A320

A320（共8篇）

A320 篇1

摘要：本文对A320系列飞机机组氧气系统的作用、组成部分、保护功能和几种工作模式等进行了详细的阐述, 根据维护标准对维护中的常见问题进行了分析, 同时描述了维护的安全注意事项。

关键词：机组氧气系统,维护,安全

飞机氧气系统在飞机座舱增压失效时为机组、乘务员和乘客提供生命活动所必需的氧气, 保障生命安全。飞机氧气系统可分为机组氧气系统、旅客氧气系统和便携式氧气系统。驾驶舱机组人员可根据需要随时使用氧气, 而旅客和乘务人员只能在座舱增压失效, 氧气面罩自动脱落或人工操控时才允许使用。便携式氧气系统主要用于急救和一些特殊需求的人员。本文着重介绍A320飞机的机组氧气系统。

1 工作原理

机组氧气系统是为了在客舱紧急释压或当驾驶舱出现烟雾、有毒气体时为机组提供氧气。对于A320飞机, 机组氧气系统是主要是由一个位于左侧电子舱内的高压氧气瓶提供氧气, 主要由以下四部分组成:机组氧气瓶、机组氧气高压调节部分、机组氧气低压总管部分, 机组氧气面罩 (如图1) 。

绿色的高压氧气瓶具有较强地抗冲击能力, 其最大灌充压力为1850PSI。当人工关断活门打开时, 高压氧气经过压力调节器调节到78±8PSI至低压供氧活门, 通过低压总管低压调节供给机组所需压力的氧气到机组氧气面罩组件。机组氧气瓶上除了人工关断活门、压力调节器外, 还有氧气压力指示表和超压释压活门。

2 超压保护功能

压力调节器的用途是将高压压力进行减压, 调节到稳定的低压输出。在压力调节器的高压段和低压段都有超压保护功能。当高压段的压力超过2550~2775PSI, 高压段的超压保护系统将把压力排出机外。同样的, 当低压段的压力 (压力调节器出口压力) 超过175PSI时, 低压段的超压保护系统将把压力排出机外。在飞机的左侧有一个绿色的释压保护片, 当出现超压保护时, 释放的超压气体会将保护片吹走 (当超压达到40~100PSI时) , 露出黄色的底片。

在绕机检查中发现绿色圆片丢失, 应及时检查氧气瓶。对氧气瓶充氧或更换氧气瓶后, 应重新安装该保护片, 同时更换O形环和卡环。由于低压段的超压保护是通过单向活门实现的, 当单向活门出现渗漏时就要造成机组氧气压力渗漏。而且这种渗漏的流量较小, 达不到吹走释压保护片的标准 (>40PSI) , 因此很难发现。在实践中可以在释压保护片上喷洒肥皂水来判断是否是压力调节器渗漏。

3 压力指示

机组氧气瓶压力除了在瓶体上的压力表指示外, 也通过高压调节压力传感器在ECAM的DOOR/OXY页面右上角以数值显示。当氧气瓶压力为0~400PSI, ECAM上数值为琥珀色。当压力为400~1850PSI, 数值为绿色。当压力低于1500PSI时, 在数值下方会出现一个琥珀色半框指示。但这并不意味要更换氧气瓶。机组飞行所需的氧气量由温度、飞行机组人数等多个原因决定空客在AMMTASK35-10-00-200-001和FCOM3.3.4中给出了放行标准。表1是A320飞机机组氧气压力最低要求的一个示例。但要指出的是该标准的使用也是有条件的, 由经验值可以看出正常日氧气压力下降值为0~20PSI, 如果在一个航段或者一天的飞行中氧气压力下降了几百PSI, 即使残余的压力满足放行标准, 也不应该将飞机放行, 必须查明氧气泄漏的原因。

低压部分的压力在ECAM上并没有具体数值体现, 但低压总管部分的低压调节装有低压电门, 当它探测到低压低于50±5PSIG E CAM的DOOR/OXY页面出现琥珀色的‘REGULLOPR’信息。若在航前出现该信息可通过按压驾驶舱OXYGEN面板上的CREWSUPPLY电门接通供气活门, 活门打开1.5s, 低压总管压力上升, “REGULLOPR”信息会消失。

在低压总管上还连接有一测试端口用于低压总管的压力调节测试、渗漏测试等。

(1) 参考温度。

地面上: (外界温度+驾驶舱温度) ÷2;

飞行中:驾驶舱温度 (℃) -10℃;或驾驶舱温度 (℉) -18℉。

(2) 最低瓶体压力以保障。

(1) 航前检查。

(2) 当只有一名飞行员在驾驶舱使用氧气。

(3) 不可使用的氧气量 (保证调节功能的最低压力) 。

(4) 正常系统渗漏。

客舱释压后氧气面罩模式选择器选在NORMAL位 (稀释氧气) 的保护。

(1) 在紧急下降时所有的驾驶舱成员呼吸13min。

(2) 在巡航阶段高度层100时两名机组人员呼吸107min。或在客舱高度8000英尺有烟雾时提供所有机组人员100%纯氧15min。

提示:以上特性是基于氧气面罩密封完好的情况, 如果机组人员有胡子, 可能会受影响。

4 机组氧气面罩

在主副驾座位两边各有一个盒子分别装有两个氧气面罩, 供给机组使用。在机组氧气面罩盒上有氧气流量指示、RESET/TEST按钮、氧气使用旗。每个氧气面罩包括充气挽具、目视窗、模式选择器、应急超压旋钮和话筒 (第四观察员氧气面罩上无话筒) 。

在氧气面罩存储箱的左侧门下方有一个供气活门, 控制氧气系统向氧气面罩供氧。当氧气面罩存储箱的左侧门打开, 供气活门就打开, 取出氧气面罩, 挤压红色夹子给挽具充气, 可使氧气面罩戴到头部。此时在存储箱左侧会有一个白色OXYON的指示旗跳出, 指示开始供氧。戴上面罩后, 松开红色夹子, 面罩贴在脸上, 开始正常呼吸。如果要停止供氧, 必须要将氧气面罩叠好放入存储箱, 盖好存储箱的门, 按压RESET/TEST按钮, 供气活门才会关闭, OXYON的指示旗将消失。

按压RESET/TEST按钮除了重置氧气面罩还可进行渗漏测试。地面按压CREW SUPPLY电门后, 按压RESET/TEST按钮, 氧气流量指示器先打开 (显示黄色十字) 后关闭 (黑色十字) , 说明氧气在流动。压下并保持RESET/TEST按钮以及氧气面罩上的应急超压按钮, 氧气流量指示器持续打开 (显示黄色) 说明有持续不间断的氧气流动。可以通过扬声器听到氧气的流动。当氧气流量指示器无作动反应, 应优先考虑更换机组氧气面罩盒。

在氧气面罩上的应急超压电门用于产生超压, 消除水汽, 防止烟雾、异味、烟灰进入面罩。当按下应急超压按钮可持续提供几秒钟的较高压力氧气。当旋钮转到应急位将产生持续的较高压力纯氧。当客舱高度大于30000英尺时自动产生持续的较高压力的氧气。

机组人员可通过模式选择器选择供氧的纯度: (1) 选择Normal位时, 提供纯氧和空气的混合气体供呼吸;当飞机高度大于10600m时, 空气进口自动关闭提供纯氧。 (2) 选择100%位时, 提供纯氧呼吸;当应急超压旋钮在超压位时, 提供更高流量的纯氧。

5 机组氧气系统维护

氧气易燃、易爆, 是非常危险的气体, 应远离电源、火源、易燃、易爆材料、油脂等碳水化合物。机组氧气使用的是纯度至少为99.5%的“航空呼吸用氧”, 应使用绿色的高压氧气瓶。在灌充氧气和执行氧气系统维护工作时务必严格按照工作手册和行业标准操作且务必小心, 保护好自身安全。

安装氧气瓶应严格按照AMM步骤执行:注意施工时不能粘有任何油迹;使用干净的手套、工具设备;封圈安装位置一定要正确, 以免渗漏;机组氧气瓶安装完毕后旋转气瓶人工关断活门供氧时先旋转3~4圈等待90s后方能完全打开气瓶人工关断活门;使用指定的试漏液进行试漏。

