B738Ⅰ讲义Word文档格式.docx
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四、结构特点：
1．纵梁、横桁、蒙皮三者互为加强的半硬壳式结构。
2．机身分为6个段位：
41段：
机头、驾驶舱、前厨房、前登机门、前电子舱、
前轮舱。
43段：
客舱前段、前货舱。
44段：
540—727站位，中央油箱位置。
46段：
客舱部分后段、后货舱。
47段：
887—1016站位。
48段：
尾舱、APU舱。
其中在178和1016站位处为增压隔框。
五、飞机站位：
采用三坐标定位。
1.纵向站位BSTA：
BODYSTATION。
2.横向站位BBL：
BODYBUTTOCKLINE。
3.水平站位BWL：
BODYWATERLINE。
六、发动机：
是高函道比、双轴增压涡轮发动机。
给飞机提供推力和动力源。
包括电源、液压源、气源。
在发动机慢车工作时，有一个危险区域。
在地面风速超过25节时，该区域要增加20%。
地面试车时，要打开防撞灯。
第二节：
舱门和应急设备
舱门可分为供人员使用和供货物进出两类。
也可分成内部和外部舱门。
一、舱门位置：
1．登机门：
飞机左侧2个。
2．勤务门：
飞机右侧2个。
3．应急门：
客舱中部4个。
4．货舱门：
5．维护舱门：
前设备舱门、主设备舱门、登机梯舱门、后设备舱门（狗洞）、APU舱门、空调舱门。
6、内部舱门：
驾驶舱门、3个厕所门。
二、舱门的操作：
（25页）
①把门把手拉出凹槽，转动并拉住把手至手柄轴与门内的离合卡口齿合，顺时针转动把手使门开锁并从门框上掉下。
②打开门到全开位直到振风琐上琐。
③关门时，先开振风琐，同①操作，只是反时针转动把手直到门与机身平齐。
注意：
从机外开门时应首先观察红色警告带。
关门前要把登机梯扶手收到位（扶手电门要接通），关门后要把门把手放回凹槽内。
2．应急门：
1首先把座椅扶手折上去，拉动门的上部开关扶手，同时
拖住下部手槽，轻轻把门托起放到座椅上。
②从机外向里按压开琐按盖，需要机内人员配合取下舱门。
门框上部有应急绳，不要丢失。
3．货舱门：
开关类似登机门。
关门时不要夹注拉绳或其他物品，把手要放回凹槽。
4．设备舱门：
①前设备舱门：
压下弹出按钮，顺时针转动把手向上推动门到琐定位。
关门时，拉动门脱开琐钩，门与机身平齐后反时针转动把手，压回把手到凹槽内。
②主设备舱门：
同上操作到门开琐后，水平向上推舱门，再向右侧把门推到琐定位。
关门时，必须先拉动松琐拉杆，轻轻拉动门沿滑轨滑下，水平托住门到与机身平齐，收回把手。
5.登机梯的操作：
（27页）
登机梯由两个马达，一个直流马达，一个交流马达。
①使用正常电门操作时，门由直流马达操纵，梯子先由交流马达操纵其伸缩，在最后阶段直流马达反向工作用于减速。
②使用备用电门操作时，只有直流马达工作，并且扶手保护电路（登机门两侧的连接扶手把柄内）被超控。
正常收放时，一定把梯子扶手收回到位，使扶手上的电门压通，否则，梯子不工作。
三、电子设备的拆装：
1．静电敏感元件：
由于组件内部使用CMOS（场效应管）元件，人体触及
到其输入端将造成CMOS击穿。
所以，拆这样的组件时必须：
拔出系统跳开关；
不要触摸组件后部插钉；
及时盖好防静电堵盖。
2．部件的拆装：
