环境控制系统（1B-B-21-00-00-00A-043A-A第003版）

概述

环境控制系统（ECS）使用来自发动机的引气为座舱提供调节空气和增压，并为航空电子设备和通用设备提供冷却空气（见图1.145）。ECS还为以下子系统提供预冷空气：

–舱盖密封充气

–透明罩反雾/除雾

–分子筛制氧（MSOG）/雷达增压

–抗g。

放气系统

ECS的引气通过发动机引气切断阀（EBSOV）从每个发动机高压压缩机的第5级排出。每条管路中的单向阀可防止从一台发动机流向另一台发动机的逆流。引气管路通过以下方式组合并连接至预冷器：

–可变压力调节器和切断阀（VPRSOV）或，

–分子筛制氧机压力调节器和切断阀（MSOC PRSOV）。 

预冷器引气输出的温度由预冷器旁通阀调节。预冷器在飞行中采用冲压空气冷却。在200 kt以下飞行或在地面时，预冷器喷射器SOV提供引气，以诱导冷却液流过预冷器。每个SOV和旁通阀的位置由UCS前计算机控制和监控。

EBSOV和预冷器之间安装有泄漏检测回路。泄漏检测回路由UCS前端计算机监控。如果检测到热空气泄漏，UCS前计算机将关闭两个EBSOV。如果EBSOV未能关闭，则相应的L（或R）ECS LK警告激活。

在地面，在警报操作中，ECS的空气由辅助电源系统（SPS）提供。

通过改变VPRSOV的输出来控制引气流量。ECS主管中的文丘里管限制任何调节器设置的最大流量。

空调系统

预冷引气通过环境控制系统切断阀（ECS SOV）供应至空调系统。

来自ECS SOV的预冷空气经过温度控制阀（TCV）进入冷空气单元（CAU）压缩机。空气在中冷器和再生热交换器中冷却。在空气进入CAU汽轮机之前，汽轮机进水抽滤器（TIWE）去除大部分游离水。CAU涡轮输出空气温度由TCV的位置调节。

ECS SOV和TCV由UCS前计算机控制和监控。TCV将引气引至CAU和/或CAU旁通管路。CAU汽轮机空气输出经过MSOC和液体/空气热交换器，进入主水提取器。主水提取器去除大部分剩余冷凝水。

在飞行中，中冷器采用冲压空气冷却。飞行中或在地面时，在190 kt以下，中冷器喷射器SOV提供引气，以诱导冷却液流过中冷器。中冷器喷射器SOV由前计算机控制和监控。

图1.145-环境控制系统-功能示意图

环境控制系统（1B-B-21-00-00-00A-112A-A第003版）

警报操作

空气由SPS供应。空调系统对空气进行调节，为雷达/飞行情报室冷却和液体调节背心提供座舱空调和散热器。

航空电子冷却空气来自前部和中央冷却风扇。AVSOV关闭，风扇SOV打开。前冷却风扇空气流向前航空电子设备和雷达托架。三通阀“对风扇打开”，将中央冷却风扇空气送入中央航空电子设备舱。

服务管线向MSOC/雷达增压、舱盖密封、防雾/除雾和防g子系统提供空气。

喷射器SOV打开，将引气连接至喷射器，以使冷却液流经预冷器和中冷器热交换器。

滑行、起飞和着陆

此模式下的ECS操作与alert（警报）操作相同，但排气由发动机供应。

正常飞行

空气从发动机供应至ECS系统。空调系统对空气进行调节，以提供：

–座舱空调

–前航空电子和雷达舱冷却

–中央航空电子舱冷却

–用于雷达/飞行情报室冷却和液体调节背心的散热器。

AVSOV打开，风扇SOV关闭，三通阀“打开至ECS”，前中央冷却风扇关闭。

服务管线向MSOC和雷达增压、舱盖密封、防雾/除雾和防g子系统提供空气。

喷射器SOV根据飞机高度、排气温度和空速打开或关闭。

飞行中ECS故障

如果ECS故障（热空气泄漏除外），VPRSOV和ECS SOV将关闭，MSOC PRSOV将打开。发动机引气通过MSOC PRSOV和预冷器到达MSOC维修管路，为飞行员提供呼吸气体。

维修管路向防重力和舱盖密封子系统提供空气。

反雾/除雾SOV关闭，子系统被抑制，以节省MSOC的空气。雷达/FLIR冷却散热器和液体调节背心丢失。

客舱空调和驾驶舱航电冷却通过飞行员选择ECS开关为ram air，采用ram air。飞行限制在紧急冲压空气包线内。

航空电子冷却空气来自前部和中央冷却风扇，如“警报操作”中所述。

瞬态飞行

如果发动机在正常飞行过程中出现故障，则从“带电”发动机中抽取引气，并通过SPS导管运行不工作发动机的齿轮箱。除ECS和SPS要求不兼容外，还向ECS提供空气。在“带电”发动机无法为ECS和SPS提供足够空气的情况下，ECS控制软件指示VPRSOV和ECS SOV关闭，MSOC压力调节器打开，以保持向飞行员供应呼吸气体。