机组氧气渗漏常见的四种情况: (1) 机组氧气面罩或面罩管路漏气。 (2) 机组氧气面罩没有完全复位。 (3) 低压调节接头或低压调节连接机组氧气盒的管路损坏渗漏。 (4) 低压调节器内部或外部渗漏。严格按照手册及工作单维护是防止机组氧气渗漏的根本途径。当出现泄漏后, 应及时寻找泄漏原因, 以防止出现不安全事件。

A320 篇2

前言

好的经验要和大家一起分享，希望大家一起不断总结！

——盛卫民

21章 空调

1、电子舱通风故障：

1）如只有电子舱通风的故障警告，须检查蒙皮进气活门和出气活门，确认开度正常，进出气量正常，进气口无外来物。复位计算机跳开关，一般信息会消失，等一分钟左右后做测试，如立即测试可能会出现虚假的测试正常信息。如果过一会信息再次出现，可能性最大的是气滤，其次是计算机。

2）如出现鼓风扇或排气扇信息，检查是否有相关跳开关跳出，123VU上也有相应的跳开关。检查蒙皮进气口，如有杂物堵塞，会出现鼓风扇信息。否则出现此类信息，一般复位是无效的，只能按MEL保留或排故。

3）注意：鼓风扇故障可能会导致同时出现排气扇信息。如果电源电压，频率偏离较大也可能会导致多个电子舱通风跳开关跳出，信息出现。

2、空调系统： 1）温度不可调节，可考虑空调控制盒。但如果是温度高，降不下来，则控制盒的可能性很小，一般是组件性能问题，短停不处理。2）单组件故障，可按要求保留。

3、座舱增压系统：

1）对于座舱垂直升降率变化大的故障：

座舱垂直升降率变化大，且没有故障信息，排除这类故障通常是先与别的飞机对换座舱增压控制器，看故障是否转移；如没有，则再观察座舱垂直升降率变化时，流量活门是否也跟着来回摆动，如果有，则更换相应的流量活门就能排除故障。

2）飞机有时在报告中有CPC1+2故障警告。这一般是由于有时机组在执行高原航班时会选择人工控制模式造成的，在地面正常就不用处理。

4、后货舱通风或加温故障：

复位不好则保留，后货舱不允许装活物。

22章 自动飞行

1、与FMGC相关的：

1）通电后FD不能自动接通：说明FMGC自检或数据对比没有通过，哪边的不能接通，在其ND下方会提示选择与另一部ND相同的距离范围，一般复位相应的FMGC后会正常。

2）校准惯导后某部FD或AP接不通：先复位跳开关，如无效，对老320飞机的FMGC可进行拔卡复位，拔出跳开关，拔出A13卡，闭合跳开关，一分钟后再拔出跳开关，插入卡，闭合跳开关。一分钟后信息消失。如还不行，MEL保留(该方法在第一种情况下也适用)。新件号的FMGC没有A13卡，可试着重装一次计算机。

3）FMGC的测试不够准确，不能完全以测试通不通得过来鉴定是否故障，警告信息是更重要的参考。

4）两部FMGC不能交输数据：证明其进入独立工作模式，都是由于其中一部FMGC故障引起的，如复位无效，可重装一次。仍无效，保留。或参考航段报告，试着更换一部FMGC。

5）无法获得对边FMGC输入的无线电导航数据：检查本边的RMP上备用导航是否打开，将其关闭。

6）如因某种原因同时更换了两部FMGC，切记检查导航数据库有效期。只更换一部，则按需交输导航数据库。

7）自动油门接不通：复位FMGC，检查油门杆上自动油门脱开按钮是否故障在按入状态。

8）两部自动驾驶自动脱开：很少出现，一般不会出现两部计算机故障。应从航后报告中的信息入手排故，如：TAT探头故障会导致这种现象，同时会出现方向舵行程限制故障。

2、与FAC相关的：

1）方向舵行程限制，偏航阻尼，方向舵配平故障：这三种故障均先复位相关的FAC。如不好，保留。

2）同时出现以上多个信息：检查跳开关，一般是由于FAC供电的跳开关跳出导致。3）若稳定出现以上某个信息（复位不掉），则不可更换FAC判断故障，因为若伺服线圈短路会烧坏计算机。但可以将相应的FAC装其它地方验证故障。

23章 通讯

1、侧杆上的发射电门故障：可保留，按要求要将电门脱开，至少要保证其不是故障在常发射状态。否则，须立即排故。

2、高频通话信号不好：高频信号是通过电离层反射的天波传播，用来远距离传播，本身信号质量就比通过视距传播的甚高频差很多。高频通讯只是有时在飞国际航班时要求使用，即使信号不好，机组也可以通过用甚高频中转的方式通信，故为保证航班可跟机组协商暂不处理。其它航班不用。

3、ACP/RMP有故障：如影响使用，需更换，如来不及就串至第三部。并保留。

4、甚高频故障：若判断是ACP故障，处理方法同3。其他情况参考MEL。如是阿很高频连续发射，及时汇报。

5、客舱部分：复位头顶板或CIDS跳开关，如不清楚具体哪些，可复位全部CIDS跳开关或在PTP中复位，复位后等待几分钟至PTP中显示的系统测试消失。不好则要参考MEL。

1）前乘务员面板无法操作：先复位FAP跳开关，如无效，复位CIDS跳开关。

2）前乘务员手提电话故障：确认后如来不及更换尽量将其串至后舱，MEL保留。3）LCD故障：如花屏，闪烁，摆动，可将其锁定。

24章 电源

1、电瓶无法充电或充到额定值不自动断开：大多是因为电门接触不好。

2、IDG，APU发电机故障等参考MEL。

3、航后注意检查电源车的电压，频率。

25章 设备

1、驾驶舱座椅调节（包括扶手）：参考MEL，扶手调节故障一般短停可以通过调节螺帽修好，要及时汇报。

2、厨房设备故障：不要因此延误航班！

1）烧水杯：如前面的故障，为方便机组使用，串至后面。因为只有烧水杯能把水烧开。

2）咖啡壶，烧水器，烤箱：一般情况下航后处理，但应尽可能判断一下故障。如乘务员多次反映，即使地面正常也应视为故障。如设备（主要是咖啡壶）不使用时也严重漏水，短停需尽可能处理，因咖啡壶在25PSI以下的因其压力下可能会漏水，故可先关掉组件，拔出区域温度控制器跳开关给水箱增压试试。如不好，来不及换可将漏水的软管折叠卡死或拆下设备，下一班再装新件。

3）后厨房咖啡壶，在起飞，下降时底部漏水是其设计上的缺陷，交待乘务员使用时只要人为控制其水位在没有到满位时就提前关断即可，即不要等到它到满位时自动关断。

3、厨房设备出水小： 1）前后厨房所有设备都小：关断组件，用APU引气给水箱增压，一分多钟即可。

2）前或后厨房所有设备都小：更换相应水滤。后厨房短停可换，前厨房尽量航后换。

3）某个设备小：是其本身问题。

4、洗手盆堵：尽量短停处理，如不严重，空中在压差作用下会自然通畅。

5、洗手液不出：先适当稀释洗手液，安装时要先在吸管中灌满洗手液。如不好，事情更换封圈（一处），单向活门（两处）。

6、马桶堵：尤其是前马桶堵要尽量检查并处理。如看不见异物用管子连接前后马桶进行抽吸。后一个马桶堵可将其封闭，航后处理。

7、马桶不冲水：复位真空泵条开关，如不好，在地面禁止使用，空中正常使用。即使复位好了，如再次反映，航后也应更换冲洗活门。

8、前后服务台排水槽堵：简单处理不好就航后处理，告知乘务员。

9、厨房水龙头关不住：关闭水活门检查，确保其不再出水。

10、厕所水龙头漏水：一般不会很严重，航后处理。11：应急设备故障：及时汇报，参考MEL。

26章 防火

1、货舱或（和）厕所烟雾探测故障：查信息记录，及时汇报。1）如是多个区域探测故障，往往是探测组件的问题，复位试试，不行则换控制盒。2）如是单个区域探测故障，做相应测试，得出结果。复位计算机试试，不好则参考MEL。