1）领料时检查组件是否完好，是否有挂签。
2）运输过程中确保组件不会损坏。
3）断开系统跳开关；
平行向外拔出组件，可借助拔具，严
禁上下、左右晃动设备；
4）安装时要取下设备堵盖，沿导轨轻轻推设备到位，严禁
用力猛推设备。
第二章手册介绍
一、维修文件概述：
B737-800的维修文件主要是帮助维修人员履行计划和非计划性的维修工作。
系统图册（SSM）SYSTEMSCHEMATICSMANUAL
线路图手册（WDM）WIRINGDIAGRAMMANUAL
结构修理手册（SRM）STRUCTURALREPAIRMANUAL
图解零部件目录（IPC）ILLUSTRATEDPARTSCATALOG
故障报告手册（FRM）FAULTREPORTINGMANUAL
故障隔离手册（FIM）FAULTISOLATIONMANUAL
系统自检手册（BITE）BUILT-INTESTEQUIPMENTMANUAL
派遣偏离指导（DDG）DISPATCHDEVIATIONSGUIDE
飞机维修手册（AMM）AIRPLANEMAINTENANCEMANUAL
维修计划大纲（MPD）：
MPD包括下述部分：
概述、飞机尺寸、区域分布、门和面板的接近、润滑和过滤、结构检查大纲、部件时限、飞机防腐和控制、工时推荐和修改提示。
二、DDG：
（15页）
这里主要讨论MMEL和MEL。
维修间隔分成；
A：
24小时。
B：
72小时。
C：
240小时。
D：
120个工作日（2880小时）。
在所需安装数量拦中如果是“-”，表示是可以变化的。
第三章公共显示系统（CDS）
CDS使用六块显示器以不同的格式显示性能、导航和发动机参数。
CDS计算机是显示电子组件DEU。
许多电子和飞机系统的ARINC429、模拟和离散数据输给DEU，同时，DEU也输出ARINC429、模拟和离散数据给各个系统。
二、系统组成和部件位置：
（7页）
2个显示选择板。
1个发动机显示控制板。
2个EFIS控制板。
2个显示源选择电门。
P5。
2个DEU。
4个同轴耦合器。
1、3号在正驾驶脚蹬右侧，2、4号在副驾驶脚蹬左侧。
6个相同的显示组件。
2个亮度控制板。
P1、P3下边。
2个遥控灯控制传感器。
P7上面。
FMCCDU可以进行CDS系统的自检。
三、系统连接：
1．电源：
都是由28VDC供电。
其中28VDC热电瓶汇流条提供DEU1和DEU2保持电压，当电源转换时和DEU丢失主电源2秒内给DEU供电。
如果丢失主电源大于2秒则DEU关断，再启动需要90秒。
保持电压还用于关断处理器和存储故障信息，供电时间约10秒。
2．程序销钉：
（19页）
DEU和DU都有程序销钉。
确定位置、机型。
3．DEU：
（21页）
每个DEU有两个字符发生器电路卡（GGCCA），每个电路卡送信号给6个显示组件。
每个GGCCA送出字符信号通过同轴电缆到同轴耦合器。
同轴耦合器分离并送出字符信号到每一个DU。
DU中的监控电路通过ARINC429反馈给DEU状态和亮度信号。
4．亮度控制：
（23页）
DU从DEU得到亮度控制信号。
包括：
1）人工控制：
a）总亮度控制，控制DU总亮度。
b）光栅亮度控制，控制内侧和下DU。
2）遥控传感器控制：
P7传感器信号输给外侧DU，经外侧DU到DEU。
DEU比较两边来的遥控灯信号.