如果上述情况维持较短时间（2分钟），之后ECS不恢复正常运行，则产生ECS告警，ECS进入“飞行中ECS故障”中描述的功能状态。

热空气泄漏导致ECS飞行故障

在热空气泄漏的情况下，每个发动机的EBSOV由UCS自动关闭。没有排气。

客舱空调和航电冷却如“ECS飞行故障”所述。

没有空气可通过服务管线输送到任何子系统，包括MSOC供应。

舱盖和挡风玻璃密封（1B-B-21-32-00-00A-043A-A 002版）

舱盖密封

沿舱盖边缘构件和拱部安装连续充气橡胶密封件，以在舱盖和挡风玻璃拱部以及舱盖和飞机结构之间形成气密密封。这样可以保持座舱压力。

ECS通过单向阀、减压/安全阀和充气/放气阀提供的预冷空气对密封件进行充气。当舱盖锁定/解锁时，弹射座椅后面舱盖扭矩管上的操纵杆打开/关闭充气/放气阀，以驱动向密封件的供气

储液罐可通过ECS或地面充电连接（位于机头起落架托架中）加压以供应空气，从而为舱盖密封件充气。靠近充油接头的是一个提供密封系统压力指示的仪表。

一旦系统加压，密封件将保持充分充气，而不需要进一步充气长达48小时。

风挡密封件

风挡/门槛接口利用了静态密封，可在座舱和座舱外之间的压力变化时提高其性能。

座舱供气系统（1B-B-21-21-00-00A-043A-A 002版）

座舱空气供应系统接收来自空调系统的调节空气。空气通过一组分布的管道和通风口分配到驾驶室。

供应的气流由前计算机通过公用设施控制系统（UCS）控制。它通过座舱气流控制接收来自不同传感器和飞行员要求的信号。

UCS作用于气流控制阀（AFCV）以调节进入座舱的气流。

飞行员通过座舱气流控制选择气流。UCS评估当前流量和新选定流量之间的差异，并命令AFCV打开或关闭，以达到请求的驾驶舱流量需求。

座舱空气质量流量的温度由空调系统旁通管路中的座舱温度控制阀（CTCV）控制。CTCV控制与来自MSOC和液体/空气热交换器的冷空气混合的热空气量。

飞行员可以通过座舱温度控制来改变温度。前计算机监控座舱进口和出口温度，以命令CTCV打开或关闭。因此，通过改变CTCV的位置来提供所需的温度。

当ECS SOV关闭时，由于ECS故障，飞行员必须打开ERA阀以使座舱通风。当ECS开关设置为冲压空气时，ERA阀打开。当ERA阀打开时，它以气动方式打开座舱安全阀（CSV）。座舱采用冲压空气通风，无压力。

增压系统（1B-B-21-30-00-00A-043A-A第003版）

增压系统为座舱提供压力控制。座舱增压通过座舱压力控制阀（CPCV）控制来自座舱的调节空气溢流来实现。CPCV对压力计划的控制是自动的。

在CPCV故障或座舱压力降至低气压条件时，座舱安全阀（CSV）可防止座舱压差超过最大设定限值。CSV可以向内卸压和向外卸压。CSV打开以向内释放低压差，并打开以向外释放过度压差。

UCS通过专用警告面板产生座舱低压（客舱LP）或座舱高压（客舱HP）警告，以向飞行员指示系统故障。

航空电子供气系统（1B-B-21-22-00-00A-043A-A 002版）

航空电子供气系统冷却安装在中央航空电子设备、前部航空电子设备和雷达舱中的设备。该设备由空调系统的空气冷却，或在地面和紧急操作时由两个冷却风扇的空气冷却。

正常飞行时，ECS开关在ECS处：

–航空电子切断阀（AVSOV）将冷却空气输送至前航空电子和雷达舱。三通阀将冷却空气送入中央航空电子设备舱。风扇SOV关闭，两个冷却风扇关闭。

–中央航空电子舱由来自冷空气单元（CAU）的冷却空气冷却。

–前部航空电子设备和雷达舱由客舱空气和来自CAU的冷却空气的混合物冷却。

在ECS开关位于ECS或RAM AIR的情况下进行地面操作时：

–AVSOV关闭

–风扇SOV打开并打开前冷却风扇

–三通阀切换并打开中央冷却风扇

–两个冷却风扇为航空电子和通用设备提供冷却空气。

在飞行中，当检测到部件故障或故障时，飞行员必须通过将ECS开关定位到RAM AIR来选择紧急操作冷却模式。如果飞行员选择飞行中的冲压空气AVSOV，风扇SOV和三通阀的位置与地面情况相同，两个冷却风扇接通。如果任何风扇无法运行，UCS将通过专用警告面板生成风扇警告。