2、货舱烟雾警告：检查货舱情况，确认无烟雾。做测试，辨认真假警告，参考MEL。

3、厕所烟雾警告：检查相应厕所状况，确认灭火瓶没有自动释放。一般为假警告或有旅客在厕所吸烟。

4、发动机火警探测故障：一般是单环路故障信息，按MEL放行。

27章 飞行操纵

1、与SEC，ELAC相关的故障信息：看地面是否还存在，能否复位掉。做EFCS扫描。为放行或降低放行条件而打算串件时要察看历史串件记录，避免重复串件而引起双故障。如航后为判断故障串件，须与其它飞机同一位臵部件相串才能达到目的。

2、对机组反映的实际飞行中，飞控系统出现的问题（可能无故障记录）：要仔细询问机组情况，及时汇报。

3、机组反应放襟翼时抖动：放下襟缝翼检查机构，方磨条等有无异常。

28章 燃油

1、加油面板无显示：按压临近电门试试，不行再复位FQIC跳开关。

2、无法选择预选油量：如复位不好，可让机组人工监控加油量。

3、放油口漏油：用沉淀杆捅一捅，如不好则换放油口。

4、加油口加油时漏油：建议先换辆油车试试，同时让加油人员带来标准模尺，测量加油口是否符合标准。同时及时汇报。

5、机组反映空中左右油量不一致：短停检查，如油量正确，通知下一班机组继续观察。

29章 液压

1、液压泵低压信息：基本都是压力电门故障。可保留。

30章 防冰

1、雨刮效果不好：如航路有雨，短停即可调节。用公制内六角，两个调节点，倒水测试。

2、风挡加温故障：一般地面工作均正常，如故障报告中有传感器信息，绝大多数情况都是传感器坏了。出现此故障要视情处理，及时汇报。

3、皮托管，探头等加温故障：做PHC测试，一般能测试出故障信息。参考MEL放行。

31章 仪表

1、DMC故障：按MEL放行。

2、CFDIU故障（CFDS进不去）：复位不好按MEL放行。

3、FDIU故障：一般复位均可消除。

4、话音记录器故障：地面测试通不过就要更换。测试时停留刹车刹上，接通，按测试电门，可听到600HZ音频。

5、DU故障：按重要性依次是PFD和上ECAM，ND，下ECAM。所以如来不及换将故障件串至下ECAM。

32章 起落架

1、LGCIU故障信息：如有警告，涉及放行，及时汇报。做测试可得到具体故障内容，视情排故或更换计算机。

2、起落架舱门位臵指示不正确：及时汇报，检查临近电门，视情处理。

3、自动刹车故障：跟BSCU有关的信息经常出现，复位后基本都能消失。如测试通不过，也可保留其一个通道。

4、某个轮刹车温度指示偏高：清洁刹车温度传感器插头。

5、没装刹车风扇的飞机：短停时若温度300度以上，天气热，时间短时。如机组要求吹轮子，立即叫空调车来吹刹车组件，降至150以下可确保正常，时间不够时，稍高些也可以。

6、前轮转弯有响声，抖动：检查前起落架，防扭臂间隙，注红油，视情注黄油。

7、滑行时侧偏：检查两前轮新旧程度，气压状况。视情更换。还不好，航后按手册测量。

33章 灯光

1、在晚上保留滑行灯时要随飞机带一个起飞灯灯泡，反之亦然。

2、更换滑行灯泡后测试时若跳开关跳出，一般都是灯没装好。要注意正负极的分离，且不要与螺钉和壳体构成短路。

3、客舱灯光下降时闪烁：一般都是因为右发IDG欠频造成的。

4、应急系统的灯光故障时，注意参考MEL。

34章 导航

1、ADIRU故障：航前注意及时输入经纬度，如出现故障，建议将三部一起关掉，一分钟后重新校准。仍不好则保留。查串件历史，若允许则串至第三部保留。航后测试正常则可关闭保留。

2、TCAS故障：以及组反映为重要依据，因放行受限，尽可能换件排除故障，初次反应若测试正常且飞机不过夜也可再飞一班观察。

3、机组反映空中左右高度，空速，地速等大气数据有差异：及时汇报，详细询问机组情况，问其判断那边是准的，是否与第三部比较过。差异最大有多大，出现在哪个阶段，差异是否一直存在，是否来回程均如此。参考TSM中相关的最大容差标准判断是否能放行。若初次反应，地面检查均正常，可继续观察。若两次以上反映，应重视，按标准放行。

4、GPS1或2不工作：查看故障记录，复位MMR，地面信息若能消失，做测试也正常，说明计算机的可能性很大，复位后也很可能不再出现。若是GPS天线故障，一般是复位不好的，在MMR测试中也能测试出相应结果，可保留放行。

5、气象雷达：以及组反映为准，尤其重复反映或航路有雨的情况下要高度重视，尽量更换收发机。

6、GPWS：该系统出现故障信息有可能是因为机组误把气象雷达开关放在2位造成的，可查故障记录获知，若在地面有警告，首先检查雷达开关位臵，再复位跳开关。

7、RA故障：以及组反映为准，可保留。因RA1影响GPWS的正常工作，故在判断故障或缺件保留时尽量保留RA2。

8、ADF指示不准：可在地面做测试，也可实际选个台检查指示是否准确。若故障，可保留一部，A类。

9、机组反映飞机位臵指示有漂移：这类故障基本都是偶尔出现，若不严重，短停交待机组继续观察即可。

35章 氧气

1、机组氧气压力低：参考AMM中的标准，若压力低于地1500较多或机组反映氧气压力下降较快，即使够标准也要检查有无漏气，主要检查驾驶舱氧气面罩，氧气瓶及管路和超压释放片。

2、做氧气工作时，确认手和工具一定要清洁，尤其不能有油脂。

36章 气源

1、AIRBLEED维护信息：复位FWC和引气系统跳开关，若不消失，参考MEL放行。

2、引气渗漏警告：不放行，检查与信息相关的部位有无漏气，排除后方可放行。

3、发动机引气故障：

近来我公司A320飞机经常出现发动机引气故障，常见的是航前 发动机起动后引气活门打不开，出现“PACK 1（2）FAULT”ECAM警告信息，ECAM系统指示页面上发动机引气活门一直关闭。航后报告上有“PRV”和引气关断电磁阀“10HA1”的CFDS故障记录。

这种故障一般是引气关断电磁阀（FIN：10HA1）故障引起的，如果航路天气没有结冰，就可以按MEL放行飞机；如果航路天气有结冰，可以采取以下方法临时处理：

1、复位发动机引气电门；

2、发动机停车，将飞机整机断电（包括飞机电瓶要放“OFF”位），然后再起动发动机。

38章 废水

1、加不进去水：人工操作打开溢流活门。

2、厕所漏水：检查原因，关断水活门。

3、洗手盆下管路漏水：确定漏水部位，临时处理，关断水活门。

4、洗手盆无热水：检查加热器是否有电，复位开关，也可重装插头试试。

49章 APU

1、部件故障活APU失效：参考MEL保留，注意相关保障。

2、漏油：及时汇报，开舱门检查。

余油口漏燃油不能放行。

3、自动关车：接电源车，打关车报告，可试着重起一次。

52章 门

1、客舱反映应急门处有响声：问清部位和严重程度，检查封严。航后拆下检查。

2、驾驶舱门空中难开关：都是因为舱门有一定下沉造成的，一般不会很严重，可跟机组协商航后处理。

3、驾驶舱门锁故障：三个电磁锁经常出现故障，当有一个出现故障时，中央操作台上门锁操作电门旁的FAULT灯亮。头顶板上故障的的电磁锁等亮，按MEL保留。

4、货舱门关好后显示打开：是临近电门故障，来不及换可清洁一下，如不好可保留放行，但每一班都要确认舱门关好。

5、客舱门空中显示过打开：检查手柄有无异常，若正常，在地面也显示正常，交待机组继续观察。

70-80章 发动机

1、如有VSV相关故障信息，立即汇报，排故。

2、发动机余油口漏油：参考标准。多数情况下只是在起动时漏，起动好就不漏了。不严重则不需立即排故。

3、进气道有分层：立即汇报，评估是否可继续执行航班。

4、一个点火系统故障：可保留。

5、FADEC故障：在MCDU上做不转动发动机的FADEC测试，若测试正常，则放行；若测试有故障，则按手册排故。

6、下降过程中无燃油流量指示：若航后报告中无故障记录，则在TSM手册中规定不用做工作，这是由于软件的原因引起的；若航后报告中有故障记录，则保留。

7、发动机N1振动指示大：

可以按照AMM TASK 77-32-34-750-001，用振动监控控制盒EVMU来对发动机的风扇叶片进行配平，值得提醒的是：

A320飞机电传操纵系统概述 篇3

本文简要介绍了A320飞机电传操纵系统的组成。详细描述了A320飞机飞行操纵面作动器的控制模式;阐述了操纵面与作动器、飞行控制计算机之间的对应关系,同时介绍了多台计算机之间接管控制的优先顺序。对于民航业内从业人员及相关科研人员,本文有一定的参考意义和使用价值。

