等待补充：

• 应急设备清单和位置，以及检查标准：TAMULT-YZR25-009R0

• 因为787的电控系统将原来737NG单独的计算机整合在一起，成了某个计算机物理模块或软件功能，但在ATA章节里依旧用XX SYSTEM来描述，所以当学习某个系统的时候最好将某个系统功能的实现方法都熟记下来
• 加粗的为重点知识，可能会考 ——2018-12-23

一阶段理论课

00章

• 787特性
  • 客舱高度最低可达6000 FT
  • 驾驶舱、客舱加湿装置
  • 电传操控，电刹车
  • 没有引气系统
  • 机身为CFRP碳纤维材料
  • 内部灯光全部为LED，外部灯光部分为LED部分为HID
  • 三套独立的液压系统
  • 大翼边缘为电热防冰
  • 没有机身分段没有section 42
  • 区域口诀：一下二上三尾四发五左六右七腿八门
  • 八个门都可作为登机门、勤务门、逃生门
  • 子区域缩写：
    • Top (T)
    • Bottom (B)
    • Left (L)
    • Right (R)
    • Internal (Z)
    • Ceiling (C)
    • Floor panels (F)
    • Floor panels (use G when F sequence designation is used)
    • Sloping sidewall (S)
    • Sidewall (W).
• Maximum Taxi Weight > Maximum Takeoff Weight > Maximum Landing Weight > Maximum Zero Fuel Weight > Operating Empty Weight
• 自动抛油时抛到最大着陆重量
• 飞机的光纤为紫色，接地线为绿色
• 飞机有八个顶点，ABC为主顶点，EFGH为辅助顶点
• 拖飞机时前轮转弯角度最大为70°

21章

1. PCU (Pack control units) 分 A B 两个通道，每次只有一个通道工作
2. PACK 出口是 MIX BAY或COMPACT MIXER或 Trim Air Press Reg Value
3. ACM 由压气机（Compressor）、两个涡轮（Turbine 1 and Turbine 2）、Low limit value组成
   • Low limit value作用是防止冷凝器结冰
4. ECS（Equipment Cooling System）在前和后货舱；PECS（Power Electronic Cooling System） 泵的位置在主轮舱

22章

22- 11

1. AFDS (Autopilot Flight Director System)包括AFD自动飞行指引和推理管理（实际上还不够严谨）
2. 有四台FCE(Flight Control Electronics)，分别为L，C1，C2 和 R. 每一个FCE机柜里都有一个PCM (Power conditioning module), ACE (Actuator control electronics). 除了C2 FCE机柜没有FCM外另外三个都有FCM (Flight control module)
3. 每一台FCM里都有AFF (autoflight function)的软件备份
4. 按压TO/GA 电门时，电门向 FCE里的AFF发送信号
5. BDA (Backdrive Actuator)仅有一套，但有三个作动器分别控制column驾驶杆，wheel驾驶盘，pedal踏板。三个作动器全部集中在副驾驶位的地板下
6. AP (Autopilot)断开的三种方式
   1. 按压control whell正副驾驶盘两边的AP disconnect按钮
   2. 断开MCP板(P55)上的disengage电门
   3. 大力度操控飞机时（因为超控BDA，所以BDA就会自动断开AP）
7. MCP有A、B通道，先接通的为master模式，另一个则自动成为slave模式。（当lane 1 为 Master 时，它做数据计算和显示，lane 2 则成为 slave ，持续监控着lane 1的数据（相当于复核数据）。当lane 1挂了，lane 2就成为master）

22-31 Thrust Management System

1. MCP板上的A/T (Autothrottle)ARM 自动油门预位电门有两个，A/T Engage衔接电门一个。两个 A/T ARM Siwtch 分别控制两个TCM里的自动油门伺服马达（伺服马达用来推动throttle lever，马达的信号是FCE给的），这两个马达作用和BDA类似。
   1. ARM 电门不接通，Engage 电门就无法接通
   2. 在ARM电门接通的情况下 Engage电门会随VNAV, FLCH, TO/GA三个模式电门的开启而开启
2. TMF (Thrust Management Function)不是FCE里AFF的一部分，而是在CCR里（因为是以一个功能软件的形式存在，不再有单独的物理计算机或者计算模块）。TMF L 由 L CCR 控制，TMF R 由 R CCR 控制。

