Cessna 172R. Aircraft operating manual in Chinese (2005)

CESSNA

第七章

型号 172R NAV III

飞机和系统描述

燃油系统（续）

燃油指示系统（续）

除低燃油信号外，警告逻辑的设计是报告由于电路短路或断路而引起

每个传感器的故障。如果电路检测到上述任何一种情况，发生故障的油箱

的指示器将显示红色的“X”。如果指示器顶部出现红色的“X”，说明左油箱

传感器发生故障。如果指示器底部出现红色的“X”，说明右油箱传感器发生

故障。

燃油流量由装在油/气控制组件和燃油分配组件之间涡轮式传感器测

量。该流量计产生数字信号，并在 EIS 页面上的燃油流量（FFLOW GPH，

加仑/小时）指示器上指示燃油流量。在不同的 EIS 页面中，燃油流量

（FFLOW GPH）显示可能是水平的模拟指示器，或者是数值。在系统 EIS

（SYSTEM EIS）页上，燃油消耗信息以“已消耗燃油”（GAL USED）

形式提供燃油累计功能。该数字指示器显示上一次设置后所消耗的燃油总

量。要设置计量器，必须调出系统 EIS（SYSTEM EIS）页，选择重置已

耗燃油（RST USED）软键。已耗燃油累加器不提供每个油箱剩余燃油信

息，只能与其它燃油管理程序一起来估计总剩余燃油。

辅助燃油泵操作

辅助燃油泵主要用于开车前发动机注油。注油通过燃油喷射系统完

成。如果发动机不工作，辅助燃油泵（FUEL PUMP）电门长时间（MASTER

开关“开”，混合比手柄富油位）处于“开”位，发动机可能溢油。

在炎热天气，辅助燃油泵也用于抑制燃油汽化。正常情况下，短时使

用就足以控制燃油汽化；如果需要，也可以长时间连续工作。在发动机油

泵正常工作时开启辅助燃油泵，仅会导致富油混合比少量增加。

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第七章

型号 172R NAV III

飞机和系统描述

燃油系统（续）

辅助燃油泵操作（续）

在正常的起飞、着陆程序中没有必要使用辅助燃油泵，因为重力和发

动机驱动泵可以提供足够的燃油流量。如果发动机驱动泵故障，辅助燃油

泵可以提供足够的燃油以保持使用最大连续功率飞行。

回油系统

回油系统可保持发动机在炎热天气地面时的平稳运行。回油系统使部

分计量燃油由油气控制组件返回至燃油储油箱。因回油系统而增加的燃油

流量使发动机进气道的油温降低，并减少了因环境温度高而引起的油路中

的燃油蒸汽。参阅第四章高温天气下的操作信息。

燃油通气

燃油系统通气管对系统工作至关重要。通气系统堵塞将导致燃油流量

减少，且发动机可能停车。一根从右油箱到左油箱的内连管路完成燃油系

统的通气任务。左油箱通过装有一个单向活门的通气管路排气至机外，该

通气管路从左机翼底部表面接近机翼支柱的地方伸出。两个加油口盖也有

通气。

减油箱容量

该飞机也可减油箱容量，以允许更多的飞机商载。要减油箱容量，在

加油时，每个油箱只加到加油竖管的底部边缘即可。这样，每个油箱就得

到减容量后的 17.5 加仑可用燃油。

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第七章

型号 172R NAV III

飞机和系统描述

燃油系统（续）

燃油选择活门

在飞机起飞、爬升、着陆以及包括超过 30 秒钟长时间侧滑的机动飞

行时，燃油选择器活门都应放在双组（BOTH）位。在巡航时，可以将选

择器活门置于左或右油箱。

注

z 在巡航中，当燃油选择器活门手柄处在双（BOTH）位时，

如果飞机不能准确保持机翼水平状态飞行，则可能发生每

个油箱的燃油流量不相等的状况。将选择器活门手柄放在

机翼“重”的一侧油箱上，能逐渐减轻由于流量不等而产

生的机翼重量。先计算消耗一个油箱里所有燃油所需的时

间，然后再转换到另一油箱，以期能从剩余的燃油消耗中

得到对等的时间的方法不可取。两个燃油箱通过一根管路

连接起来。因此，当油箱基本装满油或机翼没有保持水平

时，应预料到两个油箱之间会有燃油流动。

z 当油箱只有 1/4 或更少燃油时，长时间地进行不协调飞行

（如侧滑），会使油箱里的燃油不能覆盖油箱管路出口。

因此，当一个油箱无油，或当左或右油箱仅有 1/4 或更少

燃油时，不要让飞机不协调飞行的时间超过 30 秒钟。

放油活门

燃油系统装有放油活门。该活门为检查燃油系统中的污染物和燃油等

级提供了方便。在每次飞行前和每次加油后，都应对燃油系统进行检查。

检查时使用配备的油样杯从每个机翼油箱、以及燃油过滤中提取样品。如

果发现任何燃油污物的迹象，必须根据飞行前检查单和本手册第 8 章中所

讨论的方法清除干净。如果下一次飞行的起飞重量限制许可，则在每次飞

行后应加满油箱，以防止水汽凝结。

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第七章

型号 172R NAV III

飞机和系统描述

刹车系统

飞机的每个主起落架机轮上都安装了液压作动的单圆盘刹车。每个刹

车由液压管路连接到主作动筒，主作动筒位于每个方向舵脚蹬上。可通过

蹬左侧（机长）或右侧（副驾驶）任一方向舵脚蹬（二者内联）的上部踏

板进行刹车。停放飞机时，使用位于仪表面板下的停留刹车手柄可以设置

两个主机轮刹车。设置停留刹车时，先用方向舵脚蹬刹车，再向后拉出手

柄，并向下转动 90°。

为了延长刹车寿命，应保持刹车系统的正常维护，并且，在滑行和着

陆时尽可能减少刹车的使用。

刹车即将出现故障的一些征兆有：使用刹车后，刹车效应逐渐减弱；

刹车发出噪音或拖曳刹车；蹬踏脚蹬柔软无力；以及踩压脚蹬踏板距离很

长而刹车效应很弱。如果出现任何这样的征兆，需要立即对刹车系统进行

处置。如果在滑行或着陆滑跑时刹车效应减弱，先应松开脚蹬，然后重新

用力踩压蹬脚踏板。如果刹车无力或脚蹬踏板移动距离增加，连续踩压脚

蹬踏板则会集聚刹车压力。如果一侧刹车效应减弱或失效，则应小心地使

用另一侧的刹车，并按需蹬相反方向的方向舵，以抵消刹车好的一侧所产

生的不平衡力。

电气系统

本机型配备有 28 伏直流电气系统（参阅图 7-7）。该系统由一个皮带

传动的 60 安培交流发电机和一个 24 伏主蓄电瓶提供电源。蓄电瓶位于发

动机整流罩内的左侧防火墙上。交流发电机和蓄电瓶由位于左座电门面板

顶部的总电门（ALT 和 BAT）控制。

电源通过两条主汇流条（ELECTRICAL BUS 1 和 ELECTRICAL BUS 2）

提供给大部分电路。在两条主汇流条之间由重要汇流条和交输汇流条连

接，为重要设备供电。

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第七章

型号 172R NAV III

飞机和系统描述

电气系统（续）

系统装备了“第二”或“备用”电瓶，该电瓶位于防火墙和仪表板之间。备

用电瓶（STBY BATT）开关控制电源从其输出和输入。如果交流发电机和

蓄电瓶同时故障，备用电瓶可以向重要汇流条供电。

总电门（BAT）在开（ON）位时，主要汇流条就通电，并且不受起

动机或外部用电的影响。每个主汇流条也通过断路器、电子设备汇流条 1

和 2（AVIONICS BUS 1 和 BUS 2）连接到电子设备汇流条。总电门（BAT）

和相应的电子设备电门在“开”位时，对应的电子设备汇流条通电。

注意

在开、关总电门、起动发动机或者连接任何外部电源之前，电

子设备汇流条 1 和 2 电门都应放置“关”位，以避免任何有害

的瞬变电压损坏电子设备。

在飞机左前方防火墙上安装了电源分配模块，其收纳了飞机电气系统

的所有继电器。交流发电机控制组件、主电瓶电流传感器和外部电源连接

器也位于该模块中。

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第七章

型号 172R NAV III

飞机和系统描述

电气系统（续）

G1000 信号面板

所有系统提示、警戒和警告都显示在 PFD 屏的右侧，与垂直速度指

示器相邻。可支持以下的指示信号：

滑油压力（OIL PRESSURE）真空低（LOW VACUUM）

左油箱油量低（LOW FUEL L）右油箱油量低（LOW FUEL R）

电压低（LOW VOVLTS）

俯仰平衡（PITCH TRIM）

电压高（HIGH VOLTS）

一氧化碳浓度高（CO LVL HIGH）

（若安装）

备用电瓶（STBY BAT）

参阅《Garmin G1000 驾驶舱参考手册》附录 A，以获得系统信号指

示的更多信息。

总电门

总电门是一个两极摇杆式电门。电门的电瓶（BAT）部分控制飞机的

主电瓶供电。发电机（ALT）部分控制交流发电机系统。

正常操作时，电门的两个（BAT 和 ALT）部分同时处于“开”位；但

是如果需要，BAT 部分也可以单独选定。在 BAT 部分未处于“开”位时，

ALT 部分不能单独设为“开”位。

如果交流发电机系统故障，可关闭总电门，以便为后续飞行保存主电

瓶电能。总电门“关”位、备用电瓶（STBY BATT）电门“预位”（ARM）

时，备用电瓶可在有限时间内为重要汇流条供电。可以通过监测重要汇流

条电压来预计剩余供电时间。20 伏时，备用电瓶的剩余电量已很少或基

本无电量。

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第七章

型号 172R NAV III

飞机和系统描述

电气系统（续）

备用电瓶电门

备用电瓶（STBY BATT）电门为三位（预位-关-测试 ARM-OFF-TEST）

电门，可以测试和控制备用电瓶系统。起动发动机前（参见第 4 章）应测

试电瓶电量。测试时将电门短时置于测试（TEST）位，观察位于电门右

侧的测试（TEST）灯亮即可。不建议在发动机起动后测试电瓶电量。

在发动机起动循环中，将电门置于 ARM 位，使备用电瓶在起动循环

中帮助调节和过滤重要汇流条的电压。在正常飞行中，将电门置于 ARM

位，可以使备用电瓶充电。并且，可在交流发电机和主电瓶故障时为重要

汇流条供电作好准备。电门在“关”位时，备用电瓶断开与重要汇流条的

连接。备用电瓶电门在“关”位时，可停止为备用电瓶充电，并且在电气

系统故障时，防止其自动供电。

电子设备电门

电子设备电门是一个两极摇杆式电门，控制向电子设备汇流条 1 和 2

的供电。将摇杆式电门的任一部分置于“开”位，就可以为相应的电子设

备汇流条供电。在开、关总电门、起动发动机或者连接任何外部电源之前，

电子设备电门的两部分都应在“关”位。

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第七章

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飞机和系统描述

电气系统（续）

电气系统的监控和信号

电压表

主汇流条和重要汇流条的电压（VOLTS）指示在 EIS ENGINE 或者

SYSTEM 页的底部，标注“M BUS E”字样。主汇流条电压由数字显示

在“M”下方。重要汇流条电压由数字显示在“E”下方。主汇流条电压

在交输（X-FEED）汇流条“WARN”断路器测量。重要汇流条电压在该

汇流条上的“NAV1 ENG”断路器测量。交流发电机工作时，汇流条的正

常电压约为 28 伏。当主汇流条或重要汇流条的电压为 24.5 伏或者更低时，

电压数值和“VOLT”字符变为红色。该报告指示和“电压低（LOW VOLTS）”

