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AV口试题库
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试用期机务, 积分 34, 距离下一级还需 66 积分
试用期机务, 积分 34, 距离下一级还需 66 积分
说明A、C模式应答机系统的功用。
主要是向地面管制中心报告飞机识别码和气压高度。可发送紧急代码。飞行员只能从绿色应答灯获知已进入监视区，正在应答。
说明S模式应答机系统的功用。
向地面管制中心报告飞机识别码和气压高度；可自动报告本机的24位地址码；可以应答数字式询问信号，应答56 或112位数字式数据字，包含大量信息；可以应答ACAS的数字式询问信号，以实现空中避撞。
可发送紧急代码。
说明A、C模式应答机所发射的高度应答信号的特点和编码方式。
为L波段脉冲编码信号。Fo＝1090MHz；τ=0.45μS；由包含在帧脉冲F1，F2间的4组脉冲表示高度。D，A，B组脉冲为格雷码；C组为五周期循环码，只可能出现两个C组脉冲。
说明常规应答机识别码的组成与编码方式。
帧脉冲F1、F3；4组共12个信息脉冲，分为A，B，C，D组；每组三个脉冲，如A组为A1，A2，A4。
八进制码。SPI脉冲。
说明A、C模式询问信号的特点和基本参数。
为L波段的三脉冲信号。Fo＝1030MHz；τ=0.8μS；P1、P3间的间隔为8或21μS。P2为旁瓣抑制脉冲。
说明ATC应答机发射信号与接收机信号的差别与共同点。
应答信号由编码脉冲串组成，射频为1090MHz，脉冲宽度0.45μS。接收信号由P1、P2、P3组成，其P1、P3的间隔随模式不同而不同。脉冲宽度为0.8μS。射频为1030MHz。
ATC应答机系统可提供的信息及其信息来源。
飞机识别码与气压高度。识别码由ATC控制盒选择确定。气压高度由ADC提供给应答机，再由应答机编码发射。
什么是ATC应答机询问信号的模式？有几种模式？不同模式有何区别？
询问模式就是表示不同询问内容的信号。（P1、P3脉冲）表示的询问内容。A模式：P1、P3间隔为8μS。
C模式：P1、P3间隔为21μS。S模式：选择性询问与应答方式。
什么叫旁瓣抑制？应答机中是如何实现旁瓣抑制的？
当机载应答机接收到地面SSR天线所发射的旁瓣信号时，使应答机不应答。由应答机中的SLS译码器判断是否是旁瓣询问。幅度比较电路用以鉴别、比较P2与P1脉冲的幅度。在旁瓣询问时，可使P2通过。
如何确定应答机译码器的时钟频率？如何确定编码时钟频率？
译码时钟频率可根据所需的译码器的鉴别时间选择，保证精确地延时为2μS，8μS，17μS或21μS。选择3MHz，1MHz即可实现此目的。编码时钟应使应答脉冲间隔为规定的1.45μS。选择690MHz可保证实现这一要求。
说明高度应答码与识别代码应答码的区别和相同点。
两者编码原理不同。高度码中D,A,B组用格雷码。C组用五周期循环码。D,A,B代表的高度增量为500英尺。C组则代表100英尺增量。识别码为八进制码。两者均为脉冲编码信号。射频均为1090MHz，脉宽均为0.45μS。
按下应答机的TEST或IDNT按钮时，各产生什么后果，可观察到什么现象？
按下IDNT，可在应答脉冲串中增加一个SPI脉冲，在地面ATC 雷达荧光屏上，该机的图像变得更亮（更加突出）。按下TEST时，可对系统自检，并显示故障的R/T或ANT信息。
说明应答机中的AOC电路的功用。
AOC电路为防止发射机过载的控制电路。过载时，自动调节（降低）接收机的灵敏度，减少应答次数。
说明应答机中的移位寄存器在译码和编码时的输入、输出方式如何？
译码时，在移位寄存器中串行移位，由各输出端输出。编码时，由并行输入端并行输入，由串行输出端串行输出。
新型S模式应答机可提供哪些信息？与常规应答机相比它有哪些优点？
可提供其24位地址码，数字式高度信息，识别码及其它信息。大大减少同步窜扰。容量大大增加。
说明二次雷达天线的方向性及所发射的信号。
地面二次雷达有两部天线：条形（方向性）天线与杆型（全向）天线。条形天线在水平面中具有较强的方向性，可将能量集中到它的法线方向发射。存在较明显的旁瓣，因而需采用旁瓣抑制技术。垂直面内有较大的覆盖范围。用于辐射P1、P3询问脉冲对。全向天线水平方向图为圆，辐射P2脉冲。
说明应答机天线应具有的方向性和理由
水平面中近似圆形－可接收来自各方向的询问信号。垂直面较宽覆盖－可接收不同仰角的信号。宽频带－收发频率不同均适用。
说明应答机的基本功能电路的组成和功用。
L波段接收机：用以接收1030MHz询问信号；译码器：对询问信号译码，以译出（识别）询问模式。编码器：形成识别应答码或高度应答码。L波段发射机：形成1090MHz射频脉冲串编码应答信号。
分别说明应答机控制盒上的主要控制元件的功用。
方式开关：选择工作方式――STBY、高度不报告、应答机及避撞系统的仅有TA、TA和RA。系统开关：确定由哪一部ATC应答；有的中立位为准备；高度开关：决定是否应答高度；决定由ADC1或2提供高度信息。
识别码旋钮：置定4位识别码。识别码显示窗：显示4位识别码。识别按钮：产生SPI脉冲。故障指示灯与TEST按钮。
什么是应答机中的应答抑制？抑制对象？为什么需抑制？
在判明有效询问时，开始应答，同时抑制接收译码器约28μS－内抑制。防止在应答过程中再产生应答触发。
外抑制－同时抑制两部DME及另一部ATC，防止同时发射，相互干扰。
什么叫旁瓣抑制？为什么要旁瓣抑制？
飞机处于SSR旁瓣范围中时，不允许ATC应答。否则，若处于SSR旁瓣范围中的应答机也应答，会导致SSR显示错误的方位，同时干扰主瓣范围中应答机的应答。
试比较ATC应答机接收机的接收灵敏度与WXR接收机灵敏度的特点和理由。
ATC应答机接收机的接收灵敏度远比WXR接收机低。二次雷达系统应答机的作用距离小于WXR，且为有源应答，信号强，故接收灵敏度远低于WXR接收机。太高反而不利。
说明应答机译码的含义及基本原理和基本译码过程。
“译码”就是判明询问模（方）式－需应答的内容；判明是否有效询问。基本原理：用与非门，译码移位寄存器组合而成。将P1延迟（由移位寄存器实现）；与P3（以及P2）比较；若同时加到A译码器的两个输入端，则表明为A模式询问。
试分析确定编码时钟频率的根据及数值和典型数值。
编码发射脉冲间隔规定为1.45μS，故选用690KHz。可准确保证移位寄存器的输出间隔为1.45μS及其整数倍。
常规的二次雷达应答机系统有何缺点？
容量不能满足现代中心机场的需要（只有4096组编码）；相邻SSR询问的干扰；同方位不同距离应答机的混淆；精度不够。
简述离散寻址雷达信标系统（DABS）的工作特点和与常规ATCRBS的区别。
即DABS，赋于各架飞机单独的地址码（24位地址码）。“一对一”点各询问应答方式，从根本上克服ATCRBS的缺点。选择性询问，S模式应答机。但可与原有常规应答机兼容。数字式询问信号与应答信号。数据交换容量大。可与TCAS配合工作。
说明S模式应答机系统中全呼叫询问信号的功用和特点。
通常指DABS的新型二次雷达发射的一种询问信号，这种询问可使两种类型的应答机都产生应答。常规应答机应答以4096种八进制识别代码；新型应答机可以24位地址码应答。
简述DABS询问信号的组成特点与调制方式。
前导脉冲P1，P2；56位或112位数据块；每位0.25μS；P5脉冲。数据调制方式：DPSK，差分移相键控调制。
简述S模式应答机应答DARS询问的信号的特点。
两对前导脉冲与数据块。数据块56或112位，可包含地址，高度及大量其它数字式信息。脉冲位置调制PPM。
当飞机处于SSR旁瓣范围中时，机载应答机能否对询问信号作出应答？为什么？简述应答机中的信号处理与控制过程。
不能应答。旁瓣抑制过程。此时应答机接收的P1，P2，P3脉冲加到幅度比较电路进行比较。由于旁瓣时P1比P2小，所以P2克通过幅度比较电路。SLS译码器译码，判明为旁瓣询问，抑制应答。
当同一空域中有多架飞机时，机载应答机所发射的信号是否相同？有哪些不同？是否会互相干扰？
各架飞机应答机信号的频率通常是相同的，均为1090MHz。被SSR主瓣照射的飞机在同一询问模式时应答内容也是相同的。应答机发射的信号编码方式相同。编码具体组合不同，代表各自的识别码或高度。一般不会互相干扰。但方位相近，或距离接近时会互相干扰。
说明应答机控制盒上的识别（IDNT）按钮的功用和按下时飞行员可看到的现象。
用以在识别应答脉冲串的末尾增加一个SPI脉冲，距F2为4.354μS。使地面SSR荧光屏上本机的图像明显增亮，易于识别。飞行员看不到反映。
说明移位寄存器在ATC应答机中的应用及基本工作原理。
由多级寄存器串联组成的寄存器，数据由输入端输入后，可在时钟控制下由前一级寄存器逐级（逐位）移向下级，直至输出。用作译码移位寄存器，以向各译码器提供基准延迟脉冲。用作编码移位寄存器，产生编码脉冲串，间隔固定为1.45μS。
举例简述与非门在应答机译码电路中的应用以及基本原理。
A模式译码器由两输入端与非门组成（简图）。一端为由视频处理器输出的P3脉冲；一端为译码移位寄存器输出的延迟脉冲；当两输入端同时为1时，输出0，加到A，B译码触发器的置位端。见图[image]K45[/image]
为什么S模式应答机的发射电路的射频末级功放采用三路并联放大的方式？
由于所需的发射功率较高而功率放大管的最大输出功率较低，所以末级功放采用三路并联放大的方式，以达到所需的发射功率。放大后所获得的三路200瓦射频信号，再由功率组合电路组合为一路600瓦信号。
目前装备飞机的TCASⅡ可向飞行员提供哪些咨询信息？由哪些系统显示或发出？
邻近飞机的存在与态势、相对高度、升降速度；可产生交通咨询（TA）与决断咨询（RA）信息。TA、RA通常显示在EHSI上，RA还可显示在EADI上。咨询语音信息通常经过电子警告组件，在扬声器中发出。
说明TCASⅡ系统机载设备的组成部分和各组件的功用。
（1） TCAS计算机。避撞计算、判断、咨询信息等。TCAS计算机主要用以询问及接收入侵飞机的应答信号，完成防撞计算。（2） 两部方向性天线。信号接收与发射，获取方位信息。（3） S模式应答机及上、下天线。S模式应答机用以应答。（4） TCASⅡ/应答机控制盒实现对整个系统的控制。
装备TCASⅡ和模式S应答机的飞机上，该系统共使用几部分天线？说明TCASⅡ天线的基本特性。