如果飞机在地面上，空气速度低于100 Kt，或两个发动机转速均低于60%，则UCS的控制软件更改三通阀位置，关闭AVSOV，打开风扇SOV并打开两个冷却风扇。在这种情况下，设备由风扇提供的外部空气冷却。

当飞机通电时，如果任何风扇不运转，有一个警告喇叭提醒地勤人员。

航空电子液体冷却系统（1B-B-21-80-00-00A-043A-A 002版）

图1.147-航空电子液体冷却系统-功能示意图

航空电子液体冷却系统是一个闭路系统，它去除雷达和FLIR装置产生的热量，并通过液体/空气和MSOC热交换器将其耗散到调节空气供应中（见图1.147）。

由UCS前端计算机控制的泵用于使冷却液在回路中循环。液体从泵出口经过液体/空气和MSOC热交换器，然后经过雷达/飞行情报室。冷却雷达/FLIR后，它经过储液罐，然后到达泵进口。储液罐控制泵进口处的冷却液压力，并调节液体的膨胀。

如果雷达内发生堵塞，且雷达/FLIR进口压力高于预设水平，则液体旁通阀打开。第二液体安全阀位于泵的上游。这会将多余的冷却液倾倒到船外，防止在使用地面台车时加注过量或储液罐膨胀机构出现故障。

泵的任一侧都有接地连接，用于在发动机或SPS不运行的情况下冷却地面上的雷达/FLIR。接地连接中的微动开关使飞机泵在接地冷却台车时电气隔离。接地连接也用于重新加注系统。

防雾/除雾系统（1B-B-21-24-00-00A-043A-A 002版）

概述

挡风玻璃除雾装置和舱盖防雾装置由气动防雾/除雾系统提供，挡风玻璃防雾装置由电气防雾系统提供。

气动防雾/除雾系统

防雾/除雾系统接收来自ECS系统的预冷引气，然后将其输送至舱盖和挡风玻璃。预冷引气分为两条管路，一条管路向舱盖防雾设施供气，另一条管路向挡风玻璃除雾设施供气。

反雾气流通过反雾SOV，为冠层透明度提供空气。选择此选项后，将自动控制流量，以将雨棚内表面的温度保持在露点温度以上，从而防止冷凝的形成。

必须选择的除雾设施提供了一种在电气防雾系统发生故障时对挡风玻璃进行除雾的方法。除雾气流通过除雾SOV。当除雾SOV打开时，大量空气流过挡风玻璃表面。

气动防雾/除雾系统由位于右控制台上的除雾开关控制。

电气反雾系统

挡风玻璃防雾器通过控制单元控制的电热元件实现。控制单元控制前风窗玻璃加热元件的供电，并自动将前风窗玻璃温度保持在所需水平，以防止飞行中形成雾。温度由三个传感器监控，当这些传感器检测到不同温度时，使用最高值。系统由位于右控制台后部系统横杆上的挡风玻璃加热器开关启动。

挡风玻璃加热器开关

一个两位拨动开关，位于右控制台（系统连接杆内）上，标有W/S HTR-OFF（高温气冷器关闭），用于控制挡风玻璃加热系统的操作。当开关处于W/S HTR位置时，风挡加热元件在风挡控制单元的控制下通电。当除雾开关设置为REV时，挡风玻璃加热装置断电。

挡风玻璃警告

在专用警告面板上，显示以下标题：

WINDSCRN（CAT 3-琥珀色）表示挡风玻璃加热系统故障。

WINDSCRN标题附有引人注意的内容和“挡风玻璃加热器故障”语音警告信息。

应急冲压空气（1B-B-21-31-00-00A-043A-A 002版）

紧急冲压空气（ERA）系统在ECS故障时为座舱空调和航空电子设备冷却提供冲压空气。

通过将ECS开关定位在冲压空气位置，ERA阀和座舱安全阀（气动连接）打开。气流通过安装在飞机蒙皮左侧的冲压空气导管进入座舱。此外，航空电子设备SOV关闭，风扇SOV打开，并且三通阀的位置允许气流从风扇流向中央航空电子设备舱。风扇打开，因此中央航空电子舱和前部航空电子舱和雷达舱由风扇的空气调节。

