内话系统[1-162]

内部通讯系统（ICS）提供两位机组间的通讯和机组与地勤间的通讯。机身外安装有外部接口与音量控制供地勤使用。外部音量控制旋钮控制地勤耳机中的内话音量。

内话控制

前座内话控制位于远程通讯控制面板，后座的则位于通讯系统控制面板。控制有ICS音量控制旋钮与内话功能选择开关。

ICS音量控制旋钮

ICS音量控制旋钮调节机组耳机中内话的音量等级。

通讯功能选择开关

此开关标记为MIC，有RAD ORIDE、ON、OFF三个档位。此开关不会回中至ON档。

RAD ORIDE档 选择无线电超控档将减小无线电音量以便使用内话系统。语音告警信息不会被超控，下列告警音也不会被超控：偏航率、攻角、不安全起落架、过载超限、TEWS发射。

ON档 选择ON档将提供该位置与另一名机组或地勤的直接通讯。

OFF档 选择OFF档将断开内话系统的麦克风输入；不过机组仍可使用无线电，提示音正常运行。

UHF通讯系统

UHF通讯系统提供空空与空地间通讯、自动测向（ADF）、应急频道监听功能。此系统包含两套独立收发设备（UHF1与UHF2）及其对应的控制与仪表。两台无线电都可使用密话功能（KY-58）。两台收发设备都可在225.500MHz至399.975MHz范围内使用手动输入频率或20个预设的频率通讯。UHF无线电可以工作在HaveQuick模式下（防干扰）。无线电可使用地面电源在无冷却的情况下工作，不过应减少发送。

提示

在一位机组的UHF处于低频接收（230至260MHz）而另一位机组使用另一台UHF高频发射时，若听到恼人的噪音，则可将UHF1天线选择开关拨到UPPER档来抑制噪音。

UHF控制与指示

UHF1与UHF2无线电通过通讯系统控制面板、远程通讯控制面板、油门上的麦克风开关、后座地板上的脚控开关、UFC控制运作。

通讯系统控制面板

通讯系统控制面板位于后座左侧控制台。面板上与UHF无线电相关的控制为：语音告警静音按钮、UHF天线选择开关、VHF天线选择开关、音调选择开关、内话功能选择开关。

远程通讯系统控制面板

远程通讯系统控制面板位于前座左侧控制台。与UHF无线电相关的操作为语音告警静音按钮、音调选择开关、通讯功能选择开关。

语音告警静音按钮[1-163]

按下此按钮可将进行中的语音告警与音调告警静音1分钟。如果一分钟后警告仍存在则会再次响起。

UHF天线选择开关

UHF天线选择开关有UPPER、LOWER、AUTO三个档位。UPPER档会使UHF1使用上方天线，LOWER档则使UHF1使用下方天线。AUTO档下UHF1会自动使用信号最好的天线。UHF2只使用下方天线收发。

VHF天线选择开关

此开关目前未使用。

音调选择开关

此开关有UHF1与UHF2两档。机组可拨动开关来使对应无线电发送音调。

通讯功能选择开关

此开关功能如前文所述。

麦克风开关

前后座油门杆头内侧都有一枚三位麦克风开关用以控制UHF传输。开关会回中到接收档位。开关向前启用无线电1和3的发送。开关向后启用无线电2和4的发送。后座地板上有两枚脚控按钮，左侧控制UHF1发送，右侧控制UHF2发送。

提示

麦克风开关位于或保持（热麦）在开启位时，此热麦的机组听不见内部通讯或无线电传输。

无线电操作

 

飞机上电后，上一趟飞行时的UHF1与UHF2无线电设置会显示在UFC上。预设频道号或手动频率旁的星号指示无线电已开启。图中选中了UHF1的11号频道，启用了加密（C）与抗干扰（A）功能；UHF2先前已选用了手动频率（228.100）（见图1-45，第1页）。若要确定UHF1的运行状态，按下UHF1数字示数旁的按钮进入UHF1子菜单。无星号、在U1旁、星号在第5、6行指示无线电关闭。按下U1旁的按钮给系统上电并使星号显示。UHF1的音量控制位于UFC左侧，标为R1。R3为JTIDS预留。UHF2音量控制在右侧。R4为预留空位。旋转左侧频道选择旋钮会在UHF1预设频道间选择；旋转右侧旋钮则选择UHF2预设频道。按下左右侧旋钮旋钮会分别在无线电1（UHF1）与3（JTIDS），2（UHF2）与4（空）间切换。