信号一同表明交流发电机没能提供飞机所需的足够电能。在发动机低转速

时，系统指示电压可能在 24.5 至 28 伏之间（参见“低电压信号”项下的

“注”）。

电流表

指示主电瓶和备用电瓶电流（AMPS）的显示在 EIS ENGINE 或

SYSTEM 页底部，标有“M BUS E”字符。主电瓶电流值显示在“M”下。

备用电瓶电流值显示在“S”下。正电流值（白色）指示电瓶正在充电。

负电流值（琥珀色）指示电瓶正在放电。在交流发电机没有工作或电流负

荷超出交流发电机的输出功率时，主电流表显示主电瓶的放电率。

如果需要使备用电瓶放电，正常的放电率应小于 4 安培。发动机起动

后，备用电瓶（STBY BATT）电门处于 ARM 位时，备用电瓶电流表应显

示充电，表明备用电瓶系统正常充电。

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第七章

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飞机和系统描述

电气系统（续）

低电压信号

位于电源分配模块中的交流发电机控制组件（ACU），提供引发 PFD

上红色“电压低”（LOW VOLTS）指示的信号。当在连接盒测出的主汇流

条电压低于 24.5 伏时，“电压低”（LOW VOLTS）信号出现。该警告信号

表明，交流发电机没能提供飞机所需的全部电能。如果引起警告的原因不

能消除，则应该减少不必要的电气负载，并且在条件许可时尽快结束飞行。

注

在发动机低转速、系统高电气负载条件下工作时，如，低转速

滑行时，可能出现“电压低”(LOW VOLTS)信号，汇流条电

压值可能变成红色，主电流表可能显示放电。在这种情况下，

应该增加发动机转速，或者减少不必要的电气负载，以减少对

电瓶的电量需求。

如果发生超压（或者交流发电机故障），交流发电机控制组件（ACU）

将自动断开“发电机励磁”（ALT FIELD）断路器，中断励磁电流，并停止

交流发电机的输出。主电瓶将向电气系统供电，并在主电瓶（M BATT）

电流表上显示放电（读数为负）。当系统电压低于 24.5 伏时，将出现“电

压低”（LOW VOLTS）信号。打开（按入）“发电机励磁”（ALT FIELD）

断路器，为 ACU 供电。如果警告信号消失，并且主电瓶（M BATT）电流

表上显示读数为正，则表明交流发电机已经恢复正常充电。如果再次出现

警告信息，或者“发电机励磁”（ALT FIELD）断路器再次跳开，则表明交

流发电机未正常工作。如果断路器再次跳开，不要再将其按入。请有资格

的技术人员判断故障原因并排除故障。减少不必要的电气负载，并且在条

件许可时尽快着陆。

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第七章

型号 172R NAV III

飞机和系统描述

电气系统（续）

低电压信号（续）

由于在发动机正常起动期间的瞬间超压，“发电机励磁”（ALT FIELD）

断路器偶尔会跳开。如果复位 ALT FIELD 断路器后交流发电机恢复正常输

出，该种情况被视为讨厌事件。如果 ALT FIELD 断路器在复位后跳开，不

要再次闭合。这种情况重复性的发生表明电气系统存在问题，必须在起飞

前请有资格的维护人员排除故障。

断路器和保险

系统单独的断路器安装在飞行员操纵盘下方的断路器面板上。所有断

路器都可以“拔出”以便管理电气负载。不建议将可“拔出”的断路器当

作电门使用，这样会减少断路器的使用寿命。

电源分配模块使用三个断路器作为电源汇流条的馈电器。备用电瓶使

用自动“快速熔断”型保险。备用电瓶电流并联电路使用位于备用电瓶控

制器印刷电路板上的双绕组可更换保险。

大部分 GARMIN 1000 设备使用内部无绕组的可更换保险。设备必须

通过授权的服务站返回 Garmin 以作更换。

外部电源插座

外部电源插座与电源分配模块整合在一起，可连接外部电源，以便在

寒冷天气下起动发动机、或长时间对电气和电子设备维修。插座位于靠近

防火墙处的整流罩左侧。打开插座盖即可触及插座。

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第七章

型号 172R NAV III

飞机和系统描述

电气系统（续）

外部电源插座（续）

注

如果不需要使用电子设备，将电子设备电门汇流条 1 和汇

流条 2 置于“关”位。如果需要进行电子设备维修，必须

使用经过调节滤波的 28 伏直流（VDC）外部电源，以避

免瞬变电压损坏电子设备。在起动发动机前，将电子设备

电门汇流条 1 和汇流条 2 置于“关”位。

使用外部电源起动发动机后，应该执行以下检查（断开外部电源后）。

1. 总电门（ALT 和 BAT）－关

2. 滑行灯和着陆灯电门－开

3. 发动机转速－慢车

4. 总电门（ALT 和 BAT）－开（滑行灯和着陆灯开）。

5. 发动机转速－增加（至大约 1500 RPM）

6. 主电瓶电流－检查（充电，读数为正）

7. 低电压信号－检查（无低电压（LOW VOLTS）信号）

注

如果主电瓶（M BAT）电流未显示正充电，或者低电压警

告信号不消失，应取下主电瓶，并在起飞前进行维修。

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第七章

型号 172R NAV III

飞机和系统描述

照明系统

外部灯光

外部灯光包括安装在翼尖和方向舵顶部的航行灯、位于左机翼前缘的

着陆/滑行灯、垂直尾翼顶部的信标灯、以及每侧翼尖的频闪灯。

两个礼貌灯安装在每侧机翼的下表面，为每扇舱门区提供照明。礼貌

灯电门位于飞行员头顶板上。按压礼貌灯电门，灯亮；再次按压电门，灯

灭。

所有外部灯光都由位于 PFD 左侧灯光电门面板上的电门控制。外部

灯光在电门面板上集中在“灯光”（LIGHTS）区域。要打开信标灯

（BEACON）、着陆灯（LAND）、滑行灯（TAXI）、航行灯（NAV）和频

闪灯（STROBE），向上扳动电门。灯光的断路器位于 PFD 下仪表面板左

下方的灯光断路器面板上。断路器根据电气汇流条分组。信标灯

（BEACON）和着陆灯（LAND）断路器在电气汇流条 1；滑行灯（TAXI）、

航行灯（NAV）和频闪灯（STROBE）断路器在电源汇流条 2。

注

在云中或多云条件下飞行时，不应该使用频闪灯和信标

灯；由水滴或微粒反射的闪亮灯光（尤其在夜晚）会使人

眩晕并丢失方位。

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第七章

型号 172R NAV III

飞机和系统描述

照明系统（续）

内部照明

内部照明由机舱可调光的前舱泛光灯、内部发光电门和断路器面板照

明、电子设备面板照明、仪表照明、基座照明和飞行员驾驶盘地图阅读灯

和乘客区泛光灯联合控制。

序列号 17281241 到 17281272 的飞机使用一个亮度可调的前舱泛光

灯和一个后排乘客区顶灯组成泛光照明。两个灯光都安装在头顶板上，并

通过前灯的调光开关和后灯的按压式开关电门控制。前舱灯光可旋转，以

便为左座飞行员和前座乘客提供方向性的照明。后舱顶灯提供后座舱区域

的常规照明。后舱顶灯和礼貌灯共用一个电门。

序列号 17281273 以后的飞机使用两个亮度可调的前舱泛光灯和一个

后排乘客区顶灯组成泛光照明。它们都安装在头顶板上，并通过前灯的调

光开关和后灯的按压式开关电门控制。前舱灯光可旋转，以便为左座飞行

员和前座乘客提供方向性的照明。后舱顶灯提供后座舱区域的常规照明。

后舱顶灯和礼貌灯共用一个电门。

电门面板、断路器面板、发动机控制和环境控制面板的照明通过使用

内发光 LED 照明面板完成。旋转位于电门面板上调光电门组的“电门/断

路器面板”（SW/CB PANELS）调光器，可控制两个面板的照明亮度。逆

时针旋转调光器将降低照明亮度直至关闭。

基座照明包括基座不同位置上的两个有罩盖灯光。旋转位于电门面板

上调光电门组的“基座”（PEDESTAL）调光器，可控制基座照明。逆时

针旋转调光器将降低照明亮度直至关闭。

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第七章

型号 172R NAV III

飞机和系统描述

照明系统（续）

内部照明（续）

电子设备面板照明包括 PFD 与 MFD 仪表面板和显示照明、音频面板

照明、以及 KAP140 飞行计算机（若安装）按键和显示照明。旋转位于电

门面板上调光电门组的“电子设备”（AVIONICS）调光器可以控制其照明

亮度。将调光器置于“关”位（反时针旋转到底），将使电子设备根据光

电管自动调节照明亮度。在白天或环境亮度较低，但不需使用电子设备仪

表面板和按键照明的情况下，推荐使用该自动调节功能。在光线亮度低至

夜晚环境时，从“关”位顺时针旋转调光器，即可使用“电子设备”调光

器来调节所有电子设备照明亮度。在夜晚及光线暗时，推荐使用调光器来

调节电子设备的照明，以便使飞行员在光线暗时控制电子设备的亮度。

旋转位于电门面板上调光电门组的“备用指示”（STDBY IND）调光

器，可控制备用空速表、地平仪、高度表和非稳定磁罗盘的照明。逆时针

旋转调光器将降低照明亮度直至关闭。

飞行员地图照明由可变电阻器和灯光组件构成。二者都位于左座飞行

员驾驶盘的下面。该灯光从驾驶盘底部向下为飞行员膝部提供照明。使用

该灯时，先打开“航行”灯，然后使用有凸边的可变电阻器旋钮调节地图

灯的亮度。顺时针旋转调光器增加灯光亮度，逆时针旋转调光器则减小灯

光亮度。

（接下页）

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第七章

型号 172R NAV III

飞机和系统描述

照明系统（续）

内部照明（续）

对于照明系统，最有可能导致灯光故障原因是灯泡烧坏。但是，如果

任何照明系统不工作，检查相应的断路器。如果断路器已跳开，又没有明

显的短路迹象（冒烟或臭味），可关闭受影响的灯，复位断路器，然后再

打开该灯。如果断路器再次跳开，在其维护工作完成前不要再次复位。

座舱加温、通风和除霜系统

进入座舱的空气温度和流量可以通过操作推拉式座舱加温（CABIN

HT）和座舱空气（CABIN AIR）控制钮来调节（参阅图 7-8）。两个控制

钮都是按钮锁定式，这样可以允许对温度和流量进行中间位置调节。

拉出座舱空调（CABIN AIR）钮，就可进行座舱通风。要增加空气温

度，拉出座舱加温（CABIN HT）钮约 1/4 至 1/2 英寸，就可进行少量加

温。如果需要更高温度，则再拉出一些控制钮；当完全拉出整个座舱加温

（CABIN HT）钮，而把座舱空气（CABIN AIR）钮完全按入时，座舱温

度可达到最高。如果座舱不需要加温，将座舱加温（CABIN HT）钮完全

按入。

前座舱加温和通风气源由位于机长和副驾驶脚部的前方座舱总管的

两侧出口提供。后座舱加温和通风气源来自空气总管的两根管道，其中一

根管道从座舱两边向下延伸到地板上方向舵脚蹬后方的出口。风挡除霜气