飞行限制在紧急冲压空气包线内。ERA包络线由速度和高度定义，以将ram温度控制在限制范围内。通过选择ERA PROF键，ERA信封可显示在右侧MHDD上。

结冰探测（1B-B-30-80-00-00A-043A-A 002版）

当遇到结冰条件且结冰探测器传感探头上出现积冰时，结冰检测系统通过DWP启动结冰警告（CAT 3）。

结冰警告

DWP上显示了以下标题：结冰（CAT 3-琥珀色）表示发动机进气口遇到结冰情况。DWP标题伴随着吸引注意力和“结冰”语音警告消息。

环境控制系统（1B-B-21-00-00-00A-111A-A第003版）

概述

图1.148-环境控制系统-控制

环境控制系统的控制装置位于右侧后围板和右侧控制台上（见图1.148）。

ECS交换机

标有ECS-关闭/复位-冲压空气的三位拨动开关控制ECS的操作模式，如下所示：

ECS ECS在UCS软件控制下正常工作。

关闭/复位ECS不工作。ECS的UCS软件复位。在此位置，ECS的以下功能保留：

–防静电电源

–舱盖密封供应

–MSOG电源。

冲压空气ECS的正常工作被禁用。座舱减压。ERA阀打开，向驾驶室供气。另外，前部和中央航空电子风扇向航空电子设备提供冷却空气。在此位置，ECS的以下功能保留：

–防静电电源

–舱盖密封供应

–MSOG电源。

开关锁定在中间（关闭/复位）和后部（冲压空气）位置，并且必须在分别选择后部或前部位置之前解锁。

除雾开关

标有“除雾自动关闭-REV”的三位拨动开关控制防雾/除雾，如下所示：

自动正常选择。舱盖防雾设施在软件控制下正常运行，以防止透明罩结雾。通过antimist SOV，部分调节的发动机引气通过舱盖内部供应。如果ECS开关未选择到ECS位置，则此功能不可用。

关闭无防雾/除雾。反雾的SOV关闭了。

REV A通过除雾SOV和反雾SOV，部分调节的发动机引气连续（反向）流通过舱盖和挡风玻璃内部。挡风玻璃加热器断电。

座舱温度控制

标有座舱温度的圆形旋转控制器控制座舱的空气温度。顺时针旋转可增加通过ECS通风口流入座舱的选定空气温度。逆时针旋转会降低该温度水平。

座舱气流控制

标有座舱流量的圆形旋转控制装置控制进入座舱的空气流量。顺时针旋转可增加通过ECS通风口流入座舱的选定空气体积率。逆时针旋转会降低此流速水平。

本地特定保护（Locality Specific Protection）开关

本地特定保护是一个标记为ECS NORM和LSP的两位拨动开关。当设置为ECS标准时，ECS在UCS软件控制下正常工作。当飞机处于地面或飞机高度低于无线电高度表131英尺时，将其置于LSP，操作修改如下：

–不向驾驶室提供空调空气

–防雾/除雾被抑制

–雷达/FLIR和液体调节背心的散热器丢失

–航空电子冷却空气来自前部和中央冷却风扇。

套装温度控制

标有“套装温度/关闭”的圆形旋转控制器控制液体调节背心的温度。顺时针旋转会增加选定的温度，逆时针旋转会降低该温度级别。

ECS警告

ECS故障信息显示在专用警告面板（DWP）上。显示以下标题：

ECS（CAT 3-琥珀色）表示失去座舱和带有发动机引气的航空电子空调。以下情况也会产生此警告：

–风扇在不需要时运行，或

–当飞机在ERA包线外时，风扇正在运行，或

–飞机通电时，ECS开关处于关闭位置。

如果警告是由于热气泄漏引起的，而热泄漏已被UCS关闭发动机排气SOVs隔离，则两个子系统都没有空气供应。如果警告不是由热泄漏引起的，则MSOG、anti-g和舱盖密封子系统的空气供应保持不变。

ECS标题附有吸引注意的内容和“ECS”语音警告信息。

风扇（CAT 2-红色）表示对航空电子设备失去反向/地面调节。任何需要工作的航空电子冷却风扇都不工作。风扇标题附有注意事项和“ECS风扇”语音警告信息。左（或右）ECS LK（CAT 2-红色）表示后机身“V”舱中有热空气泄漏，同时未能关闭相应的发动机排气SOV。字幕中附有引人注意的内容和“left ECS leak”（左ECS泄漏）或“right ECS leak”（右ECS泄漏）语音警告消息。

座舱LP（CAT 3-琥珀色）指示座舱增压故障。座舱压力高度在26000英尺以上。标题附有引人注意的内容和“座舱低压”语音警告信息。

座舱HP（CAT 3-琥珀色）指示由于CPCV和座舱安全阀故障，座舱压差高于45 KPa。标题附有引人注意的内容和“座舱高压”语音警告信息。

氧气系统（1B-B-35-00-00-00A-043A-A第005版）

氧气系统由两个子系统组成：

–分子筛制氧（MSOG）

–辅助氧气。

MSOG子系统从ECS吸入空气，并以所需的氧气浓度和流速产生呼吸气体。辅助氧气子系统提供100%氧气的辅助供应。

图1.149-氧气系统-示意图（双座）

氧气系统示意图见图1.149。MSOG气体被输送至位于机组服务包（ASP）内的气动转换阀，该气动转换阀安装在座面板的左侧。

然后，气体通过呼吸氧气调节器单元和个人设备连接器（均位于ASP中）进入面罩和胸部背压服。辅助氧气也被引至转换阀。转换阀通常偏向MSOG供应，但当选择辅助氧气时，由于其输送压力较高，该阀偏向于向呼吸氧气调节器提供100%氧气。

