A系列飞机ELAC系统.doc

A320系列飞机ELAC系统 南航吉林分公司维修厂二车间 尹刚 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。 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（Elevator and Aileron Computer）和SEC（Spoiler Elevator Computer）Trimmable Horizontal Stabilizer）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。 ELAC计算机介绍 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（COM unit）和监控通道（MON unit），这两个通道在物理上和电气上都是独立的（如图 3.1）。 图.1 监控通道（MON unit）和指令通道（CMD unit） 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。 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（28V DC ESS BUS）供电，当401PP供电电压低于1#电瓶电压时，由703PP（28VDC HOT BUS）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。 对于ELAC2，正常情况下由202PP（28VDC BUS2）供电，当202PP供电失去时，通过继电器转换到704PP（28VDC HOT BUS）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。 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。 MEL的放行限制：限制条件为：安装了件号为B372BAM0509 或B372BAM0511，序号为THALES VSB B372BAM-27-024 所列序号Q00136011231 至Q00136011536 之间的SEC 的飞机对于MEL的放行限制为ELAC1故障可以有条件放行而ELAC2 故障实例 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：ELEC2 FAULT，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ELAC1 PITCH FAULT。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（L G ELEV MODE VLV 34CE1），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