飞机飞行操纵系统是用于传递驾驶员的操纵指令,驱动位于不同翼面上的舵面偏转,从而实现控制飞机姿态的系统。近100年来,飞行操纵系统经历了无助力机械操纵系统、助力机械操纵系统、不可逆助力操纵系统、增稳和控制增稳系统以及电传操纵系统(Fly-by-Wire,FBW),五个发展阶段。

电传操纵系统

电传操纵系统产生于上世纪50年代末,是较为先进的飞行操纵系统。在电传操纵系统中,飞行员对脚蹬、侧杆或驾驶盘的操纵信号,经杆力或杆位移传感器转变为电信号,传递给飞行控制计算机,飞行控制计算机将生成的控制指令输送到液压助力器,由液压助力器驱动舵面偏转。同时液压助力器及操纵面的响应信号,回输到飞行控制计算机,用于反馈控制,使飞机能够更加精准地受控于电传操纵系统。

与传统的简单机械式操纵系统和液压助力机械式操纵系统相比,电传操纵系统重量更轻,维护更为简便,更便于精微操纵信号的传递,而且系统对于飞机具有完全的控制权限,使飞机兼顾较好的操纵性与稳定性。目前采用电传操纵的民用客机有A320、A330、A340和B777等。A320飞机率先在民用运输机领域采用电传操纵系统,这在民用飞机的发展史上具有里程碑式的意义。

A320电传操纵系统

A320飞机电传操纵系统应用侧杆代替传统驾驶盘,采用多台飞行控制计算机、三套液压系统和三套三相电源系统。其中,飞行控制计算机根据正常、备份或直接控制律处理飞行员和自动驾驶仪的输入,控制并监控飞行操纵面,同时记录和存储飞行中产生的故障。在飞行控制计算机中,2台升降舵副翼计算机(Elevator Aileron Computer,ELAC)和3台扰流板升降舵计算机(Spoiler Elevator Computer,SEC)控制飞机的滚转和俯仰运动。ELAC用于升降舵、安定面及副翼的正常控制;SEC用于控制扰流板,并作为备份计算机控制升降舵和安定面。2台飞行增稳计算机(Fly Augmentation Computer,FAC)控制方向舵,实现对飞机偏航运动的控制。2台襟缝翼计算机(Slat Flap Control Computer,SFCC)控制襟缝翼。

图1为A320电传操纵系统总体架构示意图,给出了飞机机翼和尾翼上所有舵面、作动器与飞行控制计算机间的对应关系。在A320电传操纵系统中,除方向舵配平作动器、方向舵行程限制作动器和水平安定面伺服马达由电力驱动以外,其余作动器均由液压系统提供动力。

如图1所示,一般情况下,某一作动器由一台计算机控制,而对于左、右升降舵,每个作动器由一台ELAC控制的同时还有一台SEC在进行备份。四台计算机(ELAC1、ELAC2、SEC1、SEC2)参与了飞机俯仰姿态的控制,这也充分体现了电传操纵系统的多余度设计思想。

每个副翼、升降舵以及偏航阻尼器均由两个液压作动器作动。每个作动器有两种控制方式:主动伺服模式和阻尼模式。在系统正常工作情况下,舵面仅由一个作动器作动,我们称这个作动器处于主动伺服模式,此时作动器由计算机电气控制。另一个作动器随舵面偏转而运动,我们称这个作动器处于阻尼模式。若正在工作的作动器失效,则处于阻尼模式的作动器变为主动伺服模式,而失效的作动器自动转换至阻尼方式。

对于驱动升降舵的作动器,它们除了具有主动伺服模式和阻尼模式之外,还有第三种模式,即定中模式。当仅能采用人工方式进行俯仰配平时,水平安定面后缘的升降舵则处于定中模式,升降舵作动器使其处于中立位。如果两个升降舵作动器都无电气控制,它们都将自动地转换至定中模式。如果两个作动器都无液压操纵,它们都将自动地转换至阻尼模式。

飞机俯仰运动由副翼和飞行扰流板控制。以左副翼为例,当系统正常工作时,由ELAC1控制蓝液压系统作动器驱动副翼偏转,此时该作动器处于主动伺服模式,绿液压系统作动器处于阻尼模式。若蓝液压系统失效,则绿液压系统作动器工作,并处于主动伺服模式,蓝系统作动器处于阻尼模式,在绿系统作动器带动下随动工作。若ELAC1失效,根据箭头方向,左副翼的控制将自动转换到ELAC2。若两台ELAC都失效,两个副翼作动器都将处于阻尼模式。每个飞行扰流板由一台相应的SEC控制。

飞机的俯仰运动由升降舵和可配平水平安定面控制,升降舵由液压助力器作动,可配平水平安定面由1、2、3号电动机中的一台控制两个液压马达,驱动水平安定面偏转。正常情况下是由ELAC2生成控制指令对相应的液压助力器或电动机进行控制。若ELAC2计算机失效,将按照ELAC1、SEC2、SEC1的顺序对俯仰运动进行接管控制。

飞机的偏航运动由方向舵控制,方向舵的控制信号来自于方向舵脚蹬的机械控制信号、偏航阻尼器作动筒输出信号和方向舵配平电动机输出信号的机械叠加,生成的控制信号通过三个液压助力器驱动方向舵偏转。方向舵行程限制器由电动机驱动。随着飞机飞行速度的增加,方向舵的最大偏转角度受到行程限制器的控制而减小。行程限制器、偏航阻尼器及方向舵配平受到FAC控制,计算机失效时的接管顺序为FAC1、FAC2。

结束语

A320飞机开创性地采用了电传操纵系统,其核心部件为飞行控制计算机。A320飞机应用多台飞行控制计算机,使用三套液压系统和三套三相电源系统,采用余度技术构成飞机电传操纵系统,保证了系统的可靠性。A320飞机的飞行操纵面一般由不同液压系统的多个液压驱动装置驱动,且每个操纵面可由多个计算机控制。当计算机失效时,可由备份计算机按接管控制的优先顺序对相应作动器进行控制,极大地保证了飞行的安全性和可靠性。

建议观点

1、作为民航的从业人员,我们看到我国民航业正在快速有序的发展,民航运输量不断增加,而民航运输安全是一项关系国计民生的重要事件。这就需要不断提高民航飞行员、机务人员、空管人员等民航从业人员的业务水平和安全意识,减少不安全事件中的人为因素,建立更为有效的安全保障体系。

2、为了建立更为有效的民航安全保障体系,我们可以先从建立飞行器的健康管理评估和监控体系入手,这套体系的建立可以监控飞机的健康状态,大大简化航空机务人员的工作负荷,以便于机务人员快速找出故障,并排除故障,消除不安全隐患。

浅谈A320液压动力转换组件 篇4

关键词：动力传输组件,线圈活门,电动泵

部件简介:动力传输组件 (以下简称PTU) 位于起落架轮舱内, 当绿系统和黄系统压力差达到500psi的时候, PTU内部柱塞感受压差从而使PTU工作。PTU是由马达-泵-马达组成, 即动力转换的过程是一个由液压力-机械力-液压力的过程, 所以对于两个系统的连接是纯机械的, 没有油液的传输。

