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无线电高度表原理介绍 提问人：邓丙强无线电高度在地面为什么显示-4作者：飞行部六大队袁鹤无线电高度表是飞机的重要组成部分，测量飞机到地面的垂直距离，并显示在驾驶舱的显示组件上。同时这个高度数据也被应用于其他系统，所以无线电高度表的重要性不言而喻，要是其失效，不仅没有高度显示，还会引发其他系统故障，如果飞行员处理不当，会产生严重后果。例如： 在2009年2月25日，一架土耳其航空波音737-800型客机执行TK1951号航班，该航班是从土耳其伊斯坦布尔阿塔图尔克国际机场飞往荷兰阿姆斯特丹史基浦机场的国际航班，因左侧无线电高度表故障，使自动驾驶将2100英尺高空误认为地面（当时无线电高度表显示-8英尺）致使自动油门控制系统做出错误指令，收到慢车，加之本场能见度较低，机组没有及时正确处置，最终导致客机失速，在史基辅机场附近1.5公里处坠毁，事故共导致9人遇难，120人受伤，而无线电高度表故障是整个事故的起因。作为一名十年飞行经历的民航从业人员，深知无线点高度表的重要性，同时在飞行中也发现一些同事对无线电高度表的了解并不是十分清晰，比如无线电高度表到底测量是飞机哪个部位到地面的距离，是天线到地面的距离还是起落架到地面的距离，如果说是天线到地面的距离，那为什么在着陆过程中，当主起落架接地时，无线电高度表显示为0，随着前轮的接地，无线电高度表显示为-4。而此时天线到地面还是有一定距离的，带着这些疑问我们来共同了解一下737NG飞机的无线电高度表系统。 737NG飞机上使用的无线电高度表为低高度无线电高度表LRRA（Low Range Radio Altimeter）测量范围是-20到2500英尺，主要应用于飞机进近和着陆阶段。其组成包含两套收发机（RT），每个收发机有一个发射天线和一个接收天线，即飞机有两个独立的高度表，两个收发机位于电子设备舱内的架子上，四个天线于机身前面底部，电子设备舱门后面。如图在驾驶舱内且与无线电高度表系统有连接的部件有左右EFIS控制面板和共用显示系统（CDS）显示组件（DU）如图当我们需要选择无线电高度作为进近最低标准时，通过EFIS面板调节，使用旋转电门在-1英尺到＋999英尺之间调节该值。高度数值以绿色显示在气压高度表的左上角附近，如图：但是如果在EFIS控制面板上选定BARO（气压）最小标准或无线电重置电门被按压或无线电最小值小于0时，绿色无线电最低标准不显示。飞机的无线电高度在2500英尺以上不显示；在2500到1000英尺之间显示为白色数字，显示在最小决断高正下方；在1000英尺以下读数以白色圆刻度盘表示；当无线电高度低于最低标准时，变成琥珀色圆盘，同时，无线电最低标准显示从绿色变为琥珀色并且闪亮3秒钟。下面简单介绍一下无线电高度表的工作原理，其高度计算从无线电高度表系统收发机内的处理器的一个信号开始，信号为调频等幅连续波，其频率在4260到4340MHz范围之间调整，经过发射天线发出，由地面引起反射，接收天线接收该信号，处理器将发射和接收信号混合以得到频率差，频率差正比于该信号到达地面并返回的时间，再由主处理器将频率差经过计算转换为无线电高度，经过修正后的高度值传送给其他系统。从上图我们可以看到收发机有输入程序销钉，下列就是无线电高度表程序销钉的作用：— 系统选择：用于识别哪个系统在工作。— 连续数据：当接地时，使连续的高度数据发送到其他系统。—飞机安装延迟（AID）57英尺：这允许无线电高度系统补偿由于天线电缆长度和天线到接地点距离造成的高度计算误差。关于飞机安装延迟（Aircraft installed delay AID），我觉得理解了AID，也就理解了无线电高度表的显示问题，首先AID是一个固定数值，影响这个数值的因素有两个，一个是剩余高度，另一个是电缆长度。因为飞机设计时需要当飞机主起落架接地时RA显示为零，但是天线的安装位置又不在起落架上，这里就引入一个“剩余高度”的概念，就是当飞机主轮刚接地时，机身上的天线到接地主轮之间的距离由于这个剩余高度，会使飞机在地面RA的显示产生一些影响，在前轮接地后会产生一个负值。在飞机主轮接地时，RA指示为零，所以当飞机在前轮接地时，天线在相对于飞机着陆的姿态的校准位置低一些，这个现象在737NG飞机上表现为-4英尺（-6到-2到属于正常范围）再者由于飞机大小不同，电子设备舱和机身底部天线之间的电缆长度也会有所不同，大飞机上，这个距离可能达到100英尺，小飞机上也可能有6英尺，如果没有对电缆长度有所考虑，那就会产生误差。无线电高度表一般都是第三方航空仪表厂商提供的，而不是飞机制造商，都是标准化的产品，而不是为某种机型特别定制的，所以针对不同类型飞机AID的值也是不同的，对于737NG飞机来说AID值为57英尺，即剩余高度+电缆长度=AID=57英尺。也就是说我们无线电高度表显示的高度是需要由处理器算出来的高度减去这个修正值57英尺的。可以理解为RA显示高度=RA计算高度-57，而RA计算高度=天线离地高度+电缆长度，所以可以推导出，RA显示高度=天线离地高度–剩余高度；对于737NG飞机来说这个剩余高度近似为常数8英尺，影响这个剩余高度的因素（飞机拉平导致天线抬高的距离大约4有拉平角英尺）和飞机停靠时天线到地面的距离（大约4英尺），如图：综上，我们可以简单的理解为，737NG飞机，RA显示高度=天线到地面距离–8，这样也解释了当主起落接地时我们看到RA指示0，放前轮后，指示-4。