在辅助氧气瓶盖内有一个选择辅助氧气供应的阀门。公用工程控制系统（UCS）根据需要自动选择/取消选择辅助电源，作为MSOG的辅助备份。如果座舱减压时有或没有UCS故障（对于25 000到35 000英尺之间的高度，如果MSOG可用，UCS可以覆盖无液阀选择），则设置为在25 000英尺处运行的无液阀选择辅助供氧。

呼吸氧气调节器装置是一种双需式调节器：

–主调节器始终以标称安全压力（0.375 kPa）输送呼吸气体。

–备用调节器始终以主调节器两倍的压力（0.75 kPa）输送呼吸气体。

调节器总成上表面上的氧气调节器选择器使飞行员能够选择哪个调节器连接到系统。

向每个调节器提供g服压力信号，以便为飞行员提供g下的压力呼吸，以增加放松g公差。

为了使弹射座椅不受阻碍地离开飞机，在MSOG和ASP之间安装了快速释放接头。

氧气调节器选择器

图1.150-氧气调节器选择器

标记为MAIN-REV的双位置控制器（图1.150）控制连接至氧气供应系统的氧气调节器的选择，如下所示：

MAIN

选择主调节器。根据需要，以0.375 kPa的压力供应呼吸气体。

REV

选择反向调节器。根据需要，以0.75 kPa的压力供应呼吸气体

分子筛制氧（1B-B-35-40-00-00A-043A-A第005版）

MSOG系统为飞行员提供所需氧气浓度和流速下的主要呼吸气源。MSOG系统从环境控制系统（ECS）获取空气，并对座舱高度作出响应，以产生该座舱高度正确氧气浓度的呼吸气体（见图1.151）。

来自ECS的空气通过油水分离器，将含水量降至适当水平。然后，空气进入分子筛氧气浓缩器（MSOC），在那里去除适量的氮气，以提供具有适当氧气浓度的呼吸气体。MSOC还将发动机排气污染物降低到可接受的水平。

MSOC通过闭环控制过程进行调节，以产生适当的氧气浓度，包括氧化锆氧气监测器（ZOM）和UCS前端计算机。ZOM通过比较呼吸气体样本与ECS空气（参考空气）产生氧分压信号。UCS接收来自氧气监测器的分压信号，并控制MSOC的循环时间，以产生正确氧气浓度的呼吸气体。

MSOC气体通过出口过滤器进入机组维修包。出口过滤器对MSOC产生的颗粒物起约束作用。

顺磁氧监测器（POM[paramagnetic oxygen monitor]）测量氧分压，并提供与呼吸气体的氧浓度成比例的信号。当ZOM或POM检测到氧分压已降至警告限值以下并选择辅助供氧时，UCS产生警告信号。

