工程管理与技术
现代商贸工业
２０１８年第１５期２０６㊀㊀
王国鑫㊀黄㊀杰
(A m e c o 西南航线中心，四川成都６１００００
)摘㊀要：以A ３３０飞机的方向舵备用电源组件隐蔽故障导致的飞机无法放行的排故经过, 阐述了方向舵备用供电系统的功能㊁原理.结合排故手册㊁原理分析及线路图册，剖析了导致故障的根本原因.结合此次排故经历，给同行做出借鉴，对飞行控制系统的排故提出建议，避免可能因此故障导致的航班延误及不必要的航材误换㊁损坏等，提高排故的效率，降低排故的成本，保障航班的安全正点. 宝石饰品关键词：飞行控制；方向舵；备用电源组件；电磁阀
中图分类号:T B ㊀㊀㊀㊀㊀文献标识码:A㊀㊀㊀㊀㊀㊀d o i :１０．１９３１１/j
．c n k i ．１６７２Ｇ３１９８．２０１８．１５．０９５０㊀引言
航线运行中，由于时间紧，留给排故的时间非常紧
迫.此种情况下，会依据排故手册尽快处理，达到放行标准，放行飞机.但是，部分根源隐蔽的故障，常常会多次排故，造成人力㊁器材等等的浪费，甚至造成航班延误或取消.本文以A ３３０飞机不容易放行的飞控故障入手，此类故障若排故不当，很容易导致控制计算机的烧坏及部件的误换等不良后果.通过原理分析，总结出排除此类故障的方法及经验.期望同行在处理此类飞控故障时，能够少走弯路，降低航材误换率，提高排故效率，更加科学㊁快速㊁精准的到故障根源，排除故障，为大家提供一定的参考和帮助. １㊀故障描述
２０１７年，某A ３３０飞机出现F /C T L P R I M １
gcr15热处理工艺
F A U L T 警告，并伴随有F C P C １(２C E １)
8418模具钢的故障信息，更换F C P C １计算机.后再次出现F /C T L P R I M １F A U L T 警告并伴随有F /C T LS E C１F A U L T 警告,
更换F C S C １计算机，办理P R I M １保留,
完成M 项工作后放行.后在外站完成M 项工作过程中,F /C T LS E C
１F A U L T 警告再次跳出,
执行复位等等措施无效，导致航班延误，后更换两个方向舵备用电源组件B P S 及
F C P C １㊁F C S C １后，故障彻底排除.２㊀飞行控制系统原理概述
(１)A ３３０飞行控制系统(
除襟缝翼外)的控制部件主要有:
三部主要飞行控制计算机F C P C (F l i g
h tC o n t r o l P r i m a r y C o m p
u t e r s )；两部次要飞行控制计算机F C S C (F l i g
h tC o n t r o l S e c o n d a r y C o m p
u t e r s )；两部飞行控制数据集获器F C D C (F l i g
h tC o n t r o l D a t aC o n c e n t r a t o r s )；一个方向舵备用控制模块B C M (B a c k －u p C
o n t r o l M o d u l e ).(２)三部F C P C s 和两部F C S C s 是飞行控制的核心，功能主要为:①生成控制舵面的指令来控制飞行.
人工模式下，指令由飞行员通过侧杆㊁脚蹬等控制部件产生.
自动模式下，从飞行管理引导和包线计算机F MG E C (F l i g h t M a n a g e m e n t G u i d a n c ea n d E n v e l o p双列角接触球轴承
e C o m p
u t e r s )处获得指令.②对不同舵面的电控液压作动器进行伺服控制和监控，确保舵面按照指令作动.
(３)B C M 由备用电源组件B P S (B a c k－u p P o w e r S u p p l y )供电，生成控制指令至方向舵作动器达到对飞机航向的控制.它是作为备用控制，当由F C P C s 和
F C S C s 生成的正常电控伺服指令均失效时,B C M 被激活，实施控制.
(４)两部F C D C s 的功能主要为:
飞行控制数据收集用于驾驶舱显示;
维护操作.
３㊀方向舵控制系统概述
飞机方向舵主要提供对飞机偏航轴的控制，控制飞机的航向.
方向舵(如图１)由上㊁中㊁下三个电控液压伺服作
动器同时控制作动，分别由蓝㊁绿㊁黄液压系统提供动力.
方向舵上㊁下两个作动器分别连接至一部F C P C 和B C M .
中间作动器连接至一部F C P C 和一部F C S C .