对一部TCASⅡ和一部应答机来说，共有四部天线。TCASⅡ使用两部方向性天线。应答机装备上、下天线各一部。TCAS方向性天线为四单元的天线，可产生四个方向性波瓣，互成90°。
机载防撞系统在防撞计算中必须利用哪些参数？这些参数是怎样获得的？由哪些组件提供？
本机的高度、航向、速度等由本机的电子系统提供。主要由无线电高度表、ADC、IRU系统等。入侵飞机的高度由对方应答机回答提供；入侵飞机的速度、距离、方位等由TCAS计算机计算得到。
目前的TCAS系统的工作与地面设备有哪些关系？为什么？
与地面设备无关。是依靠机载设备完成的自备式系统。试分析TCASⅡ的功用、特点和不足，并说明理由。 &可提供邻近飞机的存在与态势、相等高度、升降速度；在有相遇危险时发出TA或RA。对方装备TCAS时还可协调行动。RA只是垂直面的，机动受限制。有可能与地面交通管制指令不一致。对方未装备TCAS时无法协调等。
说明装备TCAS 的飞机在遇到一架只装备普通应答机时防撞功能及信号相互交换过程。
可进行正常的TCASⅡ计算，并在必要时产生TA或RA信息。但无法在采取RA时取得协调。
TCAS 收发机中主要包括哪几部分功能电路？说明其功用。
发射机产生1030MHz询问信号。接收机接收1090MHz应答信号。TCAS计算机用以进行防撞计算并产生TA与RA信息。
TCAS中的“τ”(TAU)表示什么？说明影响τ的因素及其范围。
τ：TAU。表示由目前至危险接近点的时间。一般，TA的警告时间为40秒；RA为25秒，但随高度不同而不同。主要是与接近速度及距离有关。
两架都装备TCASⅡ的飞机的防撞功能与只有一架装备TCASⅡ相比，有何差别？为什么？ 两架飞机均装配TCASⅡ，则可交换更广泛的信息，在发出RA信息之前采取协调措施，发出更合理的RA。说明TCAS发射信号的特点和基本参数。
TCAS发射信号为1030MHz的信号。TCAS可发射多种模式的询问信号：ATCRBS/S模式全呼叫询问信号由P1、P3、P4脉冲及P2脉冲组成；S模式询问信号为56 或112位数字式询问信号。
说明TCAS所接收信号的特点和内容。
接收信号为1090MHz的信号。其中，可以是A、C模式应答机所应答或发射的识别应答信号或高度应答信号；也可以是S模式应答机所应答或发射的数字式应答信号。内容应包括应答飞机的识别码、气压高度、24为地址码等。
说明TCAS系统在EHSI上可提供的信息及其含义。
相遇飞机的图像及其位置――距离和方位；相遇飞机的威胁等级：空心菱形，白色图形表示一般飞机；实心菱形，白色图形表示接近飞机；圆形、黄色图形表示TA飞机；矩形、红色图形表示RA飞机。相遇飞机的相对高度；
相遇飞机的升降速度状态。其它信息。
&说明TCAS系统在EADI上所提供的信息方式、含义和飞行员应采取的措施。
覆盖飞机符号的红色禁区图形。表示目前的飞机垂直态势是危险的，必须立即采取垂直机动以使飞机符号脱离红色禁区。
说明为了在EHSI上观察TCAS系统所提供的信息，应如何正确设置EFIS控制合上的有关空中元件。
方式开关：扩展VOR或ILS方式、扩展NAV方式；距离开关：40海里以下；按下TFC按钮。
说明对TCAS系统进行测试的方法和应观察到的现象。
按下TCAS计算机面板上的TEST按钮，即可启动TCAS计算机的全面自检。也可按下ATC/TCAS控制合的TEST按钮。在按下TEST按钮、TCAS的自检过程中，所有的状态显示器先全部亮约1秒；然后全部断开；此后，才显示系统当前的工作状态。
说明在拆装TCAS天线时所应注意的事项。
每部天线通过四根同轴电缆与TCAS收发机相连接。应注意每根同轴电缆接头处所标有的顺序号和颜色，注意一一 对应。安装时还应注意天线的指向。不得改变电缆走向，不应卡压过紧。
简述TCAS获取监视空域中其它飞机的信息的基本方式或流程。
TCAS是通过“收听-询问-应答”方式获取监视空域中其它飞机的信息的。TCAS通过收听在管制空域中装备A、C模式应答机的飞机或装备S模式应答机的对地面二次雷达的询问信号，以获取这些飞机的识别码和高度码。
TCAS还通过对这些飞机的“询问-应答”方式，获取监视空域中其它飞机的信息。
简述全球定位系统GPS 的功用与特点。
GPS系统能连续提供三维位置（经度、纬度、高度）、三维速度和时间，实现近乎实时的导航定位。 GPS系统可为用户连续地提供高精度的位置、速度和时间信息。GPS系统可在全球范围内工作。 GPS系统可全天候为海上、陆上、空中、空间的用户服务。 GPS系统具有良好的抗干扰和保密性能义。
简述GPS的伪码种类、应用及特点？
伪码有 P码、C／A码、Y码三种。码信号，定位精度高，保密性好，仅供美军和特许用户使用，实时定位精度优于16米，测速精度优于 0．l米／秒，授时精度优于 0．1微秒。用双频P码信号，GPS能提供最高水平的动态定位精度，称为精密定位服务（Precise Positioning Service——PPS）。C／A码信号又可称为S码，供一般用户使用，定位精度可达 20～40米。C／A码单频信号提供的动态定位精度，称为标准定位服务（SPS）。Y码是将 P码加密编译而成的，以实现A—S（Anti－spoofing反电子欺骗）政策，用于有潜在威胁的军事环境中。
简述GPS在民用航空中的应用。
GPS系统能在全球范围内提供高精度的位置、速度和时间信息，所以在民用航空方面应用非常广泛。
（1）为飞机提供全球航路导航，提供三维位置和三维速度数据。 （2）可有效地实施空中管制。GPS系统能提供精度很高的高度数据，因此空中交通管制部门可减小空域在垂直方向的高度分层，并保证飞行安全。（3）提高飞机进场、着陆和照相制图精度。
简述GPS系统的组成及各部分功能。
GPS由地面支持网、空中卫星群和用户设备三个子系统组成。1．地面支持网：监控卫星并根据测算结果向卫星提供时间改正参数、卫星星历等资料。2．空中卫星群：由24颗卫星组成。卫星接收来自地面站的信息，并向用户发射以 C／A 码和 P 码调制的、带有时间信息和卫星星历等导航参数的1575．42MHz和 1227．60MHz两种载波频率的信号。3．用户设备：接收卫星发射的时间信号和卫星轨道信息，求得卫星位置，利用时间信号和伪码相关测量卫星到测者的伪距，并由计算机解算用户位置、速度等参数。
简述GPS监测站的数量、组成及各部分功能。
监测站（MS）有5个。个监测站有一台用户接收机，若干台环境数据传感器，一架原子钟和一台计算机信息处理机，它的任务是每1．5s测量一次距离数据；监测导航信息；收集环境气象数据；每次向主控站发送它所收集的数据（积分多普勒测量），根据扩展频谱信号来检测导航数据，通过环境传感器收集当地的气象数据，为主控站进行对流层校正服务。监测站的计算机信息处理机控制所有数据的收集，并将得到的数据存贮，然后在需要时把这些数据送到主控站。
简述GPS主控站的功能。
主控站用于对系统控制部分的运转实行全面的控制。具体任务是：提供GPS系统的时间基准；处理由各监控站送来的数据；编制各卫星的星历；计算各卫星钟的偏差和电离层校正参数等，然后把不断更新的导航信息送到注入站再转发给卫星。
简述GPS注入站的数量及功能。
目前注入站有4个。注入站为主控站和卫星之间提供接口关系。它用 1754MHz～1854MHz的频率向卫星注入有关数据。注入数据有用户导航信息（包括时钟校正参数、大气校正参数）、卫星星历及全据。
试述GPS 卫星的星座特点。
GPS卫星网为24颗卫星星座布局，等间隔分布在6个轨道平面，轨道倾角为55度，两个轨道在经度上相隔60° 。每一轨道面上有 4颗卫星，这种星座可在任一颗卫星发生故障时能提供尽可能最好的覆盖。
简述GPS 卫星的轨道及运行情况。
卫星在高约20183km的近圆轨道上运行，周期约12h。每颗卫星绕地球运行两圈时，地球恰好绕其轴转一周。 每颗卫星每一恒星日有1～2次通过地球上同一地点的上空。 地球上任一地方用户任一时刻至少可看到仰角5度以上的4颗卫星 ，但卫星经过同一地点的时间，每天约要提前4min。
简述GPS卫星发射信号的频率。 卫星发射两种种频率的信号。载波L1=1575.42MHz , L2=1227.60 MHz。
简述GPS卫星电子设备的组成与各部分功用。 卫星中装有接收机、发射机、高精度的振荡器、导航电文存贮器。接收机接收地面站发送的导航信息，它包括卫星星历、历书、卫星时钟和电离层校正参数等，同时还接收地面站发送的控制指令。卫星上时钟的标准频率f0=102.3 MHZ，它是卫星上各种频率的同步信号。 卫星中的发射机用于发送导航信息。
简述GPS卫星导航电文的结构及内容。
导航电文的内容为：卫星状态、卫星星历、电离层修正参数和卫星钟偏差校正参数以及时间等。导航电文由5个子帧组成一个帧。一帧50个字，每个字30个码位，共1500个码位，时间 330s。每个子帧 10个字，时间6s 每个子帧的头2个字都是遥测字（TEL）和转换字（ HOW）。遥测字开头 8个码位作捕获导航数据的前导。转换字开头 17个码位提供下一子帧起始点的时间，其余的有指示卫星调姿标志、子帧识别码等。一子帧中的后8个字为导航信息或专用电文，由地面控制站注入给卫星。
简述GPS卫星发送出的导航信息的载波频率与主要内容。
卫星发送出的导航信息为以L1 和 L2两种载波发射的导航信息资料，其内容为时间信号、卫星轨道资料、电波传播修正参数和卫星钟校正参数、历书等。导航信息以 C／A码和P码两种伪随机码调制。 载波L1=1575.42MHz , L2=1227.60 MHz。
简述GPS接收机计算用户位置的基本工作原理。
GPS接收机接收来自卫星的导航信息，利用星历资料计算卫星位置，利用伪随机码或载波相位测量测者到卫星的距离，最后解算导航方程求测者位置的经纬度。具体步骤如下：
1、GPS 利用卫星发送的轨道参数，可直接由一组公式算出卫星在地心固定的空间直角坐标系中的位置。
2、测时间差求距离： GPS用户到卫星的距离是通过测电波从卫星发射到被用户接收机接收的时间间隔来确定的，即根据卫星信号传播时间与电波传播速度的乘积来求得。而卫星信号传播时间通过测量卫星信号的C／A码或P码与用户接收机内产生的同类码相关所需要的相移来求得。
简述GPS采用的伪码测距原理。
GPS接收机内产生一个与卫星伪码信号结构、格式与卫星的伪码信号相同的跟踪码。通过相关接收原理，可测得由接收到的卫星伪码信号相对于接收机产生的伪码信号的延迟量 ，进而计算卫星与用户接收机之间的距离。