UCS感测AOB头部阀的位置，并：

–当任何AOB头部阀移动到辅助供氧位置时，产生MSOC警告，和/或

–如果任何（或两个）AOB头部阀未移动到辅助供氧位置，则产生氧气警告。

MSOG警告

DWP上显示以下标题：

MSOC

（CAT 3-琥珀色）表示MSOG系统不提供呼吸气体供应。氧气供应来自辅助氧气瓶

MSOC标题伴随着告警器和“MSOC off”（MSOC关闭）语音警告消息。

辅助氧气系统（1B-B-35-12-00-00A-043A-A第004版）

辅助氧气供应由安装在座椅靠背上的200升气态氧气瓶提供（70升用于紧急喷射）。

通过打开瓶盖上的阀门激活辅助供氧：

–弹射时自动

–通过拉动位于座椅底板左侧的辅助氧气选择器手柄手动操作

–当MSOG系统出现故障时，由UCS自动执行

–当座舱高度高于25000英尺时，由无液阀自动控制。

当没有UCS或无液选择时，可以手动取消选择辅助供氧的手动选择。当飞机在地面时，辅助氧气供应的UCS选择被抑制。

当手动选择辅助供氧或选择喷射时，备用调节器的选择是自动的。

安装在辅助氧气瓶（AOB）上的压力和温度传感器使UCS能够计算瓶内的内容物。只有在瓶子使用时，该指示才会通过多功能头低位显示器（MHDD）显示在驾驶舱中。

瓶子可就地充装。装料点位于瓶盖上。

辅助氧气选择器手柄

图1.152-辅助氧气选择器手柄

位于座椅底板左侧的黑色和黄色条纹手柄（图1.152）允许在MSOG系统故障的情况下选择辅助供氧。

氧气警告

UCS产生氧气（NAV和COMB中的CAT 2，GND中的CAT 3，起飞和APP/LDG）

警告时间：

–选择辅助供氧（UCS或手动），UCS未检测到AOB头部阀已移动到辅助供氧位置

–AOB头部阀位置监视器故障

–AOB含量等于或低于70升

–选择辅助氧气供应，AOB含量未知（因此假设为空）。

OXY标题伴随着注意力吸引器和“OXY”语音警告信息。

注意

事项

如果选择备用GUH模式，则在所有POF中氧警告为CAT 2。

抗G系统（1B-B-35-11-00-00A-043A-A第003版）

抗G系统从ECS获取预冷空气，并对抗G全覆盖裤进行充气和加压，以提供抗G效应的保护。抗G系统包括一个安装在机组维修包内的抗G阀，位于座面板左侧。当负载超过2G时，抗G阀打开，以允许抗G全覆盖裤子充气。抗G裤压力随G呈线性变化。

G阀出口压力也连接到呼吸气体调节器。然后，调节器向G提供正压呼吸。调节器响应G压力，提供与抗G裤子压力成比例的升高面罩管和胸部反压气囊（CCPB）压力。

抗G阀配有手动开/关杆，并包含一个压力测试设备。

抗G阀控制

图1.153-抗G阀-控制装置

一个两位操纵杆（2，图1.153），可在前后位置操作，每个位置都有一个止动装置，用于控制抗G阀。在前进位置（ON），抗G裤压力自动控制，并根据G水平变化。在后位置（关闭），隔离防重力阀入口，以抑制裤子加压，并将当前裤子压力降至最低（通风）。

抗G阀按下测试按钮

抗G阀的飞行前检查，包括G带压呼吸，使用抗G阀按下测试按钮（1，图1.153）。按下按钮时，抗G裤压力增加，同时产生相应的呼吸压力增加。

照明系统（1B-B-33-00-00-00A-043A-A第004版）

外部照明

图1.154-照明控制

可使用外部照明控制器（图1.154）打开或关闭外部照明。选择关闭按钮时，按钮指示灯点亮。外部照明包括以下内容：

–导航灯

–防撞灯

–编队灯

–着陆灯和滑行灯。

导航灯

导航灯由安装在左侧翼梢吊舱中央的红灯、安装在右侧翼梢吊舱中央的绿灯和安装在上鳍后缘的白光组成。这三个灯由位于右控制台上标记为NAV-BRT/DIM/OFF的三位开关控制。

防撞灯

两个高强度闪光灯，安装在机身上下表面。它们由一个两位开关控制，如图1.154所示，标记为COLL-WHITE/OFF（白色/关闭），该开关位于右侧控制台上。

编队灯

飞机上安装了八个编队灯单元，每个单元有两个或三个绿灯。选择和亮度由一个旋转开关控制，标记为FORM-OFF，它位于右侧控制台上。

地层灯装置的位置如下：

–机身前部，左侧（三个绿色）

–机身前部，右侧（三个绿色）

–机翼前缘，左侧（三个绿色）

–右机翼前缘（三个绿色）

–左翼尖吊舱，顶部（两个绿色）

–左机翼顶部吊舱，底部（两个绿色）

–右翼梢吊舱，顶部（两个绿色）

–右机翼顶部吊舱，底部（两个绿色）。

着陆/滑行灯

主起落架门上安装有两个组合式起落架和滑行灯。每个灯包含两个卤素灯泡，并由一个三位开关控制，该开关标记为LAND（着陆）/OFF（关闭）/TAXI（滑行），位于左侧侧围板上。只有当起落架操纵杆处于下降位置时，灯的电源才可用。

内部照明

主驾驶舱显示器、仪表板和控制台的照明由电致发光面板、泛光灯、照明按钮和指示灯提供。控制装置如图1.154所示。

图1.155-照明控制（后驾驶舱）

后驾驶舱内部照明控制装置的位置如图1.155所示。

内部照明系统在整个运行环境照明范围内保持足够的显示器可见度，机组人员干预最少。此外，还提供了复归功能，允许在某些故障条件下使用有限数量的驾驶舱照明。

内部照明的电源和控制由照明控制器单元与环境光线传感器和照明控制装置一起提供。

照明控制器单元

控制器单元接收来自右控制台上的内部照明控制、MHDD偏移控制、HOTAS灯光熄灭功能和位于驾驶舱不同部分的多个灯光传感器的输入。

控制器包括控制驾驶舱照明和显示亮度的电源控制单元和控制以下照明等级的照明计算机：

–防眩光板

–多功能低头显示器（MHDD）

–专用警告面板（DWP）

–抬头面板（HUP）

–专用按钮和指示灯。

注意

事项

HUD相对于照明控制器是自主的。

环境光线传感器

每个MHDD中的两个光线传感器（后向）和两个安装在防眩光板（前向）上的传感器向照明计算机提供输入。

注意

事项

两个传感器集成在抬头显示器（HUD）的PDU中，用于抬头显示器（HUD）的自动平衡功能。这些传感器不向照明控制器提供输入。

驾驶舱照明控制

驾驶舱照明控制如下：

照明模式开关

驾驶舱照明模式由以下开关组合控制：

–备用照明选择器

–照明系统模式控制器

–防闪烁（Antiflash）控制器。

备用照明选择器是一个四位旋转控制装置，标记为NORM/REV LIGHTS-HIGH/MED/LOW。当此选择器设置为NORM（正常）时，照明系统模式选择器将启用。