提示

如果旋转一格旋钮增加了两个频道，机组应进行AIU自检。自检完成后UFC上的频道选择旋钮将重新正常工作。

 

应急频道选择

选中的无线电上电后，按下SHF键，再按下GREC键。手动频率读数旁的G（图1-46）指示应急频道监听已在此无线电上启用。重复此操作将关闭应急频道监听。若要在应急频道上发送，旋转频道旋钮直到选中预设频道G。应急频道收发在两台UHF上都可用。选中应急频道将会越过KY-58与手动频率选择。

选中显示的手动频率[1-164]

如图1-46，星号指示UHF1正在预设频道11上运行。若要选中手动频率显示（266.125），按下C/M键。C/M代表频道/手动。星号会移至手动频率旁指示UHF1在此频率上运行。再次按下C/M键将切换回频道模式。

输入手动频率

使用数字键盘在暂存器内输入所需频率，无需输入小数点，再按下UHF1或UHF2按钮。当前频率与暂存器频率将交换位置。所以若要返回先前频率只需再次按下按钮。

UHF1与UHF2子菜单

UHF1与UHF2有独立子菜单可用。若要进入UHF1子菜单（图1-46），暂存器空时按下显示频率旁的按钮。UHF2子菜单以类似方式进入。可在任一菜单或子菜单中进行此操作。可在此页面对预设频道编程、选择加密和抗干扰模式、ADF和跳频（HQ）功能。若要更改预设频道11的228.000预设频率，在暂存器中输入所需新频率，确认后按下旧频率读数旁的按钮，新频率将会替代其位置。

加密通话系统（KY-58）

 

KY-58密话系统用以对通过UHF1与2传输的音频进行加密与解密。对此系统的控制位于通讯系统控制面板与远程通讯控制面板和UFC上。上述面板中的KY-58控制为密文选择开关。

密文控制开关

此开关有ONLY与NORM两个档位。

ONLY档 无线电只接收密文，不接收明文无线电通讯。

NORM档 同时接收加密与明文无线电通讯。

前上方控制

{略}

HAVE QUICK系统[1-169]

HQ无线电使用跳频模式，每秒改变许多次频道或频率。

{略，除非R组做了，但是DCS都没做这项功能}

HAVE QUICK II系统[1-170]

{HQ II系统运行在基础HQ系统上，增加了一些额外功能，后略}

敌我识别（IFF）系统

{众所周知，E咕星的IFF跟地球上的不太一样，故略翻}

应答机控制

IFF控制位于前座远程通讯控制面板与UFC中。控制包含模式四选择开关、模式四回复开关、主开关、IFF天线选择开关、模式四加密开关。

模式四选择开关

模式四选择开关是杠杆锁式开关，有B、A、OUT三个档位。

B档 启用模式四/B回复。

A档 启用模式四/A回复。

OUT档 禁用所有模式四回复。

模式四回复开关[1-171]

LIGHT档 当模式四系统对有效问询的回复高于最小阈值率发射时，REPLY灯亮起。

AUDIO REC档 当收到有效问询时播放提示音，灯光与LIGHT档中一样工作。

OFF档 禁用模式四LIGHT与AUDIO REC功能并关闭系统。

主开关

LOW档 系统以低敏感度工作。模式接收将减少，不过模式四对有效问询的回复仍正常。

NORM档 系统以全敏感度工作。

EMRGE档 选择正常敏感度的紧急IFF运行。允许系统在模式一、二、三A、C、四上回复问询。

模式四加密开关

驾驶舱内的模式四加密开关有HOLD、NORM、ZERO三档，后座开关会回中到NORM档。

HOLD档 将模式四密码储存在存储中，防止断电时的自动密码清零。

NORM档 允许密码的正常运作，断电时密码自动清零。

ZERO档 将密码设置清零，弹射时也会自动清零。

提示

选择HOLD档可将密码储存在非易失性存储中供下次飞行使用。不过，HOLD指令在每次飞行中都会重置，基于起落架手柄位置。因此，起落架手柄向下前将加密开关拨至HOLD档，HOLD指令将被忽视，降落后断电时密码仍会被清零。