源也来自这两根管道，这两根管道从气源总管延伸出到风挡下缘的除霜器

出口。两个旋钮控制每侧除霜器出口的滑动活门，对除霜气流进行调节。

（接下页）

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第七章

型号 172R NAV III

飞机和系统描述

座舱加温、通风和除霜系统（续）

独立可调的通风器提供额外的气源；靠近每个风挡上角的通风器为

正、副驾驶源提供气源。两部后座舱通风器为后舱乘客提供气源。在驾驶

舱的不同地方装有多个通风口。

全静压系统和仪表

全静压系统包括一个加热的全压（皮托）管（左机翼翼面下部）、外

部静压孔（前机身左侧）、以及连接到 GDC 74A 大气数据计算机和常规全

静压仪表的相应管道。

皮托管使用的是安装在皮托管探头内的电加热部件。皮托管加温

（PITOT HEAT）控制电门位于 PFD 左下角处的电门面板上。皮托管加温

断路器（10A）位于左座驾驶员面板左下部的断路器面板上。

备用静压源活门（ALT STATIC AIR）位于油门手柄旁。如果外部静压

源堵塞，备用静压源活门则会由座舱内部提供静压源。

如果怀疑由于标准外部静压源的压力管路内有水或冰而出现仪表读

数误差，应该拉出备用静压源活门。

座舱压力将随着加温器/通风口和窗户的开启而变化。查阅第五章图

5-1（表 2），空速校准、和备用静压源校准表。

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第七章

型号 172R NAV III

飞机和系统描述

真空系统与仪表

真空系统（参阅图 7-9）提供必要的真空以运行姿态指示器和方位指

示器。该系统由两个发动机驱动真空泵、两个用于测量各自泵的真空度的

压力电门、一个真空释压活门、一个真空系统空气滤、真空运行的仪表、

一个真空度表、信号灯面板上的真空度低警告灯、以及带单向活门的总管

（以便在一个真空泵失效时，真空系统仍能正常工作）组成。

真空系统（参考图 7-9）提供必要的真空以运行备用姿态指示器。该

系统由一个发动机驱动真空泵、一个真空调节器、备用姿态指示器、一个

真空系统气滤和一个真空传感器组成。GEA-71 发动机与机身组件从真空

传感器接收到信号，并在 EIS ENGINE 页面上显示真空度。如果真空泵来

的真空度低于 3.5 英寸汞柱，PFD 上将出现琥珀色的“低真空度”（LOW

VACUUM）信号。

姿态指示器

备用姿态指示器是由真空驱动的陀螺仪，它位于 MFD 下的中央仪表

板上。该姿态指示器包括了一个低真空警告旗（“GYRO”）。当真空度低

于陀螺可靠工作所必需的水平时，警告旗出现。

真空度指示

真空度指示在 EIS ENGINE 页面中。起动发动机时，在 PFD 的左侧；

正常运行时，在 MFD 的左侧。在备份显示时，EIS 显示在工作显示器的

左侧。

低真空信号

出现低真空状态时，琥珀色的“低真空度”（LOW VACUUM）文字框

指示显示在 PFD 的右上角。

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CESSNA

第七章

型号 172R NAV III

飞机和系统描述

时钟/外界大气温度表

数字式时间或时钟窗（根据 GPS 时间）和外界大气温度（O.A.T）指

示窗在 PFD 的下部边缘。外界大气温度指示信息来自位于座舱顶部的大

气温度传感器。

失速警告系统

本机型装备有一套气动式失速警告系统。它由左机翼前缘的进气口、

靠近风挡左上角的一个气动喇叭、以及相关的管路构成。当飞机接近失速

时，机翼上表面的低压气流围绕机翼前缘向前移动。这种低压在失速警告

系统内产生压差，压差驱使气流流过警告喇叭，从而在所有飞行状态下、

失速前 5-10 节时发出音响警告。

标准电子设备

Garmin G1000 电子设备系统是综合飞行控制和导航系统。该系统在

两个彩色显示器上整合了主飞行仪表、通讯、飞机系统信息和导航信息。

G1000 系统包括了以下设备：

GDU 1040 彩色显示器

两套相同的组件安装在仪表板上。其中一套位于驾驶员前方，作为主

飞行显示器（PFD）。另一套位于其右侧，作为多功能显示器（MFD）。

PFD 为驾驶员提供横滚和俯仰信息、航向和航道导航信息，以及高度、

空速和垂直速度信息。PFD 也控制并显示所有通讯和导航频率，以及显示

飞机各系统的警告和状态信息。

（接下页）

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CESSNA

第七章

型号 172R NAV III

飞机和系统描述

标准电子设备（续）

GDU 1040 彩色显示器（续）

MFD 显示大尺度地图，该地图随飞机当前位置的移动而移动。从系

统其他部件获得的信息可以叠加在该地图上。附近飞机的位置和移动方

向、闪电和气象信息也能在 MFD 上显示。MFD 也是所有发动机参数和燃

油信息的基本显示器。

“备用显示模式”将飞行信息与基本的发动机信息都显示在 PFD 和

MFD 上。这一特点使得飞行员在任一显示器故障时都能获得所需要的任

何信息。

GMA 1347 音频面板

G1000 系统中的 GMA 1347 音频面板将所有通讯和导航数字音频信

号、内话系统、以及指点标控制等合为一个组件。它安装在 PFD 和 MFD

之间的仪表板上。GMA 1347 也控制 PFD 和 MFD“备用显示模式”。

注

不允许使用“通讯 1/2”（COM 1/2）功能。

GIA 63 整体式电子设备组件

G1000 系统有两套 GIA 63 组件。他们位于尾锥行李舱隔帘布后面的

支架上。这些组件是连接其它所有外围设备至 GDU 1040 显示器的主要信

息枢纽。每个组件包含有一部 GPS 接收机、一部甚高频导航接收机、甚

高频通讯机、以及主系统微处理器。第一部获得 GPS 卫星 3-D 导航信号

的 GIA 63 组件为生效的 GPS 导航源。

（接下页）

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7-63

CESSNA

第七章

型号 172R NAV III

飞机和系统描述

标准电子设备（续）

GRS 77 姿态航向基准系统（AHRS）和 GMU 44 磁力计

GRS 77 姿态航向基准系统为 G1000 显示提供飞机的姿态和飞行特

性信息。该组件位于飞机的尾锥，包括加速度计、倾斜传感器以及速率传

感器，取代了用于其它飞机上的旋转陀螺。GMU 44 磁力计位于左侧机翼

内。它与 AHRS 交联提供航向信息。

GDU 74A 大气数据计算机

GDU 74A 大气数据计算机（ADC）汇集来自飞机全静压系统的信息。

该组件位于仪表板后，MFD 正前方。位于座舱顶部的外部大气温度探头

连接到大气数据计算机上。大气数据计算机计算压力高度、空速、真空速、

垂直速度和外界大气温度。

GEA 71 发动机监控器

GEA 71 发动机监控器负责接受和处理来自发动机和机身传感器的所

有信号。它连接所有气缸头温度传感器、排气温度传感器、转速、燃油流

量和燃油计量系统。该组件将信息传送至 GIA 63 计算机。

（接下页）

7-64

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CESSNA

第七章

型号 172R NAV III

飞机和系统描述

标准电子设备（续）

GTX 33 应答机

GTX 33 是全性能 S 模式应答机，提供 A、C 和 S 功能。对其的控制

和操作通过 PFD 完成。GTX 33 组件安装在尾锥电子设备支架上。

其它与 G1000 整体式驾驶舱系统配套使用的标准电子设备还有：

BENDIX/KING KAP 140 双轴自动驾驶仪（若安装）

操作信息参阅第九章，补充 3。

警告

当 KAP 140 自动驾驶仪接通在导航、进近或反航道方式

时，如果水平状态指示仪（HSI）导航源自动或人工从 GPS

转换到 NAV1（使用航道偏离指针（CDI）键），或者人工

将导航源从 NAV2 转换到 GPS，这些都会中断输送到自

动驾驶仪的导航信号，并致使自动驾驶仪回复到横滚方式

工作。这种情况没有音响警告，PFD 上也没有指示信号显

示。显示在自动驾驶仪显示器里先前所选方式字符将闪

亮，表明自动驾驶仪回复到横滚操作方式。在横滚方式工

作时，自动驾驶仪只会保持机翼水平，不会修正飞机的航

向或航道。因此，在接通自动驾驶仪至任何其它工作方式

前，将航向游标设置到正确的航向，并在 HSI 上用 CDI

软键选择正确的导航源。

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7-65

CESSNA

第七章

型号 172R NAV III

飞机和系统描述

电子设备辅助装置

电子设备冷却风扇、天线、话筒和耳机装置、电源转换器和静电放电

刷支持电子设备的工作。

电子设备冷却风扇

四个直流风扇为 G1000 电子设备提供强制气流和环境气流循环冷却。

尾锥的一部风扇为整体式电子设备组件和应答机提供冷却。仪表板前的一

个风扇将防火隔板和仪表面板之间的热空气抽走，并将空气向上送至风挡

内侧。另外两部风扇直接将气流吹到位于 PFD 和 MFD 前的散热片上。

总电门（BAT）电门和电子设备电门（BUS 1 和 BUS 2）都打开时，

这些风扇就得到供电开始工作。

注

当重要汇流条电子设备由备用电瓶供电时，所有冷却风扇

都不工作。

（接下页）

7-66

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第七章

型号 172R NAV III

飞机和系统描述

电子设备辅助装置（续）

天线

两个甚高频通讯/GPS 集成天线安装在座舱顶部。COM 1/GPS 1 天线

安装在右侧，COM 2/GPS 2/GDL 69A 天线安装在左侧。它们与 GIA 63

整体式电子设备组件内的两部甚高频通讯机和两部 GPS 接收机、以及

GDL 69A 相连接。

一个双极子导航天线安装在垂直安定面的两侧。天线为 GIA 63 整体

式电子设备组件内的甚高频导航接收机提供 VOR 和下滑道信号。

指点标天线位于尾锥下部。它为 GMA 1347 音频面板内的指点标接收

机提供信号。

应答机天线位于座舱下部，通过一根同轴电缆连接到 GTX 33 S 模式

应答机。

测距机（若选装）天线位于尾锥的下部，通过同轴电缆连接 Honeywell

KN63 测距仪。

话筒和耳机

飞机的标准设备包括：一个手持话筒、一个顶板扬声器、两个远程控

制的麦克风电门（位于操纵盘上）以及每个飞行员和乘客位的麦克风/耳机

插孔。

手持话筒包括一个一体式“按压发话”电门。话筒被插在中央操纵台

下，可供飞行员和前舱乘客使用。压下“按压发话”电门，便可通过无线

电通讯机发送语音信息。

顶板扬声器位于中央顶板操纵台上。扬声器的音量和输出由音频控制

面板调节。

（接下页）

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7-67