简述GPS接收机中采用的伪码测距实现方法和过程。 GPS接收机接收、检测和放大的伪随机序列与接收机产生的伪码序列通常是不同步的，本机的伪码在时钟的控制下逐步地移动，直到接收的和本机的伪码信号同步，则相关器输出控制信号停止本机伪码的移动，并将测得的时间信息提供给计算机。
简述影响GPS卫星定位精度的因素。
自相关测量卫星发送的伪码和本机产生的伪码间差值而得到的距离，并不是测者到卫星的真实距离，许多因素使它带有不同性质的误差，影响较大的有卫星钟差、用户钟差、电波传播误差等。这些误差严重地影响卫星的定位精度，必须尽可能予以修正。
简述GPS的时间系统的特点与计时方法。
GPS时是一种连续的、高精度的、均匀的时间系统，它以原子秒为单位，时间间隔为一周（即604880s）。它开始和结束在每周星期六和星期日之间的子夜零点时刻。GPS时起点日UTC的零点。它常用自起点以后的周数、目数、GPS秒来表示时间。
写出GPS的测距方程，说明各项的含义。
伪距测量值是用测得的卫星发射的信号和用户接收机收到信号的时间差与电波速度c的乘积来描述的。测距方程为：
R伪=Ri+CΔtAi+C（Δtu-Δtsi）
式中：R伪 ——伪距；
Ri ——真实距离；
c——电磁波传播速度；
Δtsi——卫星钟差；
Δtu——用户钟差；
ΔtAi——传播延迟和其它误差。
经修正卫星钟差、电离层和对流层等系统误差后，剩余误差作为随机误差，则上式可写为：
式中： Rp——测量的距离；
R——测者到卫星的实际距离；
T——用户钟差对应的距离偏差；
V——随机误差。
上式即为测距导航方程。
GPS有哪些定位算法？
GPS卫星定位算法很多，依据求解的未知数维数不同，有二维、三维等定位法。依据计算方法不同，有解方程组法、最优估计法等。依据测量方程不同，测量手段不同也派生出许多不同的方法。定位类型还有定点、动点定位之分，差分方法和非差分法之分。
简述机载GPS系统的组成及功用。
飞机上一般装两套GPS系统。机载GPS系统包括GPS天线和多模式接收机（MMR）。多模式接收机用于接收天线来的卫星导航数据和计算GPS数据。GPS天线接收L波段（1575.42MHZ）射频信号并送给MMR。天线内部包含一集成预放大器，用于增加射频电平，所以天线需12VDC供电。MMR计算出飞机位置和精确时间再把它送给飞行管理计算机（FMCS），FMCS把GPS来的位置信息或导航无线电来的位置信息与IRS数据结合起来，并计算出最终的飞机位置。
简述机载GPS系统与其它系统的接口关系。
大气惯导组件（ADIRU）把位置数据送给多模式接收机。IRS主警戒组件从两台MMR中得到GPS数据。一旦这两台MMR组件出现故障，IRS主警戒组件就会使在IRS 方式选择板上的GPS故障灯点亮。在驾驶舱上与GPS有关的组件包括：控制显示组件（CDU）、主警戒指示器、惯导（IRS）方式选择组件和IRS主警戒组件等。
简述机载GPS的工作模式。
GPS有以下四种模式：获取模式、导航模式 、高度辅助模式 、辅助模式 。
1、 获取模式（Acquisition mode）在该模式下，GPS处于搜索和锁定卫星信号。GPS接收机在开始计算GPS 数据之前必须找到至少4颗卫星，以很快就能进入导航模式。
2、 导航模式 (Navigation mode )在GPS获得并锁定了至少4颗卫星后，就进入到导航模式。在该模式下，GPS接收机就能计算出GPS数据。
3 、高度辅助模式 (Altitude aided mode)在本模式下，GPS将ADIRU来的高度和地球半径进行求和，并作为第4距离。GPS在以下三种情况下进入高度辅助模式：---GPS曾工作在导航模式---只有3颗有效卫星可供使用---GPS已在内存中存储了惯导高度和GPS高度的差值一旦第4颗卫星出现，GPS将重新启动正常工作方式。
4 、辅助模式 (Aided mode)在短暂的卫星覆盖不好期间（小于30秒），GPS将进入辅助模式。在辅助模式下，GPS从ADIRU处接收惯导高度、航迹角和地速信息。一旦卫星覆盖转好，GPS就能迅速回到导航模式。在辅助模式下GPS的输出为NCD（无计算数据）。
简述机载GPS进入高度辅助模式的条件。 &
GPS在以下三种情况下进入高度辅助模式：---GPS曾工作在导航模式；---只有3颗有效卫星可供使用；---GPS已在内存中存储了惯导高度和GPS高度的差值；一旦第4颗卫星出现，GPS将重新启动正常工作方式。
机载GPS系统的计算数值有哪些？ &GPS计算的数值主要有如下几项：
---Latitude
---Longitude
---Altitude
---Universal time ( coordinated ) ( UTC )
---North/south velocity
---Track angle
--- Autonomous Integrity Limit
---Satellite position
---GPS status
简述机载GPS系统的自治完好性（Autonomous Integrity） 限制？
GPS有一个RAIM（Receiver Autonomous Integrity Monitor）功能。RAIM监视GPS正在用于计算的卫星的状态，RAIM功能的输出就是对GPS定位错误的评估。该输出值送到FMC，由FMC来决定是否可用GPS数据进行导航。
简述机载GPS系统的工作原理。
卫星信号经天线预放大器放大后送给MMR。在MMR内部的低噪声放大器接收后再进一步放大。放大后进行检波并送给A/D转换器，A/D转换器将转换后的数字信号送给微处理器。微处理器计算出飞机位置和其它GPS数据，然后送给FMC。ADIRU把惯性基准数据送给MMR以便初始化用。在辅助和高度辅助模式下，MMR将使用这些数据。IRS主警戒组件从MMR中接收数字故障数据。一旦MMR组件出现故障，IRS主警戒组件就会使GPS故障灯点亮。GPS有一个RAIM（Receiver Autonomous Integrity Monitor）功能。RAIM监视GPS正在用于计算的卫星的状态，RAIM功能的输出就是对GPS定位错误的评估。该输出值送到FMC，由FMC来决定是否可用GPS数据进行导航。
简述ACARS通信系统组成及各部分功能。
ACARS系统包括以下部分： （1）机载ACARS设备
由对话式显示组件（IDU）、管理组件（MU），VHF3号收发机和打印机组成。
（2） ACARS VHF无线电网络
由遍布世界各地的 ACARS VHF无线电地面台组成。每个地面台可和周围一定空域范围内的飞机进行 ACARS数据交换、并通过地面通信网络与 ACARS控制中心进行数据传输交换
（3） ACARS控制中心
ACARS控制中心通过地面通信网络与各ACARS地面台、各航空公司信息中心相联系，它通过代码寻址，把航空公司和它相应的飞机联系起来，进行数据和信息双向交换。
（4） 各航空公司信息中心
由公司内的计算机网络组成。它通过地面通信网络接收来自 ACARS 控制中心的飞机数据和信息，并送到公司内相应部门；同时，也收集各部门的询问信息传送到 ACARS 控制中心，转达给相应飞机。
简述ACARS通信系统的优点？
（1）快速、实时
飞机的离场、起飞、落地、进入登机门时间（OOOI时间），发动机参数，飞机故障等可立即自动向地面报告，无需飞行员参与报告。这样可使地面随时了解飞机状态，便于进行生产调度和维修安排。
（2）减轻机组负担
每次飞行通过ACARS系统与地面平均交换信息20～25次。如果让机组用话音报告，很难做到，而且地面的空中交通管制台也无法接收并转发如此庞大的信息量。
（3）通信量大
由于ACARS快速，自动，所以它传输的信息量增加很多倍，不仅包括飞机性能数据，而且包括商用数据．如食品，饮料供应，乘客订票，订旅馆等，可扩大服务内容，使航空公司的服务质量上新台阶。
简述ACARS系统的应用范围？
ACARS的应用范围很广、主要有：（1）报告时间（2） 出航、入港、返航、延误等信息报告（3）气象更新
（4）发动机性能监视（5）故障报告（6）燃油状态报告（7）选择呼叫（8）自动终端信息服务（ ATIS）
（9）服务（订票、订旅馆、小汽车、当地信息、换乘登机门、食物饮料等）（10）维修事项报告（11）空中交通管制（12）重量与平衡
简述ACARS管理组件 MU的功用。
（l）监视 OOOI 传感器状态，记录“事件”发生的格林威治时间（GMT），并自动发射到地 面。
（2）识别来自地面台的寻址代码、接收本机所属的信息和指令。
（3）接受来自 DFDAU 的数据和指令，并输出给VHF3发送到地面。
（4）接受来自IDU的数据和指令发送到地面。
（5）控制 ACARS 系统工作方式：DEMAND、POLLED、VOX。
（6）控制信息发射的优先权顺序。
（7）进行信息的差错检验并产生 ACK（接收到）或 NAK（未收到）反馈信号。
ACARS系统有那些工作方式？简述其特点。
ACARS主要包括DEMAND（请求）方式和POLLED（等待）两种方式。DEMAND（请求）方式是基本工作方式：当电源接通或ACARS的RF通道无人使用时，系统就处于本方式。 其信息包括飞行员的输入（如延误信息、数据链测试等）。地面信息响应（如GMT时钟更新）。自动报告事件（如 DFDAU报告）。POLLED（等待）方式是受地面台指令时进入的被动报告方式。 当地面台同时收到很多报告请求时，就命令这些飞机处于等待方式。
航空公司信息中心如何与正在飞行中的飞机实现信息交换？
航空公司信息中心由公司内的计算机网络组成。它通过地面通信网络接收来自 ACARS 控制中心的飞机数据和信息，并送到公司内相应部门；同时，也收集各部门的询问信息传送到 ACARS 控制中心，转达给相应飞机。
简述ACARS系统对话式显示组件IDU的功用。
IDU可提供人／机对话功能。机组可通过 IDU 输入报告传送到地面、阅读内存的数据，显示所有发射和接收的数据。机组还可通过IDU选择话音通信方式及频率，相应的方式和频率经MU送到VHF3号 收发机。此外，它还将操作者与DFDAU相联系；通过IDU可向DFDAU输入内容，进行存贮，查阅内部数据和发射。IDU可提供菜单选择，字母数字表，飞行数据初始化和各种飞行数据报告
什么是地球同步卫星（静止卫星），其特点是什么？