IFF天线选择开关

IFF天线选择开关位于左侧控制台，ICSCP旁。

UPPER档 选择上方天线。

LOWER档 选择下方天线。

BOTH档 提供自动天线选择。

位置识别（IP）

按下UFC上的I/P按钮允许IFF在模式一、二、三上被问询时发送暂时位置识别。按下按钮后回复将持续15至30秒。

IFF子菜单

IFF子菜单从UFC菜单一页面进入。暂存器空时按下IFF旁的按钮即可呼出IFF子菜单。在IFF子菜单中按下模式旁的对应按钮即可开启或关闭对应模式。

大气数据计算机（ADC）[1-172]

ADC是一台数字计算机，其从全静压系统、攻角传感器、左侧总温探头、备用高度计旋钮、前起落架舱门开关、襟翼开关处接收输入。ADC根据需要校正传感器输入误差、使用这些输入计算多种参数并供给机上设备与驾驶舱显示（参见图1-49）。ADC会对接收到的关键数据进行校验，并在数据出错时激活对应注意与告警信息。ADC运行完全自动，无控制供机组使用。

提示

CC系统高度在CC上电时由备用高度计设定决定。在这之后的更改都不会被识别，除非CC重置或进行系统高度更新。

 

全静压系统[1-173]

 

全静压系统（图1-50）含有多个皮托管与静压源作为备份，在非对称情况下为两侧进气控制器提供对应进气道的独立数据。两侧机身前部各有一气流全静压管，两侧进气道各有一皮托管与静压口。

皮托管加热开关

皮托管加热开关位于前座右侧控制台ECS面板。飞行员可操作两个断路器。

ON档 向全部4根皮托管的加热组件供电。

OFF档 关闭皮托管加热。

攻角传感器

两侧机身前部各有一攻角传感器，其测量局部攻角并将数据供给ADC、对应侧进气控制器、AFCS、驾驶舱攻角计。升空后电热丝自动通电以防止传感器积冰。无控制供机组使用。飞行结束后传感器还会很烫，所以别去摸它。

总温探头[1-174]

总温探头位于两侧机身前部，其向对应侧的进气控制器供给温度信息。左侧总温探头还向ADC供给温度信息。

高总温注意

TOT TEMP HI注意在感应到的进气道温度高到足以引起严重发动机进气加热时出现。此高温由高马赫数下的压缩加剧引起。

惯性导航系统（INS）

INS为独立、完全自动的环形激光陀螺仪（RLG）系统，其为飞机主要姿态参考，同时持续监控PP。除此之外，INS还持续为LANTIRN、雷达、AFCS、CC提供本机姿态、航向、速度、加速度信息。

提示

输入的PP应为本机真实当前位置。本机移动后的进一步修正应在转换至导航模式后通过更新完成。

惯性传感器组件（ISA）

INS的主要组件是ISA，其包含三部完整的RLG（滚转、偏航、俯仰）、三台加速度计、高压电源、校准存储/温度复用器。这些传感器分别输出正交的三条轴上的转动角速度、加速度。

环形激光陀螺（RLG）

RLG是INS的关键组件，其为速率积分陀螺，但不像传统陀螺仪一样使用旋转配重。RLG探测并测量角速度，其通过测量一陶瓷块中旋转方向相对（一顺时针一逆时针）的两束激光间的有效频率差异实现。两束激光在空腔中同时行进时，镜面会将光束反射至封闭路径中。陀螺仪静止时两束激光频率相同，因为两个方向上的光程相同。不过，陀螺在两束光所在平面内存在角速度时，一侧光程更长，一侧光程更短。两个谐振频率实际上发生改变以契合光程的变化；这种实际上的频率差与旋转角速度成正比。

惯性导航数字计算机

惯导计算机包含陀螺仪与加速度信号处理、计算北/南、东/西、垂直速率与加速度，XYZ上的速率与加速度，机身角速度，机身角度，线性加速度，俯仰、滚转、磁航向、真航向所需的全部必须电路。卡尔曼滤波器会被使用，用来给速度，位置，校正的误差建模以提供更佳的校准与飞行中建模。此计算机还会执行自检，与提供计算机控制模式。

