737-NG-ILS系统
737-NG无线电高度表系统
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。
天线接口
发射天线向地面发送无线电频率（RF）信号。接收天线将返回的 RF 信号送到 RA 收发机的接收电路。
飞行操纵计算机离散信号
飞行操纵计算机（FCC）向 RA 收发机提供检测禁止信号。这一信 号在 ILS 模式被选定时防止 RA 检测。
34—33—00—003 Rev 3 01/19/1996
有效性
YE201
34—33—00
34—33—00—003 Rev 3 10/28/1997
有效性 YE201
RA 发射天线 1 RA 接收天线 1 RA 接收天线 2 RA 发射天线 2
E3－2 托架 RA 收发机 2
E3－1 托架 RA 收发机 1
接收频度 电源
发射频率
检测禁止
空／地离散信号
连续数据
AID 57 英尺
系统选择程序插针－1 指示器 1 指示器 2
无线电收发机 1
无线电系统 — 电源、天线和离散输入
34—33—00
34—33—00—005 Rev 3 07/21/2000
无线电系统 — 数据总线输出、决断高度接口
概述
无线电系统向下列部件提供无线电高度（RA）数据：
34—33—00—006 Rev 6 02/17/1999
34—33—00—007 Rev 4 11/13/1997
RA 系统 — RA 收发机
目的 RA 收发机计算无线电高度。 RA 收发机有一个非易失性存储器用于存储故障信息。只有车间
人员才能读取非易失性存储器中的信息。 描述
737-NG_反推装置控制系统
收入信号，通过 EAU 至反推装置控制活门组件 － 反推装置控制活门组件输送液压油至作动筒，把平移套筒
移动返回收入位置 － 在 18 秒后同步锁定装置到达锁定位置
自动再收入
EAU 使用内部的逻辑电路（自动再收入）告诉反推装置控制活 门组件收入反推装置在发生这些条件的任何时候：
主轮舱，底部大梁
! 反推装置控制活门组件 ! 液压容积式保险器 ! 液压往复活门
电子设备舱 ! 发动机附件设备（M528）
反推装置控制系统 － 部件位置
反推装置半部 ! 液压作动筒 ! 同步轴 ! 同步锁定装置 ! 平移套筒锁和收入传感器
78—34—00
反推装置控制系统 － 预位，收入和同步锁定装置电门
功能说明
78—34—00—006 Rev 0 05/16/1997
有效性
YE201
78—34—00
向前
左反推装置半部
反推装置锁定接近传感器
锁定液压动作筒 反推装置抗扭盒（参考）
78—34—00—006 Rev 1 12/04/1996
有效性 YE201
手动松开手柄 （反推装置套筒接近传感器靶标）
反推装置收入接近传感器和靶标 （参考）
78—34—00
反推装置控制系统 － 同步锁定装置
目的 同步锁定装置有两个用途： － 当没有反推装置展开信号时，锁住同步轴防止液压作动筒 的操作 － 液压作动筒的人工传动
位置
控制系统的功能说明页。
同步锁定装置的人工传动部分接合内部的机构转动同步轴。
培训知识要点
当同步锁定装置的电磁线圈通电时，同步锁定装置松锁。然而当 你压入一个方头的驱动工具进入人工传动接头时，你就人工地松开同 步锁定装置。方头的驱动工具压在传动接头内部的松开销。当松开销 在压入位时，同步锁定装置就松锁。