3）DU上光传感器：
DU上光传感器送信号给DEU，DEU成对的控制DU的亮度。
a）P1上外侧和内侧。
b）P3上外侧和内侧。
c）P2、P9上DU和下DU。
5．控制板连接：
总共有6个控制板。
1）显示选择板：
正、副驾驶员各一块，给EFIS控制板8个离散信号，显
示选择位置。
2）发动机显示控制板：
给EFIS控制板18个离散信号，包括选择和开关位置。
3）EFIS控制板：
正、副驾驶员EFIS控制板把显示选择板和发动机显示选择板来的信号变成ARINC429格式加到DEU。
4）导航/显示源选择板：
有两个选择电门，源选择和控制板选择，每一个电门送出三个离散信号给DEU。
6．WXR通过地形/雷达继电器用ARINC453总线给DEU雷达状态、风切变、距离处理、天线位置信号。
GPWS通过地形/雷达继电器给DEU机场地形数据。
当在EFIS上选择了气象雷达显示方式，DEU给气象雷达控制板一个ON信号，通过控制板控制收发机电源。
FMC直接给DEU参考速度、抬轮速度、决断速度、航路点方位、到达预选高度的距离、风数据和地图背景数据。
FMC通过转换继电器给DEU位置、航迹、航路信息、地速、N1极限和N1指令杆驱动。
DEU送出EFIS控制板选择和自检信息给FMC。
自检包括DEU、EEC、APU。
数据装载控制板给DEU数据信息，也可从DEU下载信息。
7．左侧和中间的下DU使用供气系统冷却，右侧和上DU使用排气系统冷却。
8．CDS亮度控制板；
（79页）
内侧和下DU的控制是双层控制，外圈控制总亮度，内圈控制光栅亮度（气象和地形）。
四．EFIS控制板；
（85页）
控制在DU上的显示信息。
a）最小选择：
用于选择和设定最小无线电和气压高度，最外圈是选择最小参考数值的设备，中间圈是选择最小数值并设定高度，最内圈是复位电门，当在RADIO位时，可复位无线电高度提醒，当在BARO位时，可复位气压高度提醒（从琥珀色变为白色）。
b）飞行航迹矢量电门（FPV）：
在姿态显示上显示FPV。
c）米制显示电门：
用于将高度、MCP选择高度转换成“米”显示。
d）气压控制：
用于选择和设定气压参考值。
外圈用于选定气压参考值（英寸或毫巴），中间圈用于选择气压数值，内圈是标准气压值设定（29.92英寸汞柱或1013毫巴）。
e）VOR/ADF：
是三位电门，用于选择在ND上除计划外方式上的方位显示。
f）显示方式电门：
CTR控制VOR、APP和MAP三个方式变为中央显示。
g）距离电门：
选择计划和地图方式的距离，也控制气象雷达和TCAS符号的距离。
h）雷达开关：
在扩展的APP、VOR、MAP、中央MAP位可显示雷达图象。
i）TERR开关：
控制在ND上的GPWS显示。
j）地图方式电门：
STA：
显示不在航路上的导航台。
WPT：
显示不在航路上的航路点。
ARPT：
显示不在航路上的机场。
DATA：
显示到达航路点的高度和预计时间。
POS：
显示位置对照数据。
k）如果任一控制板故障，则对应的导航显示变为：
1VOR/ADF显示在当时的状态；
2所有地图方式电门失效；
3只显示扩展的地图方式，距离为40海里；
4气象雷达显示（在空中时）。
五．主飞行数据显示（PFD）：
（87、91页）
a）空速不一致信息：
当左右空速显示大于5节时，在空速
带底部显示“IASDISAGREE”琥珀色信息。
b）速度矢量箭头表示以现在的速度趋势10秒后的预测速
度。
当速度变化趋势大于4.5节时，趋势箭头就显示。
c）在起飞时，速度带可显示：
1特定的80节提醒空速。
2决断速度V1。
3拉杆速度VR。
4选择的目标速度V2。
5选择的目标速度加15节V2+15。
d）在着陆时，速度带显示一个参考速度和参考速度加15
节的游标。
最小机动速度（MANEUVERSPEED）琥珀色指示为失速前的最小速度。