绝大多数通信卫星是地球同步卫星（静止卫星）。这种卫星的运行轨道是赤道平面内的圆形轨道，距地面约36000km。它运行的方向与地球自转的方向相同，绕地球旋转一周的时间，即公转周期恰好是24h，和地球的自转周期相等，从地球上看去，如同静止一般，故叫静止卫星。静止卫星并不是说卫星真的静止不动，而是与地球同步运行，故又叫同步卫星。
简述卫星通信与其他通信手段相比的主要优点。
（1）通信距离远，且费用与通信距离无关。利用静止卫星，最大通信距离达18000 Km左右。（2）覆盖面积大，可进行多址通信。（3）通信频带宽、传输容量大，适于多种业务传输。（4）通信线路稳定可靠，通信质量高。
（5）通信路径灵活。（6）机动性好。（7）可以自发自收进行监测。
简述静止卫星通信存在的不足。
（1）两极地区为通信盲区，高纬度地区通信效果不好。（2）卫星发射和控制技术比较复杂。（3）存在日凌中断和星蚀现象。（4）有较大的信号传播延迟和回波干扰。双向通信时，一问一答往返传播延迟约为0.54s
数字卫星通信有什么主要优点？
与模拟卫星通信相比，数字卫星通信具有如下主要优点：（1）多址联接能增大传输容量。 （2）可更有效地利用空间段资源。（3）抗干扰能力强。（4）可改善设备可靠性且易于维护。（5）便于同综合业务数字网（ ISDN）配合工作。便于提供新业务。（6）便于进行纠错控制和加密。（7）便于利用大规模集成电路及其他先进技术。（8）可以采用数字处理压缩频带，提高传输效率。（9）可以采用数字处理的回波抵消技术消除因静止卫星通信长时延造成的回波干扰。（10）与地面微波、电缆和光纤系统可实现低成本直接互连。（11）传输质量几乎与距离及网络布局无关。在多跨距线路中，多段接续、信号再生和信号处理都不会降低数字信号的质量。而在模拟系统中，噪声是要积累的。
什么是静止卫星通信的日凌现象？
日凌中断现象是每年春分和秋分前后数日，太阳、卫星和地球共处在一条直线上，当卫星处在太阳和地球之间时，地球站天线对准卫星的同时，也会对准太阳，这时因太阳干扰太强，每天有几分钟的通信中断。这种现象通常称为日凌中断。
什么是静止卫星通信的星蚀现象？
星蚀现象是当卫星进入地球阴影区时，造成了卫星的日蚀，称作星蚀。在星蚀期间，卫星靠蓄电池供电。由于卫星重量限制，星载电池除维持星体正常运转需要外，难以为各转发器提供充足的电源。
什么是卫星通信系统中的扩频技术？
扩频技术是一种信息传输方式，其信号所占有的频带远大于所传信息必须的最小带宽；频带的展宽是通过编码及调制的方法来实现的，并与所传信息数据无关；在收端则用相同的扩频码进行相关解调来解扩及恢复所传数据。
在卫星通信系统中为什么采用扩频技术？
在传送信息时用扩频技术有一系列好处：①提高了抗干扰能力，信号频谱展得越宽，抗干扰性能越强；②由于展宽了频谱，扩频信号具有低的功率频谱密度，且有近似于噪声的性能，故不易为敌方所发现与截获，从而具有良好的隐蔽性与截获性；③利用扩频码优良的相关性能，可以实现码分多址（CDMA）； ④优良的相关性能还可用来分离不同路径传来的信号，用于抗多径干扰；⑤此外，还可用于比较两个码序列码元之差来精确测距和定时，其精度决定于伪码码元的宽度。
试述卫星通信系统的组成及各部分的作用。
卫星通信系统由空间分系统、通信地球站、跟踪遥测及指令分系统和监控管理分系统等四大功能部分组成。
跟踪遥测及指令分系统对卫星进行跟踪测量，控制其准确进入静止轨道上的指定位置，并对在轨卫星的轨道、位置及姿态进行监视和校正。 监控管理分系统对在轨卫星的通信性能及参数进行业务开通前的监测和业务开通后的例行监测、控制，以便保证通信卫星的正常运行和工作。 空间分系统是指通信卫星，主要由天线分系统、通信分系统（转发器）、遥测与指令分系统、控制分系统和电源分系统等组成。 地面跟踪遥测及指令分系统、监控管理分系统与空间相应的遥测与指令分系统、控制分系统并不直接用于通信，而是用来保障通信的正常进行。
什么是卫星转发器？作用如何？
通信卫星是一个设在空中的微波中继站，卫星中的通信系统称为卫星转发器，其主要功能是：收到地面发来的信号后（称为上行信号），进行低噪声放大，然后混频，混频后的信号再进行功率放大，然后发射回地面（这时的信号称作下行信号）。卫星通信中，上行信号和下行信号频率是不同的，这是为了避免在卫星通信天线中产生同频率信号干扰。
通信地球站由哪些设备组成？各部分作用如何？
通信地球站由天线馈线设备、发射设备、接收设备、信道终端设备等组成。
（1）天线馈线设备：把发射机输出的信号辐射给卫星，同时把卫星发来的电磁波收集起来送到接收设备。
（2）发射设备：发射设备是将信道终端设备输出的中频信号变换成射频信号，并把这一信号的功率放大到一定值。
（3）接收设备：把接收到的极其微弱的卫星转发信号首先进行低噪声放大，然后变频到中频信号，供信道终端设备进行解调及其他处理。
（4）信道终端设备：发送信道终端的任务是将用户设备通过传输线接回输入的信号加以处理，使之变成适合卫星信道传输的信号形式。接收支路来讲，则进行与发送支路相反的处理，将接收设备送来的信号恢复成用户的信号。
简述通信地球站中发射、接收设备的功用。
发射设备是将信道终端设备输出的中频信号变换成射频信号，并把这一信号的功率放大到一定值。功率放大器可以是单载波工作，也可以多载波工作，输出功率可以从数瓦到数千瓦。接收设备的任务是，把接收到的极其微弱的卫星转发信号首先进行低噪声放大，然后变频到中频信号，供信道终端设备进行解调及其他处理。
仕麽是卫星通信的多址联接技术？
所谓多址联接是指多个地球站通过共同的卫星，同时建立各自的信道，从而实现各地球站相互之间通信的一种方式。多址方式是在卫星射频通道中的复用。
多址联接有哪几种方式？
目前常用的多址方式有：（1）频分多址（FDMA）：是把卫星占用的频带按频率高低划分给各地面站的一种多址联接方式。（2）时分多址（TDMA）：是一种按规定时隙分配给各地球站的多址通信方式。(3）码分多址（CDMA）：在这种多址方式中，分别给各地球站分配一个特殊的地址编码。(4）空分多址（SDMA）：是把卫星指向不同区域的天线波束分配给各对应区域内的地球站。
卫星通信系统中有哪几种信道分配技术？
最常用的分配制度有预分配方式和按需分配方式两种。
1、 预分配方式
（1）固定预分配方式（PAMA或PA）
（2）按时预分配（TPA）方式
2、 按需分配（DAMA）方式
常用的按需分配方式有以下几种类型。
（1） 全可变方式
（2）分群全可变方式
（3）随机分配方式
&简述移动式卫星通信系统的组成及各部分的功用。
移动式卫星通信系统主要是由四部分组成：地面地球站为用户提供国内国际话音数据通信所需的各种信道。 卫星网络由四颗在地球同步轨道上运行的卫星组成，其中三颗实现全球覆盖，第四颗则作为备用卫星。 机载地球站可以接收来自各信号源的数字话音信号，在适当的射频载波频率上编码调制，并通过空城中的卫星将载波送到地面地球站。面支持系统用于控制卫星系统。
简述移动式卫星通信机载设备的组成及作用。
移动式卫星通信机载设备由卫星数据组件、射频组件和高功率放大器组成。卫星数据组件是卫星通信机载设备的核心可进行客舱的数据和话音通信以及驾驶舱的话音通信。射频电路将接收来的5.355MHZ模拟中频送入信道滤波器，经D/A转换成数字式中频信号后送入调制器。在射频电路中，由中频信号到RF信号的转换要经过两次变频。变频后得到的L波段信号由天线发送。高功率放大器接收射频组件送来的L波段射频信号，对它作线性功率放大，已达到向卫星发送的标准。
简述卫星通信机载设备中卫星数据组件的主要组成部分。
卫星数据组件的主要组成为：主处理器组件（MPU），是卫星数据组件的核心系统控制器。除管理所有的控制功能外，还管理由输入输出组件到主处理器的ARINC429总线和离散接口。输入输出组件，在MPU和其它机载外设之间提供数据转换接口。话音编码解码器，其核心是数字信号处理器。卫星数据组件的三个信道上各设有一个调制解调器，它们的功能相同，由于调制解调器并不对某一指定的话音调制解调，所以即使某一个调制解调器失效，信号处理仍可在其它有效的调制解调器里实现。
简述卫星通信机载设备中卫星数据组件的工作原理？
卫星数据组件是卫星通信机载设备的核心。它有三个可同时全双工操作的信道，还有一定的射频电路，在不设置射频组件时仍可运行机载地球站。这些信道可进行客舱的数据和话音通信以及驾驶舱的话音通信。在卫星数据组件内部有两个可进行话音数据服务所需的话音编码解码器，三个调制解码器，可将已调制的基带信号转换为L波段信号的射频发送/接收电路。所有卫星信号，包括话音电路在内都使用数字式编码和调制。主处理器组件（MPU）是卫星数据组件的核心系统控制器。除管理所有的控制功能外，还管理由输入输出组件到主处理器的ARINC429总线和离散接口。输入输出组件在MPU和其它机载外设之间提供数据转换接口。由ARINC429总线送来的信息是由惯导系统提供的ARINC429数据。这些数据用来确定天线方位、稳定度及进行多普勒频率校正。
话音编码解码器的核心是数字信号处理器，它既可以接收来自客舱电话和驾驶舱耳机的模拟音频信号，也可以接收来自射频组件的PCM数字音频信号。驾驶舱音频和客舱音频的输入输出方式不同，前者经过一个有高性能滤波功能的缓冲放大器，输出则送到音频开关网络，后者则是将两个模拟音频送到有放大和抑制噪声功能的差动放大器里。音频开关网络决定了选择客舱音频信号还是驾驶舱音频信号。卫星数据组件的三个信道上各设有一个调制解调器，它们的功能相同，由于调制解调器并不对某一指定的话音调制解调，所以即使某一个调制解调器失效，信号处理仍可在其它有效的调制解调器里实现。在这里所采用的调制方式为QPSK方式，它是四相移相键控方式，与二相键控方式比较，信息速率提高了一倍，但它具有设备复杂误码率高的缺点。
简述卫星通信系统中天线系统的工作原理。
天线子系统可在± 25° 的俯仰和滚转条件下始终与半球区域上的某颗卫星保持联系。飞机的天线是固定的，飞行过程中，利用波束调节组件控制天线波束，使主瓣始终朝向卫星方向。 波束调节组件是将卫星数据组件中的跟踪指点坐标转换到需选择的天线阵元素的信号中。 天线子系统中的低噪声放大器可提供一定的功率增益。
为什么卫星通信比其它通信手段传输质量高、稳定可靠？
卫星通信的电波主要是在大气层以外的宇宙空间传输，而宇宙空间是接近真空状态的，可看做是均匀介质，电波传播比较稳定。同时它不受地形、地物如丘陵、沙漠、丛林、沼泽地等自然条件影响，且不易受自然或人为干扰以及通信距离变化的影响，故通信稳定可靠，传输质量高。