工作原理:在PTU的上游管路上由两个线圈活门, 分别控制绿系统和黄系统的油路开关, 这两个线圈活门是通过602PP 28V供电的, 当线圈活门通电时, 活门关闭。在地面, 黄系统可以由黄系统电动泵增压, 通过PTU感受压差从而使绿系统一起增压, 当地面操作货仓门时, 黄系统电动泵工作, 但通过线路控制使两个系统的线圈活门通电, 从而抑制PTU的工作。

部件控制:PTU的开关可以通过在驾驶舱40VU面板上的电门控制 (1802GL, 图中蓝色标注) , 正常情况电门按入, 处于AUTO, 线圈活门 (图中红色标注) 处于失电状态, 活门常开, PTU待命工作, 当电门按出后, 线圈活门通电, 活门关闭, 从而切断PTU绿黄两端的油路, 从而切断PTU的工作。

日常检查与维护:

1.由于PTU位于轮舱内, 日常绕机很难目视检查到位, 这就需要我们注意检查机腹底部是否有油迹, 观察液压油量是否有异常消耗, 一旦发现异常就需要打开机轮舱门对PTU及其他相关部件进行详细目视检查。

2.在日常故障中除了PTU本体漏油外还会有PTU常运转情况, 一般情况下这是由于管路上游线圈活门故障造成, 我们可以重置相应跳开关来排除故障, 如果不能则需要停场更换排故

3.由于PTU是由马达和泵所组成的部件, 有时候由于性能的老化, 在运转过程中会造成噪音过大, 直接反应在机组感受则是后客舱地板下噪音过大, 碰到这种情况一般情况下怀疑是空调舱部件问题, 其实有可能是PTU性能衰减造成的, 这种情况下根据PTU只有当压差大于500PSI时运转的工作原理, 我们可以通过噪音过大产生的时间来判断是否由于PTU造成的。

拆装准备:

1.起落架舱门销

2.驾驶舱警告牌, 跳开关夹子

3.液压系统工作准备:护目镜, 手套, 系统及油箱释压, PTU快卸接头脱开, 飞行舵面以及可能增压区周围无阻碍物

4.工具准备:1英寸左右开口诺干, 2英寸左右开口扳手诺干, 力矩扳手, 小头剪钳。

拆装程序:

参见AMM29-23-41PB401。

拆装注意事项:

1.拆装时注意PTU四个固定螺杆的垫片不要移位, 否则要调节垫片高度。

2.拆装管路时, 要用开口扳手固定连接处的另外一端, 切忌只用一把扳手拆装, 磅力矩时同样。

3.安装新PTU时, 需要往PTU中填充液压油

4.安装新PTU前, 先把靠里的两个固定螺杆的保险穿上, 避免因打保险浪费时间。 (见图3)

5.安装液压管路前, 勿将固定螺杆拧紧。

测试工作:

1.绿系统和黄系统低压、高压油滤的检查 (参见AMM 29-11-44-610-001, AMM 29-11-45-610-001, AMM29-13-44-610-001, AMM29-13-45-610-001) .

2.液压油箱增压 (参见AMM29-14-00-614-002) .

3.PTU运转测试:PTU的运转测试可以通过液压车, 黄系统电动泵以及发动机液压泵的增压来完成, 通常情况下最好通过左右发动机液压泵分别为绿黄系统增压来完成PTU的运转测试, 在测试过程中观察一边增压或者二边增压时PTU的工作情况, 以及当40VU上的电门关闭时PTU的工作情况。 (详细参见AMM29-23-00-710-004) .

4.PTU渗漏检查:在执行PTU运转测试前, 先要擦净PTU连接管路结合面以及附近的油迹, 最好使用插头清洁剂喷其表面, 加快油迹的挥发。

总结:

1.PTU作为一个提高飞机液压余度的设备, 故障时不能放行飞机, 这就需要我们在日常检查中加强对于安全隐患的注意, 看到油迹、油耗过大时及时处理。

2.进行PTU拆装工作和进行其他液压工作一样, 首先要对相关液压系统放气, 同时在工作时注意自身安全, 带好护目镜以及手套, 当液压油粘到皮肤后要立即用清水冲洗, 工作时勿用手擦脸。

3.拆卸管路时遵循液压管路拆装规则, 安装管路时一定要用力矩扳手安装到固定力矩。

A320 篇5

飞机辅助动力装置(以下简称“APU”)是一台小型恒速燃气涡轮发动机。它采用单转子结构,转子轴上有两级离心式压气机和一级径流式涡轮,这种结构缩短了APU的轴向尺寸。它的作用是在地面和空中向飞机各系统提供气源和电源[1]。

A320系列飞机选装有三种型号的APU,分别为GTCP36-300、131-9(A)和APS 3200,这三种APU的构型和工作原理基本相同。本文以GTCP36-300型APU为研究对象,研究其工作过程中出现的主要故障。

2 APU常见故障的排故方法

GTCP36-300型APU故障的主要表现形式有以下几种[1,2,3]:主启动接触器故障、备用启动接触器故障、起动系统故障、传感器和油压开关故障、进气口打不开故障、APU燃油控制组件故障、点火系统故障、速度传感器故障、电子控制盒的连接故障、速度指示系统故障等等。下面选取其中五个典型的故障,详细介绍导致故障的原因以及故障排除的方法。

2.1 主启动接触器故障

起动系统从飞机的直流电源系统上得到电源,将28伏直流电通过主启动接触器提供给起动发动机。当APU启动时间较长时,很有可能是主接触器故障所导致的。一旦主接触器发生故障,将产生起动系统到起动发动机的供电问题,导致直流电无法供应给起动发动机。其次,线路接触器故障也可能导致APU启动时间较长。如果线路接触器发生故障,将无法产生接地信号,影响电源的供应。另外,电子控制盒的故障也是导致APU启动时间较长的重要原因。电子控制盒直接控制电流的输送,如果电子控制盒故障,电流也无法从电源系统输送到起动发动机上。

如果在启动过程中出现APU自动关机,当APU启动时间过长,此时就需更换主接触器。如果故障仍然存在,则需检查启动接触器的接地信号,如果没有检查到接地信号,就要重新做一个检查,修复线路接触器,如果只检查到接地信号,就要从电子控制盒开始检查,再维修主启动接触器。检查和维护备份启动接触器,再检查和维修从电子控制盒到起动发动机的部分,如果故障仍然存在,则更换电子控制盒。排故流程如图1所示。

2.2 进气口打不开故障

进气口位于APU的前端,如进气口打不开,空气无法进入到APU,APU无法正常工作。进气口打不开很有可能是因为空气制动器故障,空气制动器主要控制进气口的打开与闭合,如不能正常打开的话,空气无法进入,使得APU不得不停止工作。电子控制盒的故障也可能会造成进气口打不开,电子控制盒如有故障,将无法驱动空气制动器,也会使APU关机。

如果测试到故障消息,需要对进气传动装置或电子控制盒进行检查,若APU停止工作,则说明进气传动装置打不开,此时需要更换空气制动器。如果故障仍存在,则更换电子控制盒,若电子控制盒更换后故障仍存在,需要对电子控制盒以及连接器进行检查,修复从连接器到地面的线路。排故流程图如图2所示。

2.3 APU燃油控制组件故障

APU燃油控制组件负责提供稳定的燃油流量,并保证发动机在要求的转速下稳定工作。燃油控制组件发生故障很有可能是由于燃料切断电磁阀故障所导致的。燃料切断电磁阀一旦故障,连接器将发生短路,燃油无法正常供给,迫使APU停止工作。当连接器没有发生短路,但燃油控制组件仍存在故障的话,那就是由于燃油控制单元损坏所导致的。当电子控制盒到燃油控制单元的排线发生故障时,也会使燃油控制组件发生故障。