有些情况无线电高度表故障时显示-8，也是因为发射天发射的信号直接被接收天线收回了，即天线到地面的距离是0，带入公式，我们得到的显示高度就是-8。最后，我们看看飞机中那些系统会用到无线电高度数据，主处理器计算出来的无线电高度显示在机长显示器和副驾驶显示器上，同时高度数据也通过ARINC 429数据总线1&2被传送到以下系统： 1、FCC （飞行操纵计算机）A和FCCB每个FCC使用来自与它同侧的无线电收发机的无线电高度FCC将无线电高度用于进近控制和低高度飞行计算 2、自动油门计算机自动油门将无线电高度用于起飞／复飞计算和自动油门拉平计算 3、气象雷达R/T气象雷达R/T使用无线电高度来开启或关闭风切变预测功能和启动／禁止显示和警告功能 4、GPWC（近地警告计算机）GPWC将无线电高度用于它的近地提醒和警告逻辑计算 5、FDAU（飞行数据获取组件）记录无线电高度值 6、TCAS计算机计算机将无线电高度设定敏感等级用于入侵飞机咨询计算和确定入侵的飞机是否在地面上 7、显示电子组件（DEU）DEU将无线电高度数据用于计算无线电高度显示形式和显示在显示组件上的无线电高度值。收发机从接近电门电子组件（PSEU）获得离散输入，用于记录无线电高度表故障时的飞行阶段，在空中还是在地面。鉴于无线电高度表关联这么多系统，所以当无线电高度表故障时，会导致其他系统也出现故障，给飞行员带来很多麻烦，飞行中遇到高度表故障，作为飞行人员，要做的心中有数，对于将要失效的系统要有预期，监控好飞机状态，如遇不正常情况应及时做出反应，文章中土耳其航空，假使机组人员准确判断，及时断开自动油门，实施复飞，就能避免一次事故的发生。以上是我对无线电高度表的一些总结和理解，欢迎大家批评指正。 -
咨询波音滑油问题的回复 问题 1：滑油压力警告触发条件为什么 LOW OIL PRESSURE（滑油压力低）警告仅在滑油压力降至零时触发？是否应在零以上设定警告阈值，以便提供更早的提示？回复 1：参见参考文献 /B/ 与 /C/ 中《滑油压力指示系统》SDS（系统说明书）。根据 FCOM（飞行机组操作手册）《滑油压力指示》（参考 /D/ 和 /E/），滑油压力降低时会显示琥珀色区域（Amber Band）或红线（Redline）。琥珀色区域是早期提示，红线为最低限制。有关 LOW OIL PRESSURE 的说明，参见 QRH（快速参考手册）非正常检查单（参考 /F/ 和 /G/）。737NG：当滑油压力低于红线限制时，电子发动机控制（EEC）会向显示电子组件（DEUs）发送信号，导致显示组件（DU）出现琥珀色"LOW OIL PRESSURE" （低滑油压力）信息。每台发动机对应一条独立显示的低滑油压力信息，该信息在主发动机显示器上呈现。当滑油压力低于红线限制时，琥珀色"LOW OIL PRESSURE"信息将闪烁10秒后转为持续显示。显示电子组件（DEUs）在起飞和着陆阶段会抑制该信息的闪烁功能。所有三个机组告警框将同步闪烁10秒，随后相关告警信息转为持续显示。发动机启动期间，电子发动机控制（EEC）会阻止指示器及指针变为琥珀色或红色。737MAX：滑油压力（低）琥珀色限制定义了发动机润滑系统的警戒工作压力范围。滑油压力（低）琥珀色限制以琥珀色（黄色）刻度线形式显示在柱状刻度上。若滑油压力低于琥珀色限制但高于红线限制，主显示系统（MDS）会将滑油压力数字读数及外框颜色变为琥珀色。当压力值恢复正常范围后，MDS将滑油压力数字读数及外框恢复为正常颜色显示。滑油压力（低）红线定义了发动机润滑系统的非正常工作压力范围。滑油压力（低）红线限制以红色刻度线形式显示在柱状刻度上。若发动机滑油压力降至红线限制以下，MDS会将滑油压力数字读数及外框变为红色。当压力值恢复正常范围后，MDS将滑油压力数字读数及外框恢复为正常颜色显示。当滑油压力低于红线限制时，"LOW OIL PRESSURE"（低滑油压力）琥珀色信息将闪烁10秒后持续显示。起飞和着陆阶段，DPCs将禁止该信息的闪烁模式。发动机启动期间，电子发动机控制（EEC）会禁止指示器和指针变为琥珀色或红色。问题 2：记忆项目分类鉴于滑油压力低可能导致严重发动机损坏，为何该项目在 QRH 中未被列为记忆项目？回复 2：根据 FAA 8900.1 第3卷第32章第5节：3-3240 立即动作（Immediate Actions）立即动作是指必须在极短时间内完成，以避免或稳定危急状态的操作，此类情况下机组成员无暇查阅手册或检查单。机组必须熟悉并能够正确、可靠地从记忆中执行这些动作。POI 必须确保立即动作情景被包含在运营人的 AFM 或 CFM 中。此类情景包括但不限于：机组成员丧失操作能力的迫切威胁飞机操纵能力丧失的迫切威胁系统或部件毁损且继续飞行及后续着陆的安全性极不可能的迫切威胁此外，AC 120-71B指出：4.2.5 记忆项目应尽可能避免使用记忆项目。如必须包含，应在训练中予以强调、数量不超过三项，且不得包含条件性决策步骤。对于 ENGINE LOW OIL PRESSURE（发动机滑油压力低）NNC，当滑油压力处于或低于红线时，指引机组执行 Engine Failure or Shutdown（发动机失效或关车）检查单。