737NG仪表着陆系统【机务放单考试精品资源】
中央ILS显示
LOC刻度是标准的4点刻度，每点代表1度偏离，偏离指示显示了偏离跑道中 心线的左边或右边。
NAV数据源以白色显示在显示面右上角，它显示了ILS显示的数据来源，现 行的ILS频率显示在NAV数据源右边。
ILS频率显示当前有效的ILS频率和选择的航道。如果ILS地面有发射莫尔斯识 别码，当接收机接收到该识别码的时，地面台的识别码将代替频率数字显 示在显示器。
一个VOR频率工作时，VOR接收机将开始一个自测试；如果一个ILS频率在工 作时，MMR接收机将进行自测试。如果一个DME频率与VOR或ILS频率成对 时，DME询问机将同时进行自测试。 当进行系统的主暗测试时，导航控制面板将显示188.88，这种显示为2秒亮1 秒暗，直至测试结束。
12
13
备用姿态指示仪的显示
0
1
一般描述
• 概述 Leabharlann 表着陆系统有两套包含ILS系统的多模式接收机.下面这些天线输入到多模 式接收机的ILS功能部分
VOR/LOC 天线 LOC 天线 GS 天线 • 描述
接收机从导航控制面板获得人工的调谐输入。VOR/LOC天线和LOC天线通过 LOC天线转换开关将LOC信号送到MMR接收机。LOC天线转换开关选择 VOR/LOC天线或者LOC天线做为RF信号源送到MMR.GS天线将GS信号送到 MMR接收机。
• 故障显示 当LOC接收机故障时，对于无效ILS数据，CDS用琥珀色的LOC旗代替LOC刻度 和偏离杆。当GS接收机故障时，琥珀色的GS旗代替GS刻度和指针。
24
25
系统总结
26
27
14
模拟接口
• 概述
• 当在导航控制面板上对一个ILS频率进行调谐时，离散信号送到DEU去分辨 ILS频率或VOR频率。每个导航控制面板送离散信号到DEU1和DEU2。
波音737NG飞机中的NGS系统分析
示器进行指示。我们可 以通过该指示器来了解系统是 否 正常工作 ，它位于飞机右侧 主轮舱的后壁板上，可 以通 过普通 的外表 目视检查就能看到，它有三种工作指示方
式：
低进入飞机油箱 中的空气含氧量，使进入油箱中的空气 为富含氮气的空气 （ Ｎ Ｅ Ａ ） ，这样的空气可 以有效的降低
油箱 内燃油的可燃性，同时也可 以在飞机飞行过程 中增 加油箱 内燃油的稳定性 。
３ ２
２ ０ １ ５ ． １ ０
南方农机
车 辆 与 动 力 工 程
波音 ７ ３ ７ Ｎ Ｇ飞机 中的 Ｎ Ｇ Ｓ系统 分析
詹 洪 苗 （ 杭州萧 山 国际机 场机务维 修保障部 ，浙江 杭州 ３ １ １ ２ ０ ７ ）
摘 要 ：Ｎ Ｇ Ｓ系统是将飞机 的发动机引气，通过 系统 内部各部件的过滤、分 离、调压调温后，为飞机燃 油箱提供惰性 气体的一个
方 向 ： 飞 机机 电 设备 维 修 。
３ Ｎ Ｇ Ｓ常见故 障
Ｎ Ｇ Ｓ系统最常见的故障就是系统渗漏，导致该系统
的性能衰退甚至故障不工作。按照手册的要求在 Ｎ Ｇ Ｓ系 统增压 的情 况下对温 度控制组件 Ｔ Ｃ Ｕ ，空气分离组 件
Ａ Ｓ Ｍ ，从 Ａ Ｃ Ｍ到穿过 中央翼舱上的后梁 的 Ｎ Ｅ Ａ Ｄ Ｓ管路， Ｎ Ｇ Ｓ组件上的管路进行渗漏测试。最普通常见的测试渗
车 辆 与 动 力 工 程
南方农机
２ ０ １ ５ ． ｉ ０
参 考 文 献
３ ３