如果在启动和测试期间发生APU关机,若燃料中央单元没有火焰,需要断开连接器并检查燃料切断电磁阀,如果连接器短路,需要更换燃料切断电磁阀,如果连接器不短路,需要更换燃料控制单元。如果故障仍存在,就要检查并修复从电子控制盒到燃料控制单元的排线,如果故障仍然存在,更换电子控制盒。排故流程如图3所示。

2.4 点火系统故障

点火系统为高能点火,通过离心电门控制。一旦点火系统发生故障,APU将停止工作。点火单元是导致点火系统故障的重要原因,点火单元发生故障将无法点燃燃烧室内的油气混合物,无法使APU正常运行。如果电子控制盒到点火单元之间的排线出现问题时,也将引起点火系统故障。排线一旦出现开路或者短路,电子控制盒无法把电流输送给点火单元,点火单元将无法正常工作。

如果在启动过程中出现APU关机,此时点火单元没有火焰,需要更换点火单元,如果故障仍存在,检查从电子控制盒到点火单元的排线中是否存在开路或短路。如果故障仍存在,则更换电子控制盒。排故流程如图4所示。

2.5 电子控制盒的连接故障

在APU运行期间,如电子控制盒发生故障,APU将出现启动时间长、无法加速和低油压的状况。进口导向叶片作动筒和喘振控制阀无法正常工作很大一部分原因是电子控制盒故障。电子控制盒的故障很有可能是电子控制盒内部元件故障导致的,一旦内部元件故障,使得电流无法正常传递,导致APU的很多组件无法正常运作。其次,电子控制盒内部元件与元件之间的连接故障也会导致APU大部分组件无法正常运行,APU将无法启动。

如果在操作测试期间出现APU关机,若电子控制盒故障、开始时间过长、没有加速、低油压和速度损失,此时需要更换电子控制盒。如果故障仍存在,断开进口导向叶片作动筒的连接,再做APU运行试验并且忽视进口导向叶片作动筒的故障信息。如果没有电子控制盒相关的故障消息,就更换进口导向叶片作动筒,如果故障仍存在,断开喘振中央活门,再做APU运行试验并且忽视喘振中央活门的相关故障信息。如果没有电子控制盒相关的故障信息,就更换喘振控制阀。如果故障仍存在,断开燃油控制组件的连接,再做APU运行试验并且忽视燃油控制组件有关故障信息。如果没有电子控制盒相关的故障信息,则更换燃料控制单元。排故流程如图5所示。

3 结论

本文针对A320飞机GTCP36-300型APU的故障进行了研究。详细阐述了主启动接触器故障、进气口打不开故障、APU燃油控制组件故障、点火系统故障、电子控制盒的连接故障这五种典型故障的出现原因,以及故障排除的详细流程。

参考文献

[1]A320 Aircraft Maintenance Manual.Airbus Industrial.

[2]A320 Trouble Shooting Manual.Airbus Industrial.

A320 篇6

A320系列飞机的刹车是安装在主轮上的多片型的刹车装置, 有两个独立的刹车系统中的任一系统作动。正常刹车系统使用绿液压系统, 备用刹车系统使用黄液压系统, 并有刹车储压器辅助。刹车的指令来自刹车脚蹬 (动作) 或自动刹车系统 (选择减速率) 。刹车系统的相关控制计算机是BSCU (刹车及转向控制组件) 和ABCU (备用刹车控制组件) , 其中BSCU是双通道工作的计算机, 每次有一个通道工作, 另外一个处于备份状态。当任一起落架手柄选择在DOWN位或者BSCU的一个通道失效时, BSCU的两个通道发生转换。刹车的温度由安装在每一个主起落架上的两个刹车温度监控组件监控, 并提供温度信号在ECAM上指示。飞机主轮上安装有易熔塞, 防止轮胎在过热情况下爆胎。飞机主轮上还可以选装刹车冷却风扇, 为刹车提供快速冷却。正常情况下, 刹车系统的工作原理如下:BSCU接收刹车的指令信号, 打开或者关闭刹车选择活门, 完成对刹车指令的反馈和刹车方式的选择, 同时接收轮速信号和来自ADIRU的大气数据等信息, 调解刹车的压力控制轮速, 按照预定的刹车程序控制自动刹车, 以达到最佳刹车性能的目标。BSCU可以完成对系统监控和自检, 它向CMC发送警告和故障信息并通过CFDS储存或者显示在ECAM上, 以提示机组或者维护人员。自动刹车信号通过BSCU打开刹车选择活门, 脚蹬信号由位置解算器将刹车力信号输入BSCU调节伺服活门开度, 进行正常人工刹车, 由BSCU监控机轮转速、刹车压力、空速、加速度、扰流板位置信号等参数, 进行更复杂精确的计算, 提高刹车效率与性能。 (图1)

2 刹车系统的构成

刹车系统有四部分组成: (1) 正常刹车; (2) 带防滞的备用刹车; (3) 不带防滞的备用刹车; (4) 停留刹车。

在正常操作中, 由BSCU控制所有的刹车和防滞。根据失效的不同, 刹车可以进行一下转换:带防滞的备用刹车, 此时刹车方式由ABCU控制, 防滞由BSCU控制。不带防滞的备用刹车, 完全有ABCU控制。停留刹车, 当操纵停留刹车控制手柄时, 解除其他刹车方式, 有储压器 (或黄液压系统) 提供压力。

(1) 正常刹车。当绿系统液压可用、 (A/SKID&N/W STRG) 防滞和前轮转弯电门在ON位以及 (PARKING BRAKE) 停留刹车不在ON位时, 正常刹车工作。

正常刹车系统是由BSCU电动控制, 有两种控制方式:一是通过脚蹬控制;二是自动控制, 在地面时通过自动刹车系统或者在空中时当起落架手柄在收上位。

正常刹车工作时驾驶舱内无刹车压力指示。 (图2)

(2) 带防滞的备用刹车。当绿液压系统压力不够时, 刹车以这种方式工作。当黄液压系统可用、 (A/SKID&N/W STRG) 防滞和前轮转弯电门在ON位以及 (PARKING BRAKE) 停留刹车不在ON位时, 带防滞的备用刹车系统开始工作。此时刹车的输入信号由脚蹬发出并送往ABCU, 由ABCU控制接通备用刹车选择活门以对黄液压电路增压, 控制电控备用伺服活门以得到相应刹车的正确压力。此时的自动刹车不工作, 防滞由BSCU控制。在驾驶舱的三重指示器上有刹车和储压器压力的指示。

(3) 不带防滞的备用刹车。当黄系统和绿系统都低压, 而且电源失效或者BSCU失效或者 (A/SKID&N/W STRG) 防滞和前轮转弯电门在OFF位, 此时不带防滞的备用刹车工作。刹车压力来自于刹车储压器, 需要人工蹬脚蹬作用在双向活门上来控制刹车, 备用的伺服活门完全打开。由于防滞失效, 这需要参考三重指示器来限制刹车压力, 避免机轮抱死。刹车储压器可以提供至少7次全刹车的动力。此时自动刹车不工作。

(4) 停留刹车。当操纵停留刹车 (PARKING BRK) 控制手柄时, 可以解除其它的刹车方式和防滞系统。黄液压系统或刹车储压器通过双向往复活门为刹车提供压力, 备用伺服活门打开, 以提供全压力刹车。刹车储压器至少能保持12小时的停留刹车压力。在驾驶舱的三重指示器显示刹车压力。当储压器压力低时, 可以按下黄液压系统的电动泵的开关给储压器增压。

3 故障分析

某日, 某航A320B-XXXX飞机的PFR有以下信息:

ECAM信息:BRAKES ALTN L RELEASED

相应的故障信息:BRK ALTN SERVO (97GG) /ABCU (95GG)

根据TSM, 发现有可能引起这个故障有四个: (1) 备用刹车伺服活门 (97GG) ; (2) 压力传感器 (101GG) ; (3) ABCU (95GG) ; (4) 线路问题。

先看看备用刹车系统的工作原理?