襟翼机动速度数字指示表示当时襟翼位置的最小允许速度。
e）姿态显示：
（93页）
侧滑指示（SLIP/SKID）显示飞机的横向加速度，当飞机横向加速度达到一定值飞机倾斜大于35时，侧滑指示变成充满的琥珀色。
f）俯仰限制指示：
显示当襟翼在放下位的时候，在失速前可达到的最大俯仰姿态。
当襟翼收上后，只有接近失速姿态时才出现该符号。
g）不一致信息：
当CDS计算的俯仰或倾斜值，左右相差大于5时，显示“PITCH”或“ROLL”。
h）高度显示：
（97页）
在PFD右侧显示高度带。
1选择高度和高度提醒：
在高度带上有选择高度标识（BUG）和速度带上方的数字显示，当飞机接近选择高度时将产生高度提醒信息，选择高度数字显示被白色的框罩住。
2当选择了米制显示钮后，在实际高度显示窗和选择高
度的数字显示上边将显示米制数字。
3着陆时，在高度带下部有一交叉阴影的着陆高度指
示。
一个着陆基准杆显示在着地高度的上部，当飞机高度在0—500英尺时杆为琥珀色，当高度在500—1000英尺时杆为白色。
4如果左右侧显示的高度误差达到200英尺，高度带下
部将显示琥珀色的“ALTDISAGREE”。
5选择的气压最小高度指示杆显示在高度带上，数字读
出显示在姿态显示部分的右下部。
当飞机下降接近选择的气压最小高度时将产生高度提醒，气压最小高度指示杆变成琥珀色，BARO字符和数字显示变成琥珀色。
复位高度提醒可以采用：
Ⅰ.爬升到选择的气压最小高度以上；
Ⅱ.压下EFIS控制板上RST钮。
如果不想显示气压最小高度，可采用：
Ⅰ.当在EFIS控制板上选择气压最小位置时压下RST钮；
Ⅱ.在EFIS控制板上选择无线电最小高度；
Ⅲ.选择大于-1000英尺的气压最小高度。
i）垂直速度显示：
（99页）
垂直速度显示为白色指针，如果垂直速度大于400英尺/分，在显示盘下面出现数字显示。
垂直速度游标显示的是MCP选择的升降速率。
TCAS决断信息也显示在垂直速度盘上。
j）方式显示：
（105页）
上面显示三排A/T、ROLL、PITCH方式信息，当方式变化时，一个高亮度方框将显示10秒。
A/P和FD状态信息显示在姿态盘上部。
k）着陆指示；
（107页）
着陆指示有LOC、G/S指示、近进参考数据、上升的跑道旗和信标指示。
当调整了一个有效的ILS频率时，LOC频率和识别或跑道航向显示在姿态盘左上部。
正常时显示台识别码，当识别码无效时显示频率，跑道航向也显示在识别码后面。
如果左、右边的LOC频率不一致，则频率显示变成琥珀色并且数字上有一个横杆。
如果两边的跑道航向不一致，则航向显示变成琥珀色并且数字上有一个横杆。
跑道旗从2500英尺开始显示，从200英尺开始随高度的下降而上升。
信标指示显示在姿态盘的右上角，在过远、中、近台时按不同的频率闪烁。
l）无线电高度显示；
（109页）
LRRA显示在姿态盘下部，无线电高度最小显示在姿态盘右下部。
当下降接近最小高度时，最小高度显示变成琥珀色并闪3秒钟，3秒钟后保持琥珀色直到复位。
复位有三种方法。
Ⅰ.压下RST电门。
Ⅱ.爬升到大于最小高度值以上。
Ⅲ.落地。
使无线电最小高度不显示可以采用下列方法。
Ⅰ.选择无线电最小高度值小于0；
Ⅱ.当还未出现高度提醒时压下RST电门；
Ⅲ.选择气压最小高度方式。
如果选择了无线电最小高度方式而不显示其数值，可按压RST电门使其显示。
如果无线电最小高度不显示其数值，则无线电最小高度提醒也不发生。
m）即时紧急信息：
（111页）
Ⅰ.GPWS可显示“WINDSHEAR”、“PULLUP”信息。
Ⅱ.如果IRS转换开关不在正常位，PFD右下脚显示仪表源
转换琥珀色信息。
Ⅲ.当CDS转换电门不在正常位时，左下脚显示琥珀色的
显示源信息。
当在地面CDS故障时，左下脚显示“CDSFAULT”。
