前言：下列喊话的目的是在大多数情况下，通过喊出程序标题来报出相关的程序。这可 以让飞行机组知道（当时的）情景并且准备好做出正确的反应（机组配合，任务分工和通讯）。
反推——最大（如果需要，飞行机组可以保持最大反推，直到飞机完全停住。）
刹车脚踏板——松开（设定关断防滞和前轮转弯电门时，刹车系统的控制转换从刹车转弯控制组件（BSCU）转换到备份刹车控制组件（ABCU），并且激活备份刹车模式的工作。因此，PF应该松开刹车脚踏板，然后PM选择关断防滞（电门）。 这个动作避免了粗鲁的踩刹车。）
防滞关断——下口令（PF下口令让PM设定关断防滞和前轮转弯电门。）
最大刹车压力——1000 PSI（备份刹车控制组件（ABCU）自动把刹车压力限制到1 000 PSI。监控刹车压力指示器上的刹车压力。）
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停机刹车——使用（连续短时地使用停机刹车以停住飞机。)
‐ 防滞和前轮转弯（A/SKID & N/W STRG）电门在ON位
‐ 牵引控制杆在正常位置
‐ 至少一台发动机在运转
‐ 飞机在地面
2.自动刹车待命条件x4
‐ 绿系统压力可用
‐ 电动防滞
‐ 刹车系统没有故障
‐ 至少一个ADIRU可用。
3.刹车模式
有四个工作模式：‐ 正常刹车‐ 带有防滞的备份刹车‐ 没有防滞的备份刹车‐ 停机刹车。
正常刹车系统使用绿系统液压压力，备用刹车系统使用黄色液压系统（由液压蓄压瓶提供备份）。还提供一个防滞和自动刹车系统。
刹车指令来自刹车脚踏板（飞行员的动作）或自动刹车系统（由机组选择的减速率）。
在正常操作中，一个双通道的刹车和转弯控制组件（BSCU）控制正常刹车和防滞。 根据故障情况，刹车可能转化为：
‐ 具有防滞的备用刹车。该刹车模式由备用刹车控制组件 (ABCU)控制并且防滞由 BSCU控制。
‐ 没有防滞的备份刹车。这个刹车模式由ABCU完全控制。
‐ 蓄压瓶不带防滞的备份刹车。此刹车模式由ABCU完全控制。
A.正常刹车:（如果绿系统液压力可用，防滞可用）
在下列情况中，正常刹车工作：
‐ 绿色液压系统的液压力可用
‐ 防滞和前轮转弯（A/SKID & N/W STRG）电门在ON位 在正常刹车期间，防滞工作并且自动刹车可用。
通过BSCU（刹车转弯控制组件），以下列方式电动控制刹车：
‐ 飞行员的脚踏板，或者‐ 在下列情况中，自动启用工作：
· 在地面上通过自动刹车系统，或者
· 在空中，当起落架手柄收上时。 通过正常伺服活门，由刹车转弯控制组件（BSCU）控制防滞系统。 驾驶舱中没有刹车压力的显示。
当绿色液压系统压力不够，并且存在下列条件时，刹车使用这种模式：
‐ 防滞和前轮转弯（A/SKID & N/W STRG）电门在ON位
通过刹车脚蹬板执行刹车输入并发送到备份刹车控制组件（ABCU）。然后，考虑了刹车脚踏板的输入后，备份刹车控制组件（ABCU）：
‐ 向备份刹车选择器活门供电，以便向黄色液压管路供压‐
由BSCU（刹车转弯控制组件）控制防滞。 中央仪表面板上的一个三端头指示器显示发送给左侧和右侧刹车的压力，以及蓄压瓶压力。
‐ 电子方式（防滞和前轮转弯电门关断，或者供电故障，或者刹车转弯控制组件故障），或者
‐ 液压方式（黄色＋绿色液压系统低压，刹车只由刹车储压器提供压力）。 根据刹车脚蹬的需求，ABCU控制备份刹车选择器和备份伺服活门。
中央仪表板上的一个三端头指示器显示刹车压力和蓄压瓶压力。为了避免机轮刹死并且限制爆胎的危险，刹车压力被自动限制为1 000 PSI。 蓄压瓶可以至少提供7次完整的踩刹车。