照明系统模式选择器是一个三位开关，标记为昼/夜/REV。根据开关设置，以下情况显而易见：

DAY

照明系统确定环境照明条件并调整照明以确保恒定水平。

NIGHT

自动功能被禁用，允许通过区域调光器控制和MHDD亮度偏移控制手动调整驾驶舱照明。

REV

备用照明选择器可用于覆盖照明控制器的操作（可使用三种固定照明设置中的一种；高、中或低）

注意

事项

每个MHDD具有亮度偏移（offset）控制，允许有限程度的手动超控。

防闪烁控制器是一个三位开关，标记为闪烁-BRT/OFF/DIM。当备用照明选择器设置为NORM且该开关设置为BRT或DIM时，所有带照明的驾驶舱显示器的亮度水平强制为预定水平（非泛光照明）。

将防冲击控制器设置为BRT或DIM可使机组分别对抗环境光线突然增加或减少的影响。开关处于其中一个位置时，以下照明控制系统功能不可用：

–HUD亮度控制

–自动响应照明水平的变化（白天模式）

–所有区域亮度控制（夜间模式）

–MHDD亮度偏移控制。

区域调光器控制

当照明系统模式选择器设置为夜间（前提是反闪光控制器设置为OFF）时，三个标有GL SHIELD、DISP和CONSL的旋转控制装置允许手动调整显示照明水平。

旋转各个控件，增加或减少显示器和面板的照明级别，如下所示：

–GL屏蔽控制位于左右眩光屏蔽和HUP上的显示器的照明水平

–DISP控制所有MHDD的照明水平、左右侧围板上的显示器、DWP和消防按钮

–CONSL控制左右控制台和基座面板的照明水平。

泛光灯控制装置

一个双同心旋转控制，标记为FLOOD-FWD/AFT，使前面板（MHDD和垂直面板）和左右控制台照明和调整。当外部环境光条件不足时，也会提供一般低照度。

膝上的区域由安装在舱盖框架上的照明灯泛光照明。这些灯的开关和调光控制是集成的，因此独立于照明控制系统。

熄灯开关

提供灯光熄灭开关，以尽量减少顶棚反射。它允许选择/取消选择泛光灯、控制台电致发光面板和控制台/基座面板专用指示灯。

灯光熄灭功能通过HOTAS控制（手动油门和驾驶杆第1-107页）启动，仅当照明系统模式控制器设置为夜间时可用。选择后，此功能授权下的显示器亮度设置为零。通过HOTAS控件或通过选择其他照明模式启动功能取消选择

注意

事项

如果照明控制器单元在选择停止功能时发生故障，泛光灯将自动恢复。

航空电子系统集成（1B-B-40-20-10-00A-043A-A第003版）

简介

航空电子系统使用多个双冗余数据总线网络进行集成，这些网络在系统故障和/或战斗损坏后提供系统完整性。使用STANAG 3838和STANAG 3910数据总线网络、视频和同步链路以及专用数据链路实现系统之间的数据传输。

航空电子系统数据总线操作

每个数据总线包括两个独立的通道A和B。有两个数据总线控制器；一级和二级，防御辅助设备和雷达总线除外。两个总线控制器监控各自和彼此的操作。如果主设备出现故障，则辅助设备将自动接管控制；第1-327页的表“航空电子系统主总线控制器和辅助总线控制器”列出了航空电子系统的主总线控制器和辅助总线控制器。系统LRI通过总线A和B的远程终端连接到总线。数据总线控制软件存储在总线控制器中。

STANAG 3838（mil std 1553B）是一个低速数据总线，以1MHz频率传输数据。STANAG 3910是一个双速数据总线，在mil std 1553B总线上传输控制信号，在光纤总线上传输20MHz的数据。航空电子系统通过以下飞机数据库互连：

–STANAG 3910

•航空电子

•攻击

–STANAG 3838

•驾驶舱

•武器

•防御性辅助设备

•雷达。

数据总线启动/重启

应用电源时，飞机系统和每个LRI执行各自的PBIT。在LRI内检测到的故障显示在专用警告面板（DWP）上。启动数据总线操作，主总线控制器和辅助总线控制器检查彼此操作的有效性。所有子系统成功完成PBIT，多功能低头显示器（MHDD）autocue格式上显示LRI。