当在地面CDS部分故障时，显示“CDSMAINT”。
当两个DEU同时存在部分故障时，显示“CDSFAULT”。
六．导航显示（ND）：
（127页）
导航显示有7种方式。
计划、中央和扩展的MAP、VOR、APP。
可以显示的数据有：
航向、航迹、地速、真空速、风数据、航路、雷达信息、TCAS、增强型GPWS、VOR/ADF指针、VOR偏离、LOC和G/S偏离。
七.发动机显示：
（169页）
发动机指示显示在主和辅助显示器上（DU）。
显示参数包括自动油门极限信息、推力方式、ATA、N1、EGT、N2、燃油流量、燃油量、燃油使用状况、提醒信息、滑油压力、滑油温度、滑油量、发动机振动指示。
⑴综合信息指示在上DU的上部。
A/T推力方式可显示7种，即TO、R-TO、CLB、R-CLB、CON、CRZ、GA。
当出现“A/TLIMIT”信息时，油门极限显示将取代推力方式显示。
推力方式右侧显示的温度是在FMCCDU起飞页上设定的温度值。
在上部最右侧显示两台发动机的提醒信息。
它们是启动活门打开、滑油滤旁通、低滑油压力。
⑵发动机N1显示有数字窗和表针，正常为白色，当实际的N1到达警告区时，数字和指针都变成红色。
N1指令的弧形线（SECTOR）表示推力指令和实际推力之间的差值。
发动机控制组件上选择的参考N1也有两种显示，一种为N1数字窗上部的数字显示，另一种是表盘上的参考N1游标。
当发动机反推工作时，一个“REV”字母将取代参考N1的数字显示。
如果打开防冰系统，在表盘上部显示“TAI”（THERMALANTIICE）。
（177页）
⑶发动机引气温度（EGT）显示有数字窗和指针，正常为白色，当EGT到达黄线红线警告区时，数字和指针也相应变成琥珀色和红色。
当飞机在地面、发动机未运转和点火开关未在接通位时，在EGT表盘上显示一个EGT热启动限制符号。
当发动机故障时，表盘中间将显示“ENGFAIL”。
（181页）
⑷N2显示在下DU。
正常时N1数字显示和指针为白色，当N2到达警告区时，数字和指针变为红色。
当使用交叉引起时，N2数字窗上部显示“X-BLD”。
（183页）
⑸燃油流量和燃油使用（燃油消耗）显示可以转换，受燃油流量控制电门选择控制。
当在“USED”位时，可瞬时放“RESET”使指示回零。
（185页）
⑹滑油压力和温度指示有数字、指针、直线盘，正常为白色，警告区有红色和琥珀色，当指示进入警告区时，数字、指针和表盘也相应改变颜色。
滑油量指示为白色。
⑺发动机振动指示有数字、指针，颜色为白色。
八．压缩显示：
（189）
当上DU故障时，主发动机参数显示到下DU，当出现超限时，下DU变成压缩显示格式。
下DU故障时，上DU仍显示主发动机参数，当出现超限时，上DU成压缩显示。
当任意一个DU故障时，正常的DU显示主发动机参数还是压缩格式，是由发动机显示控制板上“ENG”电门选择。
（193页）
系统显示，当任一液压系统油量到达76%时，在油量数字旁边出现RF白色字符。
九．显示控制开关：
（197—207页）
三个控制板可以选择6个DU的显示。
发动机显示控制板上的MFD下的两个电门控制下DU的显示。
内侧DU和下DU可以改变显示内容。
当INBD电门放MFD（多功能显示）位时，可以利用发动机显示控制板上的两个电门控制内侧DU上的显示。
当选择“ENG”时，内侧DU显示辅助发动机参数，当放“SYS”位时，内侧DU显示系统参数。
⑽显示的自动转换：
（209页）
当外侧DU故障时，内侧DU自动显示主飞行参数。
当内侧DU故障时，导航数据不显示。
如果上DU故障，下DU自动显示主发动机参数。
如果下DU已经显示辅助发动机参数，下DU将变成压缩格式显示。
⑾显示源选择：
（211页）
在自动位时，DEU1控制左座和下上DU，DEU2控制右座和下DU。