CESSNA

第七章

型号 172R NAV III

飞机和系统描述

电子设备辅助装置（续）

话筒和耳机（续）

每个驾驶盘都有一个微型的“按压发话”电门。该电门允许飞行员或

前舱乘客使用远程话筒通过无线电通讯机发送语音信息。

飞机的每个座位都可连接头戴式航空耳机。话筒和耳机插座位于每个

座位相应的侧壁上，以便于乘客与飞行员进行通话。该系统话筒的设计使

均为声控式。只有飞行员或前舱乘客可以通过无线电通讯机发送语音信

息。

注

为确保手持式话筒发送时的可听度与清晰度，应尽可能使

其靠近嘴部，然后按压发话电门并对其讲话。为更好地消

减噪音，应避免遮住话筒背面的开口。

辅助音频输入插孔

辅助音频输入插孔（AUX AUDIO IN）位于中央操纵台上（参见图 7-2）。

该插孔允许娱乐音频设备（如：磁带播放机、CD 播放机）通过耳机播放

音乐。

在无线电通讯过程中或在 Garmin GMA 1347 音频面板选择机组内话

隔离方式时，从辅助音频输入插孔输出的信号被自动静音。GMA 1347 音

频面板上的 AUX 键不控制辅助音频输入信号。更完整详细的说明和操作

指南参阅《Garmin G1000 驾驶舱参考指南》。

（接下页）

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CESSNA

第七章

型号 172R NAV III

飞机和系统描述

电子设备辅助装置（续）

辅助音频输入插孔（续）

由于娱乐音频输入不受电门控制，因此除了从音频输入连接上断开输

入音源外，没有办法取消音频。在飞行员工作负荷较大和/或交通拥挤时，

应断开娱乐音频输入，以消除对飞行机组的干扰源。

注

z 乘客简令时应特别说明“仅在巡航阶段才允许使用 AUX

AUDIO IN（娱乐音频输入）和便携式电子设备（PED）”。

z 不使用时，断开 AUX AUDIO IN 插孔的连接线缆。

z 在座舱中使用音频线缆时应小心，避免线缆缠住乘客或

座舱里的设备，并防止损坏线缆。

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CESSNA

第七章

型号 172R NAV III

飞机和系统描述

电子设备辅助装置（续）

12 伏电源输出口

电源转换器位于右侧仪表板前防火墙的座舱一侧。它可将飞机 28 伏

直流电源转变为 12 伏直流电。该转换器为运行移动设备，如：笔记本电

脑和音频播放机等，提供 10 安培的电源。电源输出接口（POWER OUTLET

12V-10A）位于中央操纵台（见图 7-2）。

对序列号 17281273 及以后的飞机，有一个位于开关面板标有“12V

座舱电源”（CABIN PWR 12V）的电门控制电源插座的电源输出。

注

z 给锂电池充电可能引起锂电池爆炸。

z 在将任何设备接入 12V 座舱电源连接器前，应仔细阅读

制造厂家的设备电源要求。系统的最大设备用电限制为

10 安培。

z 在座舱中使用电源/转接器时应小心，避免线缆缠住乘客

或座舱里的设备，并防止损坏供电线缆。

z 不使用时，断开电源/转接器的连接线缆。

静电放电刷

静电刷（静电放电刷）安装在整个机身的各处，以减少降水静电的干

扰。在一些严重的静电条件下，即使安装了静电放电刷，也有可能失去无

线电信号。只要可能，尽量避开已知的严重降水区域，以防止丢失重要的

无线电信号。如果不能避开这些区域，将空速减至最小，并做好暂时会失

去无线电信号的准备。

静电放电刷随着其使用寿命会逐渐失效。因此，应该由有资格的航空

电子设备维护人员进行定期检查（至少每年一次）。

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第七章

型号 172R NAV III

飞机和系统描述

座舱装置

应急定位发射机(ELT)

一个远程电门/信号灯安装在右座驾驶员仪表板的顶部中央，以便从机

组人员位置控制紧急定位发射机。当紧急定位发射机发射信号时，位于拨

动电门中间的信号灯亮。ELT 在国际遇险频率 121.5MHz 和 243.0MHz 发

送全向定位信号。通用航空和商业飞机、FAA 和 CAP 监控频率 121.5MHz；

频率 243.0MHz 由军方监控。关于 ELT 的基本概况，请查阅第九章补充。

座舱灭火器

手提式 Halon 1211（溴氯二氟甲烷）灭火器是标准灭火器。安装在靠

近飞行员座椅的地板支架上（一旦失火，容易拿到灭火器）。该灭火器的

保险实验室分类为 5B:C。如果安装了灭火器，在每次飞行前应检查灭火

瓶压力以及操作手柄，以确保灭火瓶上压力表指示的压力在绿弧范围内

（约 125 PSI），还要保证操作手柄上的锁销是否固定在位。

灭火器操作程序：

1. 松开固定卡箍，并从支架上取下灭火器。

2. 使灭火器直立，拉出锁销，将喷口对准最近的火焰底部并压住手

柄。以扫描动作快速左右移动喷嘴，并逐渐移向火焰的后部。

警告

成功灭火之后，应立即对座舱进行通风，以减少

热分解产生的毒气。

（接下页）

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CESSNA

第七章

型号 172R NAV III

飞机和系统描述

座舱装置（续）

座舱灭火器（续）

3. 预计灭火器释放持续的时间约 8 秒钟。

灭火器在每次使用后应由合格的灭火器代理商重新充压。这样的代理

商名单列在电话簿“灭火器”一栏中。重新充填后，把灭火器固定到安装

支架上；不要将其随意地放置在支架或座位上。

座舱一氧化碳探测系统（若安装）

座舱一氧化碳（CO）探测系统由一个位于仪表面板后的单独的探测

器（由飞机的直流电源系统供电）组成，并整合在 G1000 系统中，在 PFD

上显示告警指示和警告信息。

当一氧化碳探测系统探测到一氧化碳浓度达到 50 PPM 以上时，将在

PFD 信号窗中出现闪亮的“一氧化碳高”（CO LVL HIGH）警告信息，并

伴随音响警告，直到按压 PFD 警告下的软键。之后，信息显示将保持稳

定，直到一氧化碳浓度低于 50 PPM。然后，警告将自动复位。

如果一氧化碳系统探测到故障，PFD 警告窗将显示“CO DET SRVC”

信息。如果存在 G1000 系统和一氧化碳系统接口故障，PFD 警告窗将显

示“CO DET FALL”信息。

7-72

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CESSNA

第八章

机型 172R NAV III

操作、勤务与维护

第八章

飞机操作、勤务与维护

页码

介绍

8-3

标识牌

8-4

CESSNA 用户咨询

8-4

美国飞机用户

8-4

国际飞机用户

8-5

出版物

8-5

飞机文件

8-6

飞机检查周期

8-7

FAA 要求的检查

8-7

CESSNA 检查程序

8-8

CESSNA 客户维护程序

8-9

由飞行员完成的预防性维护

8-9

更换或修理

8-10

地面操作

8-10

牵引

8-10

停放

8-11

系留

8-11

用千斤顶托起

8-11

调水平

8-12

适航停放

8-13

勤务

8-13

滑油

8-15

滑油规格

8-15

适用温度范围的推荐粘性

8-15

发动机滑油池容量

8-16

滑油与滑油滤的更换

8-16

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8-1

CESSNA

第八章

机型 172R NAV III

操作、勤务与维护

介绍

本章讨论了对赛斯纳进行正确的地面操作、日常维护与勤务的制造厂

家推荐程序。也说明了，如果想继续有如新飞机时的性能和可靠性，必须

遵循的检查与维护要求。根据当地气候与飞行条件来按计划进行润滑与预

防性维护是非常重要的。

请与当地赛斯纳服务站保持联系，充分利用他们的知识与经验。当地

服务站的人员熟知您的飞机，并知道如何去维护它。他们还会在需要润滑

和更换滑油、以及其他季节性维护与定期维护时提醒您。

根据飞机维护手册与公司发布的服务通告及服务函件，飞机应定期进

行检查与维护。所有服务通告应按飞机序列号来通报，飞机应不断按要求

进行检查。赛斯纳不会忽视修订，除非它们是赛斯纳持有和/或批准的认证，

这些修订或者通过补充型别认证、或者其它认证。其他一些对飞机的改装

则可能终止厂家对飞机的担保，因为赛斯纳无法知道这些改装对于整个飞

机的全部效用。运行已改装过的飞机对机上人员来说具有危险性。并且，

对于已经改装过的飞机来说，操纵手册里的操作程序与性能数据将不再准

确。

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第八章

CESSNA

操作、勤务与维护

机型 172R NAV III

标识牌

所有有关飞机的信息都应涉及到序列号。序列号、型号、生产许可证

号（PC）和飞机型别许可证号（TC）都标注在位于尾锥左后侧的标识牌

上。早期序列号的飞机上在其左前门柱下方还装有第二块识别牌。位于左

前门柱下方的“喷涂及装饰牌”标注了飞机外部油漆结构的代码。如果需

要喷涂及装饰，该代码可与相应的图例零件目录一起使用。

CESSNA 用户咨询

赛斯纳用户咨询免费发送给赛斯纳飞机的 FAA 注册用户，通知他们

有关强制性和/或有益的飞机维护要求及产品变化。现行通告的副本可从赛

斯纳服务站及赛斯纳客户服务部得到。

美国飞机用户

如果您的飞机在美国注册，那么将根据您提供给 FAA 最新飞机注册

的姓名与地址，自动给您邮寄相应的 CESSNA 用户咨询。因此，向 FAA

提供正确且最新的邮递信息是很重要的。

如果您需要将一份同样的用户咨询复本送到一个不同于您在 FAA 注

册登记的地址，请填写并寄回一份用“户咨询申请表”（否则不需您的其

它行动）。

（接下页）

8-4

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CESSNA

第八章

机型 172R NAV III

操作、勤务与维护

CESSNA 用户咨询（续）

国际飞机用户

要收到 CESSNA 用户咨询，请填写并回执“用户咨询申请”。

收到有效的用户咨询申请后，将为您的飞机提供为期一年的 CESSNA

用户咨询服务，此后您会收到一份续约通知。重要的是，您需及时更新您

的地址以获得这一重要服务。

出版物

在飞机交付使用时，将随飞机提供多种出版物和飞行操纵手册。包括：

● 《客户维护程序手册》

● 《飞行员操纵手册》和 FAA 批准的《飞机飞行手册》

● 《飞行员检查单》

● 乘客简令卡

● 赛斯纳销售和维护地址通讯录

需要得到其他出版物或用户咨询信息，请与 CESSNA 产品支援部门

联系。电话(316)517-5800，传真：(316)942-9006，或写信至：The Cessna

Aircraft Company, P.O. Box 7706, Wichita, KS 67277,Dept 751C.

