的速率工作。
工作動力來自A系統(tǒng)，液壓油來自 B 系統(tǒng)。
自動工作：在空中，襟翼放出，且 B 系統(tǒng)發(fā)動機驅(qū)動泵液壓低于限制值。
A 系統(tǒng)發(fā)動機驅(qū)動泵漏油時，使起落架以正常的速率收起。
自動工作：在空中，起落架手柄在收上位但任一主起落架未收上鎖定，且左發(fā)轉(zhuǎn)速低于限制值。
備用系統(tǒng)由單獨的一個電動泵提供動力。
接通備用電動機驅(qū)動泵
·人工操作：
將任一飛行操縱電門放在備用方向舵位；或
將備用襟翼主電門置于預(yù)位位置
·自動操作條件：
在空中（或機輪速度超過 60 節(jié)），襟翼放出，A 或 B 系統(tǒng)失去壓力；或
主動力控制組件（PCU）作動力監(jiān)控器觸發(fā)
在地面，手柄鎖使起落架手柄無法放到收上位。使用手柄上的超控板機可將手柄鎖旁通。
收起落架期間，剎車能自動停止主起落架機輪的轉(zhuǎn)動。收上后，主起落架由機械上鎖保持住。中立起落架手柄斷開液壓。
如主起落架輪胎損壞，收起落架時，主起落架機輪剎車可能受影響。轉(zhuǎn)動輪胎上的碎條可能對輪艙組件造成損壞。碎條打破輪艙開口處的易碎保護裝置上，起落架不再收起并會自由落回到放下位。在更換保護裝置之前，起落架無法收起。
機輪剎車溫度相對值：范圍為0.0至9.9，正常范圍0.0-4.9，溫度過高5.0-9.9
人工放起落架手柄蓋板打開時：
·起落架手柄在任何位置都可人工放出起落架；
·不能收起落架。
A液壓系統(tǒng)壓力可用時，人工放起落架后，按以下步驟正常收起落架：
1.關(guān)閉人工放起落架手柄蓋板
2.將起落架手柄移至放下位，再放到收上位。
每個起落架上有兩個傳感器，總共六個。
空/地系統(tǒng)邏輯表見手冊。
起飛前要預(yù)位中斷起飛方式的條件：
· 飛機在地面
· 防滯和自動剎車系統(tǒng)有效
· 自動剎車選擇電門放在中斷位
· 機輪速度小于 60 海里/小時
· 推力手柄放在慢車位。
在速度 90 節(jié)或以上時將推力手柄收到慢車位，會使用最大剎車壓力。（90 節(jié)前中斷保持預(yù)位，解除預(yù)位燈不亮）
兩個空/地系統(tǒng)都指示空中方式時，RTO 自動解除預(yù)位，但是解除預(yù)位燈不亮。
在干跑道上，著陸方式的最大自動剎車減速率小于踩全剎車的減速率。
如果要選擇 MAX 檔位，須拔出 自動剎車選擇電門 來選擇。
著陸后，主輪旋轉(zhuǎn)且兩個推力手柄都收回到慢車位時自動剎車開始工作。
接地后減速至 30 海里/小時地速前可以調(diào)整自動剎車設(shè)定（直接調(diào)整或解除再預(yù)位均可）。
為保持所選著陸減速率，其它減速系統(tǒng)（如反推和擾流板）對總的減速起作用時，自動剎車壓力減少。
除非解除自動剎車，否則自動剎車能使飛機完全停下。
將選擇電門轉(zhuǎn)到關(guān)斷位能使自動剎車解除預(yù)位，此時解除預(yù)位燈不會亮。
剎車開始后，以下任一動作都能解除預(yù)位并使解除預(yù)位燈亮：
·將減速板手柄放到壓下位
·除著陸接地后的頭 3 秒鐘外，前推前推力手柄
·使用人工剎車。
性能計算
前起落架放下且受飛機重量壓縮時前輪轉(zhuǎn)向可用。
如起落架轉(zhuǎn)換組件的下游發(fā)生液壓漏油，導(dǎo)致 B 系統(tǒng)失去液壓油，則傳感器會關(guān)閉起落架轉(zhuǎn)換活門，備用前輪轉(zhuǎn)向失效。
腳蹬：向任一方向轉(zhuǎn)動前輪多達 7 度。
前輪轉(zhuǎn)向手輪：向任一方向轉(zhuǎn)動前輪可達 78 度（超控腳蹬）。
如A和B系統(tǒng)未增壓，停留剎車的壓力由剎車儲壓瓶保持。
停留剎車系統(tǒng)內(nèi)的故障會使防滯不工作燈亮。
剎車儲壓瓶由B液壓系統(tǒng)提供壓力。所存壓力能獨立進行幾次剎車或停留剎車。