刹车是由黄液压系统供压，或者经由停机刹车控制活门由蓄压瓶压力供压（此活门打开，允许在主起落架的机轮刹车上使用全部的压力）。
蓄压瓶保持至少12小时的停机（刹车）压力。
如果停机刹车启动并且黄液压系统或储压器刹车压力不可用，那么可以通过刹车脚踏板来使用正常刹车系统。可以通过按下黄系统电动液压泵电门来增压黄系统蓄压瓶。中央仪表面板上的一个三端头指示器显示发送给左侧和右侧刹车的压力，以及蓄压瓶压力。
4.角度限制（前轮转弯拖车95°）
（系统）比较每个主轮的速度（由一个转速表提供）和飞机速度（基准速度）。 当主轮速度减小低于基准速度的0.87倍（根据情况）时，给出松刹车指令以便让机轮按照此时的数值滑动（最佳刹车效应）。
在正常工作中，BSCU从ADIRU 1或 ADIRU2或ADIRU 3的水平加速值来确定基准速度。 如果所有的ADIRU失效，基准速度等于（两个主起落架）其中一个主起落架机轮速度的最大值。
· 在地面扰流板放出之后2秒，MED模式把压力持续发送给刹车，以便让飞 机以3米/秒²(9.8英尺/秒²)的减速率进行减速。
· 在地面扰流板放出之后2秒，LO模式把压力持续发送给刹车，以便让飞机 以2米/秒²(6.6英尺/秒²)的减速率进行减速
（1）在座舱气压高度3000米（10000英尺）以上至3600米（12000英尺）（含），应当对在驾驶舱内值勤的每一飞行机组成员提供氧气，他们也应 当用氧，并且如果在这些高度上超过30分钟，则对于30分钟后的那段飞 行应当对其他机组成员提供氧气。 （2）在座舱气压高度3600米（12000英尺）以上，应当对在驾驶舱内值 勤的每一飞行机组成员提供氧气，他们也应当用氧，并且在此高度上整个飞行时间内，应当对其他机组成员提供氧气。
（1）对于座舱气压高度3000米（10000英尺）以上至4300米（14000英 尺）（含）的飞行，如果在这些高度上超过30分钟，则对于30分钟后的 那段飞行应当为10％的旅客/乘员提供足够的氧气。 （2）对于座舱气压高度4300米（14000英尺）以上至4600米（15000英尺）（含）的飞行，足以为30％的旅客/乘员在这些高度的飞行中提供氧气。 （3）对于座舱气压高度4600米（15000英尺）以上的飞行，在此高度上 整个飞行时间内为机上每一旅客/乘员提供足够的氧气。
国内：“起始”右转30度，预计偏离预选航路中心线10KM（5NM），随 后左转平行预选航路。当新航路上有冲突时，回到原航路。
3.飞行机组应该知道ND上显示的MORA（若安装）是飞机周围以40海里 为半径的范围内最大的MORA值。
4.TCAS 模式选择器必须保持在TA/RA位置。防撞具有优先权（即使它要 求一次临时中断下降机动）。TA/RATCAS模式可以在最大程度上避免（飞机） 相撞。——即防撞具有优先权
5.如果听到很大的“挷挷”声或者很大的客舱垂直速度，飞行机组应该怀疑飞机有结构损伤。如果飞行机组怀疑有结构损伤，执行下面2个步骤：
（1）把速度/马赫数旋钮设定到速度，为了防止指示空速（IAS）增加 或者为了减速。 这个动作会尽量减少飞机结构上的应力。
（2）小心使用减速板，以避免飞机结构上的额外应力。 最后，在紧急下降之后，一旦取下氧气面罩，
6.最后，在紧急下降之后，一旦取下氧气面罩，飞行机组应该执行下列所有动作：
‐ 按下PRESS TO RESET（按下复位）的氧气控制滑块，以中断面罩麦克风的工作， 并且切断氧气。
只要意识到有任何失速显示（可能是语音警告、PFD上的红色信息“STALL STALL”、抖振…），立即采取动作。
这会减小迎角 注意:如果没有下俯权限，可能需要减小推力。
当退出失速时(不再显示有失速) : 推力按需平稳增加
