A320系列飞机ELAC系统10.docx

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A320系列飞机ELAC系统10

A320系列飞机ELAC系统

南航吉林分公司维修厂二车间尹刚

1.引言

本文针对ELAC计算机的原理进行介绍和分析，并通过飞机故障实例，总结出A320飞机机载ELAC计算机在飞机维护中的一些技巧和系统排故方法。

2.简介：

A320系列飞机的俯仰和滚转操纵控制主要由2种数字式计算机完成，ELAC（ElevatorandAileronComputer，2部）和SEC（SpoilerElevatorComputer，3部）。

其中ELAC负责完成对副翼、升降舵、THS（TrimmableHorizontalStabilizer）的控制，SEC完成对扰流板、升降舵、THS的控制。

这些计算机在操纵优先权条件控制下，通过对不同舵机的控制来操纵舵面，从而协同完成对飞机俯仰和滚转的操纵。

如图2.1。

图2.1飞行控制系统结构

3.ELAC计算机介绍

Ø组成：

ELAC负责升降舵、副翼和THS的位置控制，每一部ELAC计算机都含有两个独立的通道，指令通道（COMunit）和监控通道（MONunit），这两个通道在物理上和电气上都是独立的（如图3.1）。

图3.1监控通道（MONunit）和指令通道（CMDunit）

指令通道主要负责计算舵面的偏移指令和舵面强制同步（升降舵，副翼，THS）；监控通道主要负责检查指令的正确执行（自身也计算出一个偏移指令），如果出现了两个通道计算的同一个舵面偏移指令的差异，监控通道将通过开关K10和K11抑制这个偏移指令的输出（如图3.2）。

为保证软件计算的安全性，两个通道使用的计算软件和算法是完全不同的。

图3.2升降舵舵面偏移指令的执行

对于每个通道，都能独立完成如下功能：

●接收数字输入信号

●生成数字输出信号

●计算功能

●接收离散信号输入

●生成离散信号输出

●接收模拟信号输入

●控制继电器状态转换

●自检功能，每一个通道都能够监控接受或发射的关键信号的失效，并且能够通过对处理器的测试和监控内部电源来探测到内部失效。

特别地，指令通道能够生成模拟信号输出用于驱动舵机上的电磁阀，而监控通道没有此项功能。

这两个通道之间一直通过数字式数据总线来交互数据来确认从不同传感器来的信号。

Ø电源：

ELAC1、2的外部电源供给电路存在很大差异。

在日常维护、放行飞机和排故过程中，需要充分考虑到这两部计算机电源供给的差异。

对于ELAC1，正常情况下由401PP（28VDCESSBUS）供电，当401PP供电电压低于1#电瓶电压时，由703PP（28VDCHOTBUS）供电（至少一套液压系统高压），当最后一个液压源压力低时（2发关车），供电继电器（35CE）继续保持接通30秒之后断开电瓶热汇流条供电，如图3.3。

图3.3ELAC1供电

对于ELAC2，正常情况下由202PP（28VDCBUS2）供电，当202PP供电失去时，通过继电器转换到704PP（28VDCHOTBUS）供电，同时分别给ELAC1、2和SEC1限速信号。

同样，当最后一个液压源压力低时，供电继电器（35CE，37CE）继续保持接通30秒之后断开电瓶热汇流条供电，如图3.4。

图3.4ELAC2供电

Ø关于ELAC计算机模拟信号指令输出（驱动电路）：

对于升降舵、方向舵和THS作动器的驱动信号为模拟电压信号，输出信号原理如图3.5。

此电路只存在于ELAC的指令通道。

伺服活门的电流指令的数字信号值（在ELAC内部计算得出的结果）通过一个12比特的数/模转换器转换成模拟的电压信号（VA），通过电容和放大器传送到输出端（VAF），在输出端通过一个电压随动电路驱动舵机上的电磁活门作动。

在这个电路中，电阻R是起到反馈调节作用的，同时，也是一个保护电阻，防止当负载击穿短路时烧毁驱动电路。

图3.5ELAC驱动输出原理图

ØMEL的放行限制：

按南航目前现行有效的MEL规定：

⏹对于机载SEC计算机在受限制的件/序号要求范围内的飞机，ELAC故障是不能放行的。

限制条件为：

安装了件号为B372BAM0509或B372BAM0511，序号为THALESVSBB372BAM-27-024所列序号的SEC的飞机。

⏹对于其它飞机，ELAC对于MEL的放行限制为:

ELAC1故障可以有条件放行而ELAC2故障是不能放行的。

4.故障实例

Ø故障现象以及处理过程：

2007年4月22日，A320飞机出现如下警告：

ELEC2FAULT，由于航班原因当时工作者将ELAC2（a）与ELAC1（b）对调，故障转移，按ELAC1故障放行飞机，飞机回基地后，工作者将ELAC1位置的计算机（a）拆下。