图１㊀方向舵
４㊀方向舵备用电源控制描述
当方向舵由飞行控制计算机提供的正常伺服控制
失效时，备用供电系统会激活，提供飞机的备用偏航控制.它将飞行员的脚蹬指令传输至方向舵，确保对方向舵的控制，防止荷兰滚.(１
)备用供电系统的组成.①两个备用电源组件B P S
，每个组件是由一个液压系统提供的一个发电机，将液压动力转换为电能，给备用控制模块提供电源.
②一个备用控制模块B C M ,
由备用电源组件提供
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㊀电源的电子模块.
(２)当F C P C １和F C S C １的抑制信号不在时(由于计算机故障或集中供电系统故障时)，备用电源组件被激活，当对应的液压系统可用时,B P S 利用液压发电向备用控制模块供电.
当F C P C ２/３的抑制信号消失时，且此时至少一个备用电源组件向备用控制模块提供电源时，备用控制
模块自动开始操纵.备用控制模块每次选择并控制一个伺服作动器(黄液压系统对应的作动器优先，若黄系
统不可用，控制蓝系统对应的伺服作动器).此时，方向舵指令由备用控制模块根据脚蹬感觉平衡组件P F T U (P e d a lF e e l a n dT r i m U n i t )中的专用传感器感受脚蹬的位置指令信号并进行处理.偏航阻尼指令由备用控制模块中的专用的速率陀
螺仪根据测量的偏航率进行计算得出.
(３)备用电源组件(如图２)的重要组成部分有：一个液压马达带有旋转齿轮可利用液压直接驱动发电机的转子转动.
一个发电机提供三相可变频率的交流电到备用控制模块.
一个电磁阀带有两组分开的线圈来进行启用和备用模式转换.
一个液压油滤备用电源组件控制模式，有两种：工作模式：电磁阀失电.液压流向液压马达驱动发电机运转.发电机向备用控制模块提供电源.备用模式：电磁阀中至少有一个线圈供电.液压无法到达液压马达，发电机不工作.不向备用控制模块供电
.
图２㊀备用电源组件
５㊀故障原因分析
飞行控制计算机F C P C １和F C S C １分别连接至多
个舵面伺服作动器，每个伺服作动器均有电磁阀线圈，任何一个线圈短路均有可能烧坏计算机，产生警告.
根据最初的F /C T LP R I M１F A U L T 警告,F C P C １
(２C E １)的故障信息，链接至排故手册T S M ２７－９０－
００－８１０－８３６－A :F C P C １失效工卡.在故障确认时，若测试正常，方可对串计算机进行故障确认.若测试
有故障，需先根据排故数据T S D (T R O U B L ES H O O T Ｇ
I N GD A T A )(如图３)确认故障来源，不可更换或串计算机，以免某个设备的电磁阀故障会再次损坏计算机.排故手册在此处重点强调了故障代码T S D Q 和
T S D R 为 ０００C 时的排故步骤，而其余参考F C P C 故障流程图进行排故
.
图３㊀排放数据
本架飞机故障代码如下，可以确认故障源可能为
B P S 故障(
如图４).图４㊀确认故障源
滚动体
那么F /C T LS E C１F A U L T 的故障源是什么呢?
根据T S M ２７－９０－００－８１０－８４３－A F C S C １失效工卡，查阅F C S C １的故障代码如图５.
图５㊀查询F C S C １故障代码
可以确认F C S C １故障源也应为B P S 故障(如图５).但分析线路连接发现，为了冗余设计:F C P C １与F C S C １分别与不同的B P S 内部的不同的电磁阀线圈连接
激光熔覆工艺.
图６㊀线路测量
起初，进行线路测量发现:
蓝液压系统对应的B P S４３C S 的电磁阀线圈阻值为:E V １:１６００欧;E V ２:９６．６欧.
黄液压系统对应的B P S４４C S 的电磁阀线圈阻值为:E V １:９７．１欧;E V ２:１００．０欧.
根据手册，线圈标准值为:８０－１１０欧.说明４３C S 的线圈１阻值超标.
但是，测量对地绝缘值却未见明显异常.在更换计算机后，故障可以消失，测试可以通过.但若再次通电，或者完成方向舵备用电源测试后，故障
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会再现.此时，立即完成绝缘测试，会发现绝缘值有所变化.
通过F C P C １和F C S C １计算机后端插座，测量４３C S 两组线圈对地绝缘值均大于１００兆欧.测量４４C S 的电磁线圈E V １对地绝缘值最低会低至１８．９欧，电磁线圈E V ２的对地绝缘值最低会低至２０．６欧，均近似于对地短路，但这种现象是暂时的，并不稳定存在.