注意:如果有触地的风险，一旦明确退出失速(不再显示有失速),平稳地建 立一个正爬升梯度。
1.作为一条普遍规则，首要是减小迎角（因为第一优先动作是要重获升力），其 次是尽量减小高度损失。
2.一旦识别到失速就立即采取最大推力是不恰当的。由于发动机加速时间，飞机速度增加（由于推力增加造成）缓慢，所以不能瞬时减小迎角。 进一步讲，对于安装在机翼下方的发动机，推力增加产生一个上仰姿态，可能 阻碍所需的迎角减小。
3.当失速显示停止时，并且当飞机恢复了足够的能量，飞行机组可以平稳地恢复初 始飞行航径。如果在光洁构型中并且低于FL 200，在恢复飞行航径期间，飞行机 组必须选择襟翼1以便增加到迎角失速的裕度。
然后，当到达了一个安全的飞行航径和速度时，如果音响失速警告仍被激活，飞行机组必须认为这是一次假警告。
如果在下列情况中，可能在离地时触发虚假的失速警告：
‐ 迎角探头管损坏
‐ 降级了空速管和迎角探头管的冰脊
‐ 尾流
如果探测到风切变，2部PFD显示信息WINDSHEAR（风切变）。响起三次相关的 语音警告“WINDSHEAR”。 如果飞行机组探测到风切变，执行下列（风切变）改出技术：
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如果在V1前：在所指示的V1以下，如果空速和空速趋势变化很大，则中断起飞。
如果在起飞滑跑期间出现风切变，飞机到达V1的时机可能比预计到达的时机要晚（或早）。飞行机组应该保证有足够的跑道（长度）以停住飞机（如果需要）
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如果需要，飞行机组可以拉侧杆到底。 注意:如果没有显示飞行指引杆，飞向一个初始俯仰姿态17.5 °。然后，如果需要，为了防止掉高度，增加俯仰姿态。
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如果需要，飞行机组可以拉侧杆到底。 注意: 1.如果迎角大于迎角保护时，自动驾驶仪断开。 2.如果没有显示飞行指引杆，飞向一个初始俯仰姿态17.5 °。然后，如果需要，为了防止掉高度，增加俯仰姿态。
不要改变构型(缝翼/襟翼，起落架)，直到退出风切变。
在下列情况中，飞行增益计算机 (FAC)在起飞和进近阶段中提供风切变探测功能：
‐ 在起飞时，离地后3秒钟，直到1300英尺无线电高度
‐ 在着陆时，从1300英尺无线电高度到50英尺无线电高度。
‐ 两部PFD显示目视红色信息“WINDSHEAR”（风切变），至少15秒。
‐ 出现3次合成语音信息“WINDSHEAR” （风切变）。
只要预测的飞机能量水平下降到预定的临界值以下，飞行增稳计算机才会产生风切变警告。
在计算这个能量等级预测值，飞行增稳计算机使用不同数据源的数据。垂直速度、 空速和地速、坡度等数据来自大气数据惯导系统；总坡度、纵向风量和垂直风这些推算参数来自其他数据源。
飞行增稳计算机以迎角表示这个能量等级，并比较此等级与迎角临界值（如果大于此临界值，非常可能出现风切变状态并需要飞行员采取动作）。
当PWS电门在自动【AUTO】位置并且飞机的无线电高度低于2300英尺，并且
‐气象雷达接通（气象雷达按钮在位置1或2）
或者‐气象雷达关断，并且
‐至少一台发动机运转并且
‐飞机地速大于30节,或（特别注意——或的关系，二者满足其一）
‐飞机纵向加速度超过一个给定的临界值至少达到0.5秒。
起飞时，当（速度）大于100节并且直到50英尺时，告警被抑制。
预测型风切变系统 (PWS)的语音告警:‐ 优先于TCAS, GPWS和其他FWC的语音警告