23章

• **电子章节必须掌握地面测试测试进入途径 P9 LHDD → CMCF → LINE MAINTANENCE GROUND TEST **

23-11 HF Communication System

• WARNING: HF工作时垂直安定面处至少 6 FEET范围内不能有人，被无线电波照伤可是会绝育的
• WARNING: 有人在飞机表面上工作的时候不要使用 HF 发话，可能会有高压，可能会电死人
• WARNING: 飞机加油的时候不要使用HF 发话，可能会引气爆炸

1. HF有L和R共两部，每一部都有独立的 Transceiver 收发机和 Antenna coupler 天线耦合器，共享同一个天线
2. 两台收发机都在后货舱侧右壁板，天线和天线耦合器都在垂尾上
3. 使用的时候在ACP (audio control panel)选择HF（可以选发送或者收听），在TCP (tuning control panel)上调频

23-12 VHF Communication System

1. VHF有三部独立的VHF收发机（L, C, R)，三个独立的天线、三个TCP和三个ACP。左收发机在FWD EE BAY E2架，右和中收发机在AFT EE BAY；左天线在机头上方，中天线在机尾上方，右天线在机尾下方
2. VHF 频率： 118.00 MHz ~ 136.975 MHz
3. VOR、ADF、APP的ILS和LOC等频率信号范围和VHF相同且与VHF共用收发机和天线。通过特殊的编码和发送间隔将不同系统的工作时间相互隔开。（仅作了解）

23-15 Satellite Communications (SATCOM) System

1. SATCOM有一个数据频道，两个语音频道。
2. SATCOM的部件有 receiver transmitter 收发机一部，HGA (high gain antenna)高增益天线一个，DLNA (Diplexer low noise amplifier) 双通低噪放大器组件一个
3. 当SATCOM故障时不会显示ERR FLAG故障旗,只能通过CMCF页了解并进行排故

23-21 Selective Calling (SELCAL) System

1. SELCAL的作用是过滤塔台与其他机组的通话，使驾驶员只听到塔台呼叫自己的声音，降低飞行员工作量
2. 实现原理：
   1. 每一架飞机都有特殊的呼号，塔台呼叫机组的时候这段话里就带有唯一的电台呼号编码（利用无线电发射间隔形成的莫尔斯码）
   2. 这个编码通过天线，到收发机，到AGU。AGU将其转换为数字信号送给CDN（到其他设备）的同时，在AGU里有个encoder编码模块他会检测这个编码，一旦检测到就会将含有这个编码的一整数据提取出来并解码，转换成模拟信号。
   3. AGU这时就会提醒机组有无线电呼叫
3. AGU的作用很大，其中一个就是能双向转换模拟信号和数字信号。HF、VHF、SATCOM的通话都要通过它来转换，同时它还承担将数据发送到CDN供给诸如FR、CCR等设备

23-24 Emergency Locator Transmitter System

1. ELT的组件包括ELT本体，天线，飞机识别组件，还有P5的ELT控制面板
2. ELT发射频率三个： 406 Mhz 发送国家代码和发射机序号（只工作24小时），121.5 Mhz 和 243 Mhz 求助信号（同时发信号，工作最小72小时，直到没电）
3. ELT的测试时间为每个小时的前五分钟，且需要向局方、塔台报备