简述亚音速飞机升力产生的原理。
答：气流流过有迎角的翼型时，根据流体定律可知，下表面的气流速度小于上表面的气流速度，根据伯努力方程可知，下表面对机翼的压力大于上表面的压力，于是形成了升力。
要使飞机具有纵向静稳定性，飞机重心位置与全机焦点的关系应怎样？为什么？ 答：要使飞机具有纵向静稳定性，飞机重心位置必须在全机焦点之前。因为如果飞机具有这样的结构，当飞机受到外界纵向干扰力矩时，它就会产生一个使飞机恢复原状态的俯仰力矩，从而使飞机具有纵向静稳定性。
具有纵向静稳定性的飞机，当受到外界干扰使飞机低头后，飞机纵向怎样运动？
答：具有纵向静稳定性的飞机，当受到外界干扰使飞机低头后，飞机会产生正使飞机抬头的俯仰力矩，从而使飞机抬头。
滚转力矩主要与哪些因素有关？为什么偏航角速度会引起滚转力矩？
答：滚转力矩主要与侧滑角、副翼偏转、方向舵偏转、滚转角速度、偏航角速度等因素有关。因为当飞机具有偏航角速度的时候，左右机翼相对空速不同，前进翼升力增加，后退翼升力减少，形成滚转力矩。
横滚和航向之间的交叉控制力矩是怎样产生的？ 答：方向舵偏转后立尾外形改变引起侧力，形成滚转力矩。副翼的偏转改变机翼的弯度，下偏的副翼增大机翼的弯度，从而增大升力和阻力；上偏的副翼则相反，从而形成偏航力矩。
操纵力矩的方向与舵面偏转方向之间的关系是什么？
答：操纵力矩的方向与其舵面偏转方向之间的关系是正的舵面偏转角产生负的控制力矩。
简述协调转弯，怎样才能实现协调转弯？
答：协调转弯是在转弯过程中无侧滑且不掉高度。要实现协调转弯，需同时操纵副翼、升降舵和方向舵。
稳定性是什么意思？稳定性分为哪两类？
答：是指当一个系统从一种状态变化到另一种状态时，系统能够恢复到要求的平衡状态的性质。稳定性分为静态稳定性和动态稳定性。
横侧向运动有哪三种典型运动模态？简述滚转模态运动过程。
答：滚转、螺旋、荷兰滚。飞机滚转模态运动过程表现为滚转角速度和滚转角迅速变化，而其它参数，如侧滑角，偏航角速度则变化很小。
描述飞机转动运动的参数有哪些，一般选用什么坐标系？
答：描述飞机转动运动的参数有三个姿态角和三个姿态角速度。一般选用机体轴系。
飞机三个姿态角都是怎样定义？它们反映哪两个坐标系之间的关系？
答：飞机俯仰角定义为飞机机体纵轴与地平面的夹角；飞机偏航角定义为飞机机体纵轴在地平面上的投影与预选航向之间的夹角；飞机横滚角定义为飞机对称面与飞机纵轴所在的铅垂面之夹角。它们反映机体轴系和地理坐标系之间的关系。
描述飞机舵面偏转是怎样影响飞行姿态的。
答：舵面偏转使其上的气动力改变，不平衡力对飞机重心形成力矩，从而改变飞行姿态。
舵回路有几种基本形式？简述舵回路的基本组成。
答： 比例式和积分式。舵回路的基本组成有综合放大环节，执行环节，反馈环节。
为改善舵机工作性能，在舵回路中引入反馈，引入的反馈有几种，各有什么特性？
答：引入的反馈有软反馈、硬反馈和均衡反馈。软反馈式舵回路具有积分特性；硬反馈式舵回路具有比例特性；均衡反馈的舵回路，具有比例及积分特性。
硬反馈式舵回路有什么特点。
答：反馈环节为比例环节；输出舵偏角与输入信号成比例。
软反馈式舵回路有什么特点。
答：反馈环节为微分环节；输出舵偏角与输入信号的积分成比例。
均衡反馈式舵回路有什么特点。
答：反馈环节为均衡环节；输出舵偏角与输入信号成比例，输出舵偏角也与输入信号的积分成比例。
简述A/P同步回路的工作原理。
答：A/P衔接前，进入系统的不平衡信号经一个积分环节反馈到系统的输入端，与进入系统的不平衡信号综合，从而保证系统输出为零。
简述A/P舵回路的工作原理。
答：伺服指令→伺服放大环节→舵机输出，同时舵机输出→反馈环节→舵回路输入端，当反馈信号与伺服指令相等时，舵机停止运动。
简述A/P稳定回路的工作原理。
答：飞机姿态变化→FCC→产生A/P指令→舵回路→舵面→飞机姿态回到目标值。
简述A/P制导回路的工作原理。
答：飞行轨迹变化→FMC（或制导装置）→产生目标姿态→FCC→产生A/P伺服指令→舵回路→舵面→飞机姿态改变→飞行轨迹回到目标值。
简述A/P控制飞行速度的基本原理。
答：飞行速度变化→FMC（或制导装置）产生目标姿态→FCC→产生A/P伺服指令→舵回路→舵面→飞机姿态改变→飞行速度回到目标值。
自动驾驶仪包括哪四个回路？各有什么作用？
&答：自动驾驶仪包括同步回路，舵回路，控制回路，稳定回路。
同步回路是使驾驶仪衔接前的输出信号为零；舵回路的作用是改善舵机性能；稳定回路的作用是稳定与控制飞机的姿态角运动；控制回路的作用是控制飞机的横向和纵向运动轨迹。
&A/P的结构类型有哪几种？它们的特性有什么主要区别？
答：自动驾驶仪A/P的结构类型有比例式和积分式两种。
比例式自动驾驶仪对于常值干扰和斜坡输入信号有稳态误差，而积分式自动驾驶仪可以无误差地抑制常值干扰和跟踪斜坡输入信号。
在结构上属什么控制规律？其各项有什么功能？ &答：控制规律
在结构上属比例式控制规律。的作用是产生控制力矩；的作用是产生阻尼力矩。
&控制规律 属什么控制规律？其各项有什么功能？
&答：控制规律 属积分式控制规律。 的作用是产生控制力矩，消除稳态误差；
的作用也是产生控制力矩，纠正姿态偏差。
中， 、 的值对系统性能有什么影响？
答：其影响是：增大 ，
不变，将减小系统的稳态误差，减小系统的阻尼，振荡增强，系统快速性变好；
不变，而 增大，则将增大系统的阻尼，减弱系统振荡，系统快速性变差。
控制规律 中，当仅增大 ，系统特性有什么变化？ 答；控制规律 中，当仅增大 ，系统的快速性好，系统振荡增强，系统稳定性变差，系统的稳态误差减小。
构成积分式自动驾驶仪的方法有哪几种？ 答：在比例式自动驾驶仪中加前置积分环节，在舵回路中仅采用软反馈或均衡反馈。
控制规律 中，仅增大 ，对系统有何影响？
答：控制规律 中，仅增大 ，系统的阻尼变好，系统的振荡减小，系统的快速性变差，系统的稳定性变差。
简述利用A/P自动飞行的原理。
答：飞机偏离原始状态，敏感元件感受到偏离方向和大小，并输出相应信号，经放大、计算处理，操纵执行机构（称为舵机），使控制面（例如升降舵面）相应偏转。由于整个系统是按负反馈的原则连接的，其结果是使飞机趋向原始状态。当飞机回到原始状态时，敏感元件输出信号为零，舵机以及其相连的舵面也回原位，飞机重新按原来状态飞行。
控制规律 中，要减小其在常值干扰力矩作用下的稳态误差，怎么办？为什么？ &答：可以适当增大 。因为其稳态误差为： 如果适当增大 ，即可减小其稳态误差。
&简述荷兰滚产生的原因。
答：对有后掠角的飞机，出现侧滑时，由于飞机的滚转静安定力矩与航向静安定力矩的相互影响，使飞机产生了荷兰滚运动。
马赫数配平系统的主要功能是什么？
答：马赫数配平系统的主要功能是用来保证在高马赫数下飞机速度的稳定性。
简述马赫配平系统的工作情况。
答：系统从大气数据系统得到的马赫信号和安定面位置信号；当俯仰配平电门接通或自动驾驶仪衔接后，将建立一个新的同步基准；按信号的要求自动加上或减去一个同步信号，使安定面位置与马赫数相对应。
简述配平系统的功用。
答：减少主操纵系统的空气动力载荷的影响；实现力矩的配平。
简述俯仰通道比例式控制规律 的工作原理。
答：飞机受某干扰后，出现俯仰角偏差 大于零，舵回路的输出驱动升降舵下偏即 ＞0，由产生的气动力矩使θ角逐渐减小。
自动飞行控制系统方式控制板的功用有那些。
答： 衔接控制（A/P、A/T、F/D）；系统工作方式的选择；目标参数的选择与显示。
简述舵回路的基本作用。
答：保证输出与输入成一定的量值关系；减小铰链力矩对舵机工作特性的影响。
模拟式飞行控制系统的主要不足是什么？
答：1）模拟式飞控系统很难适应对控制系统功能不断增加要求；2）模拟式系统的另一个问题是难以实现多余度系统。
数字飞行控系统具有哪些主要优点？
答：1）容易实现复杂的控制规律；2）容易实现更高程度的系统综合；3）容易实现机内综合自检测功能。
简述数字飞行控系统伺服作动器回路的作用。
答：伺服作动器回路是一个电--机变换装置，它将计算机产生的指令信号转换成飞机操纵面的偏转，以控制飞机的运动。
数字式飞行控制系统主要由哪几部分组成？
答：1）被控飞机；2）飞机运动参数的测量及传感装置；3）驾驶员指令输入装置；4）数字计算机及其外围通道；5）伺服作动器回路。
现代飞行控制系统一般可以分成内回路与外回路两部分，说明各回路的作用。
答：内回路主要是控制和操纵飞机的姿态运动；而外回路主要是控制飞机质心的轨迹运动。
简述飞行控制计算机系统的主要功能。
&答：(1)对驾驶员输入指令及飞机运动参数的反馈信号进行必要处理；
(2)飞行控制系统工作模式的管理与控制；
(3)计算各种控制指令并输出与管理；
FCC可完成哪几方面的控制指令计算，其作用是什么？
答：外回路指令计算---产生相应的目标姿态；
内回路指令计算---产生舵面控制指令；
配平指令计算-----实现纵向力矩的配平；
飞行指引计算-----产生飞行操纵指引指令。
&FCC输出哪些控制指令，其作用是什么？
答：舵面的伺服指令——用于飞行操纵；配平指令——用于纵向
力矩配平；飞行指引指令——用于飞行操作指引。
为FCC提供输入信号的部件及系统主要有哪些？
答：有惯性基准系统(IRS) ；飞行管理计算机(FMC)；大气数据计算机(DADC)；甚高频导航系统(VHF．NAV)；自动油门计算机（A/T）；方式控制面板（MCP）；飞机系统传感器等。
在余度系统里，余度管理的作用是什么？
答：余度系统的各个通道应按什么方式和程序工作，如何检测与识别故障，出现各种不同的故障时系统怎样处置等。
余度系统是执行同一指令或完成同一任务的多重(套)系统，它应具备哪些功能？
答：对系统各组成部分进行监控；对故障部件进行隔离，不使其危及系统的安全运行；在故障部件隔离后，系统应具有重构的能力，以保证系统继续正常运行。
简述飞行指引仪的工作原理。 &答：飞行指引仪的工作是将飞机实际的飞行路线与目标路线进行比较，得出进入目标路线所需要的操纵量，在指引仪上表示出来，直接显示出操纵要求的指令是向上还是向下、或向左还是向右飞行。
简述飞行指引仪的功用。
答：飞行指引仪的功用概括起来有以下两点：在自动驾驶仪衔接前，为飞行员提供目视的飞行指引指令；在自动驾驶仪衔接后，驾驶员可用它监控系统的工作状态。
飞行指示仪表与飞行指引仪的主要差别是什么？ 答：飞行指示仪表与飞行指引仪的差别在于前者向飞行员提供发生了什么(即飞行状态有了什么变化)，而后者提供的是要求驾驶员应该如何做(如何操纵飞机)的指令，当然后者是指导驾驶员操纵飞行最直接信息。