接通停留剎車時可以注意一下，儲壓瓶壓力表會掉幾百個PSI。
剎車儲壓瓶由B液壓系統(tǒng)提供壓力。所存壓力能獨立進行幾次剎車或停留剎車。
接通停留剎車時可以注意一下，儲壓瓶壓力表會掉幾百個PSI。
要求飛行組立即關(guān)注的情況由紅色警告指示燈指示。
要求飛行組及時關(guān)注的情況由琥珀色注意指示燈指示。
藍色指示燈提供信息，不要求飛行組立即注意。有些系統(tǒng)當(dāng)活門或部件改變位置時，藍色指示燈以明亮指示過渡狀態(tài)，達到要求的形態(tài)時轉(zhuǎn)為暗亮。
綠色指示燈指示完全放出形態(tài)，如起落架和前緣裝置。
警告優(yōu)先級
1.風(fēng)切變警告信息
2.前視地形警戒和基于無線電高度的警戒信息
3.預(yù)警式風(fēng)切變警告
4.活動警戒和避撞系統(tǒng)所有警戒信息。
本組件監(jiān)控：起飛形態(tài)警告、著陸形態(tài)警告、起落架、空/地傳感。
PSEU指示燈從前推推力手柄起飛到著陸后 30 秒之間受抑制。
·后緣襟翼不在 1 至 25 的起飛范圍內(nèi)，或后緣襟翼偏斜或不對稱或非指令移動，或
·前緣裝置不在起飛形態(tài)或非指令移動，或
·減速板手柄不在壓下位（或擾流板控制活門開），或
·停留剎車提起，或
·安定面配平未設(shè)在起飛范圍內(nèi)。
在地面，減速板手柄在下卡位，地面擾流板關(guān)斷活門探測到液壓時，減速板放出指示燈亮。
任意一個或兩個推力手柄都收到慢車位，距地面高度低于 800 英尺，起落架未放下鎖定，紅色起落架指示燈亮。
以下情況下，任一起落架沒有放下并鎖定，起落架警告喇叭響：
·襟翼 0 到 10：無線電高度低于 800 英尺，任一推力手柄小于 20 度（單發(fā)時小于 34 度）；
·襟翼 15 到 25：任一推力手柄小于約 20 度，（單發(fā)時小于 34 度）；
·襟翼大于 25：與推力手柄位置無關(guān)；
起落架警告切斷電門—按壓：從襟翼 0 到襟翼 10 且無線電高度 200 英尺以上，聲響停止（其它情況無法切斷）。
在空中，系統(tǒng)測試受抑制。
地形顯示：
·實心紅色、琥珀色：前視地形警告級、注意級警戒
·紅色點區(qū)：高出飛機當(dāng)前高度 2000 英尺以上
·琥珀色點區(qū)：-500 英尺（起落架放下時為 250 英尺）到 +2000 英尺
·綠色點區(qū)：-2000 英尺至 -500 英尺（起落架放下時為 250 英尺）
·洋紅色點區(qū)：沒有數(shù)據(jù)
最近機場跑道標高 400 英尺以內(nèi)的地形不顯示（有的機型 200 英尺）。
出現(xiàn)前視地形警戒，且 2 個駕駛員均未選擇地形顯示時，地形自動顯示。
前視地形警戒
·TERRAIN, TERRAIN, PULL UP：離可能性撞地 20 到 30 秒
·CAUTION TERRAIN：離可能性撞地 40 到 60 秒
·TOO LOW, TERRRAIN：低于不安全無線電高度但距離任何機場仍太遠。
障礙物警戒（人為障礙物 100 英尺或更高）：
·OBSTACLE, OBSTACLE, PULL UP：離可能性撞擊障礙物 20 到 30 秒
·CAUTION OBSTACLE：離可能性撞擊障礙物 40 到 60 秒
基于無線電高度的警戒信息：
·SINK RATE：下降率過大
·TERRAIN：地形接近率過大
·PULL UP：在SINK RATE或TERRAIN之后情況加劇。
·DON’T SINK：起飛或復(fù)飛后掉高度
·GLIDE SLOP：低于ILS下滑道偏離過大。偏離越大，音量和重復(fù)率越高。低于無線電高度 1000 英尺時抑制。
·TOO LOW, FLAPS/GEAR/TERRAIN：不在著陸形態(tài)時不安全的越障高度
無線電高度喊話提示、決斷高/最低下降高度喊話提示均由近地警告系統(tǒng)提供。
風(fēng)切變警告見 737 風(fēng)切變警告