当任一DEU的字符发生器线路（GGCCA）有故障时，自动的转到内部另一套字符发生器。
人工可以转换显示源，转换后使用一部DEU控制6个DU。
⑿EFIS控制板选择：
（213页）
选择对PFD和ND的控制来源。
五、维护信息：
（217页）
在CDS上可显示的信息有仪表源转换（INSTRSWITCH）、显示源转换（DSPLYSUORCE）、维护（CDSMAINT）、故障（CDSFAULT）。
1．当左、右座的显示来自同一部惯性基准组件时，在PFD上显示INSTRSWITCH。
2．当由同一部DEU供给6个DU时，PFD上显示DSPLYSUORCE。
如果在两台发动机启动完成后，一部DEU出现故障，此时，将由另一部DEU提供给6个DU信号，上述显示也出现。
如果在地面且发动机未运转，一部DEU故障时，将显示CDSFAULT而不显示DSPLYSUORCE。
3．当飞机在地面并且至少有一台发动机关闭时，如果DEU内部出现下列三种情况之一时，PFD上显示维护信息。
1）字符发生器故障或
2）离散输入/输出电路故障或
3）模拟输入/输出故障。
4．CDS故障信息：
⑴当飞机在地面，最少一台发动机关闭时，如果出现DEU内部全部故障时则PFD上显示CDSFAULT。
全部故障是当下列条件任意一个出现时：
①输入/输出控制；
②电源；
③处理器。
⑵当下列条件出现在一部DEU中两条以上，或同一条故障出现在两部DEU上时也显示CDSFAULT。
①字符发生器；
②离散输入/输出；
③模拟输入/输出。
⑶当DEU内部探测不正常时也显示CDSFAULT。
内部探测包括：
①DEU1、DEU2程序销钉；
②操作软件和飞机类型；
③操作软件和操作程序配置（奇偶校验）。
④DEU1、DEU2内部的程序和配置。
⑷当出现下列条件时，CDSFAULT出现。
但两台发动机运转后就消失。
①DEU起始时，热电瓶无效；
②数据装载开关在DEU1或DEU2位。
⑸当两部DEU之间N1、N2、EGT数据不一致时也显示CDSFAULT。
第四章飞行内话系统
一、功用：
提供驾驶舱之间、驾驶舱与地面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,也可收听导航信号。
二、概述：
1．REU和音频控制板控制到驾驶舱音频信号的输入和输出，也控制通讯和勤务内话以及其它的电子设备。
当系统故障时，一个应急专用线路旁通所有其它线路，由它管理飞机与地面的联络。
2．机组使用麦克风开关送出音频信号给REU。
开关包括：
驾驶盘开关；
音频控制板开关；
手握话筒开关。
3．机组发话的麦克风包括：
氧面话筒；
吊架话筒；
手握话筒。
4．音频控制板有下列功能：
收听通讯和导航信息；
调整接收的音量；
选择发射设备和麦克风；
键控发射。
REU送音频信号到耳机和飞行内话喇叭。
三、电源：
飞行内话系统电源来自P6-2，REU内有4块线路板，每个飞行员一个，还有一个音频综合板。
每个板都有自己的电源，三个机组位置的线路板给各自的音频控制板提供15VDC电源。
四、音频选择板（ACP）：
1.用于向飞行员提供对所有的通讯系统及导航系统的接收/发射进行选择的管理。
ACP上的开关信号经多路调制器调制后，以数字形式送到REU。
2.控制：
（略）
⑴R/T—I/C开关平时保持在中立位，当扳动到I/C位时，
把话筒信号直接连接到飞行内话系统而不管MIC原来处于何处。
其作用同驾驶杆上的MIC/INT开关。
⑵音频滤波开关有三个位置，
V（VOICE）仅可收听话音信号。
R（RANGE）仅可收听电报信号。
B（BOTH）报---话都可收听。
3正常/备用电门：
当放在备用位时，只有吊架/
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