INS性能监视器

INS性能监视器会保存（关机时储存）最新对准与导航的历史数据。导航数据以两种格式保存：纯惯性（无更新）与修正惯性（有更新数据）。数据存储基于一次完整飞行，其定义为：

a.前起落架限制开关关闭为起飞。

b.地速小于80节为降落。

c.INS模式从对准切换至导航。

数据存储包含但不限于：对准类型与时间、前12次飞行的飞行数据、处于导航中的时间、初始经纬度、最终经纬度、惯性累计误差。

为了获取完整监视数据，在飞行结束时、INS关机前，须在地面上进行一次目视飞跃更新。

INS也有连续/周期自检、初始自检、上电测试以监控系统性能。

INS模式旋钮[1-177]

INS模式旋钮位于传感器控制面板（图1-51），其控制下列功能：

OFF档    将INS断电

STORE档  选择预存航向（SH）对准模式，使用系统上次关机时储存的陀螺罗经对准参数进行快速INS对准。选中SH时PP源子菜单弹出在飞行员的UFC中。飞机关车后不能有任何位移。SH对准从开启到完成对准大概要用40秒，并能达到接近GC的精度。上次飞行时的INS精度与系统关机时的误差率直接影响精度。对准完成时SH OK会显示在HUD视窗16与对地雷达精确速度更新（PVU）页面中。

如果选中了STORE档而INS觉得预存航向对准不可用（未执行过GC、上一趟飞行的地速﹥3节、上一趟飞行的误差率﹥1海里/小时)，INS会自动切换到GC对准模式。

GC档 选择陀螺罗经（GC）模式，此为最精确的INS对准模式。选中GC时PP源子菜单弹出在飞行员的UFC中。完整GC对准需要大概4分钟。对准完成时GC OK会显示在HUD视窗16与PVU页面中。

NAV档 此为主要的导航模式。INS通过感知本机加速度、应用适当修正、确定飞机速度与位置来解决导航问题。CC基于惯性取得的当前位置计算得出至目的地的指引。旋钮须先拉出才能转至NAV档。

如果模式旋钮直接从OFF转到NAV档，INS会执行GC对准，并在对准完成后自动切换至NAV模式。

陀螺罗经与预存航向对准与导航

 

INS对准时，HUD与PVU页面中有数个显示指示系统对准状态。这些显示会反映INS运行，与传感器控制面板上的开关位置会有差异。参见图1-51。

 

GC PP REQ

SH PP REQ 当前位置需要更新。在GC或SH对准时显示，如果上次关机时的位置与INS预存的基地位置有2海里以上的偏差。出现时飞行员或WSO须在UFC PP源子菜单中输入新PP。出现PP REQ时INS会继续使用预存基地位置对准。

提示

在一个对准周期中可以输入不止一次PP，此PP应使用本机基地位置。本机一旦离开基地位置，更改应在导航模式下通过更新完成。取决于输入时对准进行的程度，在GC模式下输入新PP时INS可能会重新开始4分钟的完整对准序列。如果在SH对准或对准HOLD时输入新PP，INS会切换至GC对准并重新对准。

GC NO TAXI

SH NO TAXI 选中GC或STORE档后，INS姿态可用前，NO TAXI会显示大约60秒（图1-52）。在此期间飞机不应移动。若移动则须将INS断电（至少2秒）再通电并重新开始对准。

    提示

    NO TAXI消失后随时都可切换至NAV档，但在GC、IFA、SH OK显示之前进入NAV应有精度降级的预期。

GC XX.X

SH XX.X

IFA XX.X   GC、SH、IFA下的对准质量由一个从15.9开始倒数的数字指示。其指示对准的精确度，并不指示飞行结束后的预期精度。完整的GC对准应使此数为大约1.0；完整SH对准应使SH OK出现，SH对准质量与上次对准的精度直接相关。

GC HOLD 在GC或SH对准途中当INS感应到了运动时出现。这代表INS会维持当前对准质量直到飞机停止并接通停放刹车，或直到飞机起飞。如果接通了停放刹车且INS未感应到运动，系统会恢复GC对准，GC XX.X会重新出现，如前文所述。