漏方法就是把手放在距 离疑似渗漏源 １ ２英寸的地方 ，
如果 能感觉到有气流流动 的就 需要修理 ，如果不 能感觉
［ １ ］ 魏 丽娜 ．波 音 ７ ３ ７ 自动捷 联 惯 导 系统 建模 与 仿 真 ［ Ｊ ］ ．飞 机 设 计 ，２ ０ １ ０ ，（ ４ ） ：２ ６ —３ Ｏ ． ［ ２ ］ 张正 洋．波音 ７ ３ ７ 飞 机 发 动 机 控 制 及 指 示 技 术 的 发展 ［ Ｊ ］ ． 民 用飞机 设计 与研 究，２ ０ ０ １ ，（ ４ ） ：１ —５ ．
737的ILS (仪表着落系统) 降落教程
737的ILS (仪表着落系统) 降落教程很多初学FS的朋友都很郁闷，不知道怎么进行ILS（仪表着落系统）降落，今天，我就给大家示范一次。
我们今天就使用FS的734默认机型进行本场起降练习，我们使用ZHHH（武汉）04跑道。
1.加油，我们今天飞一个本场起落，用不了那么多油，中间油箱空着，两边各30%就够了！其实在实际飞航线时，我们也不应该全部满油飞行。
2.起飞前准备，我们今天飞本场，用3000ft的高度，course设置为04跑道的航向044，HDG我设置为二边航向，速度用200，自动刹车RTO，襟翼5最主要的设置是，将甚高频电台面板调出来，我们是模拟飞行，所以主要输NAV1和NAV2两个频率。
当然，正常的航线飞行我们还要输入相应的航路点（NDB台）频率到ADF，还有应答机频率等等，总之，我们今天就是飞个本场起落，要不了那么多那么复杂。
NAV1主要是接受跑道ILS频率和VOR频率，NAV2则只能接受VOR频率。
所以，我们将04跑道的ILS频率110.3输入到NAV1右边，再降ZHHH的VOR频率输入到NAV2的右边。
你看，在飞行姿态显示屏现在是不是还没有机场的航向道和下滑道显示呢？有没有朋友问“频率怎么得到？”，查FS里的地图！点到相应的跑道，会有显示。
反正我是用的CAAC的“标准进场图”。
哈哈，别急，这时候，你只要点一下NAV1和NAV2的转换箭头，将我们刚才输入的频率转换到左边，就可以了！只要你输入的频率和地方没有错，你再看飞行姿态屏上马上就出现横纵两个红色小三角。
横向的那个表示航向道（LOC），纵向的那个小三角表示下滑道（GS），他们共同组成我们通常所说的“盲降信号”。
我们的飞机现在正在跑道中央，所以LOC显示在正中间。
由于我们还没有起飞，所以，GS目前是高于我们的。
飞机起飞后正常的5边程序我就不演示了，我们现在直接说最后的进近。
飞机在距离本场VOR10起码海里以上，开始由三边转飞四边，我们今天偷个懒，从三边连续左转航向044直接进五边（真实飞行中FF门也经常这么干）。
737-NG_反推装置系统
有效性78—30—00反推装置系统 － 介绍概述反推装置（T ／R ）系统有这些分系统： － 反推装置 － 控制 － 指示 反推装置系统反推系统控制正推和反推的发动机风扇空气推气的方向。
反推力在着陆后或在中断起飞（RTO ）过程中帮助减小飞机的速度。
反推装置控制系统反推装置控制系统控制至反推装置系统的电源和液压动力。
反推装置指示系统反推装置指示系统提供在驾驶舱内的反推装置系统和反推装置控制系统的指示。