本机ELAC2位置的计算机（b）串至ELAC1位置，将一部可用ELAC计算机（c）安装至ELAC2位置，发现故障没有排除，而且故障现象变为ELAC1PITCHFAULT。

进一步检查和测试发现有左侧绿液压系统升降舵舵机34CE1相关故障信息（LGELEVMODEVLV34CE1），按TSM检查发现34CE1上C插头的K、L两根插钉之间短路（图4.1,图4.2），这两根插钉对应的是1#电磁阀，正常情况下着两根插钉之间的电阻应该在40~100欧姆之间，当拆下1#电磁阀后发现电磁阀与舵机之间的连接处有明显的烧蚀痕迹，而且在拆下1#电磁阀后，仍然存在K、L插钉之间有短路的现象，判断为线路在34CE1内部短路，更换34CE1。

在更换34CE1之后，发现故障现象没有排除。

继续检查和测试发现又出现34CE3（左侧蓝液压系统升降舵舵机）的故障信息，而且如果多次测试，还会间断出现34CE1的故障信息。

最后再次更换ELAC1计算机（b），故障现象完全消失，故障排除。

图4.1ELAC升降舵伺服控制1

图4.2ELAC升降舵伺服控制2

Ø故障分析：

（如图4.3）

图4.3ELAC驱动输出电路

让我们重新看一下ELAC的驱动输出电路，如果ELAC出现故障，造成A点输出电压过高，这样会导致负载或者负载的连接线因电流过大而“烧坏”；或者，ELAC计算机正常，而B点接地，也会造成负载电流过大而使负载损坏。

另一种情况，如果负载击穿或者其它意外情况，造成A、B之间短路，会使全部电压加载在电阻R上。

在这种情况下，如果A、B之间的导线出现“搭地”，会直接导致输出放大器或者计算机电源因过流造成永久性损坏，直接反映现象就是ELAC相关故障警告。

由以上分析可以看出，负载和ELAC故障是可以相互影响的，而且任何一方故障都有可能会导致另一方也故障。

此次故障事例可以看到，当ELAC2计算机（a）故障被串至ELAC1位置后，导致对应的舵机34CE1故障，而34CE1的内部短路导致新安装在此位置的计算机（b）故障（修理报告可以证明分析的正确性），此时，同时出现了34CE1和计算机（b）同时故障，使工作者很难判断故障点，在排故过程中走了很多弯路。

（后附修理报告图4.4，4.5）

图4.4升降舵舵机（34CE1）修理报告

图4.5一部ELAC计算机修理报告（另一部计算机还没有修理报告）

5.小结

a）对于任何系统故障，应该首先以TSM程序为主，要杜绝排故过程中的随意性。

目前Airbus公司对A320飞机的绝大部分故障给出了详细的、“傻瓜式”的排故步骤，在执行TSM程序的过程中，工作者要使用自身已经学习到的系统知识，通过分析了解到每个步骤的目的和作用。

这样在排故过程中可以少走弯路；另外通过这种方式，工作者可以不断巩固和提高自己的业务水平。

最后要提醒的是，对于TSM步骤的执行要全面。

b）对于ELAC、SEC、FAC、SFCC等计算机，在日常维护工作中不能随意对调。

一定要排除外部短路尤其是线路意外接地的可能性之后才能够对调，否则，非常容易造成计算机因电流过载而“烧坏”。

而且，如果想通过串件判断故障，最好使用“单方向”的串件，也就是将一个可用的部件安装到被怀疑故障部件的位置上，而被怀疑故障的部件最好不要在装机。

尤其是，当航前或短停出现ELAC2相关故障，航班时间或者航材不能保证故障被及时排除。

而ELAC2对于MEL是不放行项目，要杜绝为放行飞机而直接对调ELAC。

首先是故障未必转移，其次，有可能“烧坏”计算机和其它部件。

c）如果故障出现伴随断路器跳出的情况，首先要排除相关线路及部件短路/搭地的可能性，不能随意复位断路器。

否则会造成部件或线路因电流过大而造成永久性损坏。

（图5.1、5.2）

图5.1环境温度对断路器是否弹出的影响

图5.2断路器作动（弹出）时间曲线

从图5.2可以看出，在室温（23°C）条件下，如果对断路器施加10倍的标称保护电流值，断路器的弹出时间大约是0.1秒。

而一般复位断路器时，手指力量保持断路器处于闭合状态一般会超过0.5~1秒，这段时间已经远远超过断路器的过流保护作动时间。

可以肯定，厂家在生产部件时一定会考虑到断路器保护的跳出时间，并在设计上保证断路器作动时间内，部件不会因为过流而损坏，但是如果超过这个时限，将不能保证部件仍然可以继续正常工作。

按上述列举的两个时间对比来看，如果断路器跳出后强行闭合，部件很可能已经因过流而损坏了。

6.结束语

飞机的机务维护直接关系到飞机的运行安全，是一个需要高度的细心和耐心的行业，需要我们深挖细节问题，更好地保障飞机的飞行安全。