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第八章

CESSNA

操作、勤务与维护

机型 172R NAV III

出版物（续）

下列附加出版物及其他许多适用于您的飞机的补充材料可以从当地

赛斯纳服务站获取：

● 《信息手册》（含《飞行员操纵手册》）

● 《维护手册》、《布线图例手册》以及《图示部件目录》

您当地的赛斯纳服务站有一份客户维护供应与出版物目录，该目录涵

盖了所有可提供的物件，这些物件中的大部分在服务站都有现货。如果没

有库存，他们也可以定购任何物件。

注

如果丢失或损坏了《飞行员操纵手册》和 FAA 批准的《飞

机飞行手册》，可联系当地赛斯纳服务站进行更换。更换

需提出书面申请，包含用户名称、飞机序列号及注册号。

其原因是《飞行员操纵手册》和经 FAA 批准的《飞机飞

行手册》仅适用于特定序列号的飞机。

飞机文件

飞机文件包括了多种数据、资料与许可证。以下是此类文件的清单。

此外，应根据最新的联邦航空条例进行定期检查，以确保全部数据符合要

求。

任何时候在飞机上都可以出示：

1．飞机适航证（FAA 表格 8100-2）。

2．飞机注册证（FAA 表格 8050-3）。

3. 飞机无线电台许可证（如适用）。

（接下页）

8-6

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CESSNA

第八章

机型 172R NAV III

操作、勤务与维护

飞机文件（续）

任何时候都应随机携带：

1．有效的《飞行员操纵手册》和经 FAA 批准的《飞机飞行手册》。

2．重量与平衡及相关文件（最新维修及更换表格的副本，FAA 表格

337，如适用）。

3．设备清单。

一旦需要，立即就可得到：

1. 飞机飞行日志。

2．发动机记录本。

以上列出的大多数项目都是美国联邦航空条例所要求的。由于其他国

家可能有其它文件和数据，因此，未在美国注册的飞机用户应咨询自己的

航空部门以确定其要求。

赛斯纳建议：将以上所提及的资料、文件、飞行检查单、《用户维护

程序手册》以及用户服务卡随时放在飞机上。

飞机检查周期

FAA 要求的检查

按照美国联邦航空条例的要求，在美国注册的所有民用飞机必须每十

二个阳历月进行一次全面的（年度）检查。除了要求的年度检查外，商用

（用于租用）飞机每工作 100 小时必须进行一次全面检查。

FAA 可通过发布飞机适航性指令要求进行有关飞机、发动机、螺旋桨

及零部件等其他检查。用户／操作者的职责是保证执行所有相关的适航指

令。当进行重复检查时，应采取适当步骤，防止疏忽而未执行适航指令。

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8-7

第八章

CESSNA

操作、勤务与维护

机型 172R NAV III

CESSNA 检查程序

代替 100 小时和年度检查的要求，可对飞机实行“分级维护检查程

序”或“阶段卡片式检查程序”。这两种程序可将工作量分为几个较小的

部分以便在较短时间内完成。

“赛斯纳分级维护检查程序”允许对一架飞机通过四次工作来检查和

维护。每 200 小时循环一次。这四次工作在完成每次工作后，被记录在一

个专门的飞机检查记录本上。

“阶段卡片式检查程序”为高利用率的飞机（每年约 600 飞行小时）

提供一个并行式的维护程序。该程序使用 50 小时间隔（阶段 1 与阶段 2）

检查使用频繁的系统与部件。在飞行 12 个月或 600 飞行小时（先到者为

准）后，对飞机进行全面的检查（第 3 阶段）。

用户应记住：无论选择了哪种检查方法，FAR 43 部和 FAR 91 部要

求由有资质的代理或人员来完成全部 FAA 要求的检查、以及多数由制造

厂家推荐的检查。

8-8

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CESSNA

第八章

机型 172R NAV III

操作、勤务与维护

CESSNA 客户维护程序

赛斯纳保用期特殊的优惠与规定、以及您可享受到的其他重要优惠都

包含在随飞机提供的《用户维护程序手册》中。您需通览《用户维护程序

手册》、并随时将其放在飞机上。

您也可能想选择回到赛斯纳服务站进行第 50 小时的首次分级维护工

作、或第 100 小时的首次 100 小时检查工作，这取决于您选定哪种维护程

序。尽管任何赛斯纳服务站都可为您完成这些重要的检查，但多数情况下，

您都可能选择您购买飞机的赛斯纳服务站完成这项工作。

由飞行员完成的预防性维护

一个取得执照的飞行员（在 FAR 43 部下取得授权、拥有或驾驶飞机

的人员，但不作为作航空运输人）对他的飞机做有限的维护。许可的特定

的维护工作请参阅 FAR 43 部。

注

驾驶未在美国注册的飞机的飞行员，应参考飞机注册国

的有关条例，以确定由飞行员完成的预防性维护信息。

进行任何预防维护前，必须先查阅《维修手册》，以确保所做的程序

正确。要进一步了解这方面的信息、或必须由取得执照的维护人员来完成

的维护信息，请与当地的赛斯纳服务站联系。

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8-9

第八章

CESSNA

操作、勤务与维护

机型 172R NAV III

更换或修理

对飞机部件进行任何更换之前，有必要与 FAA 取得联系，以确保飞

机能够继续适航。对飞机部件的更换和修理都必须由持有执照的专业人员

完成，并且只能使用经 FAA 批准的零部件及 FAA 批准的数据资料，如，

赛斯纳服务咨询通告。

地面操作

牵引

使用牵引杆用手来移动飞机是最容易、也是最安全的牵引方式。牵引

杆连接在前轮上（牵引杆放置在行李区一侧）。当用车辆来牵引时，转弯

角度不要超过前起落架中心左右任一侧 30 度，否则将损坏起落架。

注意

在牵引前去除所有已设置的方向舵面锁。

如果将飞机拖出或推出机库时经过不平整道面，要注意防止前支柱的

正常减震动作造成飞机尾部的过度上下摆动，及其导致的与机库较低的门

框或其它结构相碰。气压较低的前轮胎或减压支柱也将增加尾翼的高度。

（接下页）

8-10

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CESSNA

第八章

机型 172R NAV III

操作、勤务与维护

地面操作（续）

停放

停放飞机时，应迎风停放并设置停留刹车。在寒冷天气中，当聚积的

湿气可能会冻结刹车时、或当刹车过热时，不要设置停留刹车。安装舵面

锁，并在机轮下放上轮挡。在恶劣天气和大风天气下，使用以下段落中的

方法将系留好飞机。

系留

正确的系留程序是防止阵风或强风损坏停放飞机的最佳预防措施。按

下列步骤牢固地系留住飞机：

1．设置停留刹车并插上操纵盘锁。

2．在尾翼与方向舵上安装舵面锁。

3．将足够长且结实的绳索或链条（700 磅张力）系到机翼、尾翼及

机头的系留环处，然后将每根绳索或链条固定到停机坪的系留点。

4．安装空速管套。

用千斤顶托起

当需要用千斤顶将整个飞机抬离地面、或使用机翼千斤顶支撑点顶起

飞机时，请查阅《维护手册》以了解需要的特定程序和设备。

每个主起落架都可用与主起落架脚踏板一体的千斤顶座单独托起。当

使用单个起落架支柱千斤顶座时，起落架撑杆的弹性将使主轮随机轮的升

高而向内滑动，并且使千斤顶倾斜。这时，必须放低千斤顶以进行第二次

顶起操作。使用主起落架千斤顶座时，不要同时顶起两个主轮。

（接下页）

172RPHAUS-00

8-11

第八章

CESSNA

操作、勤务与维护

机型 172R NAV III

地面操作（续）

用千斤顶托起（续）

注意

不要在升降舵或水平安定面的操纵面上施压。推动尾锥

时，要在隔框处用力，以免蒙皮扭曲。

如果需要维护前起落架，可以在紧接水平安定面前方的尾锥隔框处向

下用力，让机尾“坐”在尾部系留环上，以使前轮抬离地面。

为了协助将前轮抬升并保持离开地面，应在尾翼系留点处使用地锚。

注

在任何条件下，应在机头附近的重量支撑隔板下使用合

适的台架或支撑物，以确保机头被抬离地面。

调水平

在飞机的纵向水平调整时，将水平仪放置在位于尾锥左侧的水平校准

螺钉上。使前轮胎放气和/或放低或抬高前轮减震支柱，将水平仪内的气泡

置于中间。两个舱门上门框上的相应的点可于调整飞机的横向水平。

（接下页）

8-12

172RPHAUS-00

CESSNA

第八章

机型 172R NAV III

操作、勤务与维护

地面操作（续）

适航停放

由于内部腐蚀，30 天或更长的飞行间隔的飞机发动机可能不能达到

正常的服务寿命。由于空气中水份和燃烧产物的共同影响，汽缸壁和轴承

会在不飞行的期间内受到腐蚀。

对发动机来说，推荐的最低工作频率是每 30 天或以内（根据地区和

存放条件）进行滑油温度达到 165－200℉的连续 1 小时的飞行（不计滑

行、起飞和着陆时间）。与干旱地区相比，飞机在近海、湖、河流和湿润

地区时，更需要注意预防。根据实际环境状况和飞机的运行频率，飞机的

所有人或运行人必须采取相应的发动机保护程序。

注

发动机制造商并未建议在存放期间用手拉动发动机。

如果飞机停放超过 30 天，参照最新的 Textron Lycoming 服务通告

L180（www.lycoming.textron.com

。

无论飞机停放时间多久，建议在飞机的停放期间内保持燃油箱满油，

以使油箱内的水汽凝结减至最小。保持电瓶充满电，防止寒冷天气时电解

液结冰。参阅《维护手册》以获得正确的停放程序。

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8-13

第八章

CESSNA

操作、勤务与维护

机型 172R NAV III

勤务

除了本手册第 4 章所讲的飞行前检查外，您飞机所需要的全方位维护、

检查与测试要求都详列在《维护手册》里。《维修手册》列出了在特定间

隔时间段需要注意的所有项目，以及在特定间隔时间段里要求的维护、检

查和/或测试等所有项目。

由于赛斯纳服务站根据有效的《维修手册》可完成所有的维护、检查

与测试程序，因此，建议您与当地赛斯纳服务站联系，就这些要求进行讨

论并制定飞机在推荐间隔内的维护计划。

“赛斯纳分级式维护”能确保在规定时间内完成这些维护要求，以便

满足前面讨论的 100 小时检修或年度检修要求。

根据不同的飞行运行，当地政府航空局可能会要求额外的维护、检查

或测试。有关这些条例的要求，用户应咨询飞机运行地的航空官员。

为便于快速查阅，特提供下面一些常用维护项目的数量、材料以及规

格。

8-14

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CESSNA

第八章

机型 172R NAV III

操作、勤务与维护

滑油

滑油规格

MIL-L-6082 或 SAE J1966 航空级纯矿物滑油：飞机出厂交付使用时

使用此类滑油。此外，还应在最初 25 小时内补充使用这类滑油。头 25 个

小时以后，应放出此类滑油并更换滤心。再给发动机加满并继续使用，直

到累计时间达到 50 小时或滑油消耗稳定。

MIL-L-22851 或 SAE J1899 航空级无灰分散剂滑油：必须在头 50 小

时后或当滑油消耗已经稳定后，使用符合 Textron Lycoming 服务条例第

1014 号、以及其所有的修订和补充附件的滑油。

适用温度范围的推荐粘性

可全年使用多级粘性或纯等级的滑油来润滑发动机。参考下表查阅温

度与粘性范围。

温度

MIL-L-6082 或

MIL-L-22851 或

SAE J1966 纯矿物滑油

SAE J 1899 无灰分散剂

SAE 等级

高于 27℃（80℉）

高于 16℃（60℉）

40 或 50

-1℃（30℉）至 -32℃（90℉）

-18℃（0℉）至 -21℃（70℉）

30，40 或 20W-40

低于 -12℃（10℉）

30 或 20W-30

-18℃（0℉）至 32℃（90℉）

20W-50

20W-50 或 15W-50

所有温度

---

15W-50，20W-50

（接下页）

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8-15

第八章

CESSNA

操作、勤务与维护

机型 172R NAV III

滑油（续）

发动机滑油池容量

发动机滑油系统总滑油容量为 8 夸脱，其中滑油滤 1 夸脱。发动机滑

油池（曲柄轴箱）容量为 8 夸脱。滑油池内少于 5 夸脱滑油时，不能运行

发动机。长时间飞行，发动机滑油量应为 8 夸脱。

滑油与滑油滤的更换

发动机运行头 25 小时后，排放掉发动机滑油池中的滑油，并更换过

滤器。再用纯净矿物油将滑油池注满，并使用到累计时间达到 50 小时或