78—30—00—000 R e v 0 12/03/1996有效性78—30—0078—30—00—000 R e v 0 12/03/1996反推装置指示系统反推装置系统 － 介绍反推装置反推装置控制系统反推装置系统有效性78—30—00反推装置系统 － 一般说明此页空白78—30—00—001 R e v 1 06/25/1997有效性78—30—00反推装置系统 － 一般说明概述反推装置（T ／R ）系统有这些分系统： － 反推装置系统－ 反推装置控制系统 － 反推装置指示系统 反推装置系统反推装置系统改变风扇空气排气的方向，在着陆后或在中断起飞（RTO ）过程中帮助减小飞机的速度。
反推装置系统有两个反推力装置。
反推装置1是1发（左）的反推装置。
反推装置2是2发（右）的反推力装置。
每个反推装置有一个左半部和一个右半部。
每个半部有一个为产生反推力向后移动的平移套筒。
两个套筒同时工作但却彼此是独立的。
3个液压作动筒移动每个套筒。
旋转的软轴确保3个液压作动筒以相同的速率伸出和缩入。
反推装置控制系统反推装置控制系统当飞机离地面小于10英尺（3米）时使你展开反推装置。
当你提起反推力杆时，你给反推装置控制系统一个展开的信号。
当你把反推力杆返回到收入位置时，你提供一个收入的信号。
反推装置控制活门组件控制至液压作动筒的液压源。
反推力杆操纵所需的电门发送展开或收入的信号至反推装置控制活门组件。
当没有展开信号时，同步锁定防止液压作动筒的操作。
波音737ng机型基础知识总结ATA31
波音737ng机型基础知识总结ATA31展开全文ATA31章指示记录系统电子时钟位于P1 P3 外侧现在UTC时间即格林威治时间（MMR 控制）当地时间（北京时间UTC+8）日期因可由热电瓶汇流条供电所以时钟时刻有电黑匣子：坐舱话音记录器（CVR,记录最后2h语音信息）位于后货舱飞行数据记录器（FDR，记录最后25h数据）位于后厨房顶板橘红色飞行数据记录系统飞行记录器/马赫空速测试组件位于P5后顶板飞行数据采集组件（FDAU）位于电子舱飞行数据记录器（FDR）位于后厨房顶板打印机（printer）位于P8板（因构型而异）FDAU状态继电器位于前轮舱音响警告系统自驾脱开着陆警告超速警告起飞或客舱高度警告火警谐音“录音机”位于P9板下部只有一个在副驾位置主警告系统P7板 4个灯（左右各4个）通用显示系统EFIS（电子飞行仪表系统）控制面板位于P7板(共2个)显示源选择器位于P5板发动机显示控制面板（P2）显示电子组件（DEU）共2个位于电子舱显示选择面板位于P1 P3 各一个远距离光传感器（RLS）（共2个）自动调节DU亮度（位于遮光板上面）DU框上面有白色的感光点也能自动调节DU亮度亮度控制面板（2个）位于P1 P3共有6个DU（PDU ND）任一一个DEU科控制显示任一DUDEU产生视频信号在DU上显示上DU 主发动机显示下DU 次要发动机显示或者系统页面显示PFD比ND重要当PFD损坏时会在UD显示（自动切换）ND能通过P1 P2 P3 面板人工切换详情看31章图ATA32章起落架起落架作用为飞机提供支撑滑行、转弯、起跑减震和耗能刹车和减速NG飞机起落架为前三点可收放油气支柱套筒双轮式起落架选择活门：控制来自转换活门的液压压力流向主起落架和前起落架的收放管路。
起落架控制手柄通过连接到选择活门控制杆上的控制钢索来控制选择活门的位置。
起落架转换活门：起落架转换活门可将起落架压力供应自动或人工地由液压系统A转向液压系统B。
737NG 飞机天线summary.