在地面或在空中低于無線電高度2,300英尺，PWS啟動（即使雷達處于關(guān)機狀態(tài)），此時雷達天線掃描范圍限于120度。高于無線電高度2,300英尺，雷達掃描范圍變?yōu)?80度。
探測原理是根據(jù)氣象雷達多普勒回波來探測飛機前方的氣象條件，根據(jù)反射回波的頻移確定前方是否有風(fēng)切變氣流。
當(dāng)飛機在地面并且滿足下列條件之一，PWS將開始工 作：
如果油門手柄大于53度，EFIS 控制面板上的 WXR 按鈕不能關(guān)斷 PWS，當(dāng)飛機爬升到無線電高度大于 2300 英尺，則 PWS 自動關(guān)斷。
當(dāng)飛機下降到無線電高度低于2300英尺則 PWS 自動接通。當(dāng)下列情況發(fā)生，PWS 關(guān)閉。
如果 PWS 工作而 EFIS 控制板的 WXR 按鈕沒有選擇，則每次天線自動掃描探測風(fēng)切變。如果同時接通了WXR，則天線一次掃描給風(fēng)切變探測提供信號，另一次掃描提供正常的氣象回波。PWS 工作并不會影響到機組選擇的 WXR 方式和范圍。
近地警告系統(tǒng)的風(fēng)切變警告是進入式風(fēng)切變警告，即飛機正在遭遇風(fēng)切變，其探測原理主要是結(jié)合無線電高度 （1500尺以下）及當(dāng)時的空速和襟翼構(gòu)型等情況，根據(jù)大氣數(shù)據(jù)的變化來判斷是否進入了風(fēng)切變區(qū)域。主要的警告信息是視覺和聽覺的“ WINDSHEAR WINDSHEAR”。
氣象雷達回波最遠為320海里。
無論選擇的范圍如何，顛簸的探測自動限制在40海里內(nèi)。
MAP：顯示地面回撥（地形）（自動模式下，同時顯示地面和天氣，但是顏色降低一個量級）
GC：在自動方式時瞬時顯示地面雜波；
IDENT：在WX或WX+T模式時抑制地面回撥；
STAB：天線仰角隨飛機姿態(tài)變化自動修正（以保持相對天氣的穩(wěn)定探測角度）；
TFR：使用對方的設(shè)定（包括天線角度）（兩個人都選定的話，雷達會懵逼地在ND上顯示測試圖樣）；
WX+T的T：傳統(tǒng)雷達代表Turbulence，新型雷達代表Threat威脅；
起飛時+5°（如前方有地形可增加到7°），高度每增加5000ft，角度下調(diào)1°。
例如：10000ft 3°，25000ft 0°，35000ft -2°
平飛巡航時，天線角度的調(diào)整目標是把地面回波剛好消失在雷達顯示屏的邊緣。
自動和人工方式下，如雷達以CAL自動增益方式（未選擇增益）工作且飛機距離雷暴小于80海里，PAC警戒可用。
飛機的g載荷等于或大于0.3g時，指示重度顛簸；飛機的g載荷等于0.2g時，指示乘坐品質(zhì)顛簸。
系統(tǒng)不在自動方式時，僅提供一個級別的顛簸探測（0.3g）。
雷達探測到降水以5米/秒或更大速度水平流向或離開雷達天線時，該目標顯示變?yōu)檠蠹t色。此洋紅色區(qū)有嚴重顛簸。
約有80%的雷擊發(fā)生在0℃等溫線上下3500ft范圍內(nèi)；
0℃等溫線以上10000ft的高度以下，定義為中高度；
在雷達回撥的邊界和內(nèi)部的紅點表示這些帶電的云團可能存在放電的風(fēng)險；
一個雷雨的完整生命周期持續(xù)約 60mins；
提示冰雹、放電、嚴重顛簸的風(fēng)險；
冰雹風(fēng)險；
以上三種小紅點標識的潛在威脅優(yōu)先級低于雷達回波；
TCAS 對其它飛機上的應(yīng)答機發(fā)出詢問，通過分析其答復(fù)跟蹤其它飛機，并預(yù)報其飛行航跡和位置。
其它飛機離最近接近點約 40 秒時，產(chǎn)生活動通告（TA）。
離最近接近點約 25 秒時，產(chǎn)生措施通告（RA）。
如導(dǎo)航顯示范圍無法顯示出活動通告或措施通告，導(dǎo)航顯示屏上出現(xiàn) OFFSCALE 信息。