在此情景下，及时执行该检查单可在滑油损失情况下减少发动机损坏风险。根据 AFM（飞行手册）限制，当滑油压力处于或低于红线时，必须尽快关闭发动机。AFM 中并未规定滑油压力低时关车的时间限制。但当出现 ENGINE LOW OIL PRESSURE 指示时，按程序执行发动机失效或关车 NNC 即可在恰当时间内完成关车，减少发动机损坏风险。FCTM（飞行机组训练手册）关于空中发动机关车的推荐技术强调：在完全控制飞行航迹并通过有条理、系统化的程序识别受影响发动机且确保不关闭正常发动机之前，不应关车。因此，FCTM 明确指出：“即使出现火警，也不要仓促完成关车检查单。”波音预期机组应保持对滑油压力琥珀色提示的关注。当滑油压力达到或低于红线时，机组能及时执行发动机失效或关车 NNC，从而减少发动机损坏。问题 3：滑油温度过高的危害在 737 发动机上，滑油温度过高的具体风险有哪些？是否可能导致不可逆的发动机损坏？回复 3：参见 QRH《ENGINE OIL HIGH TEMPERATURE》（发动机滑油温度高）NNC。飞机发动机的滑油温度过高可能导致润滑性能下降、潜在的发动机损坏，并在严重情况下造成发动机失效。有关《滑油温度指示系统》的 SDS，请参见参考 /K/ 与 /L/。737NG:737MAX:参考LFROM: THE BOEING COMPANYTO: Shandong Airlines (SHG)SUBJECT: Engine Oil SystemREFERENCES:/A/ SHG-SHG-25-0530-01C/B/ 737MAX_SHG_SDS_PAGESET-G79-30-00-004_ENGINE OIL - INDICATING - OIL PRESSURE INDICATING SYSTEM/C/ 737NG_SHG_SDS_PAGESET-F79-30-00-040_ENGINE OIL - INDICATING - OIL PRESSURE INDICATING SYSTEM/D/ 737MAX_SHG_FCOM_V1V2_Oil Pressure-Temperature Indications/E/ 737NG_SHG_FCOM_V1V2_Oil Pressure-Temperature Indications/F/ 737MAX_SHG_QRH2_NNC_ENGINE LOW OIL PRESSURE/G/ 737NG_SHG_QRH2_NNC_ENGINE LOW OIL PRESSURE/H/ FAA Order 8900.1_Volume 3_Chapter 32_Section 5/I/ 737MAX_SHG_QRH2_NNC_ENGINE HIGH OIL TEMPERATURE/J/ 737NG_SHG_QRH2_NNC_ENGINE HIGH OIL TEMPERATURE/K/ 737MAX_SHG_SDS_PAGESET-G79-30-00-005_ENGINE OIL - INDICATING - OIL TEMPERATURE INDICATING SYSTEM/L/ 737NG_SHG_SDS_PAGESET-F79-30-00-050_ENGINE OIL - INDICATING - OIL TEMPERATURE INDICATING SYSTEM/M/ FAA AC_120-71B DESCRIPTION:There is a file attached to this message that has not been sent as it has been flagged with enhanced control. You must login to view this file attachment.This message is in regards to the 737 FCOM SHG requests the following clarifications for this item: I am writing to seek clarification regarding the 737 engine oil system, specifically in relation to the alert logic and operational considerations for oil pressure and temperature. During our internal training and operational review, several technical questions arose, and we would greatly appreciate Boeing’s insight. Q1. Oil Pressure Warning TriggerWhy does the LOW OIL PRESSURE alert only activate when oil pressure drops to zero? Shouldn’t there be a warning threshold above zero to provide an earlier indication? Q2. Memory