飞机天线布局B737NG高频（HF-HIGH FREQUENCY COMMUNICATION SYSTEM-231100）一、基本知识点1、概述：1）高频（HF）通信系统提供远距离的声音通信。
它为①飞机与飞机之间②地面站与飞机之间提供通信。
2）HF系统工作频率为2MHz－29.999MH，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、控制：控制面板向收发机发送所选频率的信息和控制信号。
音频控制板向REU发送下列信号：－HF 无线电选择信号－接收音量控制－按压通话（PTT）3、工作原理简述：HF系统图发射期间，话筒音频和PTT 信号经REU进入HF收发机。
收发机用话筒音频调制由收发机产生的RF 载波信号。
收发机将调制的RF 信号经天线耦合器送到天线发射给其它飞机或地面站。
也是在发射期间，飞行数据采集组件从收发机接收PTT 信号。
DFDAU用PTT作为键控信号记录发射事件。
接收期间，天线接收调制的RF 信号并经天线耦合器送给收发机。
收发机从RF 载波中解调或分离出音频。
接受到的音频从HF收发机经REU送到飞行内话扬声器和耳机。
选择呼叫译码器从HF 收发机接收音频。
SELCAL 译码器监视来自地面站的SELCAL 呼叫音频。
HF 收发机接收空／地离散信号。
HF 收发机用这个离散信号为内部故障存储器计算飞行段。
4、天线位置：HF 天线在垂直安定面的前缘；天线耦合器在垂直安定面里面。
警告：当HF 系统发射时，要确保人员离垂直安定面至少六英尺（2米）。
从HF 天线发射RF 能量对人有害。
HF&VHF控制面板二、故障甚高频（VHF -VERY HIGH FREQUENCY COMMUNICATION SYSTEM-231200）1、概述：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①飞机与飞机之间②飞机与地面站之间的通信。
737NG仪表着陆系统【机务放单考试精品资源】
一般描述
• MMR接收机发送ILS偏离信号到下面LRU组件 DEUs REU GPWC FCC FDAU FMC 备用姿态仪
3
4
天线和电子设备舱部件位置
• 电子设备舱 MMR在电子设备舱里，MMR1位于E1－2架，MMR2 位于E1－4架，LOC天 线转换开关位于E1架的侧边。
• 前电子设备舱 GS和LOC天线在前电子设备舱，GS天线位于气象雷达的上部，LOC天线位于 气象雷达的下部。
介绍(0.5学时)
• 用途 多模式接收机（MMR）包括仪表着陆系统和全球卫星定位系统的功能。本 节仅涉及仪表着陆系统功能。ILS在进近时向飞机提供沿跑道的垂直方向和 水平方向的引导信息，该系统利用来自（GS）地面台和（LOC）地面台的信 号。下滑（GS）地面台发射信号给飞机形成到跑道着陆点的一条下滑道。 航向偏离（LOC）地面台发射信号给飞机形成到跑道中心线的一条航道。
14
模拟接口
• 概述
• 当在导航控制面板上对一个ILS频率进行调谐时，离散信号送到DEU去分辨 ILS频率或VOR频率。每个导航控制面板送离散信号到DEU1和DEU2。
• 在处于APP工作模式下，FCC发送一个ILS调谐抑制信号到MMR的ILS功能部分， 在这种模式下，ILS接收机将不会接受其他的调谐频率。
• 正常显示 LOC偏离指针和刻度显示在姿。偏离指示表示偏离跑道中心线左边或右边。LOC刻度为白色， LOC指针为洋红色。 LOC刻度能进行标准显示或扩展显示，琥珀色的两点刻度代替了白色的4点 刻度，作为扩展刻度显示，每一点代表0.5度的偏离。当自动驾驶发送ILS警 告时，白色的扩展指针会变成闪烁的黄色指针。扩展刻度显示了以下状态： LOC偏离小于5/8点 LOC或APP方式设置 ILS航向与飞机轨迹相差在5度范围内 自动驾驶在CMD方式