23-61 Static Dischargers

• 飞机上共有54个放电刷，左右大翼各12，垂危10，左右平尾各10

24章

1. CRN 全称Current Return Network，电流回路网络（简称 回流网），为部分设备和维护工作时提供零电位用
2. P100、P150、P200 为235 V AC（VFSG、ASG供电）；P300、P400均为28 V DC和115 V AC（BAT和EP供电）；P500、P600为 ± 130 V DC（BPSU供电）；P700、P800为 ± 270 V DC（ATRU供电）
3. ATRU（Auto Transformer Rectifier Unit）、TRU（Transformer Rectifier Unit）为变压整流器；SPU（Generator Control Unit）、AGCU（Auxiliary Generator Control Unit）为发电机控制组件，调控发电机发电载荷；BPCU（Bus Power Control Unit）一个是保护汇流条，另一个能通过TTP/s协议联动GCU和AGCU控制发电机输出功率；ELCU(Electrical Load Control Unit)电源负载控制组件；GNR（Generator Neutral Relay）发电机零电位继电器；GCB(Generator Control Breaker)、BTB（Bus Tie Breaker）；GCB（Generator Control Breaker）；APB（Auxiliary Power Breaker）
4. 后外接电源的接通信号由 L GCU 2 提供
5. 机上有两个BAT，都为lithium-ion BAT锂离子电池，一个叫MAIN BAT，另一个叫APU BAT
6. Virtual Ground Handling Bus和Virtual Ground Service Bus
   1. 两者为虚拟汇流条，自动开启无需人工干预
   2. 只要EXT PWR AVAIL 就会开启Virtual Ground Service Bus. 而Virtual Ground Handling Bus需要关车关APU，而EXT PWR AVAIL的情况下才会自动开启。
   3. 当P5板的FWD EXT PWR 显示AVAIL时，在CDMF的概述页、维护页、控制页都能看到BUS 在Ground Handling模式
   4. 在MISC SYSTEM CTRLS页面可以设置地面电源车的接入容量
7. 脱开VFSG需要确认N2 = 0

25章

• 转向手轮、EFB在P13、P14
• 货舱装载系统属于25章

26 章Fire Systems

• 火警探测位置：ENG, APU, MLG wheel wells主起落架轮舱, 货舱，机组休息室
• 有灭火瓶灭火的：ENG（仅手动）, APU（地面自动，空中手动）,货舱（自动和手动），厕所（垃圾桶；仅自动），驾驶舱和客舱（用手提式灭火瓶）
• ENG和APU火警探测有两个通道，正常采用双环路监控双环路报警（即双环路同时探测到才会报警）
• 在地面且双发关车时，APU火警探测环路只要一个环路探测到火警信号，就会报警
• 货舱的火警探测实际上是烟雾探测，用的是光电式烟雾探测器。
• 货舱的灭火瓶有高流量和低流量两种前者负责灭火，后者负责阻止再燃
• 前货舱有14个烟雾探测器，后货舱和散货舱有8个
• 厕所烟雾探测器与货舱的一样，都是光电式的。厕所有温度指示器。常亮绿色代表正常，闪亮绿色代表需要维护。常亮红色代表探测到火警或者在做测试，闪亮红色代表探测器挂了

27章 Flight Control Systems

• 飞控系统控制的舵面有
  • 副翼 2
  • 襟副翼 2
  • 扰流板 14
  • 升降舵 2
  • 水平安定面
  • 方向舵
  • 襟翼 4
  • 缝翼 14
  • 克鲁格襟翼 2
• 飞控系统实质为飞控软件。软件安装在FCE (flight control electronics)里
• 整个系统的部件有4个FCE机柜。每个FCE机柜里有4个ACE，4个PCM，3个FCM(C2 FCE没有)。L FCE 和 R FCE有独立的电池（只能维持10min）。还有一些传感器、互锁电门断开电门的控制
• PFCF (Primary flight control function) 主飞行控制功能有三种模式，分别为normal，secondary， direct
  • normal模式：赋予自动飞行或手动操控的输入信号最高等级控制权限，命令进入ACE后ACE发送给FCM经过交互计算后再发回ACE，ACE转发信号去控制舵面
  • secondary模式：赋予次等级权限。实际与normal模式相同，但只有normal丢失必要的大气数据时才使用
  • direct模式：赋予次等级权限。控制命令不经过FCM，直接由ACE计算并发送到控制舵面的作动器
• DMRS (Direct Mode Rate Sensors) 有4个，在前货舱后壁板
• PFCF不控制FLAP和SLAT，但控制FLAPERON. FAPERON在内侧和外侧襟翼之间