滑油消耗已经稳定，然后更换为无灰分散剂滑油。然后，应根据发动机制

造商规定的时间间隔更换为无灰分散剂滑油（及滑油滤）。

注

在头 25 小时更换滑油与滑油滤时，需要对整个发动机

舱做一次全面检查。应特别注意那些在飞行前检查时常

常不予检查的项目。检查软管、金属管以及接头是否有

滑油与燃油渗漏的迹象；检查有无磨损、磨破、老化现

象，管路路径是否正确和支架的紧固性；检查进气道与

排气系统有无裂纹、漏油迹象以及附件有无松动；还应

检查发动机控制及联杆是否能全程灵活运动、附件有无

松动与磨损迹象；检查电线是否紧固，有无磨损、烧灼

迹象，绝缘层是否失效，接线端有无松动或断裂、热老

化，以及接线端受腐蚀等现象。根据《维护手册》的指

导检查交流发电机的传动皮带有无松动，需要时重新拉

紧。建议在以后的维护工作期间，定期检查这些项目。

8-16

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CESSNA

第八章

机型 172R NAV III

操作、勤务与维护

燃油

经批准的燃油等级（及颜色）

100LL 级航空燃油（蓝色）

100 级航空燃油（绿色）

注

燃油系统可以添加异丙醇或二甘醇一甲基醚

（DiEGME），但其含量不得超过总容量（体积）的 1%

（异丙醇）或 0.15%（DiEGME）。参考以下段落有关燃

油添加剂的其他信息。

燃油容量

56.0 美加仑总量：每个油箱 28.0 美加仑。

注

为确保重新加注燃油时燃油容量最大，并且最大限度地

减少燃油交输，燃油选择器活门应置于左或右位，飞机

停放时应保持机翼水平，并处于正常地面姿态。正常地

面姿态参考图 1-1。

每次飞行后都要对燃油系统进行维护，并且加满燃油箱，最大限度地

减少油箱内的水汽凝结。

（接下页）

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8-17

第八章

CESSNA

操作、勤务与维护

机型 172R NAV III

燃油（续）

燃油添加剂

严格遵循第 4 章中建议的飞行前放油指导就能排除油箱内的积水。尽

管可能仍会有少量水滞留于汽油中，通常在发动机运行时，它将被消耗掉

而不会引起注意。

在以下多种因素影响下可能会遇到例外情况：(1)使用某些燃油，并且

(2)地面湿度大，(3)然后在高空低温条件下飞行。在这些不寻常条件下，

燃油中的少量水达到足够量时从燃油流中分离出来并冻结，导致部份发动

机燃油系统结冰。

尽管这些情况非常少见，一般不会给用户与操作者带来问题。但它们

在世界的某些地区确实存在。因此一旦遇到，必须进行处理。

因此，为在这些不寻常情况下减少燃油结冰的可能性，允许给燃油添

加异丙醇或二甘醇一甲基醚(DiEGME)添加剂。

燃油添加异丙醇或 DiEGME 添加剂会产生两种不同的结果：(1)它吸

收汽油中溶解的水，(2)酒精有防止结冰的作用。

注

当使用燃油添加剂时，必须记住最后的目标是使油箱中

燃油与添加剂的混合比例正确，而不只是从加油喷嘴与

加注的燃油一同添加。例如，向装有 20 加仑未经处理

燃油的油箱内加入 15 加仑比率正确的燃油，则将会使

油箱中 35 加仑燃油的添加剂浓度比例低于可接受标准。

（接下页）

8-18

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CESSNA

第八章

机型 172R NAV III

操作、勤务与维护

燃油（续）

如果使用酒精，其与燃油混合的浓度比例为 1%（按体积）。酒精浓度

建议不大于 1%，那样可能损害燃油箱材质。

酒精完全溶解于燃油时最为有效。因此，将酒精加到燃油中的方法很

重要。为确保正确添加，建议如下：

1．为达到最佳添加效果，应在加油时添加。将酒精直接混入从加油

嘴流出的燃油中。

2．另一种可使用的方法是：预先在另一个干净的容器(容量约为 2-3

加仑)中，将全部酒精溶液与一些燃油混合，然后在加油作业前把此混合液

倒入油箱中。

二甘醇单甲基乙醚(DiEGME)化合物必须小心地与燃油混合，其浓度

在总燃油容量的 0.10%(最小)到 0.15%(最大)之间。参考图 8-1，了解二甘

醇单甲基乙醚(DiEGME)与燃油的混合图表。

警告

防冰添加剂是危险的，吸入和/或皮肤

接触都将有害于健康。

（接下页）

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8-19

第八章

CESSNA

操作、勤务与维护

机型 172R NAV III

燃油（续）

燃油添加剂（续）

注意

二甘醇单甲基乙醚(DiEGME)与燃油的混合极其重要。超

过推荐的浓度(最大为总容量的 0.15%)会对燃油箱密封剂

造成有危害，还将损坏用于燃油系统和发动机部件的 O 形

环和密封圈。低于推荐的浓度(最小为总容量的 0.10%)则

没有作用。只能使用制造厂家推荐的混合设备以确保比例

正确。

飞机长期停放将导致燃油内含水量增加而“耗尽”添加剂。当燃油箱

集油池内产生过量的水时，就会出现这种现象。使用差分折光仪可以检验

此浓度。检验添加剂浓度时，必须严格遵循差分折光仪的技术手册。

（接下页）

8-20

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第八章

CESSNA

操作、勤务与维护

机型 172R NAV III

燃油（续）

燃油污染

燃油污染通常是由于燃油系统内存在的外来物质引起的。这些外来物

质包括水、铁锈、砂子、污物、生长的微生物或细菌等。此外，与燃油或

燃油系统部件不相容的添加剂也可能污染燃油。

每次飞行前和每次加油后，使用干净的样品杯从每个燃油箱的放油孔

及从燃油滤网快速排放活门排放至少一满杯燃油，以检查燃油是否出现污

染。这样也可确保飞机加入了正确等级的燃油。

如果检测到污染，重新排放所有燃油放油孔，包括燃油储油箱及燃油

选择器快速放油活门。然后轻轻摇动机翼，并将尾翼放低到地面以将其他

杂质移至抽样检查点。反复从所有燃油放油孔取样直到去除所有的污染

物。如果反复采样检查后，仍有污染迹象存在，则该飞机应停飞。让有资

格的维护人员对油箱进行排放并净化系统。在飞行前必须清除所有污染迹

象。如果飞机加入的燃油等级不正确，应全部排放干净，然后加入正确等

级的燃油。飞机燃油有污染或加入未经批准的燃油时，不得进行飞行。

此外，不熟悉某一特殊固定机场操作人员的用户/操作者应确认：供给

的燃油没有受到污染，并且在为飞机加油前进行了正确的过滤。如果重量

与平衡允许，在两次飞行之间要加满油箱，以减少未加满油箱的箱壁上产

生冷凝水的可能性。

为进一步减少燃油污染的可能性，应按照飞机《维护手册》对燃油系

统进行常规维护。只能使用该手册推荐的正确的燃油。除非经过赛斯纳与

联邦航空局批准，不应使用燃油添加剂。

8-22

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CESSNA

第八章

机型 172R NAV III

操作、勤务与维护

起落架

有关起落架的维护资料，请查阅下表。

部件

勤务标准

前轮（5.00-5，6 层标定轮胎）

34.0 PSI

主轮（6.00-6，4 层标定轮胎）

28.0 PSI

刹车

MIL-H-5606

前起落架减震支柱

MIL-H-5606；45.0 PSI*

* 按照充填说明标牌，为减震支柱加注 MIL-H-5606 液压油，并且支

柱上无负载。充入 45.0 PSI 气体，不要充气过量。

清洁和维护

风挡和窗户

使用飞机风挡清洁剂来清洗塑料风挡和窗户。用软布沾取适量的清洁

剂，并适当用力擦洗直到清除所有污垢、滑油浮渣、以及小虫污迹。让清

洁剂干燥，然后用柔软的法兰绒布擦抹它。

注意

决不能使用汽油、苯、酒精、丙酮、灭火剂、防冻液、

涂稀释剂、或玻璃清洁剂来清洁塑料。这些物质会损害

塑料，并可能使其产生裂纹。

如果没有风挡清洁剂，可用软布沾取干洗溶剂油来清除塑料风挡上的

油污及油脂。

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8-23

第八章

CESSNA

操作、勤务与维护

机型 172R NAV III

清洁和维护（续）

清洁之后，使用中性洗涤剂和大量的水小心清洗。用水彻底清洗好后，

用一块干净湿润的软皮擦干水汽。不能用干布擦塑料，因为干布会产生静

电，从而吸附灰尘。用好的商用蜡打蜡后，清洁工作结束。用干净柔软的

法兰绒布均匀地涂上一层蜡，这样将涂平轻微刮伤处，并防止进一步刮伤。

除非预计会下冰雹或雪雨，不要用帆布盖在风挡上，因为帆布罩可能

刮伤塑料表面。

漆面

新赛斯纳飞机的漆面具有耐用、持久光亮的特点。

通常，用水和中性肥皂清洗，接着用水冲洗，并用布或软皮擦干，可

使涂漆表面保持光亮。决不能使用粗糙的或磨碎的肥皂或清洁剂，以免引

起腐蚀或刮痕。用沾有干洗溶剂的布擦掉顽固留存的油污和油脂。请特别

注意，不要让溶剂接触到外部图形。对外部图形的全面维护，请查阅《维

护手册》。

为了抹平表面所有细小的裂痕或刮痕以及防止腐蚀，必须按照制造厂

家的说明使用优质的车蜡定期地对飞机上蜡抛光。如果飞机在海边或其他

碱性环境中运行，为能充分保护飞机，必须更频繁地冲洗和上蜡。应特别

注意环绕铆钉头部和蒙皮重叠部的地方，这些地方是最有可能腐蚀的区

域。在机翼与尾翼前缘和整流罩前盖、以及螺旋桨整流罩上，都涂有一层

较厚的蜡，这将有助于减少这些区域受到擦伤。通常，在用肥皂溶液清洁

以后或在化学除冰作业后，有必要重新上蜡。

8-24

172RPHAUS-00

CESSNA

第八章

机型 172R NAV III

操作、勤务与维护

清洁和维护（续）

漆面（续）

在寒冷气候下将飞机停放在室外时，有必要进行飞行前除冰。但在使

用化学液体除冰时应加倍小心保护油漆表面。异丙醇可以即满意地除冰，

又不会损坏漆面。但是，由于异丙醇将损伤塑料并可能使其产生裂纹，在

使用时，要使其远离风挡和窗户。

螺旋桨维护

飞行前检查时，要检查螺旋桨叶片有无刻痕，时常用油布清除草与小

虫的污渍，这将延长叶片寿命。一当发现螺旋桨上，尤其是靠近叶尖与前

缘上的小划痕，应尽快打磨。因为这些刻痕会产生集中应力，从而导致螺

旋桨叶片产生裂纹或损坏。不要在叶片上使用碱性清洗剂，用干洗溶剂去

除油脂与污垢。

发动机维护

根据飞机《维护手册》指导，使用适合的溶剂来清洁发动机。使用喷

雾型清洁剂是最有效的清洁方式。喷雾清洗前，确保对可能受溶剂负面影

响的部件已加以供保护。发动机清洗后，有关控制器和部件的正确润滑工

作，请查阅《维护手册》。保修期内，应更换进气空气滤，但不要超过 500

小时。

（接下页）

172RPHAUS-03

8-25

第八章

CESSNA

操作、勤务与维护

机型 172R NAV III

清洁和维护（续）

内部维护

经常使用真空吸尘器清洁舱内，去除舱内装饰物和地毯上的灰尘与污

物。

立即用清洁的棉纸或抹布吸干任何溅出的液体。不要拍打污点处；紧

紧地按压吸水材料并保持几秒钟。继续擦拭直到液体被吸收干净。用钝刀

刮掉粘性物质，然后清洁该处。

使用一点家用洗洁剂就可以清除油性污点。使用任何溶剂前，请先读

容器上的说明，并在需清洁的织品污点处试用一下。不得使用挥发性溶剂

浸透织物，它可能会损坏衬垫材料。

污染的舱内装饰和地毯可以根据制造厂家的说明用泡沫类清洁剂清

洗。尽量不要弄湿织物，尽可能使泡沫干燥，并用吸尘器将其吸去。

有关内部清洁的完整资料，请参考《维护手册》。

电子设备保养

Garmin G1040 显示器具有防眩目涂层，其对皮肤油脂、腊、氨水、

和研磨清洁剂非常敏感。参考《G1000 驾驶舱参考手册》对显示屏进行清

洁。

8-26

172RPHAUS-03

CESSNA

第九章

机型 172R NAV III

补充

第九章

补充

介绍

本章附录中包括了更多的操作程序可用于飞机上安装的标准设备和

选用设备。操作者应参考每个附录以确保适用遵照适合于自己飞机的限制

和程序。

提供此批准附录的目的在于提供方便。从 LOG1 页开始，以序列形式

列出了与该飞机有关的所有附录名称，序号和修订标准。此记录应当作检

查使用，确保所有适用附录全部收入飞行员操作手册（POH）中。但是，

如果飞机上没有安装此类设备，则可在操作手册中删除有关附录。当然，

如果飞机上装有此类设备，手册中必须保留补充资料，并在每次补充附录

修订版发行时予以更新。

每份单独附录都含有有效页面记录。记录中罗列出了有效页编号和有

效日期，还列出了修订日期。此外，补充设备编号中提供了有关修订标准

的信息。情参考以下例子：

B3999

172RPHAUS-S1-04

补充修订标准

补充序号

赛斯纳 C172-R NAV III

(序列号 17281241 及以后)