B-737NG的NGS系统
B-737NG的NGS系统NGS（Nitrogen Generation System）氮气发生系统，是B-737NG上新加装的系统，本文将简要介绍其工作。
1NGS 系统作用氮气发生系统（NGS）是波音公司为了保障飞机燃油系统安全性，且根据2008年7月FAA发布的法规“要求飞机制造厂家必须提供必要的措施来降低全部或者部分位于机身内部燃油箱的可燃性。
”的要求加装的系统。
NGS系统利用左、右发动机引气供到LEFT Pneumatic Mainfold的热引气生成NEA（nitrogen enriched air，富氮气体）和OEA（Oxygen Enriched Air，富氧空气）；而OEA通过左空调的冲压排气管路被排放到外界大气，同时NEA被供到飞机的中央油箱，起到阻燃、防爆和增压的作用。
NOTE：正常空气的氮、氧比例为：氮78℅，氧21℅；而NEA的氮、氧比例大约为：氮90℅，氧9℅。
（其系统组成如图1所示）2NGS系统工作原理NGS系统主要应用了膜分离技术，将引自发动机的空气分为富氮气体和富氧气体，然后将富氮气体充入邮箱，置换油箱中的空气，将油箱内氧气含量降低至9%以下，它可以在整个飞行过程不断地提供惰性气体，从而达到防火防爆的目的。
NGS系统由热控组件（TCU-Thermal Control Unit）、空气分离系统、富氮空气分配系统（NEADS）组成。
如图1所示，NGS系统使用来自左侧气源总管的引气为中央油箱供气。
引气流经过热控组件TCU后被调节为合适压力与温度的空气，之后再经过空气分离系统将富氮空气分离出来，随后被输送入分配系统，并通过中央油箱左边爬升活门的喷嘴进入到中央油箱中。
同时，NGS系统控制器通过收集处理飞机系统的各种数据来控制NGS系统的正常运转。
图1 NGS原理图3NGS系统工作模式NGS的工作是完全自动，不需要机组的任何操作。
同时，NGS在地面是不工作，其只有在空中才工作。
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导航面板内部的监控器监控28V 直流输入。如果该监控 器未见到28V 直流电，它将在活动和备用频率指示器上 显示BLANK（空白）信息。
数字接口
导航控制面板向多模式接收机提供频率调谐输入。导航 控制面板同时在一条分离的数据总线上向VOR 和DME 系 统发送调谐输入。
每个MMR 有两条输出数据总线。输出数据总线1 通向FCC 。输出数据总线2 通向许多部件。
FDAU 接收ILS 数据和MMR 接收机状态。FDAU 为飞行数 据记录器处理这些数据。
G。PS 传感器组件向飞行管理计算机提供位置数据和时间
天线
航向道天线 航向道天线有两个元件。一个元件向ILS 接收机1 提供 RF 输入，另一个元件向ILS 接收机2 提供RF 输入。航 向道天线接收自108.1 MHz 到111.95 MHz 的频率，以频 宽的十分之一的奇数位为间隔。
下滑道天线 下滑道天线也有两个元件。一个元件向MMR 1 提供RF 信 号输入，另一个元件向MMR 2 提供RF 信号输入。下滑道 天线接收自328.6 MHz到335.4 MHz 的频率。
航向道天线RF 输入直接送到LOC ANT 电门。该天线电门 选择VOR／LOC 天线或航向道天线作为供向MMR 的航向道 RF 信号输入。
下滑道天线输入不经过天线开关。下滑道天线RF 输入直 接送向MMR。
当调谐导航控制面板上的ILS 频率时，它们向LOC 天线 开关传送28V 直流电。LOC ANT 电门使用来自导航控制 面板的28V 直流和来自综合飞行操纵系统附属组件（ IFSAU）的离散信号工作。 IFSAU 在它接收到来自飞行 操纵计算机（FCC）的离散信号时发送离散信号。当在 DFCS 模式选择面板上选择进近（APP）或航向道（LOC） 模式时，FCC 发送离散信号。