28章 Fuel Systems

• 3个油箱，1中2主。所有油箱都与通气油箱相连，消除内外压差。两个主油箱有干燥区域
• 6个燃油排放孔，2个在中央油箱，主油箱和通气油箱各1
• 加油站位置在左大翼前缘外侧
• 油箱里有7各泵，左右主油箱有增压泵各2，中央油箱有超控抛油泵2个。还有1个APU DC供油泵在左主油箱里
• 加油站可以自动加油和人工加油

29章

• 主液压系统分为 L红 C蓝 R绿 三个独立系统，工作压力为5000 PSI ± 250 PSI
• 每套系统都有两个液压泵。 L 和 R 系统为1个 EDP 和1个 EMP，EDP为主泵，EMP为需求泵。C 系统为两个EMP，一个为主泵一个为需求泵，按照日历日来切换使用顺序
• L 和 R 系统的EMP、液压油箱、油滤（三个）、ESSOV (Engine supply shutoff valve)和 Accumulator 蓄压器都在发动机的吊架上。C 系统的液压油箱在主轮舱，两个 EMP 在左侧翼身结合处。
• 三个系统由HYDIF (Hydraulic Interface Function)控制，这个功能在CCR里
• RAT系统是备用液压系统，能单独供液压供电，使用C 系统的液压油
• L 和 R 都能提供液压到主飞行操控系统，但左右各提供液压给反推（即左系统给左反推，右同理）。C 系统提供液压给主飞行操控系统、前轮转弯、起落架收放、高升力模式
• RAT在有右轮舱后部。人工收起RAT在P57板
• 液压油勤务和机下物理指示在右轮舱后壁板(黄色为overfuel，绿色为full，红色为refuel)
• 液压油箱为自增压邮箱（不是用引气增压）
• 每个系统都有热交换器，在油箱里
• RAT电容量为10KVA，输出的是235V 三相变频交流电
• 地面测试测试进入途径 P9 LHDD → CMCF → LINE MAINTANENCE GROUND TEST

30章

• 防冰系统有两个PIDS (primary ice detection system)探头，实质上探测的是大气湿度，在前轮舱前部防冰系统为全自动的（除了发动机引气防冰）
• 发动机防冰位置为进气道唇口和第一级低压静子
• 前缘缝翼（除了克鲁格襟翼）和CAC进气道，三个皮托管，TAT探头，两个AOA传感器，四片风挡，废水面板的排水球形阀、两个冲洗组件，水系统的进水、排水总管都采用电加热防冰

31章

31-31 FRS (Flight Recorder System)

1. 有两部FR，一部在机身前段（1号登机门附近顶部）一部在机身后段（后厨房右侧）。每一部上都装有UBL (underwater locator beacon)水下定位信标。
2. 机身前部的FR有RIPS (Recorder independent power supply) 独立的记录器电源供应装置（由RPDU转换的L 28V DC BUS 供电）。当飞机失电时能提供10 min 的VCR (Cockpit voice recorder function)和FR (Flight recorder function) 功能
3. FR能储存2H的驾驶舱话音和通讯系统声音（行驶CVR function）；和25 H 飞行参数（行驶FR function）
4. 正常情况下CVR function 在关车10min后才会关闭
5. 我们一般从前FR下载数据

31-33 Flight Compartment Printer

• 打印机为热敏打印机
• 打印机可以从EFB (Electronic Flight Bag)、MFD (Multifunction Display)、ML (Maintenance Laptop) 获取打印命令
• 打印机超过60 ℃时无法打印
• PAPER灯亮的原因有：缺纸；超温；门没关好
• 副驾EFB的打印命令需要通过机长侧的EFB传送到打印机（主要路径）。当机长侧EFB挂了，则走NIM核心网络通道（次级通道）