如果数据总线控制器在地面发生故障，它可以自动重新配置回系统中的主要角色。仅当故障随后清除且总线控制器通过CBIT时，才会发生这种情况。如果总线控制器在机载时发生故障，即使故障清除，也不会重新配置回系统。如果在机载时发生总电源故障，则当电源恢复时，通过PBIT的第一个总线控制器将控制两条总线（如适用）。

如果两个驾驶舱或航空电子数据库都出现故障，或者如果两个驾驶舱接口单元（CIU）或计算机符号发生器（CSG）都出现故障，则DWP将进入备用操作模式，参见音频/视频警告第1-434页。

辅助总线控制器限制

在当前软件版本中，辅助控制器可能无法接管主控制器的所有职责，并且某些功能可能会丢失。总线控制器故障的后果如下所示。

导航计算机故障

如果导航计算机出现故障，攻击计算机将承担导航控制，从而产生以下后果：

–显示的爬升/俯冲角度降低了完整性

–低高度警告丢失

–导航和转向显示熄灭

–LINS仅适用于航迹显示

–塔康数据可用

攻击计算机故障

在攻击计算机发生故障的情况下，攻击总线控制由导航计算机承担，导致以下功能丧失：

–所有雷达

–IFF模式C（发射高度，0英尺）

–IFF模式选择

–IFF标准/备用选择

–IFF识别

单/双CIU故障

在攻击计算机发生故障的情况下，导航计算机将采用攻击总线控制，从而导致以下情况：

–驾驶舱数据总线被禁用

–DWP切换到备用模式

–MHDD软键和抬头显示器（HUD）修改不工作

–左防眩光面板不亮

–通过CIU接口的系统的开关和控制装置不工作

武器系统故障

武器系统发生故障时，以下功能将丢失：

–紧急抛掷

–选择性抛弃

–MHDD/STOR格式

–将配置数据存储到FCS

–导弹发射

–机炮

数据总线体系结构

图1.156给出了航空电子数据总线体系结构的概述。航空电子系统由以下七个子系统组成：

–通信（COMMS）

–综合监测和记录子系统（IMRS）

–导航（NAV）

–显示和控制（D&C）

–攻击和识别（A&I）

–防御辅助子系统（DASS）

–军备控制子系统（ACS）

通信子系统

通信子系统包括：

–通信和音频管理单元（CAMU）

–V/UHF收发器1

–V/UHF收发器2

–组合翼尖天线

–下天线

CAMU、VHF1和VHF2通过专用链路与航空电子总线互连。每个LRI和数据总线之间的连接如图1.157所示。

综合监控记录子系统

IMRS由以下LRI组成：

–接口处理单元（IPU）

–崩溃生存内存单元（CSMU）

–传感器和信号调节单元（SSCU）

–视频/语音记录器（VVR）

–任务数据加载器和记录器（MDLR）以及便携式数据存储（PDS）

–大容量存储设备（BSD）

LRI通过航空电子总线、攻击总线、公用设施控制总线和专用链路互连。每个LRI和数据库之间的连接如图1.158所示。

导航子系统

导航子系统包括以下LRI：

–导航计算机

–激光惯性导航子系统（LINS）

–全球定位子系统（GPS）

–雷达高度计

–战术机载导航（TACAN）

LRI通过航空电子总线和专用链路互连。每个LRI和数据总线之间的连接如图1.160所示。

显示和控制子系统

显示和控制子系统由以下LRI组成：

–HUD

–HUD摄像机

–六块MHDD

–左防眩光面板（前后驾驶舱）

–右防眩光面板，包括Get-U-Home（GUH）备用仪表（前后驾驶舱）

–四个CIU

–两个CSG

–照明控制器

–两个专用警告面板（DWP）

–数字地图生成器（DMG）

–驾驶杆顶部控制器（前后驾驶舱）

–油门顶部控制器（前后驾驶舱）

LRI通过驾驶舱总线、航空电子总线、公用控制总线、视频和同步链路以及专用链路互连。LRI和数据库之间的连接如图1.161所示。

攻击识别子系统

攻击识别子系统包括：

–搜索雷达

–攻击计算机

–敌我识别询问器/应答器

攻击和识别LRI通过攻击总线、航空电子总线和专用链路互连（图1.162）。

防御性辅助设备分系统

防御辅助系统包括：

–防御辅助计算机（DAC）

–箔条分配器

–热焰弹分配器

LRI通过防御辅助总线、攻击总线和专用链路互连。

武器控制子系统

ACS由以下LRI组成：

–安全关键武器控制器（SCAC）

–非安全关键武器控制器（NSCAC）

–配电装置（DU）

–机身站单元（FSU）

–六个翼塔（Pylon）站单元（WPSU）

–两个集成Tip站装置（ITSU）

–主武器安全开关（MASS）

–两个武器安全断路接触器（ASBC）

ACS LRI通过武器总线、攻击总线和专用链路互连（图1.163）。武器音频信号发送至CAMU，武器视频信号通过DU发送至CSG。

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