提示

• 若在HOLD时输入新PP，INS会切换至GC对准并重新开始对准。

• 若在GC HOLD的状态下起飞，前起落架收起时GC HOLD消失，INS自动进入NAV模式。应有精度降级的预期。

• 如果飞机停下但未接通停放刹车，INS不会重新进入GC对准。应有精度降级的预期。

GC OK

SH OK

IFA OK 指示INS对准完成与在哪个模式下完成的对准。切换至NAV档或起飞时消失。

GC指示INS处于陀螺罗经对准模式，SH指示INS处于预存航向对准模式，IFA指示INS处于飞行中对准模式。IFA需要位置和/或速率更新。IFA模式还需要CC提供的初始化数据与选中IFA。OK、PP REQ、NO TAXI、HOLD、XX.X（对准质量）的显示优先级如本句话中的顺序所示。

INS模式旋钮位于GC或SH档，对准进行时，PP子菜单会自动出现在飞行员的UFC上。INS中储存的与用于对准的PP会显示在此子菜单中。如果PP正确则不用动它，如果PP不正确则机组须输入正确PP。输入的新PP应有600英尺的精度。取决于输入新PP时GC对准的进程，对准可能会重新开始。在SH下输入新PP会使系统自动切换至GC对准模式。

NAV DEGD 显示在HUD上，指示INS处于降级导航模式。可能由使用模式旋钮进入NAV，过早退出IFA，或在对准未完成时INS自动切换所致。可在NAV下进行辅助对准（位置与速率更新）以提高导航精度。

提示

如果进行IFA，IFA相关的显示会替代NAV DEGD。

INS更新[1-179]

提示

如果更换了INU，需要执行一次INS精确速度更新（PVU）以减小安装误差。

INS更新应在IFA对准时进行，或在INS偏移或NAV DEGD指示出现时进行以改善INS精度。仅应在位置源正确且比INS更精确时进行更新。用坏数据进行INS更新会引入更大的误差，且INS可能无法从中恢复。

进行INS更新时，INS会使用来自CC的输入进行卡尔曼滤波。INS会将接收到的数据进行比较，如更新源、误差、误差的方差、误差的相关数。INS会决定相对于最近的INS运行与上次更新，误差是否合理。INS会基于CC输入，接受更新中的大部分或小部分，基于更新质量与更新源。

只要使用PVU模式进行INS速率更新，系统就会尝试识别任何固有指向误差。这些指向误差未被补偿时，只要使用PVU模式更新任务导航仪速率更新，就会引入约1到3节的速率误差。随后的HRM绘图会包含位置误差，一般会达到400英尺或更多。综上，使用执行过INS PVU速率更新的系统可达到最准确的HRM绘图下的指示与目标指定。

指向误差主要来自雷达、雷达天线、IMU内部的细微错位，与它们安装时的细微固有偏斜。单元规格与视轴计数可将单台设备的误差降至最低，但仅2毫弧的累计影响便可导致上述程度的误差。

INS PVU完成后，估计的水平与垂直误差会储存在CC的非易失性存储中。进行适当更新后，估计的误差可代表系统当前状态，直到更换或重新安装INS、雷达天线、CC。

使用PVU模式更新INS速率与更新MN速率或更新MN与INS位置都不同。在后面几种情况中，更新都即刻完成。INS PVU是由机组启动并由机组手动结束的持续进程。理论上更新进程持续得越久更新就越准确。实际使用中，3到5分钟的更新已足矣。

为了使INS的卡尔曼滤波器充分识别误差来源，更新时应不断改变飞机的航向、姿态、速度。应避免在匀速直线运动时进行更新，否则系统无法识别系统安装错误。虽然并没有最佳的更新预设，但下述方法效果最好：包含90°至180°的航向变化、一些爬升与俯冲、加减速、一段平飞。留心PVU模式在3G以下时表现最好。

精确速率更新[1-181]

 

{我觉得……这些东西R组应该不会做吧}

 

姿态航向参考集（AHRS）[1-182]