什么原因会导致４４C S 内部两个电磁线圈均会出现短时的对地短路现象呢?
根据相关的空客技术跟踪报告T F U (T e c h n i c a l F o l l o w－u p )２７．９９．００．００１㊁２７．９９．００．００４㊁２７．９９．００．００７.
图７㊀故障分析
针对F C P C ,T S D F 或T S D K 代码为 ０１４１
，指向F C P C 内部的K ７继电器问题.
针对F C S C ,T S D F 或T S D K 代码为 １９X X
，同时T S D G 代码为 ００２６ ，指向F C S C 内部的K ７继电器
问题.
此外，还报告了重复出现的２类故障信息 B C M (４２C S )/F C D C １(１C E １
) .排故显示这些故障是由于至少一个B P S 故障，更换B P S 后故障会消失.
B C M (４２C S )/F C D C １(１C E １) 故障信息说明F C ＧD C １探测到B C M 状态不正常.
当由飞行控制计算机控制的方向舵正常伺服失效
时,B C M 提供方向舵控制.在正常飞控构型下,B C M 是不工作的.一旦飞控计算机提供的抑制信号消失.(例如因为飞控计算机或者电源供电失效),B C M 开始工作，且由B P S 供电.
F C D C １从B C M 处接收离散信号显示B C M 是否是由至少一个B P S 供电或是否处于工作模式.
F C D C １对比从B C M 和飞控计算机接收到的离散
输入，若两者不一致则生成 B C M (４２C S )/F C D C １
(１C E １
) 故障信息.B P S 故障的结果或导致F C S C １和/或F C P C １的损
坏(T F U ２７．９９．００．００１)或者B C M 电源供电故障T F U
２７．９９．００．００４.厂家S A G E M 调查发现液压油渗漏至壳体内部和电磁阀线圈上.内部渗漏可能导致以下情况:
液压油损坏电磁阀(导致断路)和/或B P S 的电路板失去了B P S 抑制功能，导致B C M 不正常的工作.此
种情况下，会触发２类故障信息 B C M (４２C S )/F C D C １(１C E １
) .内部渗漏在电磁阀线圈内部产生短路会从内部损坏F C S C １和/或F C P C １.
６㊀结论
根据以上分析可以确认，此次故障的根源为B P S
４４C S 内部渗漏,
黄系统液压油进入壳体内部和电磁阀线圈上，当液压油经过４４C S 部件时，会导致电磁阀两个线圈短路.E V １线圈短路导致F C P C １计算机被烧坏;E V ２线圈短路导致F C S C １计算机被烧坏.而B P S ４４C S 的E V １和E V ２线圈绝缘异常和B P S４３C S 的
E V １线圈阻值超标，导致出现B C M (４２C S )/
F C D C １
(１C E １
)的２类故障信息.但是，此短路现象并不是稳定存在的.因此，在复位或更换计算机后，故障会消失，误以为故障已排除.当进行方向舵的相关测试或操作后，液压油再次进入电磁阀内部，才可能导致故障再次出现，并更加恶化，因此，故障存在着一定的隐蔽性，给排故增加了难度.
针对B P S 容易产生内部液压油渗漏的问题，厂家进行了相应的改进，在B P S 制造过程中使用氦分光计技术加强渗漏检查；对插针板执行相应的改进措施.
并升级B P S 件号为４４４３－０１０１.B P S 中的插针板是不可修理件，因此件号４４４３无法升级成件号４４４３－０１０１.件号为４４４３的B P S 在内场检查发现内部渗漏，组件将不得不报废.
经过使用跟踪数据显示，新B P S４４４３－０１０１的稳定性在内部渗漏方面和旧B P S４４４３显示出更高的可靠性数据.
７㊀飞行控制系统排故建议
(１
)遇到此类排故，首先，查看相应的故障代码T S D ，参照手册，依据代码进行后续排故.(２)不要急于串或更换计算机，万一某个设备电磁阀故障，电磁阀短路会损坏飞行控制计算机.通过串件确认故障只允许在T S M 中提出时才可以，或者已排除任何电磁阀短路的可能性.
(３
)当进行线路绝缘测量时，确保相应的设备(尤其是F C P C s ㊁F C S C s
)必须断开，测试设备的电压会损坏计算机.
(４)为了便于内场修理排故，建议将拆下计算机的T S D 随计算机一起送修.
针对此故障，公司也发布了相应的技术标准通告，对此类飞行控制故障的排故进行了提示及规范.
参考文献
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．
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