Item ClassificationConsidering that low oil pressure can lead to severe engine damage, why isn’t it classified as a memory item in the QRH? Q3. High Oil Temperature HazardsWhat are the specific risks associated with high oil temperature on the 737 engines? Can it lead to irreversible engine damage? RESPONSE:Q1. Oil Pressure Warning TriggerWhy does the LOW OIL PRESSURE alert only activate when oil pressure drops to zero? Shouldn’t there be a warning threshold above zero to provide an earlier indication? R1. See Ref /B/ and Ref /C/ for SDS on the Oil Pressure Indication System. From the FCOM Oil Pressure Indications (Ref /D/ and Ref /E/) will display "Amber Band" or "Redline" for Lower Oil Pressure. The "Amber Band" is the earlier indication before the "Redline". For "LOW OIL PRESSURE," see QRH NNC Ref /F/ and Ref /G/. Q2. Memory Item ClassificationConsidering that low oil pressure can lead to severe engine damage, why isn’t it classified as a memory item in the QRH? R2. Per FAA Order 8900.1, Volume 3, Chapter 32, Section 5 (Ref /H/):3-3240 IMMEDIATE ACTIONS. An immediate action is an action that must be accomplished so expeditiously (in order to avoid or stabilize a hazardous situation) that time is not available for a crewmember to refer to a manual or checklist. Crewmembers must be so familiar with these actions that they can perform them correctly and reliably from memory. POIs must ensure that immediate action situations are included in an operator’s AFM or CFM, as appropriate. Situations that require immediate action include, but are not limited to, the following:Imminent threat of crewmember incapacitation.Imminent threat of loss of aircraft control.Imminent threat of destruction of a system or component, which makes continued safety of the flight and subsequent landing improbable. In addition, AC 120-71B states (Ref /M/):4.2.5 Memory Items: Memory items should be avoided whenever possible. If the procedure must include memory items, they should be clearly identified, emphasized in training, less than three items, and should not contain conditional decision steps. The ENGINE LOW OIL PRESSURE NNC, directs the flight crew to do the Engine Failure or Shutdown checklist if the engine oil pressure is at or