AHRS向多个航电系统提供本机磁航向。AHRS还是主要系统（INS）故障时提供姿态（俯仰与滚转信息）的备用系统。在ADI上选中AHRS时将显示AHRS姿态。

AHRS接口

INS向雷达系统提供俯仰与滚转数据。INS会向AHRS发送INS姿态可靠度信息。如果INS姿态不可靠，AHRS会向雷达系统发送姿态信息。一直都由AHRS向CC提供磁航向信息并在AHRS处于从属模式或运行时通知CC。选中AHRS时，AHRS向HSI提供磁航向以旋转罗经刻度盘。

提示

INS对准并运行时，CC会决定最佳可用航向源。此情况下INS保留HSI中罗经刻度盘的控制，刻度盘不能手动旋转。

罗经控制面板[1-183]

右侧控制台上的罗经控制面板提供陀螺磁罗经系统运行所必须的控制。这些控制有：同步指示表、按下同步旋钮、快速校准按钮、半球开关、纬度控制旋钮、模式选择旋钮。

同步指示表

同步指示表指示从属模式下AHRS方向指示陀螺与磁方位角探测器之间的角度差异（可正可负）。

按下同步旋钮

按下同步旋钮结合了按下同步与按下旋转（设定航向）旋钮。按下旋钮且模式选择旋钮位于SLAVED档时，AHRS会将陀螺稳定磁航向输出与磁方位角探测器进行快速同步。当模式选择旋钮位于DG（方向指示陀螺）档，在ADI上选中了ADI时，按下并旋转按下同步旋钮可在360°的范围内调整AHRS航向输出（罗经刻度盘上），同时HUD上的航向

快速校准按钮

按下快速校准按钮将使AHRS俯仰与滚转校准回路回复到快速校准速率。如果飞机在匀速飞行且姿态仪与目视到的姿态有明显差异，保持匀速平飞并短暂按下快速校准按钮，以重新校准陀螺仪来使姿态指示正确。在快速校准时AHRS会指示无效的BIT输出。在姿态指示正确前需保持匀速平飞。

半球开关

在半球开关上选择北半球（N）或南半球（S）供AHRS运行使用。

纬度控制旋钮

可用纬度控制旋钮在DG与从属模式下手动输入当前纬度，以便AHRS得出因地球旋转而需要的陀螺漂移校正。

模式选择旋钮

模式选择旋钮为三位旋钮，包含COMP（罗经）、DG、SLAVED三档。SLAVED是最常用的模式。在SLAVED模式下，方向指示陀螺得出的航向会不断根据磁方位角探测器得出的航向进行修正，并将此结果传给其它机上系统。COMP模式一般只在陀螺仪故障时使用。在COMP模式下，磁方位角探测器读数传给其它机上系统。DG模式在纬度高于70°或地磁场明显变形时使用。在DG模式下，方向指示陀螺得出的航向传给其它机上系统。第一次选择DG模式时，本机磁航向须用按下同步旋钮输入系统。随后系统使用该参考得出后续航向指示。在SLAVED与DG模式下，明显的偏移补偿可使用半球开关（南-北）与纬度控制开关输入。当处于这两个模式时，确保半球与纬度设置正确。

COMP档 航向来自磁方位角探测器。

DG档 航向来自方向指示陀螺。

SLAVED档  航向来自根据磁方位角探测器不断修正的方向指示陀螺。

塔康（战术空中导航，TACAN）系统

塔康系统的功能是提供精确空对地朝向与距离信息，与相连的地面或舰载传输基站的距离可达300英里，取决于本机高度。它决定传输基站的特征并指示传输信号的可靠性。除空对空模式下的塔康信息都显示在HSI、ADI、HUD中。在空对空模式下，如果合作飞机（比如加油机）有航向发送能力，本机可接收到距离与航向信息。

与拥有空对空塔康能力的飞机协同行动时，空对空模式可提供塔康频道相隔63的两机之间的视线距离。空对空模式下，一台长机可为最大另外5架塔康频道相隔63的飞机提供视线距离。运行限制为长机与最近飞机距离的四倍。长机可指示其与剩下5架中任一的距离，但不能立刻确定是哪一架。在使用空对空模式前需协调好频率。

塔康控制[1-184]