31-61 Display Crew and Alerting Systems

1. PDS (Primary Display System) 包含了5个HDD (head-down displays)，2个HUD (head-up displays), 4个GG（在CCR机柜里） (graphics generators),1个DCAF (Display and crew alerting function) software（在GPM里） 和 Flight deck controls

32章

• 起落架需要插地面安全销5根，每个主起2根，前起1根
• P2板上的起落架手柄只有两个位置，旁边有备用放下电门，备用系统用的是C系统的液压油（单独的
• PSDC (PROXIMITY SENSOR DATA CONCENTRATOR)有5、6个，4个在主轮舱的龙骨梁上，2个各在前后客舱天花板上
• 收放起落架逻辑：先动门再动起落架
• 人工收放起落架的控制面板为P56（在P57旁边），使用的是备用的起落架放下系统的马达及C液压系统的油路
• 每个轮子有4个EBA
• 在CMCF的概述页、维护页、状态页里能看到胎压、轮舱门状态EBA状态
• 在EICAS能看到起落架收放指示和警告

33章

• 机外灯光、驾驶舱 MASTER BRIGHT灯光调节和部分灯光以及灯光测试开关在前P5板最底部的两个小面板上
• 驾驶舱应急灯光：DOME灯的右前左后和逃生口灯亮
• 大翼照明灯2个（更换时不能用手摸组件，灯泡容易被静电击穿），Body anti-collision lights(Beacon Lights)防撞灯 共2个，Wing and Tail Anti-Collision Lights (Strobe Lights)频闪灯共6个，LOGO灯2个（HID氙气大灯），位置灯共6个（左红右绿尾白）
• 机翼着陆灯两边各2，前起着陆灯2，转弯灯两边各1，滑行灯2.
• 登机门照明灯不属于机外灯光，属于应急灯光

34章

34-12 Air Data Reference System

1. ADRS的部件有**3个皮托管，6个静压孔，2个 AOA，1个 TAT 探头和6个 ADM
   1. AOA不属于ADM的部件，但为 ADM 提供数据
   2. 每个皮托管单独和ADM (Air Data Modules) 相连，每两个静压孔和一个 ADM 相连。（与皮托管相连的 ADM 叫 Pitot ADM,与静压孔相连的 ADM 叫 Static ADM) 皮托管静压孔和ADM之间没有集水孔/排水孔
2. 中央皮托管和中央静压孔的压力信号不仅提供给ADM，还提供给ISFD (Integrated Standby Flight Display)
3. Instrument Source Select Switch仪表数据显示来源切换（切换ADRS数据来源）在P1板最左侧，与P13相邻（副驾侧为P2和P14）

34-21 Earth Reference System

• ERS包括2个 IRU (inertial reference units)惯性参考组件，2个 AHRU (Attitude Heading Reference Units)姿态航向参考组件，2个 APM (Airplane Personality Modules)飞机个性化组件。
  1. IRU的主电源为机组和副驾侧的仪表汇流条，备用电源为HBB (hot battery bus)
  2. IRU拥有两个数据输出两路输入，一个输出到FCE，另一个通过RDC到CDN。输入为FCE输入和FMF输入。每个IRU有3个数字环形激光陀螺仪
  3. 两个IRU在 AFT EE BAY
  4. AHRU的与IRU的软硬件相同，只不过内部的陀螺仪比IRU差，所以只能工作在GNSS AVAIL下，而且是被动的冷却方式(自带鳍片，利用EE BAY风道散热)，位置与IRU相同
  5. APM 从 IRU 或者 AHRS 取电，每个 APM 里储存有未校准和未配置的数据，用来让IRU 和 AHRS 从 APM 读取 它们安装托架的位置与飞机基准轴之间的错位值（矫正原始数据）。同时还储存矫正GPS天线与飞机中心轴的原始数据。
  6. APM和IRU或者AHRS之间不能同时更换，否则会失去原始的错位数据，IRU和AHRS将无法使用。每次只能单独更换一个部件。
• ERS有集成的无线电导航交互界面：GNSS (Global Navigation Satellite System)全球卫星导航系统和GPS (Global Positioning System)全球定位系统。同时还提供时钟标记输入