DEU1 接收来自MMR1 的两个输入和来自MMR2 的两个输入 。DEU2也接收来自MMR1 的两个输入和来自MMR2 的两个 输入。CDS 将ILS 数据用于计算航向道偏差和下滑道偏 差显示。
频率转换和仪表转换
天线接口
VOR／LOC 天线RF 输入流经电源分配器然后到达航向道 （LOC）天线（ANT）电门。
接收机电路将来自天线的RF 信号输入送到主处理器。处 理器计算航向道偏差和下滑道偏差。ILS 数据在两条 ARINC 429 数据总线上输出
工作
数字飞行操纵系统（DFCS）模式控制面板（MCP）向显示 电子组件（DEU）提供跑道航向数据用于ILS 显示。使用 DFCS MCP 方向选择器为进近过程设定方向。
仪表着陆系统
什么是仪表着陆系统（ILS）？
仪表着陆系统的英文全称是Instrument Landing System，简称ILS。由机载航向、 下滑、指点信标接收机和地面航向、下滑、 指点信标发射机组成，它为飞机提供航向道 、下滑道和距跑道着陆端的距离信息，用于 复杂气象条件下，按仪表指示引导飞机进场 着陆。
随着新技术和新器件在ILS上的应用，ILS 所提供的精确导航信号使得全天候的着陆 成为可能。
现代的ILS
现代的ILS是指 符合 ICAO ANEX10 的真正意义上的“仪表着陆系统”
频率 航向频率(VHF)：108-112 MHz
下滑频率(UHF)：328-336 MHz
辐射 水平极化波，辐射CSB、SBO和Clearance 调制 90+150,90-150,1020
导航控制面板2和MMR2电路跳开关将来自115V 交流转换 汇流条2 段的115V 交流电向副驾驶导航控制面板和多模 式接收机2 提供电源。
当调谐导航控制面板上的ILS 频率时，28V 直流电到达 同侧FCC和LOC 天线开关。FCC 将28V 直流电用于模式选 择。LOC 天线开关使用28V 直流电工作。
主要信号
对准跑道中心线的 航道信号 指示飞机降落角度的 下滑信号 与跑道入口之间的 距离信号
基本理论
系统描述
仪表着陆系统的分类
•I 类 • II 类 • III 类A • III 类B • III 类C
ICAO ANEX10 对ILS的分类和运用条 件
CAT I CAT II CAT III
引导飞机到60米
模拟接口
当调谐导航控制面板上的ILS 频率时，离散信号送到DEU 以显示该频率是ILS 频率或VOR 频率。每个导航控制面 板向DEU1和DEU2发送离散信号。
在进近模式工作过程中，FCC 向MMR 的ILS 功能发送ILS 调谐禁止信号。在此模式过程中，ILS 接收机将不接受 其他调谐频率。
DEU使用方向输入和ILS偏差计算飞机从跑道中心线的偏 差。DEU比较方向输入与飞机航迹，计算是否为反方向进 近。如果方向输入与飞机航迹相差超过90 度，DEU 在 ILS 显示器上显示反方向。
音频控制面板（ACP）允许机组收听ILS 台站音频信号或 莫尔斯码台站标识符。
显示
航向道偏差指针和刻度显示在姿态显示器的底部。刻度 是标准的四点刻度。一点等于一度偏差。偏差指示给出 到跑道中心线的左右偏差。航向道刻度显示为白色，航 向道指针显示为深红色。
跑道能见度大于800米，决断高度60米
引导飞机到15米
跑道能见度大于400米，决断高度30米
引导飞机到跑道面
跑道能见度大于200米，无决断高度
基本理论
工作原理
基本理论
下滑道的形成
工工作作原原理理
航向面 跑道
下滑面
下滑道
注：实际的下滑道是有 一定的厚度和宽度的。
基本理论
十字指针
在航道右方或下滑道下方
工作
REU 使用打开离散信号选择ILS 音频。DEU 使用接地离 散信号选择ILS 显示。当一个ILS 频率活动时，导航控 制面板向FCC 发送28V直流电。当ILS 频率活动时，它同 时向LOC 天线开关发送28V 直流电用于电门工作。
