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尼系统，并使用B 液压系统的压力。为接通主偏航阻尼器，接通B
液压系统并在飞行操纵面板上进行下列步骤：
－接通飞行操纵B 电门
－接通偏航阻尼器电门
对主偏航阻尼，方向舵左／右运动在襟翼收上时限制在2 度，
襟翼放下时限制在3 度。
有关偏航阻尼器的操纵参见偏航阻尼器系统（AMM 第I 部分
22－23）。
WTRIS 和备用偏航阻尼
SMYD2 计算指令，由于WTRIS 和备用偏航阻尼／转弯协调。
SMYD2 给备用偏航阻尼器部件提供模拟指令信号，从而操纵备用方
向舵PCU 的偏航阻尼器作动筒。这使得WTRIS 和备用偏航阻尼操
纵方向舵移动。
WTRIS 的作用是在飞行操纵人工改变时帮助飞机转弯。在备用
液压系统接通时进行人工改变期间，WTRIS 使用驾驶盘传感器的数
据给方向舵提供一个很小的输入指令，转弯时该指令与驾驶员驾驶盘
（副翼）输入成比例，从而操纵方向舵运动。WTRIS 和备用偏航阻
尼不是正常操纵，必须使用备用液压系统。为接通WTRIS 和备用偏
航阻尼，在飞行操纵面板上完成下列步骤：
－断开两个飞行操纵电门
－至少将一个飞行操纵电门置于备用方向舵
－将偏航阻尼器电门接通
必须断开两个飞行操纵A 和B 电门，而使SMYD2 能工作，并
且一个或两个电门必须在备用方向舵位置，以提供备用液压系统压
力。
27—32—00—510 Rev 4 04/19/1999
有效性
YE201 27—32—00
SWS－SMYD－功能介绍
WTRIS 只在马赫数<0.4 时工作，增益计划从1（完全增益）在
马赫数<0.3 时变到马赫数>0.4 时的0。
对WTRIS 和备用偏航阻尼，方向舵左／右行程限制在襟翼收上
时2 度，襟翼放下时是2.5 度。详见WTRIS（AMM 第I 部分27－
32）。
SMYD BITE
SMYD 有BITE 功能，用以连续监控SMYD LRU。同时也有
BITE 测试，用以探测并记录失速管理和偏航阻尼功能的故障。
BITE 组件，键盘以及SMYD LRU 前面板的显示用于SMYD
BITE 的连动进行伺服测试，自测试，以及失速管理功能和偏航阻尼
功能的故障显示。
27—32—00—510 Rev 4 04/19/1999
有效性
YE201 27—32—00
27—32—00—510 Rev 4 02/18/1999
SMYD2 交互总线
SWS－SMYD－功能介绍
ARLUC
429 输出
驾驶杆抖杆器
自动缝翼指令
自动缝翼有效
自动缝翼电源
YD 电源
YD 接通指令
YD 电磁线圈活门
YD EHSV 指令
襟翼不在T／O 位置
YD 指示器
升降舵感觉变换组件
键盘
模拟输出
静电门和
继电器
ARINC
429 输入
显示
过去故障
软件计算
失速管理偏航阻尼器1
—失速警告
—自动缝翼
—主偏航组尼器
—性能数据
供电
左AOA
右襟翼位置
后缘襟收上限制
前缘不对称
前缘UCM
主起和前起的位置
起落架放下并锁定
飞行操纵面板
自测试
TO／GA 电门
YD 作动筒位置
YD 接通灯
YD 接通要求
程序插钉
飞机电源
模拟输入
有效性
YE201 27—32—00
SWS－驾驶杆抖杆器
目的
驾驶杆抖杆器抖动驾驶杆以提醒驾驶员飞机处于失速状态。
位置
驾驶杆抖杆器安装在驾驶杆上。
概况介绍
每个驾驶杆抖杆器有一个28 伏直流马达和一个不平衡环，每个
组件上有一个电接头。
功能介绍
马达驱动不平衡环，环抖动驾驶杆。
27—32—00—004 Rev 1 10/29/96
有效性
YE201 27—32—00
27—32—00—004 Rev 1 01/20/1997
驾驶杆抖杆器
SWS－驾驶杆抖杆器
电接头
驾驶杆抖杆器（2）
不平衡环
驾驶杆（2）
驾驶杆抖杆器马达
有效性
YE201 27—32—00
SWS－失速警告测试面板
目的
失速警告测试面板上的测试电门完成对失速警告系统的测试。
位置
失速警告测试面板位于P5 后头顶板上。
概况介绍
失速警告测试面板有两个按钮电门。
功能介绍
每个测试电门都可进行失速警告系统测试。当按压电门1 时，
可以对失速警告系统1 进行测试，即在机长驾驶杆上操纵驾驶杆抖杆
器。当按压电门2 时，可以对失速警告系统2 进行测试，即在副驾驶
驾驶杆上操纵驾驶杆抖杆器。
如果没有故障，驾驶杆抖杆器可使用。如果有故障，驾驶杆抖
杆器不能工作。
当按压测试电门，失速警告系统进行下列测试：
－SWS 软件
－SWS 硬件
－测试电门（电路短路）
－大气数据总线有效（ADIRU）
－IR 总线有效（ADIRU）
－DEU 数据（TAI）
－AOA 同步器
－襟翼位置发射器
－前缘不对称
－前缘UCM
－N1 和N2 状态
－程序插钉
在测试时，驾驶杆抖杆器抖动，直到松开测试电门，或者最大
超过20 秒。20 秒最大时间限制是防止对驾驶杆抖杆器马达造成损坏。
当飞机在空中时，失速警告测试被抑制。
27—32—00—005 Rev 3 08/17/1999
有效性
YE201 27—32—00
27—32—00—005 Rev 3 12/17/1996
失速警告测试
SWS－失速警告测试面板
失速警告测试面板
有效性
YE201 27—32—00
SWS－升降舵感觉变换组件
本页空白
27—32—00—008 Rev 0 09/03/1999
有效性
YE201 27—32—00
SWS—升降舵感觉变换组件
目的
升降舵感觉变换组件(EFSM)给双感觉作动筒提供增压的A 系统
中国航空网 www.aero.cn
航空翻译 www.aviation.cn
本文链接地址：
737-800中文AMM手册2(113)