below redline. In this scenario, prompt execution of the Engine Failure or Shutdown NNC limits damage to the engine due to oil loss. Per the AFM limitation, the engine needs to be shutdown as soon as possible if the oil pressure is at or below the Redline. There are no published time limits for engine shutdown when the oil pressure is low. The AFM engine oil limitations and AFM Engine Low Oil Pressure Non-Normal Procedures do not specify a time limit. But, performing the Engine Failure or Shutdown NNC when prompted by the ENGINE LOW OIL PRESSURE Indication, results in a timely engine shutdown in response to an engine oil pressure at or below redline. The FCTM Recommended Technique for an In-Flight Engine Shutdown emphasizes not shutting the engine until the flight path is under complete control and a deliberate, systematic process is used to identify the affected engine and ensure that the operating engine is not shut down. This is necessary for safety of flight and for this reason, the FCTM states "Do not rush through the shutdown checklist, even for a fire indication.” Boeing expects flight crews to maintain awareness of the engine oil pressure amber condition. So, if the engine oil pressure reaches or dips below the redline, the flight crew performs the Engine Failure or Shutdown NNC in a timely manner and limits damage to the engine Q3. High Oil Temperature HazardsWhat are the specific risks associated with high oil temperature on the 737 engines? Can it lead to irreversible engine damage? R3. See QRH “ENGINE OIL HIGH TEMPERATURE” NNC (Ref /I/ and Ref /J/). High oil temperature in aircraft engines can lead to reduced lubrication, potential engine damage, and, in severe cases, engine failure. For more SDS of the Oil Temperature Indication System, see Ref /K/ and Ref /L/. If attachments are referred to and are not present, please access them by logging into the Boeing Communication System on MyBoeingFleet or contact your Boeing Field Service Representative. Hung Lam, Flight Operations Engineering (FLOE)Reginald Guinto, ManagerCustomer SupportThe Boeing CompanyBCA Operations Centers 24 Hour Contact Numbers787: +1 (206) 544-7787All Other Models: +1 (206) 544-7500 Link to the Boeing Communication System: https://boeinginservice.my.site.com/a2FUa000008B6blMAC