如探測到高度變化超過 500 英尺/分鐘，垂直運動信息用箭頭指示爬升或下降。
活動通告的聲響是“TRAFFIC，TRAFFIC”，只響一次就復(fù)位直到再次出現(xiàn)活動通告。
臨近活動是指距離 6 海里，垂直范圍 1200 英尺以內(nèi)的飛機活動，但它不會使活動警戒和避撞系統(tǒng)產(chǎn)生活
動通告或措施通告。其它活動是指距離 6 海里，垂直范圍 1200 英尺以外的飛機活動。
如其它飛機裝有模式 C 應(yīng)答機，活動警戒和避撞系統(tǒng)可產(chǎn)生措施通告。產(chǎn)生協(xié)調(diào)的措施通告要求兩機均裝有活動警戒和避撞系統(tǒng)。
無線電高度約 1,500 英尺以下時，“增加下降”措施通告被抑制。
無線電高度約 1,100 英尺以下時，“下降”措施通告被抑制。
無線電高度約 1,000 英尺以下時，措施通告被抑制。
1,000 英尺以下，在應(yīng)答機面板上選擇 TA/RA 方式時，僅活動通告方式自動接通且導(dǎo)航顯示上顯示 TA ONLY。
無線電高度約 500 英尺以下時，所有活動警戒和避撞系統(tǒng)語音提示被抑制。
TCAS范圍（求證）
1.向上：21-69
2.中立：21-21
3.向下：21-69
RCAS 是 Roll Command Alerting System 橫滾指令警戒系統(tǒng)。
RCAS 包括：
當(dāng)不對稱力作用于飛機偏航或橫滾軸時，會導(dǎo)致飛機橫滾。
以下情況可能會引起橫滾不對稱:
自動駕駛通過在不對稱力的相反方向增加橫滾指令來阻止非指令性橫滾。 B737 飛機的自動駕駛結(jié)構(gòu)僅提供約1/3的總橫滾操縱效能，因此飛行員可以利用剩余2/3的橫滾操縱效能，以超控自動駕駛指令性偏轉(zhuǎn)故障。
這種結(jié)構(gòu)設(shè)計的結(jié)果是，如橫滾或偏航不對稱足夠大，使自動駕駛的橫滾效能達到極限或被抵消，則可能表現(xiàn)為駕駛盤移動和/或側(cè)滑指示器偏轉(zhuǎn)。
橫滾或偏航不對稱引起的自動駕駛橫滾負載事件表明 RCAS 指示有利于飛行員及時發(fā)現(xiàn)橫滾方向異常，根據(jù)指示機組可及時采取應(yīng)對措施。例如，在 35 度“BANK ANGLE”的喊話提示之前使用方向舵或方向舵配平；在人工或自動飛行過程中如發(fā)生大坡度滾轉(zhuǎn)時，機組可獲得最小角度恢復(fù)機翼水平的方向指示。
RCAS自動駕駛橫滾負載警戒和增強型坡度警告可使機組意識到以下情況:
自動駕駛橫滾負載警戒包含兩個新的注意信息，分別為橫滾/偏航不對稱警戒 (ROLL/YAW ASYMMETRY) 和橫滾效能警戒 (ROLL AUTHORITY)。 警告顏色為琥珀色，需要機組立即意識和采取后續(xù)操作。這些信息顯示在主飛行顯示(PFD)的自動駕駛狀態(tài)區(qū)以及HUD(如安裝)上。坡度指針外框變?yōu)殓晟?，如坡度角度大?5度，坡度指針將變?yōu)閷嵭溺晟?外側(cè)滑/內(nèi)側(cè)滑指示外框變?yōu)殓晟?，如指示偏轉(zhuǎn)超過其寬度的25%，外側(cè)滑/內(nèi)側(cè)滑指示將變?yōu)閷嵭溺晟?/p>
注意信息向機組提示自動駕駛已接通，但由于自動駕駛正在補償飛機不對稱，并因此已接近其橫滾效能的限制。該信息無相關(guān)語音提示。
當(dāng)飛機需要超過75%的自動駕駛橫滾效能以保持穩(wěn)定航向至少20秒時， 滿足橫滾/偏航不對稱(ROLL/YAW ASYMMETRY)注意信息的觸發(fā)邏 輯。雙通道自動駕駛接通，或橫滾效能信息(ROLL AUTHORITY)出現(xiàn) 時，該注意信息將被刪除。實際上，這個信息意味著飛機配平不當(dāng)。
建議機組使用方向舵和/或方向舵配平，然后判斷不對稱的原因。