简述舵机的基本作用。
答：舵机是舵回路的执行元件，它输出力矩（或力）和角速度（或线速度），驱动舵面偏转。飞行控制系统中常采用电动舵机和电动液压舵机。
简述飞机液压系统的基本组成。
答：通常有二个或三个主液压动力源及一个备份液压源，由液压泵、液压油箱、控制开关、供油和回油管、油量显示器、警告灯等组成。
对伺服电机而言，幅值控制和相位控制有什么主要区别？
答：对于幅控系统，控制电压UK的相位和UJ保持一定，但幅值随时间变化；对于相控系统，UK的幅值保持不变，但相对UJ的相位随时间改变。
简述液压放大元件的功用。
答：液压放大元件是一种具有放大作用的、起机械与液流转换作用的液压元件，即以机械运动来控制流体动力的元件。
简述电液舵机的基本组成及各部分的作用。
答：电液舵机由电液伺服阀(包括力矩马达和液压放大器)、作动筒和位移传感器等组成。力矩马达将电气量转换成机械角位移，液压放大将机械位移转换为控制阀液压的流向及流量，作动筒输出力及位移，位移传感器将位移反馈到FCC。
在什么情况下采用电气、液压联合的伺服控制系统？
答：在这种系统中，电气部分常作为系统信号的接收、放大变换、传输、反馈及远距离控制，而液压部分则作为进一步的信号放大(特别是功率放大)和驱动执行机构。这种系统综合了电气与液压二者的优点，用于远距控制并要求精度高的自动控制系统
简述自动油门系统的功用。
答：自动油门系统提供对油门杆位置的自动控制；同时，还提供发动机推力限制指令（N1限制）。
“A／T LIM”指示器亮说明什么？
答： “A／T LIM”指示器亮，它表明A／T计算机自行计算推力限制，而不是使用FMC提供的推力限制（N1 LIMT）。
简述自动油门系统的基本组成。
答：A／T计算机，A／T伺服系统， A/T衔接、断开开关，A/T方式选择开关。
简述A/T的基本工作方式。
答：基本工作方式为N1和SPEED方式。一般说来当A／T与DFCS一起工作时（包括A／P和F／D衔接），如果DFCS控制飞行速度，A／T则控制推力；如果DFCS控制垂直剖面的升降（水平飞行时），A／T则控制飞行速度。
A/T系统在什么情况下工作在推力保持方式，其目的是什么？
答：起飞滑跑时，当速度大于某一确定值，A/T系统进入推力保持方式。其目的是防止A/T系统产生减小推力的错误指令时危及飞行安全。
说明油门杆角度传感器（PLA）的功用。
答：它用来反馈油门杆位置，其信号送到A／T计算机，作为油门伺服系统的位置反馈，形成闭环控制回路。
简述自动油门计算机的功用。
答：提供油门控制指令，通过机--电式控制机构去调节发动机的油门杆。保证发动机提供规定的推力（N1）或调节推力使飞机处在目标空速上飞行。
AFCS-MCP板与A/T系统有关的组件有哪些？其作用是什么？
答：A/T的预位开关；A/T的方式选择（N1、SPEED）按钮；目标速度的选择旋钮及显示窗口。A/T的预位开关使系统预位；方式选择（N1、SPEED）按钮可人工选择A/T的工作方式；目标速度的选择旋钮用以在除V NAV 以外的方式下选择目标空速。
简述偏航阻尼系统的功用。
答：偏航阻尼系统提供对飞机航向轴的稳定控制。即抑制飞机的“荷兰滚”运动，并对飞机的转弯起协调作用。
简述飞机的“荷兰滚”运动。 答：对于机翼带后掠角，高速飞行的飞机而言，当飞机受到扰动，如侧风干扰，飞机会产生绕其立轴及纵轴的周期性运动，即飞机产生左右偏航的同时还产生了左右滚转的运动，这就是“荷兰滚”运动。
简述偏航阻尼系统的基本工作原理。
答：偏航阻尼系统就是感受飞机偏航角速度(ωY)，经过偏航阻尼计算机的计算，把它变成方向舵的偏转角δY，并使δY正比于ωY，此舵偏角产生的力矩与飞机运动方向相反，因此它抑制了飞机的偏航运动。
怎样使偏航阻尼系统既能起到改善荷兰滚模态阻尼的作用，又不影响飞机的正常转弯及机动性？
答：在系统中加入了滤波网络，它允许荷兰滚频率的信号通过，不允许稳态或机动转弯信号通过，这样，偏航阻尼器既能起到改善荷兰滚模态阻尼的作用，又不影响飞机的正常转弯及机动性。
偏航阻尼耦合器什么时候工作在同步方式，其目的是什么？
答：偏航阻尼系统衔接前，偏航阻尼耦合器处在同步方式。同步的作用是提供电动液压转换后活门一个零输出，以防上偏航阻尼耦合器衔接时飞机航向的突然改变。
电传操纵系统应具有哪些基本特征？
答：1、靠电信号传递飞行员操纵指令；2、把控制增稳系统作为这一系统不可分割的一个组成部分，利用全权限来改善飞行品质；3、它必须配置多余度。
电传操纵系统的突出优点是什么？
答：结构简单、体积小重量轻、便于安装维护、能提高飞机的操纵性能、改善飞行品质，提高了飞行操纵系统的可靠性。
多重系统也称余度系统，系统应满足哪三个条件？
&答：1、有完善的故障监控、信号表决的能力；
2、 应有故障隔离能力，即应有二次故障时工作的能力；
3、 出现故障后，系统能重新组织余下的完好部分，具有故障安全或双故障安全的能力，。
&简述电传操纵系统的基本组成。
答：其主要组成有：杆力传感器（位移传感器），计算机，伺服作动器，飞机运动参数测量装置。
电传操纵系统的基本方案有哪两大类，有什么优点？ 答：有模拟式和数字式两大类，后者实际上是混合系统，即系统中除数字计算机外，其余仍是模拟部件。由于数字式电传操纵系统易于实现多种逻辑功能，便于实现复杂的控制律，也便于修改，有较强的监控、切换及综合显示能力，易与其他系统交联，是其发展方向。
简述余度系统的一般组成。
答：余度系统一般由几个相同或相似的通道组成，每个通道都包含传感器、计算机、舵机、信号选择器以及监控器与切换装置等部件。
余度系统每个通道中，信号选择器以及监控器与切换装置的主要作用是什么？
答：信号选择器(表决器)实现信号选择，判别几个输入信号中有无故障信号并从中选择一个正确无故障的信号输出。监控器与切换装置实现故障监控，检测并识别有故障的部件或通道，自动隔离被检测出的故障信号，使它不再输出到舵机。
多余度的电传操纵系统如何连接可提高其可靠性？
答：通道间彼此交叉连接，称为交叉增强，可显著提高系统的安全可靠性，交叉连接给系统提供了更多的工作通路，增强了系统的生存能力。
EFIS主要功用是什么？
提供导航数据，飞行状态显示，AFCS方式通告，飞行性能信息显示，提供飞行员对飞行的监控。
EFIS显示特点有哪些？
&⑴、彩色显示；
⑵、余度技术高、可靠性高；
⑶、显示信息量大，时分制显示；
⑷、显示画面柔顺、条理、逻辑性强、便于判读。
&CRT电子枪中，对电子束的要求是什么？ &⑴、有足够的电流强度，电流强度能控制；
⑵、有足够的运动速度；
⑶、在荧光屏上能聚成很小的光点。
&EADI上显示的“风切变”信号源是什么？ 近地警告系统（GPWS）或风切变计算机；
EFIS－CP主要功用是什么？ &⑴、选择EHSI显示格式；
⑵、选择导航数据显示量程；
⑶、EADI╱EHSI亮度调节；
⑷、选择决断高度；
⑸、WXR显示通╱断控制。
&什么情况下EHSI不显示气象信息？ &
⑴、EHSI工作在全罗盘VOR╱ILS或全罗盘NAV或中心MAP或PLAN方式；
⑵、EHSI内部温度达到110°C
EADI╱EHSI当工作温度达到1100C时，为什么无光栅扫描图象显示？ 自监控，自保护措施。
测滑仪与EADI之间的关系是什么？
⑴、测滑仪是独立的机械仪表，安装在EADI上；
⑵、便于飞行员综合观察，监视飞行情况。
EADI╱EHSI中，哪些属于光栅扫描显示？ EADI姿态球（空╱地球）显示，EHSI气象信息显示。
EFIS－EHSI显示的HDG╱TRK与纬度有什么关系？为什么？ &⑴、在北纬73°南纬60°之间显示磁航向、磁航迹。在北纬73°南纬60°之外显示真航向、真航迹。
⑵、大于北纬73°及大于南纬60°时，地磁水平分量太小磁HDG╱TRK 不准确。
EHSI╱EADI字符扫描刷新速率为80Hz,为什么光栅扫描刷新速率为40Hz？ 有效地避免图象的闪烁。
叙述CRT基本工作原理？ &⑴、电子枪的电子产生和加速；
⑵、电子束强度的调制；
⑶、电子束的聚焦
⑷、电子束的偏转。
EFIS光栅扫描图形显示器基本组成部分有哪些？ &⑴、通道处理器；
⑵、显示处理器；
⑷、视频存储器；
⑸、程序段缓冲存储器
⑹、CRT监视器。
叙述EFIS显示器的扫描方式？ &⑴、光栅扫描和字符扫描两种方式；
⑵、垂直光栅扫描采用隔行扫描，一场256行，两场为一帧，共512行。
⑶、每行512象素点，所以共512×512个象素点。
⑷、字符扫描采用点到点扫描方式。
EFIS显示器自保护措施主要是什么？ &⑴、显示器组件过热，超过110°C时，光栅显示消失；
⑵、当温度上升到127°C时，字符扫描显示也消失，CRT显示空白。
当输入到符号发生器的数据无效（INVALID）时。EADI╱EHSI应如何显示？
⑴、相关的符号或参数值将显示空白；
⑵、相应的黄色故障旗显示。
&当输入到符号发生器的数据为无计算数据（NCD）时，EADI╱EHSI应如何显示？
相关的符号或参数值将显示空白或参数值用短线代替。
当EHSI出现警告旗HDG或TRK或XTK或VTK或MAP或VOR时，请说出故障组件分别是什么？
分别为FMC或IRU）或FMC或DDA。
分析固定点阵法产生字符的基本原理？
⑴、利用只读存储器确定点阵的信息，如7×5光栅点阵，每个字符有7个5位寄存器存放点阵信息。
⑵、水平扫描7×5矩阵，显示字符。
&分析矢量法产生字符的基本原理？ &⑴、以矢量组合的方式产生字符；
⑵、利用若干具有不同方向的单位矢量或若干段任意方向、长度的矢量组成字符图形。
光栅扫描图形显示中DDA基本功用是什么？
DDA（DIGITAL DIFERENTIAL ANALYZER）数字微分分析器，把园（弧）或抛物线等数据展开成一个个象素，即用求解微分形式，逐次获得直线段（矢量）端点的坐标值，写入视频存储器中（即图形信息）。
EADI上显示的决断高度（DH），什么情况下显示“DH”黄色闪烁字符？满足什么条件才能恢复正常显示？ &⑴、当飞机下降穿越决断高度时，显示“DH”黄色闪烁字符。
⑵、飞机落地或人工按下EFIS－CP上RST按钮后或飞机复飞到决断高度75FT以上时，可恢复决断高度正常显示。
EADI主要显示哪些数据？ 姿态、指引指令、自动飞行方式通告、各种空速、航向道╱下滑道偏离、DH╱RA等。