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前轮转弯原理介绍 作者：培训部飞行培训中心 李文豪近期公司B737-800飞机执行西安-厦门航班，西安机场 05R 跑道起飞滑跑过程中，飞机滑跑方向稳定，飞行参数均正常，机组未感觉异常，飞机正常离地起飞。在厦门机场 23 号跑道着陆滑跑过程中，速度60节左右飞机机身抖动，机组控制好飞机滑跑方向，在跑道上停住飞机，报告塔台、联系现场，机务到达后检查发现前起落架防扭臂脱开，连接销丢失、上下防扭臂脱开，由拖车将飞机拖回机位。结合西安机场反馈，判断该连接销在西安机场起飞滑跑过程中断裂脱落。该案例中防扭臂是什么？有什么作用？在此和大家复习一下前轮转弯的相关工作原理。如上图所示，防扭臂位于减震支柱后部，有上下两部分构成，中间由连接销连接。防扭臂连接减震支柱内筒和外筒，传递来自转弯作动筒的转向力矩到减震支柱内筒和机轮，实现前轮转弯功能。同时，防扭臂也限制前轮转弯正常角度最大为78°，如果拖飞机时前轮转向超过78°，需通过脱开连接销来脱开防扭臂以及滑行灯线束（如安装）。那怎样判断转向是否超过78°呢？在每个前起落架舱门上都有一处红线（飞机的外部标识都有其含义），当拖杆对齐红线时，前轮转向为78°。前轮转弯指令输入来自转弯手轮或方向舵脚蹬。转弯手轮控制前轮转弯最大为78°，方向舵脚蹬控制前轮转弯最大为7°（仅地面），转弯手轮可以超控方向舵脚蹬。来自转弯手轮或方向舵脚蹬的指令通过一个钢索回路作动加法杠杆，加法杠杆作动转弯计量活门，转弯计量活门将合适的液压输送到转弯作动筒，实现前轮转弯。在空中时，空/地系统会指令旋转作动筒脱开方向舵脚蹬的前轮转弯输入，即此时蹬脚蹬不会作动前轮转弯。当减震支柱完全伸出时，减震支柱中的定中凸轮会确保前轮处于中立位，便于起落架的收放，如果这时防扭臂是连接状态，不要操作转弯手轮，不然会损伤定中凸轮。正常情况下，液压系统A为起落架放下和收上提供压力,其中放下压力为前轮转弯提供压力。满足下列条件时，起落架转换活门可将前轮转弯的液压源由液压系统A转到液压系统B。 — 备用前轮转弯电门到备用位 — 系统B油箱油量正常（高于21%） — 前起落架空／地系统在地面模式如果转弯系统出现卡阻，方向舵脚蹬上的力可剪断一个剪切销，使方向舵脚蹬与转弯系统脱开连接。这确保当转弯系统卡阻时，方向舵系统可自由运动。上图中，拖行关断活门也叫转弯释压活门，位于前起落架。在拖飞机前，插上转弯释压销，将拖行关断活门移动到拖行位，旁通转弯液压。飞机拖到位后，取下释压销，向机组展示红飘带。如果释压销未取下，前轮转弯不可用。补偿器是一个弹簧加载的活塞式储压器，可将转弯系统回油管压力保持在220 — 290 psi。当机轮转向到指令位时，加法机构将计量活门推回到中立位，切断供向转弯作动筒的液压压力，回油管压力使作动筒将机轮保持在当前位置。当外力转动前轮时，如大侧风飞机停放地面没有打压，前轮会发生偏转。此时旁通活门会打开，连通转弯作动筒活塞两端液压，这可保护转弯系统的内部组件。动态载荷阻尼器是一个液压机械的动态减震装置，可减小前轮的摆振。它另一个作用与旁通活门类似，在飞机拖行过程中，动态载荷阻尼器将连通转弯作动筒活塞两端液压，保护转弯系统的内部组件。以上是对前轮转弯系统的介绍，欢迎交流、探讨。
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有关机动裕度的一个问题 问题：为什么起飞收襟翼过程中，如果达到襟翼1机动速度马上收襟翼UP，俯仰限制指示会下移，如果达到襟翼1机动速度，再增加些速度接近UP速度时收襟翼至UP，俯仰限制指示就不会下移？提问人：郑宇杰关于起飞收襟翼过程中，当速度达到襟翼1机动速度时，直接收襟翼至up位或者继续增速然后再将襟翼收至UP位对飞机机动裕度的影响的一些思考。此图为达到到襟翼1机动速度，直接收襟翼至up位时抖杆的机动裕度此图为达到襟翼1机动速度，继续增加速度10-15节至接近up速度时，再收襟翼至up速度时抖杆的机动裕度。下面是公司《737NG/MAX飞行机组训练手册》关于起飞收襟翼计划的描述：下图是公司《737NG/MAX飞行机组训练手册》关于收襟翼过程中到抖杆的机动裕度的图解上图中横轴为飞机的速度，纵轴为机动裕度。从图中可以看出在收襟翼过程中，绝大多数情况飞机都具备“全机动能力”。而襟翼1位向UP位收上时是不具备“全机动能力”的。（全机动能力（full maneuver capability）是B737飞机进行机动裕度保护的一个重要概念。这一概念贯穿于B737飞机所有的飞行阶段。B737飞机的气动性能设计和飞行程序设计能够保证飞机在绝大多数情况下都具备全机动能力。）图中还可以看出：1、在襟翼不变的情况下，随着速度的增加，飞机的机动裕度也会增加。（如图中红色箭头）2、当襟翼收向上一个位置后，升力减小会导致飞机的机动裕度突然下降。（如图中蓝色箭头）3、达到襟翼1机动速度时，马上由襟翼1收至襟翼UP，这时候飞机的机动能力会下降到全机动能力（40度坡度）以下，但仍然具备30度以上坡度能力（图中黄色圆点）（这就是为什么俯仰限制符号会往下移动）4、如果达到襟翼1机动速度，让飞机继续增速10-15节至接近UP速度时，再收襟翼至UP，此时可以保证飞机在整个收襟翼的过程中具备全机动能力（40度坡度），（图中绿色五角星）。（这就是为什么俯仰限制符号不会往下移动） 飞行部九大队 杨柳