注意信息和聲響提示機組人員自動駕駛已接通，但由于自動駕駛正在補償飛機不對稱，并因此所需的橫滾輸入值超過了自動駕駛補償能力，所以無法防止不對稱導(dǎo)致的非指令橫滾。
橫滾效能(ROLL AUTHORITY)信息伴有相關(guān)的語音“ROLL AUTHORITY，ROLL AUTHORITY”。接通單通道自動駕駛，在飛機縱軸上需要100%自動駕駛橫滾效能時滿足橫滾效能注意信息的觸發(fā)邏輯。
例如，如果需要機翼水平飛行(機組人員沒有指令轉(zhuǎn)彎)，觸發(fā)該警告的警戒點為10度，表明飛機將處于非指令橫滾狀態(tài)。如飛機可以保持所需飛 行航徑時，飛行員無需執(zhí)行非正常程序，因為它完全在正常操作范圍內(nèi)。
建議機組使用方向舵和/或方向舵配平，使飛機返回至所需飛行航徑，然后判斷不對稱的原因。
無論是否接通自動駕駛，只要橫滾坡度達到或大于 45 度，飛機發(fā)出增強型坡度警告。所有警告均為紅色，因其需要機組立即意識并立即采取行動。由于該警告與飛行航徑的情況有關(guān)，它還具有以下特征: 在PFD上有一個紅色的橫滾指令箭頭(向左或向右)，并發(fā)出“ROLL LEFT（向左橫滾）” 或“ROLL RIGHT（向右橫滾）”的語音(取決于正確的恢復(fù)方向)。語音以5秒的間隔重復(fù)。橫滾指令箭頭出現(xiàn)時，坡度指針為實心紅色，外側(cè)滑/內(nèi)側(cè)滑指示外框變?yōu)榧t色，如指示偏轉(zhuǎn)超過其寬度的25%，外側(cè)滑/ 內(nèi)側(cè)滑指示將變?yōu)閷嵭募t色。如飛機已安裝HUD且在Rockwell Collins HUD OPC自定義選項中選擇了RCAS的OPC功能，則HUD還將結(jié)合 45 度坡度的異常姿態(tài)方式顯示橫滾指令箭頭。如飛機未安裝RCAS，HUD 在 55 度坡度時顯示異常姿態(tài)方式。
對于俯仰姿態(tài)大于機頭向上25度的情況，坡度角達到65度時警告才會生效。這是為了使飛行員能夠通過傾斜飛機 65 度來進行高俯仰改出機動，從而在不產(chǎn)生大機動載荷的情況下減小俯仰角。俯仰姿減回至小于 25 度時， 該警戒將恢復(fù)其 45 度坡度的生效點。
現(xiàn)有 BANK ANGLE 喊話提示受到此警告的影響，因為俯仰角小于機頭向上 25 度時，45 度 BANK ANGLE 喊話提示被“ROLL LEFT”或“ROLL RIGHT”語音取代。當(dāng)俯仰角大于機頭向上 25 度且坡度角為 45 度時，由 于“ROLL LEFT”或“ROLL RIGHT”橫滾指令被延遲到坡度 65 度， BANK ANGLE 喊話提示將顯示。
除抖桿以外，增強型坡度警告是優(yōu)先級最高的警告，因此會抑制其它所有警告的語音和目視信息，如“PULL UP”或TCAS措施通告。由于橫滾操縱優(yōu)先于水平和垂直引導(dǎo)，飛行指引也被抑制。由于俯仰操縱優(yōu)先于橫滾操縱，觸發(fā)抖桿將抑制增強型坡度警告直至抖桿停止。
表格中的藍色內(nèi)容總結(jié)了自動駕駛橫滾負載警戒和增強型坡度警告的語音、坡度指針和側(cè)滑指示器的變化。圖片提供了在 737MAX 模擬機中 PFD 上自動駕駛橫滾負載警戒和增強型坡度的警告展示。
當(dāng)俯仰姿態(tài)小于向上 25 度且坡度 45 度時警告生效；當(dāng)俯仰姿態(tài)大于向上 25 度且坡度角達到 65 度時警告才會生效。此警告的目的是使飛行組意識到飛機已超過橫滾上限，橫滾指令箭頭指向最短機翼水平方向。如坡度角度大于180度，橫滾指令箭頭朝著新的最短方向指向機翼水平。坡度角小于 35 度并持續(xù) 2 秒，或坡度角小于 10 度時，警告將立即停止。
建議機組根據(jù)橫滾指令箭頭方向依照《快速檢查單》“機動”章中的內(nèi)容執(zhí)行不明狀態(tài)中改出的機動改出操作。
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