在ADFS 进近模式过程中，同侧FCC 提供离散信号。该离 散信号导致MMR 不接受任何频率改变。该离散信号同时 到达导航控制面板。当该离散信号设定时，它防止任何 频率改变供向MMR 的输出数据字。MMR 将空／地离散信 号用于飞行阶段计数。
航向道信号。航向道天线开关选择VOR／LOC天线或航向 道天线作为供向MMR的RF 输入源。下滑道天线向多模式 接收机发送下滑道信号。 多模式接收机向下列IRU 发送ILS 偏差数据：
— DEU — REU — GPWC — FCC — FDAU — FMC — 备用姿态指示器。
电源
电路跳开关获得来自115V 交流备用汇流条1 段的115V 交流电。该电路跳开关向多模式接收机1 和机长导航控 制面板提供电源。
航向道刻度可显示标准显示或扩展刻度。一个两点的扩 展刻度可替换四点刻度。对于扩展刻度，每点等于0.5 度偏差。
当自动驾驶仪发出ILS 偏差警告时，白色扩展刻度变为 琥珀色并闪烁。扩展刻度在下列条件下显示： — LOC 偏差小于5／8 点 — 进入LOC 或APP 模式 — ILS 方向和飞机航迹的夹角在5 度以内 — 一个自动驾驶仪处于CMD 状态
导航控制面板
导航（NAV）控制面板向DME、MMR 和VOR 导航无线电提 供控制和检测信号。
导航控制面板有一个活动频率指示器和一个备用频率指 示器。显示在活动频率指示器内的频率是导航无线电用 于工作的频率。备用频率指示器显示要使用的下一个频 率。
当给电源时，频率显示器显示在关断电源之前输入的最 后频率。 导航面板的持续BITE 功能监控控制面板工作 。当存在控制面板故障时，导航控制面板在活动和备用 频率指示器内显示FAIL（故障）。
仪表着陆系统是飞机进近和着陆引导的国际 标准系统，它是二战后于1947年由国际民航 组织ICAO确认的国际标准着陆设备。全世界 的仪表着陆系统都采用ICAO的技术性能要求 ，因此任何配备盲降的飞机在全世界任何装 有盲降设备的机场都能得到统一的技术服务 。
ILS的作用
仪表着陆系统是“非目视”进近和着陆的 标准助航系统。它为飞机提供对准跑道的 航向信号和指导飞机下降的下滑道信号， 再加上适当的距离指示信号，使飞机能在 低的能见度和恶劣天气条件下借助这些仪 表提供的信号指示就可以安全着陆。
来自VOR LOC 天线或前雷达天线罩内的航向道天线的RF 信号送往MMR 内的航向道接收机电路。来自前雷达天线 罩内的下滑道天线的RF 信号被送往MMR 内的下滑道接收 机电路。
工作
所有供向接收机的输入经过一个高强度辐射频率（HIRF ）滤器。该过滤器提供对内部电路的保护。
来自导航控制面板的调谐输入送到主处理器。处理器将 调谐频率送到频率合成器电路。频率合成器电路调谐航 向道接收机和下滑道接收机。150>90来自工作原理航向面
下滑面
跑道
DDM=0 90>150
在航道左方或下滑道上方
概述
仪表着陆系统（ILS）有两个含有ILS 功能的多模式接收 机（MMR）。
MMR 内的ILS 功能接收来自下列天线的输入： — VOR／LOC 天线 — 航向道天线 — 下滑道天线
概述
接收机获得来自导航（NAV）控制面板的人工调谐输入。 VOR／LOC 天线和航向天线通过航道天线开关向MMR 发送
跑道升起符号代表高于跑道的无线电高度。它与航向道 偏差指针一起横向运动来显示航向道偏差。该符号在200 英尺无线电高度时开始运动。当无线电高度为0 或接地 时，该符号与飞机符号相接触。
备用姿态指示器将航向道和下滑道偏差用于ILS 偏差条 工作。只有MMR1 向备用姿态指示器发送ILS 数据。
数字接口
GPWC从两侧ILS接收机获得下滑道数据用于模式5（低于 下滑道）警告。