当有以下两种情况时, 备用刹车系统开始工作: (1) 正常刹车系统失效; (2) 绿系统压力小于1305PSI。

正副驾驶的刹车脚蹬分别有一个传感器, 踩下刹车时通过传感器将角度信号输出给ABCU, ABCU给备用刹车选择活门打开信号, 让备用刹车选择活门打开, 给备用刹车伺服活门信号, 控制液压输出, 压力传感器将压力信号反馈给BSCU。机轮上的轮速传感器测量轮速, 将此数据传给BSCU, 根据计算BSCU提供防滞功能防止机轮抱死。 (如图2所示) 当备用刹车工作时, 有ABCU提供刹车控制, 防滞保护仍然有BSCU提供。ABCU在以下情况时自动工作: (1) A/SKID&N/W STRG电门置OFF位; (2) BSCU失效; (3) 自动刹车系统失效; (4) 只有电瓶供电。每个航段的降落阶段, 当前起落架下位锁锁销锁定时, BSCU会做一个正常刹车的功能测试, 六秒后, BSCU会给ABCU指令做备用刹车的功能测试, ABCU会控制选择活门的开关以及激活备用刹车伺服活门。这就解释了为什么PFR上会有此故障信息。插上起落架安全销, 按下黄液压系统电动泵电门, 将PTU电门置于OFF位, 绿液压系统压力下降为0, 此时备用刹车系统可用。通过踩脚蹬发现三重指示器上右侧的刹车压力指针摆动而左侧的刹车压力指针不动并且备用刹车的作动筒没有作动, 这说明故障信息是真实的。最终通过更换ABCU后故障排除。

摘要：飞机的刹车系统是飞机起飞和着陆阶段的关键系统之一, 它是否正常工作影响着飞机是否能准确及时地减速制动飞机, 影响着飞机的正常运营, 甚至会直接危及飞行安全。本文简单介绍A320系列飞机刹车系统的工作原理、构成以及常见的故障分析。

关键词：A320,刹车系统,工作原理,故障

参考文献

[1]田广来.从机载技术新发展看航空机轮刹车系统的发展方向[J].航空科学技术, 2004 (04) .

[2]杨尊社.航空机轮、刹车系统研究新进展[J].航空精密制造技术, 2002 (06) .

A320 篇7

对于民航电子维修人员来说, 一谈论风切变, 第一反应往往就是气象雷达系统 (Weather Radar System) 可以预测并且主动告知前方有风切变 (Predictive Wind-shear) , 这里简称PWS。很少有人意识到在A320系列飞机上还有一个计算机也具有此项检测功能, 那就是飞行增稳计算机 (Flight Augmentation Computer) , 它可以检测出飞机正处于风切变中, 也就是说FAC不像WXR那样具备预先告知或者警告前方航路上有风切变的可能性, 它只能通过飞机其他系统信号的来源来判断出风切变的存在, 属于被动检测, 此类通常叫做反应式风切变 (Reactive Wind-shear) , 这里简称RWS。PWS与RWS的区别在于以下几个方面:PWS探测出飞机前方有风切变, 指引飞机规避;而RWS检测出飞机已处于风切变中, 指引飞机逃离。飞机一旦探测到风切变时, PWS会发出听觉与视觉的警告, 同时ND (Navigation Display) 上有图像显示;而RWS除了在ND上没有图像显示外, 其余警告触发与PWS一致。最后, PWS的探测原理是基于多普勒雷达原理;RWS是通过对比飞机惯性参数与空气动力学数据来确定的。

1 反应式风切变的检测原理

飞行增稳计算机是反应式风切变检测的核心。空客对FAC的此项功能有一个专门的定义, 那就是风切变警告的触发是由于瞬间状态或者短期可预测的飞机能量低于预先所确定的飞机最低安全能量阀值。也就是说, FAC根据飞行形态预先制定一个最低安全状态的门槛, 如果超出这个状态, 就会触发警告。飞机能量具体可以表现为速度、加速度与航迹角等。我们知道在风切变的环境里, 飞机的姿态、计算空速、真空速、地速、坡度、加速度、高度与航迹角等参数会有明显的变化且这些变量由ADIRU (大气数据与惯性基准组件) 提供给FAC, 然后FAC通过计算判断出风切变的存在。下列数据偏差可以视作飞机处于风切变中:指示空速变化值超过15节、地速的突然改变、垂直速度的改变量达到500英尺/分钟、俯仰姿态改变量达到5度、下滑道偏差达到1个点、航向改变10度、自动油门以及油门杆位置异常。

2 反应式风切变检测系统

整个检测系统主要由ADIRU、FMGC (飞行管理与制导计算机) 、FAC、DMC (显示管理计算机) 、FWC (飞行警告计算机) 组成。经ADIRU修正之后的α1迎角信号传送至FAC, FAC只有在飞机起飞与降落阶段才能对风切变检测。因此只有在飞机没有处于光洁构型 (Clean Configuration) 以及起飞离地后3英尺~1300英尺或者是着陆时从1300英尺到50英尺的无线电高度阶段, 才能使用风切变补偿功能, 这个补偿就是计算优化的过程, 从ADIRS传送过来的姿态、加速度, 计算空速、真空速、地速, 坡度、风等数据进行确认飞机目前的飞行状况是否处于风切变中, 然后产生一个等量补偿信号与迎角信号混合, 对迎角信号做进一步修正, 这样可以获得精确的飞机能量水平。这里光洁构型指所有襟缝翼、起落架和舱门都收上的状态。所得到的能量信号与襟缝翼位置形成的最低安全能量阀值比较产生一个信号, 如果信号为1, 也就是飞机能量低于阀值;同时飞机不在光洁构型, 输出0经反相器输出1, 只有在两个1信号的情况下才能通过与门使得PFD上显示“WINDSHEAR”的红色警告信息以及伴随触发FWC三声“WINDSHEAR”的警告音频。进入检测警告模式阶段, FAC1必须保证IRS1或IRS3、ADC1或ADC3工作正常, FAC2必须保证IRS2或IRS3、ADC2或ADC3工作正常以及RA高度有效。如果有一个不满足要求, 就会在ECAM中显示故障“AUTO FLT WINDSHEAR DET FAULT or AUTO FLT REAC W/S DET FAULT”, PFR上也会有相关信息。

3 警告与制导

前面介绍了反应式风切变的工作原理。那么在产生风切变警告信息后, 飞机如何迅速逃离危险状况呢?在A320的维护手册中明确说明风切变警告的生成是基于攻角保护这个平台, 两者都以迎角作为一个共同的参考。但两者警告的产生是有差别的, 例如, 迎角保护是全程保护, 只要迎角即将达到失速就进行保护;而风切变警告是要有先前条件决定的, 所以又不能混谈。

当飞机在起始爬升或着陆阶段 (襟、缝翼以及主起落架在伸出位) 有风切变存在时, 触发视觉和听觉的警告, 飞行员应立即根据FCOM中非正常与应急程序的要求, 把油门杆设置在TOGA位, 激活FMGC中SRS (速度基准系统) 指令, 在FMA中的AP/FD垂直方式中显示绿色的SRS, AP/FD横向方式显示绿色的GA TRK。飞行制导是根据从速度基准系统接收到的专门适应于风切变的FD俯仰指令 (FD指引杆) 而工作的, 并跟着俯仰指令作最佳改出机动飞行, 俯仰姿态受到迎角保护的限制。当SRS接通, 如果风切变进一步影响飞机, 那么FMGC逐步调整俯仰指令:首先保持飞行目标速度;如果飞行速度不能保持, 则保持每分钟+120ft的垂直速率;如果垂直速率还是不能维持, 则调整爬升角度为22.5度。在冲出风切变前不要改变飞机形态 (襟、缝翼与起落架) 、密切监控飞行轨迹和速度。逃离之后, 柔和恢复正常爬升。

4 结论

PWS可以提前15秒发出警告, 但只能探测含水分的风切变;而RWS可以检测到任意风切变, 但此刻已处于危险处境。因此这两者各尽其责, 保护飞机安全脱离风切变才是至关重要。随着技术的发展, 机场的风切变警告系统将与机载设备一起为飞机保驾护航。这里顺便提一下, 在空客飞机上的EGPWC不含风切变检测功能, 这一功能有A300/A320的FAC、A330/A340的FMGEC所替代。

参考文献

[1]王贞.利用机载系统技术减少风切变危害[J].电光与控制, 1991 (S1) .