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无线电高度表失效，根据MEL放行后对飞行的影响。 无线电高度表，测量飞机到地面垂直距离用的机载无线电设备，是重要的飞行器仪表之一。它测量的高度是飞机距离地面的真实高度，由收发机、天线和指示器组成。民用航空器上使用的无线电高度表一般为低高度无线电高度表（LRRA：LowRangeRadioAltimeter），测量范围为-20到2500英尺，通常在飞机进近和着陆阶段使用定义：以地面（或海面）作为反射面的一种测高雷达。它能在各种气候条件下精确测量飞机离地面（或海面）的相对高度，是现代飞机上必要的导航设备之一。亦称雷达高度表（Radar Altimeter）。按调制方式不同，分为调频连续波无线电高度表和脉冲调制无线电高度表。这两种体制的无线电高度表只要设计合理，均可达到很高的测高精度，都得到了广泛的应用 。系统测高原理飞机向地面发射无线电波，经地面反射被飞机接收机接收。无线电波经历行程等于无线电波传播速度乘以电波传播时间。电波传播速度为恒值，只要测出这段时间便可求出飞机飞行高度。系统组成及功能B737NG飞机有两套无线电高度表。每套无线电高度表包括一部收发机和两部天线。收发机产生射频信号从发射天线发射到地面，地面反射的信号经接收天线接收送回收发机。收发机对信号进行处理得到飞机的飞行高度值。高度值和信号的有效性由收发机送往两条数据总线。数据总线1的数据送到飞行管理计算机FCC和自动油门计算机。数据总线2的数据送到近地警告计算机GPWC、防撞系统TCAS计算机、数字飞行数据采集组件DFDAU、雷达WXR收发机及显示电子组件DEU。正常情况，系统1的高度值由DEU1控制显示在机长侧显示组件DU上，系统2的高度值由DEU2控制显示在副驾驶侧DU上。当飞机着陆机轮触地时，要求高度表指示为0，但发射机发射信号输出孔到接收机返回信号输入孔之间信号传播的路径实际包括收、发天线连接的同轴传输线及天线到地面的路径。为此，在高度收发机电路中设计有抵消飞机安装延时（AID）的电路。B737NG飞机的无线电高度表收发天线安装于机身前部，前起落架之后的机腹上。当飞机带拉平仰角着陆时，要求主起落架机轮触地时高度表指示为零，这也就是为什么飞机前起落架触地后，无线电高度表指示却变为-4。控制与显示无线电高度值和选择的决断高度值显示在主飞行显示器PFD的右上角。高度值在2500英尺以上不显示。机组通过各自侧的EFIS控制面板控制决断高度参考值和复位决断高度警告显示。将EFIS控制面板上的MINS电门选到RADIO位置，再左右旋转电门调节决断高度参考值在-1到999英尺之间。通过按压RST来复位决断高度警告显示。2500英尺以下，无线电高度值为白色数字显示，0到1000英尺时，白色数字会被一圈刻度盘包围，刻度盘的周长会随着飞机飞行高度的减小（增大）而减少（增加），同时一个绿色的决断高度游标会显示在刻度盘上。在无线电高度数值之上是绿色的决断高度参考值。当飞机的无线电高度等于选择的决断高度参考值时，无线电高度数值会从白色变为琥珀色，刻度盘连同决断高度游标也会变为琥珀色并闪烁三秒。当飞机低于2500英尺并且仪表着陆航向道偏离指示出现时，跑道符号就会出现。在飞机高度从200英尺降到0英尺的过程中，跑道符号会慢慢靠近飞机符号底部，用来形象的指示飞机到跑道的距离。电源 RA 收发机1 的电源是来自转换汇流条1 的115V 交流电。RA 收发机2 接收来自转换汇流条2 的115V 交流电。 对运行的影响：1、MEL要求“HGS运行要求两套系统都工作”。公司SOP中要求使用HUD的程序是：低能见度起飞（RVR低于400米时的起飞），特殊批准I类进近，特殊批准Ⅱ类进近和标准Ⅱ类进近。所以，当无线电高度表故障执行MEI保留后，不能执行低能见度起飞（RVR低于400米时的起飞），特殊批准I类进近，特殊批准Ⅱ类进近和标准Ⅱ类进近。2、MEL要求不能执行RNP AR 程序。3、进近最低标准或操作程序不要求使用它。公司SOP中要求使用无线电高度作为最低标准的情况是：特殊批准I类进近，特殊批准Ⅱ类进近和标准Ⅱ类进近。所以，当无线电高度表故障执行MEI保留后，不能执行低能见度起飞（RVR低于400米时的起飞），特殊批准I类进近，特殊批准Ⅱ类进近和标准Ⅱ类进近。4、O程序：“当一侧无线电高度表不工作时，进近和着陆不要使用下列系统”：A相应的自动驾驶B相应的飞行指引仪C自动油门公司SOP禁止使用自动驾驶着陆，禁止使用自动油门着陆。当一侧无线电高度表故障后，进近时不允许使用相应的飞行指引仪。5、预测风切变系统（PWS）失效。当油门杆调定为起飞推力，即使发动机关车或IRS没有校准，或在空中低于无线电高度2300英尺（视气象雷达类型不同也可能是1800英尺），PWS功能开启，低于无线电高度1200英尺时发出预测风切变报警。起飞和着陆过程中，新的预测风切变警戒在80海里/小时和400英尺无线电高度之间被抑制，新的警告报警在100海里/小时和50英尺的无线电高度之间被抑制。这些抑制不能消除现有的预测风切变报警。