34-24 Integrated Standby Flight Display System and Standby Magnetic Compass

• ISFD 是备用仪表，这个东西挂了不能放行。因为它能提供独立的姿态、高度、空速、磁航向、进近引导
• ISFD的显示屏和控制按钮都在P2板上
• 备用磁罗盘提供磁航向，这个东西坏了也不能放行，还是个静电敏感装置。内部有一个照明灯，这个照明灯未LRU航线可更换件。

34-31 Integrated Navigation Radio System

• 这个系统为飞机的定位导航、进近计算提供无线电导航数据
• INR包括这些功能：ILS进近降落引导、GNSS全球卫星导航系统、VOR (VHF omni-directional ranging)无线电导航信标和 MB (Marker beacon)
• 拥有的部件： INS接收机2部，VOR天线1个，ILS航向引导天线2个 (Instrument landing system localizer antenna),ILS 下滑引导天线2个 (ILS glideslope antenna), MB 天线1个，GNSS/GPS 天线2个
• INR接收机在前货右壁板E-8架，GNSS/GPS天线在上防撞灯偏后两侧（L VHF天线前方，具体看图），ILS localizer天线在雷达天线上方，glideslope天线在雷达天线下方，VOR天线在垂尾顶部

34-33 Low Range Radio Altimeter System

• LRRA侦测范围-20 ~ 2500 ft
• 有2部收发机（前货右壁板E-8架下层），4个天线（两收两发在机腹，前为发后为收）

34-42 Integrated Surveillance System

• ISS拥有的功能： ATC (Air traffic control)空中交通转发, TCAS (Traffic alert and collision avoidance system)交通防撞, WXR (Weather radar)气象雷达, TAWS (Terrain awareness and warning system)地形警告（也叫GPWS近地警告系统）
• ISS部件：2部ISSPU (ISS processor unit), 2部 TCAS/ATC 天线，8个 TCAS/ATC 继电器， 2个 WXR 收发组件，1个雷达平板天线，雷达天线驱动组件
• ISSPU不分左右，一部挂了另一部不会顶替。（但是因为两部ISSPU里的组件都是一样的所以一部挂了另一部还能继续正常工作。对的，每一个功能都有独立的物理组件，不是软件实现）
• TCAS/ATC功能共用天线，一个在机上一个在机腹

34-55 Distance Measuring Equipment System

• DME测的是飞机与地面导航台的直线距离（实际测得为斜距，飞机有其他功能提供数据由斜距计算出直线距离），有2部应答机（也叫收发机），2个天线
• ATC和TCAS和DME共用VHF的频段，他们之间有抑制器，一个系统在工作时其他系统被抑制
• 气象雷达在ND上的显示有以下几种颜色
  • 绿黄红代表天气状况，品红色代表湍流
• 气象雷还能探测风切变
• TCAS的位置电门能选择两种转发模式，一种是 TA ONLYA, 另一种是 TA/RA

34-57 Automatic Direction Finder System

• ADF有2部收发机（前货侧壁板）E8架和天线组件（1个感应天线，2个环形天线）每个天线都有单独的放大器和变压器

34-61 Flight Management System

• FMS实际上是一个软件功能，叫 FMF (flight management function).
• FMF软件有3个备份，2个在 L CCR，1个 R CCR