CRT中，什么是电子束的聚焦？主要目的是什么？ &使趋向分散电子群在达到荧光屏时聚集成一细小的光点。提高显示的分辨率，显示出清晰图形。
EHSI工作在VOR方式时，飞行目标基准是什么？ 预选航道，航迹与预选航道指示重合时航道误差为0。
EHSI工作在ILS方式时，飞行目标基准是什么？ &着陆跑道中心线方向及下滑道，LOC偏离为0时，说明对准了着陆跑道。无风条件下，偏流角为0，则航向、航迹与航道指针重合，偏离杆指0位。下滑道偏离杆也应指到0刻度。
EHSI工作在NAV方式时,主要监视什么显示内容？ &⑴、航迹横偏于目标航迹的距离（XTK）、垂直偏离距离（VTK）。⑵、气象情况及到达下一个WPT的距离、预计到达时间等。
&当EFIS俯仰或横滚通道出现数据无效或无计算数据时，EADI如何显示？ &⑴、地平线或横滚指针或姿态球消失。⑵、显示黄色ATT警告旗。
当EHSI工作时EXP VOR╱ILS、NAV或MAP方式时，WXR信息显示消失，并显示WXR FALL警告旗时，原因是什么？ WXR数据无效。
EHSI工作在MAP方式时，显示“地图距离与量程不一致”文字警告，说明有什么问题？ EFIS－CP上选择的量程与FMC输出不一致。
EFIS－CP上的EHSI显示亮度调钮有什么特点？ 双层电位器调钮，外层调整EHSI显示亮度，内层调钮用来调整气象雷达光栅显示亮度与EHSI屏幕显示亮度之间的对比度。
EFIS－CP上有五个“航图键”（VOR╱ADF、NAV AID、ARPT、RTE、WPT），其功能是什么？举例说明。 &⑴、EHSI工作在航图方式时，按下任一个航图键，则在原航图显示的基础上增加对应的背景数据显示。
⑵、如显示量程在40NM以内时，按下“NAV AID”键，则增加显示FMC导航数据库中该区域内的所有导航台；量程选择80NM以上时，按下该键则增加FMC导航数据库中有的，该区域的高度导航台。
EHSI光传感器基本工作原理是什么？ 利用光敏二极管感受环境光强，产生正比于光强的电信号。
EFIS－SG中，矢量发生器产生的矢量有什么要求？ &⑴、线性度高；
⑵、直线段的起点和终点坐标准确；
⑶、显示亮度均匀；
⑷、划线速度高。
EFIS在显示指令控制下，SG处理、传送信息的顺序遵循原则是什么？ &⑴、首先处理、传送光栅扫描数据，然后是字符扫描数据，交替进行。⑵、先处理、传送EADI数据，然后是EHSI显示数据，交替进行。
EFIS输入信号主要有哪些？ &⑴飞机系统及传感器输入；⑵与其它系统挂线的总线输入；⑶显示控制及选择控制输入。
工作中CRT发热的主要原因是什么？ 阴极发射的一部分电子撞击阳极及荧光屏，做无用功的结果。
FDR功用有哪些？ &记录飞行状态参数和发动机工作状态参数，用于
1）制造厂分析飞机性能，改进设计。
2）航空公司培训飞行员。
3）飞机工程管理部门分析维修内容。
4）查明事故原因。
FDR控制板上开关置正常位系统状态指示灯（红）亮，是故障吗？为什么？ 不一定，地面通电时，发动机不工作，FDR的115V AC加不上，红灯亮。
正常状态下，FDR具备哪些条件才能工作？ &1）地面通电，控制板上开关置“检查”位。
2）地面通电，控制板上开关置“正常”位，发动机起动后。
3）控制板上开关置“正常”位，飞机在空中。
水下定位信标机(ULB)为什么发出声纳信号而不发射电波？ 水对电波的吸收率很高，水对超声波的吸收率低。
无论是磁带式FDR，还是固态FDR的数据保护装置有什么要求？ 防毁坠、防火（高温）、防腐蚀。
磁带式FDR与固态FDR（SSFDR）相比，其记录帧结构相同吗？ 基本相同，一秒为一个记录子帧，64个参数，每个参数12位。4个子帧（4秒）为一个帧。但SSFDR可以增速一倍。
磁带式FDR磁带388FT长，8个磁道带速为5IN/S，为什么能保留最后25小时的飞行数据？ &1）8个磁道串行循环记录。2）记录冲程使磁带的净前进速度为0.4IN/S。
DFDAU前面板上的软盘作用是什么？ &1）记录飞机着陆至发动机关车前的数据。2）飞行后，内场检查飞机/发动机是否完好。
磁带式FDR与固态FDR相比各有什么优缺点？ &SSDFR——误码率低，可靠性高，存储量大，记录速率/时间可以更改，便于存取，但电路复杂，价钱高。磁带式——存储量固定，记录速率/时间固定，误码率高，取数不方便。
ICAO法定FDR最低记录多少飞行参数？举例说明。 88个。如：时间（GMT或GST或LMT）,气压高度、校准空速、航向、三轴加速度、当时位置等。
DFDAU前面板上软盘应该在什么时候分析数据？ 每次飞行后，检查飞机的最后状态。
ARINC747ED55记录格式与ARINC717有何区别？地面通电检查FDR系统时，注意事项有哪些？ & ARINC747ED55——当SSDFR记录64单字/秒时，4秒为一个记录帧，即一个帧分为4个子帧，每个子帧又分为8个分子帧，每个分子帧8个数据字，只有第一个分子帧第一个字为该子帧的同步字。每个字12位。
当SSDFR记录128单字/秒时，（一个子帧），每个子帧分8个分子帧，每个分子帧16个数据字。第一个分子帧的第一个个字为该子帧（一秒）的同步字。每个字12位。
ARINC717每4秒一个记录帧，每帧分4个子帧，每个子帧64个数据字，每个字12位。
1）通电后，FDR控制板上开关置“正常”位，红色状态指示灯亮；开关置“检查”位，红灯灭为正常，应迅速返回“正常”位。2）开关置“检查”位时间尽量短，否则会随时间增长，丢失数据成比例增多。
ICAO制定的标准大气的基本条件有哪些？ &①空气是干燥的，符合理想气态方程；②标准（平均）海平面为零高度，气压为P0=1013mb，气温T0=15℃，密度ρι0=0.125公斤o秒2/米4③对流层气温递减率τ=–0.0065C/m，平流层τ=0；④H-P、H-ρ符合理想的标准大气数据表。
&大气紊流（湍流）形成的主要原因是什么？ &①近地风与地表摩擦，造成风速在垂直方向急剧变化；
②大气锋区附近，温度及风速在垂直方向急剧变化；
③大气界面的波动，失去稳定性；
④地表受热不均，引起空气不规则活动。
对飞行危害最大的紊流表现在哪些方面？ &①紊流的微下冲气流为风切变；②起飞/着陆过程中产生超过爬升/下滑速度的下冲气流，危害最大；
飞行高度的定义是什么？ 飞机重心到某一测高基准面的垂直距离。
什么叫标准气压高度？ 飞机重心到标准海平面（又称平均海平面），即气压为1013mb气压面的垂直距离。
什么叫机场标高？ 机场地面到当地海平面的几何高度，是常时间不变的垂直距离。
飞机起飞前如何调节气压高度表？ 调节旋钮，使显示的气压刻度等于当时的场面气压值，高度表显示零高度。
机械式气压高度表有哪些误差？ &①原理误差（气压原理误差、气温原理误差）；②构造误差（加工工艺误差、材料特性误差、元件温度误差等）
机械式升/降速度表基本工作原理是什么？ &①测量气压变化率反映高度变化率；②将气压变化率变成压力差，驱动指示；③平飞时指示指零。
&空速分为哪几类？各种空速之间存在什么关系？ &①指示空速（IAS），测量动压获得的空速；
②校准空速（CAS），指示空速修正了静压源误差和非线性误差后的空速；
③当量空速（EAS），校准空速修整了空气的可压缩性获得的空速；
④真空速（TAS），当量空速修正了空气密度随高度的变化
什么叫动压？ 空气相对飞机运动时所具有的动能转化的压力。
保持指示空速不变，随着飞行高度的升高，IAS与TAS之间的关系如何变化？ TAS越来越大于IAS。
马赫数定义是什么？ 真空速与所在高度上的音速之比。
全/静压系统的管路长度对大气数据仪表有什么影响？ 管路越长，大气数据仪表的延迟误差越大。
维护全静压系统时，应注意事项主要有哪些？ &①全/静压管光洁度正常，无变形；
②飞行后全/静压管加护罩；
③雨区飞行后沉淀槽放水；
④地面通电时，加温开关接通时间要短。
数字式大气数据计算机（DADC）基本组成部分有哪些？ &①全压/静压传感器②I/O接口③微处理器和存储器
④监控逻辑电路
DADC基本输入参数有哪些？ &①全压/静压
④校正气压（BRAO）
DADC逻辑销钉功用是什么？ DADC安装在不同的飞机上，则编排与机型对应的销钉，以选择机型的性能数据，如SSEC规律及Vmo/Mmo规律。
DADC中，压力传感器为什么要进行静特性校正？ &方便计算，简化计算程序；
维护方便。
&压力传感器的温度误差与哪些因素有关？ &①是温度偏差的函数；②是压力本身的函数。
DADC中采用压频式压力传感器时，模/数转换的基本方法有哪些？ &①频率测量法②周期测量法
DADC根据哪些参数计算出大气静温（Ts）？ &①马赫数（M）②总温（Tt）
亚音速或超音速飞行状态下，DADC根据哪些参数计算出真空速？ &①马赫数（M）②总温（Tt）
DADC中，全压传感器与静压传感器为什么能互换？ &①测量的全压（Pt）和静压（Ps）都经过线性化处理；
②传感器中，存储着各自的校正参数，并且各传感器的系数相等。
数字式大气数据计算机中，压力传感器的形式一般有哪几种？各有什么优、缺点？ &①电容式：线性度好，温度误差小，但位移误差存在；②压阻式：体积小，加工工艺简单，但温度误差大；③压频式：测量精度高，但重复性差。
DADC基本程序结构有哪些？各部分功用是什么？ &①管理程序，管理和调度整机工作，不同状态调用不同的子程序；②是实时大气数据计算机程序，完成大气数据数学计算任务，是中断服务程序的主要内容；③非实时的自检/故障监控程序，对DADC软/硬件进行故障探测。
DADC自检，如何检查指令的有效性？ 利用DADC所用到的指令编排一个“指令样本”程序，执行此项检查时，调用“指令样本程序”，执行的结果与预告的正确答案相同，为指令有效。
DADC中，全压（Pt）和静压（Ps）主要经过哪些校正过程？ &①非线性校正②静压源误差校正③温度误差校正
DADC自检，如何检查输入信号的有校性？ &①ROM中，预先存储一组各输入信号的最大值/最小值；
②执行此项自检程序时，实际输入量与存储量进行比较，若实际输入量大于最大值/或小于最小值，为输入信号无效。
DADC自检，如何检查全压传感器和静压传感器工作是否正常？ &①地面自检时，通过软/硬件对全压（Pt）和静压（Ps）进行比较，两者之差应小于规定值：②地面无风时，全压与静压应相等。
DADC中，模/数转换形式可能有哪几种？为什么？ &①A/D；②F/D；③S/D。
根据测量输入信号的传感器形式而定。