172RPHAUS-00

9-1/9-2

CESSNA

第九章

机型 172R NAV III

补充

批准的补充清单

注

保证飞机所有者持有最新飞行员操作手册修订本与最新发行的“批准的补

充清单”是飞机所有者的责任。该“批准的补充清单”为最新版本，附有

塞斯纳公司装运日期。但是，由于可能出现某些变化，飞机所有方应当联

系塞斯纳公司客户支援部，确认已经拥有此近期最新版本，联系电话：

（316）517-5800

补充序号

补充名称

修订等级

安装的设备

1 Pointer Model 3000-11 或 Model

4000-11 紧急定位发射机(ELT)

2 加拿大补充

3 Bendix/King KAP 140

双轴式自动驾驶仪

4 冬季包

________

5 巴西认证的飞机

6 Artex C406-N 紧急定位发射机(ELT)

7 Bendix/King KR 87

自动定向仪（ADF）

172RUHAUSLOG-04

2006 年 02 月 14 日

Log-1/Log-2

飞行员操纵手册和

FAA 批准的飞机飞行手册

CESSNA 172R

NAV III

17281241 及以后飞机

补充 1

指位型 3000-11 或 4000-11

紧急定位发射机

序列号：______________

注册号：______________

当飞机上安装了指位型 3000-11 或 4000-11 紧急定位发射机时，该补充部

分内容必须插入到《飞行员操纵手册》和 FAA 批准的《飞机飞行手册》的

第九章。指位型 4000-11 紧急定位发射机只批准在美国、加拿大和日本等

国使用。

日期：2005 年 08 月 03 日

赛斯纳飞机公司

美国堪萨斯州威奇托市

2005 年 03 月 08 日

172RPHUS-S1-00

S1-1

第九章

CESSNA

补充 1

机型 172R NAV III

指位型 3000-11 或 4000-11 紧急定位发射机（ELT）

概述

该附录提供了使用指位型 3000-11 或 4000-11 紧急定位发射机时必须

遵守的信息。指位型 4000-11 紧急定位发射机只被批准在美国、加拿大和

日本使用。

指位型 3000-11 型 ELT（带有英语标牌）与指位型 4000-11（带双语

标牌）是由有一个自主式、双频、固态的发射机组成，通过一个由五个碱

性的“C”单元蓄电池构成的电池组提供电源，通过检测惯性“G”电门来自动

触发。组件在感受到按 TSO-C91A 标准的纵向惯性力时，将被触发。同

时，一个远程电门/报警器位于副驾驶仪表板的顶部右上侧，从飞行机组位

置可以控制 ELT。信号器位于拨动电门的中心，当 ELT 发射机发射时信号

显示灯亮。该 ELT 在国际上的事故频率的 121.5 MHz 和 243.0 MHz 发出

全向信号。通用航空和商务飞机，FAA 和 CAP 监测 121.5 MHz；243.0MHz

由军方监控。

ELT 位于防止高冲击、防火、并有携带把手的玻璃填充机匣内，安装

在后客舱隔框壁后面的尾部整流罩(尾锥)右侧。要接近组件，松开在后客

舱隔板的旋转紧固件。该 ELT 可以通过组件前面的控制面板控制，也可通

过位于副驾驶仪表板的顶端右侧部分上(见图 1)控制面板来操作。

发射机的电源通过发射机匣内一个碱性电池组件提供。

（接下页）

S1-4

172RPHAUS-S1-00

CESSNA

第九章

机型 172R NAV III

补充 1

概述（续）

根据 FAA 条例，ELT 电池组件必须在 2 年的货架期、或维护寿命后、

或因为下列原因予以更换：

a．在紧急情况下使用过发射机后（包括任何在未知时间意外触发）。

b．在发射机工作以后用于超过 1 个小时累积时间（例如在几次测试

中累积的时间和知道的意外触发时间）。

c．接近电池更换日以前。电池更换日期标注在电池组上和发射机的

标签上。

指位型 3000-11 紧急定位发射机

图 S1-1

1．远程电缆插孔－连接到位于副驾驶仪表板上的 ELT 遥控电门/信号

器上。

2．天线插座－连接到安装在尾锥顶部的天线。

3．发射机警报器信号灯－亮时呈红色，指示发射机在发送救援讯号。

（接下页）

172RPHAUS-S1-00

S1-5

第九章

CESSNA

补充 1

机型 172R NAV III

概述（续）

4．主功能选择电门（3 位拨动电门）：

AUTO

－预位发射机，以便当“G”电门感受到预定的减速率

时，自动激活发射器。

－立即起动发射机。供测试目的和“G”电门不工作时

使用。ON 位置旁通自动触发电门。（远程控制电门

/指示器中央的红色信号将亮）。

OFF/RESET －在营救事后处理期间和重置自动启用功能时，停

止发射机。（远程控制电门/指示器中央的红色信号

应灭）。

5．远程控制电门/指示器（3 位拨动电门）：

－测试或紧急状况下远程激活发射机。拨动电门中

央的红色信号燃亮，表明发射机在发送救援讯

号。

AUTO

－预位发射机，以便当“G”电门感受到预定的减速

率时，自动激活发射器。

RESET

－ “G”自动启动发射机后，使用复位电门断开发射

机，并使其重新预位。（远程控制电门/指示器中

央的红色信号应灭）。

（接下页）

S1-6

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CESSNA

第九章

机型 172R NAV III

补充 1

概述（续）

指位型 4000-11 紧急定位发射机（ELT）

图 S1-2

1．远程电缆插孔－连接到位于副驾驶仪表板上的 ELT 遥控电门/信号

器上。

2．天线插座－连接到安装在尾锥顶部的天线。

3．发射机警报器信号灯－亮时呈红色，指示发射机在发送救援讯号。

4．主功能选择电门

－

立即起动发射机。供测试目的和“G”电门不工作时使

用。ON 位置旁通自动触发电门。（远程控制电门/

指示器中央的红色信号将亮）。

AUTO －

预位发射机，以便当“G”电门感受到预定的减速率

时，自动激活发射器。

OFF/RESET －在营救事后处理期间和重置自动启用功能时，停

止发射机（远程控制电门/指示器中央的红色信号

应灭）。

（接下页）

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S1-7

第九章

CESSNA

补充 1

机型 172R NAV III

概述（续）

5．远程控制电门/指示器（3 位拨动电门）：

－测试或紧急状况下远程激活发射机。拨动电门中

央的红色信号燃亮，表明发射机在发送救援讯

号。

AUTO

－预位发射机，以便当“G”电门感受到预定的减速

率时，自动激活发射器。

RESET

－ “G”自动启动发射机后，使用复位电门断开发射

机，并使其重新预位。（远程控制电门/指示器中

央的红色信号应灭）。

限制

参阅《飞行员操作手册》和 FAA 批准的《飞机飞行手册（POH/AFM）。

应急程序

在迫降前，尤其在偏僻的山区，将远程控制电门/指示器置于 ON 位置，

启动 ELT 发射机。拨动电门中间的信号灯应亮。

迫降后立即请求紧急救援，应当按照如下程序使用 ELT：

注

迫降时，ELT 的远程控制电门/指示器可能不工作。如果

不工作，惯性“G”电门将自动启动。但是，如果要将 ELT

电门关闭再打开，需要手动操作位于 ELT 组件上的主功

能选择器电门。

（接下页）

S1-8

172RPHAUS-S1-00

CESSNA

第九章

机型 172R NAV III

补充 1

应急程序（续）

1．确保 ELT 启动：

a．即便信号灯已经亮，也应将远程控制电门/指示器置于 ON(开)位。

b．如果飞机无线电仍然工作并能安全使用(不存在火警或爆炸危险的

情况下)，接通和选择 121.5MHz。如果能听到 ELT 的发射声音，

说明其工作正常

c．确保天线没有障碍。

注

当 ELT 接通时，在典型的警报声，首先听到的是降音。

2．看见救援飞机前－保存飞机电池电量。不要使用无线电收发机。

3．看到救援飞机后－将远程控制电门/指示器置于复位(RESET)位，再释

放至 AUTO 位，以防止无线电干扰。努力在频率 121.5MHz 下用无线

电收发机联系援救飞机。如果无法建立联系，立刻将远程控制电门/指

示器置于 ON(开)位。

4．获得救援后－将远程控制电门/指示器置于自动(AUTO)位，停止紧急发

射。

172RPHAUS-S1-00

S1-9

第九章

CESSNA

补充 1

机型 172R NAV III

正常程序

按 TSO-C91A 的要求，只要该远程控制电门/指示器处于 AUTO 位，

并且 ELT 主功能选择器电门保持在 AUTO 位，当组件感受到纵向惯性力

时，ELT 将自动启动。

遭受雷击或异常的重着陆后，即使不存在紧急情况，ELT 也可能自动

启动。如果远程控制电门/指示器亮，这说明 ELT 在无意中启动。另外一

种检查方法检是选择无线电收发机至 121.5MHz，收听紧急状况传送音频。

如果远程控制电门/指示器亮、或能收听到紧急状况音频，将远程控制电门

/指示器置于复位（RESET）位，然后松开，使之回到 AUTO 位。

该 ELT 必须根据 FAR 部 91.207 进行维护。

检查/测试

1．每隔 100 小时应测试紧急定位器发射机。

注

测试只在每个小时的最初 5 分钟内进行。

2．断开 ELT 与天线电缆连接。

3．打开飞机电瓶总电门和电子设备总电门。

4．打开飞机收发机，并设定频率 121.5MHz。

5．将远程控制电门/指示器置于 ON 位置。信号灯应亮。仅准许设备

发射三次音调，然后立即重新将远程控制电门/指示器扳至 RESET

位，再松开放至 AUTO 位。

（接下页）

S1-10

172RPHAUS-S1-00

CESSNA

第九章

机型 172R NAV III

补充 1

正常程序（续）

6．将 ELT 主功能选择器的电门置于开位。证实 ELT 发射机指示灯和

远程控制电门/指示器信号灯亮。

7．将 ELT 主功能选择器的电门置于“断开/复位”位。

8．将 ELT 主功能选择电门重新放至 AUTO 位。

9．将天线电缆重新连接到 ELT。

警告

连接天线的测试应该经过批准并向最近的管制塔

台证实。

注

天线断开连接时，ELT 将产生足够信号传至飞机的收发

机，它将不会干扰绕其它通讯或损坏输出电路。

飞行中的监听和报告

鼓励飞行员在飞行中监听 121.5 MHz 和/或 243.0 MHz，协助确定可

能的 ELT 发射。接收到信号时，向最近的空中交通管制部门报告下列内容：

1．收到信号时的飞机位置。

2．收不到信号时的飞机位置。

3．信号达到最大强度时的飞机位置。

4．能听到应急信号时的飞行高度和频率－121.5MHz 或 243．0MHz。