A320 篇8

A320襟缝翼系统设计原理基本相同, 所以这里仅例举襟翼系统来阐述。A320系列飞机共有4块后缘襟翼, 10块前缘缝翼, 在起飞和着陆时用来提供升力。A321配备双开缝式襟翼。

1 襟翼系统的组成以及工作原理

驾驶舱上的襟缝翼操作杆;

操作杆下有一个CSU (指令传感组件) ;

系统的核心大脑两台SFCC (襟缝翼控制计算机) ;

轮舱有个PCU (动力控制组件) 这个是整个襟翼系统的核心动力;

PCU上面有两个位置传感器:IPPU (仪表位置探测组件) 和FPPU (反馈位置探测组件) ;

VB (活门块) , 它是位于PCU部件上, 有两块;

作动筒和滑轨、传动轴 (这个类似于汽车的驱动轴, 是利用自身的旋转来传输动力) ;

各类齿轮箱 (直角, 斜角, 线性) 因为传动轴是不可弯曲的传动, 齿轮箱的作用就是根据飞机的刨面需要改变传动的方向;

分别位于传动端头的两个APPU (不对称位置探测组件) ;

WTB翼尖刹车 (这里可以理解为:当襟翼故障时PCU停止工作, 但PCU的液压锁定作用不足以锁死在气动影响下的整个襟翼系统, WTB就是这种应急情况下的最主要制动元件。)

襟缝翼均是由两部SFCC计算机控制, 来实现电控液压作动。每部SFCC有一个缝翼通道和一个襟翼通道, 襟缝翼控制原理基本相同。襟翼是靠一个PCU通过内部的两个液压马达来驱动的, 并且两个液压马达所用液压源也不同, 每个液压马达还有各自的POB。当襟翼位置到达指令选择位置或者液压失效时, POB用来锁住襟翼的动力传输。PCU内部的VB, 用来控制PCU输出轴的转动方向以及速度。

左右大翼各有一个WTB, 当SFCC探测到故障时, WTB工作锁死襟翼系统。注意:WTB只能在地面通过CFDS复位。

襟翼连接传感器 (这个缝翼系统没有) 安装在内外侧襟翼中间, 当内外侧襟翼连接出现故障时, 用来限制襟翼的进一步操作。

2 PCU/SFCC具体介绍

VB内部包括三个电磁活门, 两个方向控制活门, 驱动VB内部控制活门滑阀的收放, 一个激活电磁活门, 用来控制POB。

移动襟缝翼控制手柄, 会带动旋转CSU, 这会使CSU给SFCC发送新的襟翼指令位置信号。这个信号会在SFCC内部的襟翼通道1&2中处理。指令位置信号和来自FPPU的当前位置指令信号相比较, 来产生驱动指令信号。

当伸出电磁阀通电时, 控制活门滑阀由中立位向最大偏离位置移动。滑阀的移动方向控制液压马达的旋转方向。滑阀的移动角度控制液压马达的旋转速度。滑阀的位置由安装在VB上的LVDT监控。当激活电磁阀通电时, POB松开刹车, 襟翼开始移动。当滑阀在最大偏离位置, 可获得的最大液压流量可以到达液压马达, 使它可以全速收放襟翼。

当襟翼接近指令位置时, 收回电磁阀通电使滑阀返回中立位, 这样就能减少流过马达的液压油流量, 使马达转速降低。当襟翼到达指令位置时, 所有电磁阀断电, POB工作并锁住襟翼。

3 关于IPPU、FPPU、APPU的区别

IPPU是直接采集PCU的位置信息发送到FWS和生成上EACM页面的襟翼位置显示, 它不通过SFCC完全独立与整个襟翼系统, 在整个襟翼系统故障时也能反映襟翼的位置。

FPPU和APPU是发送到SFCC上的。

FPPU在襟翼位置调节开始时它是一个PCU的初始值传感, SFCC根据它的位置传感和CSU的电信号的对比得出改变PCU活门块的指令。

在襟翼位置调节完成后它是一个PCU作动后襟翼所处状态的预设值的形式存在, 它与两个APPU的指示对比可得出襟翼系统所处的实际状态与预设是否一致。两个APPU的数值对比可得出两边襟翼是否对称、配平。这些俩俩间数据对比, 在SFCC中进行逻辑判断, 从而发出继续调整或相关警告信息。

4 襟缝翼系统常见故障以及处理措施

4.1 对于有ECAM警告:F/CTL FLAP (SLAT) SYS 1 (2) FAULT

如果过站飞机, 建议直接复位SFCC1 (2) 的跳开关, 复位完成后, 简单收放几次襟翼。

如果航后飞机, 检查CFDS有无相关故障信息, 若有CFDS故障信息, 则参考TSM排故, 若无CFDS故障信息, 则建议对调SFCC1&2判断故障, 最后参考相关规范标准完成襟缝翼操作测试。

4.2 对于襟缝翼卡阻或WTB故障

4.2.1 如果是襟翼卡阻:

ECAM警告F/CTL FLAPS FAULT, CFDS信息FLP 1SYSTEM JAM CHECK FLP DR IVE MECH和FLP 2SYSTEM JAM CHECK FLP DRIVE MECH

4.2.2 如果是缝翼卡阻:

ECAM警告F/CTL SLATS FAULT, CFDS信息SLT 1SYSTEM JAM CHECK SLT DRIVE MECH和SLT 2SYSTEM JAM CHECK SLT DRIVE MECH

ECAM警告F/CTL FLAPS LOCKED或者F/CTL SLATS LOCKED

4.3 排故措施

4.3.1 襟翼或缝翼无法操作时不能放行飞机。询问机组出现故障后, 是否进行过跳开关的复位, 以确认故障不是由于机组的复位引起。提醒机组出现故障时, 若发动机已经启动不要同时复位两部SFCC;可以先进行WTB的复位, 注意:复位WTB时, 需要单部SFCC复位。之后还需要检查所有襟缝翼扭力限制器的指示销是否弹出。缝翼WTB复位时, 注意程序中要求的断开FAC的跳开关。发现扭矩限制器指示器跳出时, 不能简单地复位指示器, 因此需要脱开传动轴查找过载原因。

4.3.2 脱开传动轴之前, 务必记录APPU和FPPU同步参数, 避免重接时错位。

(1) 对襟翼PPU, 参考TSM 27-51-00 PB301 TABLE 3。

(2) 对缝翼PPU, 参考TSM 27-81-00 PB301 TABLE 2。

4.3.3 通过观察PCU的输出轴是否转动, 可以判断PCU是否故障。

4.3.4 脱开WTB的传动轴, 如果不能用手转动WTB或有杂音, 则说明WTB故障, 需更换WTB。

4.3.5 襟翼作动器扭矩限制器指示器跳出的原因是:襟翼作动器下游过载, 或者襟翼作动器内部过载。因此, 发现扭矩限制器指示器跳出时, 不能简单地复位指示器, 而应查找过载原因:如果作动器下游没有过载, 则应该更换襟翼作动器。

4.3.6 扭矩限制器的解锁是通过循环操纵襟/缝翼手柄, 使内部摩擦动片和摩擦静片互相松开, 如果过载不再存在, 扭矩限制器就得以解锁。但指示器不会自行复位, 需要人工按回。

(1) 襟翼扭矩限制器复位 (参考AMM TASK 27-50-00-866-010-A) 。

(2) 缝翼扭矩限制器复位 (参考AMM TASK 27-80-00-866-006-A) 。

5 结束语

本文所述的A320飞机襟缝翼系统原理以及排故措施, 重点在于襟缝翼系统故障时的处理措施以及对于可能出现故障部件的判断方法, 通过对襟缝翼系统故障的分析总结, 让维修人员熟悉系统工作原理, 提高排除这类故障的工作效率。

参考文献

[1]FCOM 1.27.50 F/CTL FLAPS AND SLATS.

[2]Boeing公司.737-600/700/800/900 AIRCRAFT MAINTENANCE MANUAL[Z].美国:Boeing, 2014.