42章

1. CCR有左右两个，每个里有两个FOX，两个PCM，两个GG，八个GPM，两个ACS（ARINC 664 Network Cabinet Switch）
   1. CCR与RDC，RDC与飞机上各传感器、作动器等之间，数据为双向传输
   2. PCM里有备用时钟，在GPS TIMER失效时作为时钟的替代源
2. CCR正常通过E/E BAY冷却风扇冷却，当E/E BAY 冷却失效时用机柜风扇组件冷却（Cabinet Fan and Valve Assembly）
3. RDC接收（也发送）ARINC 429、ANALOG（模拟）、CAN BUS 三个信号
4. RDC和ADS之间用ARINC 664（总线）进行通讯（双向的）
5. CCR的启动有两种模式，uninhibited 模式下，CCR什么组件通电？（全通电？做full PBIT？待求证
6. CCR uninhibited 模式下各电源模式时驾驶舱屏幕显示？
   1. BAT ON 时，captain inboard HDD（P1板从左往右第二块）显示PFD页，LHDD (lower center head down display) 显示default页
   2. EXT PWR AVAIL 时，仅有LHDD 显示 default 页
   3. EXT PWR ON 时，所有屏幕都显示

44章

44-12 Cabin Core Systems

• CSSC (cabin services system controller)客舱服务系统控制器，是CCS的一部分，不过是个首脑，储存着客舱配置数据、控制软件和所有客舱系统的功能。
• 客舱分为很3个区域，每个区域都有一个CZU (cabin zone units). CZU控制着 EDW (Electrically dimmable windows)电调窗， PSM (passenger service modules)旅客服务组件，客舱灯光、主呼叫灯光，乘务员面板和手提电话的内话音频，该区域的数据和CAP (cabin attendant panel) 的控制，还有广播。每个CZU互相串联，一个挂了不影响工作。CZU受CSSC控制。
• CSSC失效的时候手提电话不影响使用，因为手提电话从相关的CZU获得电源，而CZU的供电与CSSC是分开的
• PA系统包含 SDM (Speaker Drive Module), CAH (cabin attendant handset), FHD (flight deck handset)
  • PA广播的优先级 1为驾驶舱ACP的PA按钮，2为驾驶舱手提电话或CAP手提电话，3为旅客呼叫，4为机上广播
• PA广播的音量随着ENG运转而变大，随着客舱失压而变大

45章

45-02 Data Management

45-12 Airplane Condition Monitoring Function

• 是个功能，能从EFB、ML进入，有三个软件：ACMF、 DGA (Data gathering application)、AMI (Airplane modifiable information)

46章

1. 核心网络系统（CNS）有两种网络，OPEN DATA NETWORK为非关键网络，ISOLATED DATA NETWORK为关键网络
2. NIM有哪些部件？Avionics gateway, IDN, IDN switch (ISOLATED DATA NETWORK SWITCH), IDN boundary router, EMPPI (EICAS maintenance page plug-in), PMM (Power management module)
3. 核心网络系统（CNS）的电源是谁给的？RPDU（Remote Power Distribution Unit）
4. 飞机上有三个以太网接口，一个在驾驶舱一观和二观座位中间的柜子下面（需要打开）；另一个在FWD EE BAY E1架；另一个在AFT EE BAY E3架

49章

1. APU 由GEAR BOX、两台STARTER/GENERATOR、进气道、一级压气机、燃烧室、两级涡轮、燃滑油热交换器、滑油散热器、燃油组件、燃油滤、两级燃油总管、点火激励器、PMG、APUC（APU Controller）组成
2. APU进气门作动器从 APU 电瓶汇流条获得电源
3. APU 不提供引气
4. APU能提供225 KVA电容量
5. APU的启动
   a) 3% SPEED 点火
   b) 7% SPEED start (primary) fuel manifold供油（在地面15% SPEED 时 secondary fuel manifold 亦开始供油，而在空中要等到35% SPEED）
   c) 50% SPEED 停止点火
   d) 60% SPEED oil de-prime valve 关闭
   e4) 当95% SPEED维持大于2 s，ASG就可以作为发电机发电了

二阶段实操

应急设备清单

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修订

• 2019-05-12 增加二阶段知识点
• 2018-12-23 补充
• 2018-12-22 创建