如果警告/警戒事件出现在那些边界前，警告/警戒将会保留在显示上且会出现完整的音响喊话。如果任一无线电高度表故障，将会引起预测风切变功能失效，飞机显示PWS FAIL，气象雷达无法根据无线电高度逻辑来自动开启和关闭PWS。6、GPWSGPWS使用左侧无线电高度表的信号来进行近地提醒和警告逻辑计算。如果左侧无线电高度数据无法获取，则使用右侧无线电高度。如果仅剩工作的唯一无线电高度表也失效，将会引起EGPWS七大功能失效：下降率过大，地形接近率过大，起飞后掉高度，不安全的离地高度，低于下滑道偏离过大，咨询报出，风切变警告。以上七大功能均是基于无线电高度进行计算和自动报话的。同时，飞机进近正常的自动高度喊话也不工作。无线电高度喊话B-5501, B-5516, B-5546, B-5548在进近期间 GPWS 提供下列高度喊话：2,500 英尺 – TWENTY FIVE HUNDRED1,000 英尺 – ONE THOUSAND500 英尺 – FIVE HUNDRED100 英尺 – ONE HUNDRED50 英尺 – FIFTY30 英尺 – THIRTY20 英尺 – TWENTY10 英尺 – TEN5 英尺 – FIVEB-1226 - B-1273, B-1358 - B-1511, B-1731 - B-1986, B-5111 - B-5491, B-5513, B-5536 - B-5543, B-5560 - B-5727, B-5781 - B-5787, B-6985 - B-7979在进近期间 GPWS 提供下列高度喊话：500 英尺 – FIVE HUNDRED（智能喊话）100 英尺 – ONE HUNDRED50 英尺 – FIFTY40 英尺 – FORTY30 英尺 – THIRTY20 英尺 – TWENTY10 英尺 – TENB-1337, B-20EY - B-220X在进近期间 GPWS 提供下列高度喊话：2,500 英尺 – TWENTY FIVE HUNDRED1,000 英尺 – ONE THOUSAND500 英尺 – FIVE HUNDRED400 英尺 – FOUR HUNDRED300 英尺 – THREE HUNDRED200 英尺 – TWO HUNDRED100 英尺 – ONE HUNDRED50 英尺 – FIFTY40 英尺 – FORTY30 英尺 – THIRTY20 英尺 – TWENTY10 英尺 – TENB-1730, B-1987, B-1988, B-5728 - B-5758, B-5856在进近期间 GPWS 提供下列高度喊话：1,000 英尺 – ONE THOUSAND500 英尺 – FIVE HUNDRED100 英尺 – ONE HUNDRED50 英尺 – FIFTY40 英尺 – FORTY30 英尺 – THIRTY20 英尺 – TWENTY10 英尺 – TEN7、TCASTCAS计算机将无线电高度设定敏感等级用于迎面飞机TA/RA计算和确定入侵的飞机是否在地面上。两部无线电高度表都会向TCAS计算机发送数据，而后者只会使用一个数据，只有当这个数据无效时会切换数据源，一般来说是优先使用第一部无线电高度表的测量数据。无线电高度约1500英尺以下，增加下降率决断提示（INCREASE DESCEND RA）被抑制，无线电高度约1100英尺以下，下降决断提示（DESCEND RA）被抑制，无线电高度约1000英尺以下，RA被抑制。1000英尺以下在应答机面板上选择交通提示/决断提示方式时仅TA方式将自动工作，并且在导航显示（ND）上显示TCAS信息仅TA(TA ONLY)，无线电高度约500英尺以下，所有TCAS语音信号被抑制。如果没有有效的无线电高度数据可用，ND上将显示TCAS FAIL。8、FCC根据FCC软件版本，一部无线电高度表失效会使相关的AFDS使用LNAV时限制坡度8°。如果两侧无线电高度表都失效，则会使两部AFDS在襟翼放出时所有横滚方式或襟翼收上使用LNAV时限制坡度为8°。此功能的限制将会极大影响飞行员对飞机的操纵，使飞机不能够为进离场机动和限制空域的航向改变提供足够的转弯坡度。总结综上所述，无线电高度表故障大多在低高度影响飞机的相关功能。作为飞行员，在面对无线电高度表失效MEL放行的情况时，必须深刻认识到这一故障对飞行安全的潜在威胁。在执行飞行任务前，应仔细研读MEL条款，结合公司SOP明确各项限制，提前做好充分的应对准备。飞行过程中，尤其是在进近和着陆等关键阶段，要时刻保持高度警惕，严格遵守不使用相关自动驾驶、飞行指引仪和自动油门等规定，密切关注飞机状态和各项仪表信息。机组还要清楚地了解这一故障对PWS、GPWS、TCAS、FCC等系统功能的影响，熟悉各系统失效后的替代措施和应急操作流程。在遭遇突发状况时，凭借扎实的专业技能和丰富的经验，冷静、果断地做出正确决策，确保飞行安全。在日常工作中，我们也应积极参与相关培训和学习，不断提升自身应对特殊情况的能力，为保障每一次飞行任务的顺利完成贡献自己的力量。同时，维护人员也应及时对故障进行排查和修复，确保飞机尽快恢复到最佳适航状态。只有各岗位协同合作，才能有效降低因无线电高度表失效带来的安全风险，保障每一次飞行任务的安全与顺利。 飞行七大队：赵宏涛 刘凯宁