什么是自由陀螺？三自由度陀螺的稳定性是指什么？ &自由陀螺，又叫理想陀螺，是指：重心与支点重合，轴承没有摩擦的三自由度陀螺。陀螺的稳定性是指：三自由度陀螺保持其自转轴（或动量矩矢量）在惯性空间的指向不发生变化的特性。
&三自由度陀螺的进动方向怎样判断？ 自转角速度矢量以最短路径向外力矩矢量方向靠拢。
影响三自由度陀螺章动性的因素有哪些？并简单解释之。 &1）转子的自转角速度：和圆锥运动幅值成反比；2）转子的转动惯量：和圆锥运动幅值成反比；3）冲击力矩：和圆锥运动幅值成正比。
三自由度陀螺的进动特点是什么？ &1）运动方向不和力矩作用的方向相同，而是发生在和它垂直的方向；2）进动角速度ω=M/H，在动量矩一定时，外力矩与进动角速度相对应；3）当外力矩停止作用时，进动立即停止。
陀螺力矩产生的条件是什么？ 同时存在转子的自转角速度和牵连角速度。
二自由度陀螺与三自由度陀螺进动性主要区别是哪些？ &三自由度陀螺在常值外力矩作用下，等速进动，二自由度陀螺作加速进动；三自由度陀螺在外力矩消失后，立即停止进动，二自由度陀螺在牵连角速度消失后维持等速进动。
简述速度陀螺仪的如何测量角速度的？ 当飞机有绕速度陀螺仪测量轴方向的角速度时，速度陀螺仪绕内框轴方向便会产生陀螺力矩，在陀螺力矩作用下，陀螺转子作受迫运动，使弹簧产生变形，产生弹性力矩，来抵消陀螺力矩；当两个力矩相等时，内框轴停止转动，对应着一个转角，反映测量的角速度及转动方向。
简述转弯侧滑仪的基本功能，并解释之。 & 1）指示飞机的转弯的方向，并粗略反映飞机转弯的快、慢程度；
2）指示在某一飞行速度条件下，飞机无侧滑转弯时的倾斜角。
陀螺继电器的组成是什么？并说明各部分的作用。 &主要包括三部分：敏感机构：用来敏感飞机转弯角速度；延时机构：将角速度陀螺仪输出的电信号延迟一段时间，输给操纵机构；操纵机构：接受延时机构的信号，输出控制信号，控制电路的通断。
&陀螺继电器为和设置延迟机构？ &将角速度陀螺仪输出的电信号延迟一段时间，输给操纵机构。
这样可以保证只有在飞机连续转弯时，陀螺继电器才起作用；避免飞机在瞬时的摆动和颠簸时，操纵机构控制电路的通断。
&当飞机绕其横轴和纵轴转动是，转弯仪有何指示？为什么？ &当飞机绕横轴转动时，其角速度矢量与陀螺自转角速度矢量正好一致或相反，不会产生沿内框轴方向的陀螺力矩，故仪表没有指示。当飞机绕纵轴转动时，内框在平衡弹簧的作用下，被迫随表壳一起转动，内框平面与表壳的相对位置保持不变。故仪表没有指示。
衡量角速度陀螺仪性能的参数主要有哪些？ 准确性、灵敏性、稳定性、停滞性。
若外力矩作用在二自由度陀螺的内框轴上，其将做何运动？若由此陀螺组成单轴动力陀螺稳定器，将会出现什么现象？ &受迫运动。平台将会漂移，使平台绕稳定轴转动，偏离稳定方向。比较速度陀螺仪和积分陀螺仪基本组成及各部分的作用，说明他们的主要区别有哪些？ &前者没有平衡弹簧；速度陀螺仪：由平衡弹簧产生的弹性力矩抵消陀螺力矩；积分陀螺仪：由阻尼器产生的阻尼力矩抵消陀螺力矩。
&航空直读地平仪的基本组成是什么？ 四个基本部分：三自由度陀螺、摆式地垂修正器、控制部分和指示部分。
航空地平仪利用三自由度陀螺的什么特性工作的？并做解释。 &稳定性和进动性；利用陀螺的稳定性，使自转轴保持在地垂线上；利用陀螺的进动性，使陀螺跟踪地垂线。
地平仪修正机构由哪两部分组成？各部分的作用是什么？ &敏感机构和执行机构；敏感机构：液体摆，敏感陀螺自转轴偏离地垂线的大小和方向；执行机构：给陀螺施加一个力矩信号，使三自由度陀螺进动到地垂线的位置。
画图表示地平仪中液体摆理想的修正特性是什么？ 复合修正特性：结合比例修正和常值修正，在偏差角度小于某一值时，为比例修正； 在偏差角度大于某一值后，为常值修正。
地平仪如何消除飞机纵向加速产生的误差？ 在地平仪的纵向修正电路里，串联纵向断开辅助电门；当飞机纵向加速度大于某一规定值时，断开装置断开修正系统的工作，避免错误的修正。
远读地平仪中随动系统的作用是什么？ 保证陀螺的三轴总是互相垂直，使地平仪可以测量全姿态范围内的姿态角，且保证陀螺的稳定性；
引起地平仪中三自由度陀螺转子轴偏转地垂线的因素有哪些？ 地球自转角速度；飞机飞行速度；陀螺本身的机械误差。
在哪些情况下，可以按压地平仪的上锁按钮？为什么？ &飞机停在地面或水平飞行时；
地平仪的上锁装置，是将陀螺自转轴锁定在和内、外框轴相垂直的位置，若飞机不水平，转子轴就会被锁在偏离地垂线的位置。
叙述陀螺罗盘的基本组成及各部分的安装位置？ &陀螺罗盘主要由三自由度陀螺、刻度盘、航向指标、水平修正器和方位修正器等部分组成.水平修正器产生的修正力矩作用于外框轴，使自转轴在水平修正器的作用下始终保持在水平状态；方位修正器产生的修正力矩作用于内框轴，使自转轴在方位修正器的作用下，稳定于航向基准线位置(即使自转轴相对于地球的方位不变)，又能在人工控制下，给陀螺施加控制力矩，使自转轴进动到新的航向基准方位；航向指标代表飞机的纵轴，固定在表壳上，刻度盘上的0° -180° 线代表航向基准线，航向指标所对应的刻度盘读数即为飞机的航向角。
什么是陀螺罗盘的自走误差？包括哪些误差？ &自走误差，是自转轴与子午线发生相对运动引起的；
主要包括纬度误差、速度误差、机械误差。
磁罗盘有哪些罗差？消除方法是什么？ &包括：半圆罗差，象限罗差，圆周罗差（包括安装误差）；
1）安装罗差：调整磁罗盘(或罗盘传感器)的安装角度，使罗盘(或罗盘传感器)上的航向标线与飞机实际的纵轴线位置一致，安装误差便消除；
2）圆周罗差：可以通过调整磁罗盘的安装位置。调整角度与圆周罗差值相等，但方向应相反；
3）半圆罗差：调整罗差修正器。
4）象限罗差：可用波面修正机构来消除。
陀螺磁罗盘能测量哪些航向？为什么？ &稳定的磁航向，在水平匀速飞行时，由磁传感器感受地磁场的作用，可以测量飞机的磁航向，并利用磁电位器输出航向信号去控制陀螺机构的航向输出；
陀螺航向，在飞机盘旋转弯时，断开磁传感器对陀螺的控制作用，使指示器指示的仅仅是陀螺航向。
陀螺磁罗盘系统为何设置快、慢协调速度？ &为缩短起动时间，刚接通电源时或机动飞行改为平飞后，使陀螺航向迅速跟踪磁航向，要进行快协调；
在飞行中，为了消除陀螺的漂移误差，慢协调使罗盘系统输出稳定的磁航向。
为何将陀螺半罗盘和磁罗盘结合，组成罗盘系统？ &磁传感器受地磁场的作用，可以测量飞机的磁航向，即定向性好；但机动飞行时误差大，易受飞行状态的影响，即稳定性差。
陀螺具有稳定性，测量的陀螺航向不受飞机机动飞行的影响；但不能自动找北，即定向性差。
利用磁传感器的输出去控制陀螺机构的航向输出，使陀螺机构输出的航向为稳定的磁航向。
感应式磁传感器磁化线圈的作用是什么？ 在磁化线圈内通以交流电，这样在磁化线圈中便产生交变磁场；把铁芯放入可变的外加磁场中，铁芯的导磁系数就可随外加磁场的变化而变化，使通过铁芯的地磁磁通也随之发生周期性的变化，因而在测量线圈内产生地磁感应电势。
什么是磁罗盘的飞行误差？并举例加以说明。 &飞机俯仰、倾斜、转弯、加速或减速时，飞机磁场以及地磁场的垂直分量对磁罗盘的影响，使磁罗盘产生误差。这些误差，统称为飞行误差。
如惯性误差、涡动误差、转弯误差、俯仰倾斜误差等；俯仰倾斜惯性误差是由飞机磁场的垂直分量引起的。
陀螺罗盘产生纬度误差的原因是什么？ 由于地球自转引起航向陀螺转子轴指向相对地理北发生变化而产生误差，此误差大小与纬度有关。陀螺罗盘中，若不进行此种误差修正，或修正不完全，都会产生这种误差，叫纬度误差。
罗盘系统设置快、慢两种协调方式的原则是什么？ &协调速度过大，对协调两个罗盘的一致性是有益的，但磁罗盘的不稳定性会迅速反映到陀螺上，影响罗盘指示的正确性；
协调速度太小，又不能即时修正陀螺的误差；
所以，兼顾两者，慢协调速度只要大于陀螺自走及飞行速度引起的自走时即可。
&为什么采用三相地磁感应元件测量磁航向？有几种连接方式？ &当单相地磁感应元件处在相对磁子午线对称的两个位置时，测量线圈产生的感应电势大小相等、相位相同，无法根据感应电势的大小来分辨这两个航向；
采用三个三相地磁感应元件，其磁化线圈互相串联，测量线圈按星形连接（或三角型连接），每个测量线圈相位相差120°。
按结构不同来分类，惯性导航系统可分为哪两种？主要区别是什么？ &惯性导航系统按照有无机电平台，可以分为平台式惯导和捷联式惯导；
1）前者系统中有三轴陀螺稳定平台，加速度计；
2）后者系统中没有实际的陀螺稳定平台。加速度计和陀螺直接“捆绑”在机体上，但“平台”的概念是用计算机建立的“数学平台”模型来代替的。
&惯性导航系统的基本功能是什么？ &（1）自动测量飞机的各种导航参数，供飞行员使用；（2）与飞机其它控制系统相配合，完成对飞机的人工或自动控制（制导）。
起飞前，为何惯性导航系统要进行初始对准？ &1）根据惯性导航系统原理，飞机的速度和位置是由测得的加速度经过积分而得到的，要进行积分，必须知道初始条件；2）平台是测量加速度的基准，这就要求开始测量加速度时，平台应处于预定的坐标系内，否则由于平台误差会引起加速度测量误差。
&和其它导航系统相比，惯性导航系统有哪些特点？ &优点：其导航方法是建立在牛顿力学定律的基础上，不依赖任何外界的信息来测量导航参数，因此，不受天然的或人为的干扰，具有很好的隐蔽性；也是一种完全自主（不依赖外界其它设备）式的导航系统。缺点：定位误差随时间而积累，在长时间工作后产生的误差很大。
&惯性导航系统计算的最基本的导航参数是什么？根据哪些原始参数计算出这些导航参数？ &即时位置：经、纬度；地速。将加速度计的输出，经清除有害加速度分量，考虑到飞机的初始条件，再进行一次积分运算，得出地速，再一次积分，计算出即时位置。
实现惯性导航需要解决哪些基本问题？ &1）采用一组高精度的加速度计作为测量元件；
2）有高性能的“平台”模拟稳定的导航坐标系；
3）有效地清除有害加速度分量；
4）建立快速精确的计算和补偿网络；
5）捷联惯导的解算问题。
惯性导航系统的基本组成有哪些？及各部分的主要作用？ &主要有三部分：
1）惯导组件：主要完成导航参数的测量和计算；
2）控制显示组件：主要用来显示导航参数、初始条件引入、系统故障和警告的显示；
3）方式选择组件：主要用来控制系统的工作状态。
平台式惯性导航系统，采用哪种陀螺稳定平台？该平台的作用是什么？ &三轴陀螺稳定平台：给加速度计提供一个测量基准；起隔离作用，使加速度计不受飞机姿态运动的影响；测量并输出飞机的姿态角。
在初始对准阶段，如何从惯性基准系统的相应部件上输入初始经、纬度？ 将IRMP的方式选择开关