如有可能，报告与地面导航台的相对位置。如果飞机有定向设备，

提供每个报告位置的紧急信号的方位。

172RPHAUS-S1-00

S1-11

飞行员操纵手册和

FAA 批准的飞机飞行手册

CESSNA 172R

NAV III 选装

17281241 及以后飞机

补充 7

BENDIX/KING KR87

自动定向仪

序列号：______________

注册号：______________

该补充部分内容必须插入到《飞行员操纵手册》和 FAA 批准的《飞机飞行

手册》的第九章。

日期：2005 年 08 月 03 日

赛斯纳飞机公司

2005 年 12 月 22 日

美国堪萨斯州威奇托市

172RPHUS-S7-00

S6-1

第九章

CESSNA

补充 7

机型 172R NAV III

BENDlX/KING KR 87 自动定向仪（ADF）

概述

Bendix/King 数字式自动定向是安装在面板上的数字调谐式自动定向

仪。其用途在于提供连续的 1 KHz 数字调谐，频率范围为 200KHz 到

1799KHz，不需要机械波段转换。该系统包括接收机、内建式电子计时器、

一个 G1000 水平状态指示器（HSI）上的方位指针和一个 KA-44b 组合环

路和传感天线。Bendix/King 数字 ADF 的操作控制和显示见图 S7-1。

Garmin GMA1347 音频面板用于控制音频输出。音频面板的操作说明见

《Garmin G1000 驾驶舱参考手册》。

Bendix/King 数字自动定向仪可用于定位和归航程序，也可用于收听

调幅（AM）声音信号。

按压频率切换按钮，“转换”频率显示窗可切换预选“备用”和“工作”频

率。预选频率存储于不易丢失的存储电路中（不需要电瓶电源），用字体

较大、易于阅读和自动调节亮度的气体放电式显示器显示数字。工作频率

在始终显示在左侧的窗口内，右侧显示窗显示备用频率或来自内置电子计

时器的选择读数。

内置电子计时器有两个不同而独立的定时功能。只要打开组件，自动

飞行计时器即开始工作，这种计时功能最多可达 59 小时和 59 分钟。流逝

时间计时器的时间可向上或向下计时，最多为 59 分 59 秒。如果已预设计

时时间，倒计时至:00 时，显示器将闪烁 15 秒。飞行计时器和流逝时间计

时器单独工作，可以分开监控，不会彼此干扰。控制按钮有内部照明。其

亮度受电子设备调光器控制。

S7-4

172RPHAUS-S7-00

第九章

CESSNA

补充 7

机型 172R NAV III

概述（续）

天线/自动定向仪信号显示－ADF 按钮在“弹出”位时为天线（ANT）

方式。该方式改善音频接收，通常用于导航台识别。方位指针将不工

作，并停在 90 度相对方位。按入 ADF 按钮选择 ADF 方式。这时方位

指针工作，并指向相对于飞机航向的导航台方向。

使用频率显示－ADF 调谐频率在此显示。选择任一计时器功能时，可

以直接改变使用 ADF 频率。

差波（BFO）信号显示－按入 BFO 按钮启动和显示 BFO 方式。使用

BFO 方式时，可以听到载波和载波相应摩尔斯识别码。

注

CW 信号（摩尔斯编码）未被调制，不使用 BFO 时，不

能听到音频信号。这种信号没有在美国的空中导航中使

用。它用于某些国家和海洋信标台。

备用频率/飞行时间或流逝时间显示－显示 FRQ 时，备用频率显示在

显示器的右边。使用频率选择按钮可选择备用频率方式。按压频率转

换按钮，即将所选备用频率输入到使用频率窗。该位置可显示备用频

率、飞行计时或流逝时间。飞行计时和流逝时间显示显示时，将取代

备用频率，备用频率转入“不可见”储存，按压 FRQ 按钮可以随时调用。

按压 FLT/ET 按钮可显示飞行时间或流逝时间。

飞行时间和流逝时间方式信号显示－在该处显示飞行时间（FLT）或

流逝时间（ET）。

（接下页）

S7-6

172RPHAUS-S7-00

CESSNA

第九章

机型 172R NAV III

补充 7

概述（续）

6. 频率选择按钮－当频率被显示时选择备用频率，任选一时间功能将直

接选用使用频率。可以顺时针或逆时针方向旋转频率选择按钮。小旋

纽拉出时调谐间隔为 1，按入时调谐间隔为 10，外旋钮调谐间隔为

100，可调谐至 1000，最高为 1799。流逝时间作倒计时时，可以使用

这些旋钮来设置预定时间。

7. 开/关/音量控制电门（ON/OFF/VOL）－控制主电源和音频输出水平。

从 OFF 位顺时针转动将使接收机接通主电源。继续顺时针转动提高音

量。除非接收机被锁定在有效电台，KR87 的音频静音功能将使音频

静音。

8. 设置/复位流逝时间按钮（SET/RST）－不管有没有时间显示，按压此

设置/复位按钮将使计时器复位。

9. 飞行计时器/流逝时间计时器方式选择按钮（FLT/ET）－按压此按钮选

择飞行计时器方式或流逝时间计时器方式。

10. 频率转换按钮（FRQ）－按压频率转换按钮转换使用频率和备用频率。

11. BFO（差波）按钮－当按钮处于按入位时，使用 BFO 选定 BFO 方式

（参阅第 3 项下的“注”）。

12. 自动定向仪按钮（ADF）－它可以选择天线（ANT）方式或者自动定

向仪（ADF）方式。ADF 按钮处于“弹出”位时为 ANT 方式，处于

按入位则选择 ADF 方式。

13. 标线－指示飞机的磁航向。

14. 罗盘表盘（HSI 罗盘）－罗盘表盘随飞机航向而转动。标线下为飞机

磁航向。

15. 方位指针－指示飞机向台磁方位。

16. 方位信息窗－显示使用的 ADF 方位指针的指针类型。如果没有 ADF

字符，按压“BRG 1”或“BRG 2”直到显示“ADF”。

172RPHAUS-S7-00

S7-7

第九章

CESSNA

补充 7

机型 172R NAV III

操作限制

参阅《飞行员操纵手册和 FAA 批准的飞机飞行手册》（POH/AFM）

第二章。

应急程序

安装 KR 87 ADF 后，不改变飞机的应急程序。

正常程序

作为自动定向仪使用：

1．OFF/VOL 控制－开。

2．频率选择器旋钮－在备用频率显示窗中选择备用频率。

3．FRQ 按钮－按压，以使备用频率转换为使用频率。

4．ADF 选择器电门（在音频控制板上）－按需要选择。

5．OFF/VOL 控制－调到预定的音量和将接收预定电台识别代码。

6．PFD 软键（PFD 上）－按压，显示“BRG 1”或“BRG 2”软键。

“BRG 1”或“BRG 2”软键－按压，在方位信息窗中显示“ADF”。

8．ADF 按钮－选择“ADF”模式，并注意 HSI 上的磁方位。

（接下页）

S7-8

172RPHAUS-S7-00

CESSNA

第九章

机型 172R NAV III

补充 7

正常程序（续）

ADF 测试（在飞行前或飞行中）：

1. ADF 按钮－选择“ANT”模式，并注意指针移动到 90°位。

2. ADF 按钮－选择“ADF”模式，并注意指针立刻指向电台方位。指

针过多的停滞、摆动或反向表示信号太弱或系统工作不正常。

BFO 操作：

1．OFF/VOL 控制－开

2．BFO 按钮－按压接通

3．ADF 选择器按钮（在音频控制板上）－设定置于所需要的方式。

4．音量控制－调整至需要的听觉标准。

注

收到 CW 信号时，可以听到音频输出 1000-Hz 音频和摩

尔斯码。

飞行计时器操作：

1．OFF/VOL 控制－开。

2．FLT/ET 方式按钮－按压（－次或两次）直到 FLT 被显示。因为组

件接通时，计时器便开始计时。

3．OFF/VOL 控制－要使飞行计时器复位，关闭，然后打开。

仅用于通讯接收机的操作：

1．OFF/VOL 控制－开

2．ADF 方式按钮－选择 ANT 方式

3．频率选择器旋钮－选择备用频率，备用频率显示窗内显示备用频率。

4．FRQ 按钮－按压，使预定频率从备用位至使用位。

5．ADF 选择器按钮（在音频控制板上）－设置于所需方式。

6．音量控制－调整至需要的音量。

（接下页）

172RPHAUS-S7-00

S7-9

第九章

CESSNA

补充 7

机型 172R NAV III

正常程序（续）

流逝时间计时器－正向计时方式：

1．OFF/VOL 控制－开。

2．FLT/ET 方式按钮－按压（一次或两次）直到显示“ET”。

3．SET/RST 按钮－短暂按压，使流逝时间计时器复位至零。

注

当显示飞行时间或流逝时间模式时，按压 FRQ 按钮可

以调用存储器内的备用频率。然后使其转换为使用频率。

流逝时间计时器－倒计时方式：

1．OFF/VOL 控制－开。

2．FLT/ET 方式按钮－按压（一次或两次）直到显示“ET”。

3．SET/RST 按钮－按压直到 ET 信号开始闪烁。

4．频率选择器旋钮－在时间显示器上设定预定的时间。小旋钮拉出时

调节间隔为 1 秒。将小旋钮按入时调节间隔为 10 秒。外旋钮调节

分钟，最高可达 59 分钟。

注

在最后一次输入后，选择器旋钮将保持设定模式 15 秒，

或者按压 SET/RST、FLT/ET 或 FRQ 按钮，退出该模

式。

5．SET/RST 按钮－按压开始计时。当计时器达到 0 后，将开始正向

计时，并且显示器闪烁 15 秒。

注

显示 FLT 或 ET 时，使用频率选择旋钮可以改变显示窗

左侧的使用频率，不会影响储存的备用频率或其它的模

式。

（接下页）

S7-10

172RPHAUS-S7-00

CESSNA

第九章

机型 172R NAV III

补充 7

正常程序（续）

ADF 操作注意事项：

由于无线电频率现象而产生的 ADF 方位错误：

在美国负责分派 AM 无线电频率的 FCC 有时会将相同的频率分配给

同一区域的多个电台使用。确定的情况，在诸如夜间效应等某些条件下，

这些电台的信号会相互重叠。使用 AM 广播电台导航时，应当将这些因素

考虑在内。

太阳黑子和大气现象可能偶尔扰乱信号接收，这将导致同一频率的两

个电台的信号彼此重叠。由于上述原因，将功能选择电门转换到 ANT，监

听电台呼叫呼号，准确识别正在使用的导航台才是明智之举。

带电雷暴：

在电暴附近，自动定向指针将摆动，偏离所调谐的导航台，转而指向

雷暴中央。

夜间效应：

在刚刚日落或黎明后，这种干扰特别强。此时 ADF 显示器指针可以

不定地摆动。如有可能，调谐到功率最大的低频段导航台。如果不能，取

指针摆动的平均值，确定相对电台的方位。

高山效应：

山区表面反射的无线电波会造成指针摆动或指示错误方位。飞跃山区

地形并使用电台方位时，应考虑该因素。

海岸折射：

当飞机从陆地飞入海洋、或平行于海岸线飞行时，无线电波可能会被

折射。应考虑这种因素。

172RPHAUS-S7-00

S7-11

Cessna 172R. Aircraft operating manual in Chinese (2005) - 4