塔康运行的控制位于通讯系统控制面板、远程通讯控制面板与UFC上。ICSCP与RICP上的塔康音量控制调整塔康基站识别音的音量。塔康系统的运行通过UFC控制。

塔康子菜单

塔康子菜单通过菜单一进入，在塔康子菜单中显示所有塔康功能，如图1-54。图中塔康频道101显示为当前选中塔康频道。TCN ON指示系统已通电。星号指示系统当前处于收/发（T-R）模式。

若要更改塔康频道，使用键盘在暂存器中输入新频道号，确认无误后按下TCN旁的按钮输入。若要更改塔康模式（空对空、收发、接收），按下相应字样旁的按钮。选中的模式旁会显示星号。若要在X与Y模式间切换，按下X或Y旁的按钮。按下MENU键返回菜单一页面。如图中所提及的，塔康系统有一塔康编程子菜单，可在此页面中为12个塔康基站编索引，以作进行导航更新与PP保持之用。

塔康频道编程

UFC可使用经纬度、高度、磁偏角存储12个塔康基站以供导航更新之用。如图1-54所示，在塔康子菜单中按下PROGRAM旁的按钮进入此子菜单。在大多数情况下，这些基站信息预存在DTM中。若要更改显示的索引号的塔康频率，用键盘输入塔康频道后按下TCN旁的按钮。若要更改索引号（基站的预存序号），按下INDEX旁的按钮可使序号加1。这会使UFC中显示新的索引号与存储中的相关数据。若要更改存储的塔康基站纬度，先按下键盘的SHF键，再按下N或S，随后是纬度数字，数字包含开头的0，最后按下纬度旁的按钮（INDEX下方）。经度以类似的方式输入，只是按下SHF后再按下的是W或E。

提示

更改频道与索引号时，应先更改索引号再更改频道号，否则会把错误的频道号输入某个索引号。

若要更改磁偏角（MV），按下SHF后按W或E，输入MV值，包含开头的0，按下右列从下往上第二个按钮输入新MV。

若要更改预存的塔康基站高度，用键盘输入高度值，随后按下MV上方的按钮完成输入。

若要切换塔康X或Y模式，按下当前显示的X或Y旁的按钮。

仪表着陆系统（ILS）

ILS使飞机拥有精确进近与下高的能力。ILS信标频率范围从108.10到111.95MHz。信标频率在UFC菜单二页面中输入并选择（见图1-36）。不需要在UFC暂存器中输入小数点。信标的摩斯识别码可在耳机中被听见。标记信标接收机在75MHz固定频率工作。除下滑道与方向信标信息外，在ILST模式下还显示距选中塔康基站的距离信息；在ILSN模式下还提供至选中导航点的距离信息。ILST或ILSN会显示在HUD上。

原始数据标尺显示在HUD与ADI上，指示本机相对下滑道与方向信标的位置（见图1-55）。HSI只显示相对航向信标的位置。在两种ILS模式下此数据会一直显示（或指示OFF）。HUD与ADI还会显示下滑道与航向信标的操纵指示。航向信标信息可用后滚转指示出现。下滑道信息可用且本机截获下滑道中心后俯仰指示出现。如果本机随后丢失下滑道信号（飞离下滑道太远或接收到的信号丢包），俯仰操纵指示会消失，直到本机重新截获下滑道中心。选中ILST或ILSN后，CSET字样会在HUD上闪烁10秒，提醒机组设置最终进近航线。飞跃标记信标时，MKR显示在HUD与ADI上。MKR的闪烁代表标记信标编码（每秒2次闪烁代表外侧信标、交替闪烁与点化{原文就一个dots}代表中部信标、每秒6次点化代表内侧信标）。

注意

每当ILS进近时，交叉检查原始数据符号。

提示

• ILS俯仰指示线为3°下滑道优化。若飞2.5°下滑道，在决断高度上操纵指示会将本机置于下滑道下方半个点的位置。

• ILS指引会根据截获下滑道后经过的时间调整其指示。这将使修正指示在本机接近跑道时变小，越近指引越敏感。若截获下滑道过晚或截获后ILS信号可信度中断，指示可能过度修正并导致进近时的S形轨迹。

ILS音量控制旋钮

通讯控制面板上的音量控制旋钮调整航向信标基站识别音的音量等级。