A330飛機方向舵?zhèn)溆秒娫垂收戏治?/h1>
2018-05-07 06:25:15王國鑫
現(xiàn)代商貿(mào)工業(yè) 2018年15期
王國鑫 黃 杰
(Ameco西南航線中心，四川 成都 610000)
0 引言
航線運行中，由于時間緊，留給排故的時間非常緊迫。此種情況下，會依據(jù)排故手冊盡快處理，達到放行標準，放行飛機。但是，部分根源隱蔽的故障，常常會多次排故，造成人力、器材等等的浪費，甚至造成航班延誤或取消。本文以A330飛機不容易放行的飛控故障入手，此類故障若排故不當，很容易導(dǎo)致控制計算機的燒壞及部件的誤換等不良后果。通過原理分析，總結(jié)出排除此類故障的方法及經(jīng)驗。期望同行在處理此類飛控故障時，能夠少走彎路，降低航材誤換率，提高排故效率，更加科學(xué)、快速、精準的找到故障根源，排除故障，為大家提供一定的參考和幫助。
1 故障描述
2017年，某A330飛機出現(xiàn)F/CTL PRIM 1 FAULT警告，并伴隨有FCPC1 (2CE1)的故障信息，更換FCPC1計算機。后再次出現(xiàn)F/CTL PRIM 1 FAULT警告并伴隨有F/CTL SEC 1 FAULT警告，更換FCSC1計算機，辦理PRIM1保留，完成M項工作后放行。后在外站完成M項工作過程中，F(xiàn)/CTL SEC 1 FAULT警告再次跳出，執(zhí)行復(fù)位等等措施無效，導(dǎo)致航班延誤，后更換兩個方向舵?zhèn)溆秒娫唇M件BPS及FCPC1、FCSC1后，故障徹底排除。
2 飛行控制系統(tǒng)原理概述
(1)A330飛行控制系統(tǒng)(除襟縫翼外)的控制部件主要有：
三部主要飛行控制計算機FCPC(Flight Control Primary Computers)；
兩部次要飛行控制計算機FCSC(Flight Control Secondary Computers)；
兩部飛行控制數(shù)據(jù)集獲器FCDC(Flight Control Data Concentrators)；
一個方向舵?zhèn)溆每刂颇KBCM(Back-up Control Module)。
(2)三部FCPCs和兩部FCSCs是飛行控制的核心，功能主要為：
①生成控制舵面的指令來控制飛行。
人工模式下，指令由飛行員通過側(cè)桿、腳蹬等控制部件產(chǎn)生。
自動模式下，從飛行管理引導(dǎo)和包線計算機FMGEC(Flight Management Guidance and Envelope Computers)處獲得指令。
②對不同舵面的電控液壓作動器進行伺服控制和監(jiān)控，確保舵面按照指令作動。
(3)BCM由備用電源組件BPS(Back-up Power Supply)供電，生成控制指令至方向舵作動器達到對飛機航向的控制。它是作為備用控制，當由FCPCs和FCSCs生成的正常電控伺服指令均失效時，BCM被激活，實施控制。
(4)兩部FCDCs的功能主要為：
飛行控制數(shù)據(jù)收集用于駕駛艙顯示；
維護操作。
3 方向舵控制系統(tǒng)概述
飛機方向舵主要提供對飛機偏航軸的控制，控制飛機的航向。
方向舵(如圖1)由上、中、下三個電控液壓伺服作動器同時控制作動，分別由藍、綠、黃液壓系統(tǒng)提供動力。
方向舵上、下兩個作動器分別連接至一部FCPC和BCM。
中間作動器連接至一部FCPC和一部FCSC。
圖1 方向舵
4 方向舵?zhèn)溆秒娫纯刂泼枋?/h2>
當方向舵由飛行控制計算機提供的正常伺服控制失效時，備用供電系統(tǒng)會激活，提供飛機的備用偏航控制。它將飛行員的腳蹬指令傳輸至方向舵，確保對方向舵的控制，防止荷蘭滾。
(1)備用供電系統(tǒng)的組成。
①兩個備用電源組件BPS，每個組件是由一個液壓系統(tǒng)提供的一個發(fā)電機，將液壓動力轉(zhuǎn)換為電能，給備用控制模塊提供電源。
②一個備用控制模塊BCM，由備用電源組件提供電源的電子模塊。
(2)當FCPC1和FCSC1的抑制信號不在時(由于計算機故障或集中供電系統(tǒng)故障時)，備用電源組件被激活，當對應(yīng)的液壓系統(tǒng)可用時，BPS利用液壓發(fā)電向備用控制模塊供電。
當FCPC2/3的抑制信號消失時，且此時至少一個備用電源組件向備用控制模塊提供電源時，備用控制模塊自動開始操縱。備用控制模塊每次選擇并控制一個伺服作動器(黃液壓系統(tǒng)對應(yīng)的作動器優(yōu)先，若黃系統(tǒng)不可用，控制藍系統(tǒng)對應(yīng)的伺服作動器)。
此時，方向舵指令由備用控制模塊根據(jù)腳蹬感覺平衡組件PFTU(Pedal Feel and Trim Unit)中的專用傳感器感受腳蹬的位置指令信號并進行處理。
偏航阻尼指令由備用控制模塊中的專用的速率陀螺儀根據(jù)測量的偏航率進行計算得出。
(3)備用電源組件(如圖2)的重要組成部分有：
一個液壓馬達帶有旋轉(zhuǎn)齒輪可利用液壓直接驅(qū)動發(fā)電機的轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)動。
一個發(fā)電機提供三相可變頻率的交流電到備用控制模塊。
一個電磁閥帶有兩組分開的線圈來進行啟用和備用模式轉(zhuǎn)換。
一個液壓油濾備用電源組件控制模式，有兩種：
工作模式：電磁閥失電。液壓流向液壓馬達驅(qū)動發(fā)電機運轉(zhuǎn)。發(fā)電機向備用控制模塊提供電源。
備用模式：電磁閥中至少有一個線圈供電。液壓無法到達液壓馬達，發(fā)電機不工作。不向備用控制模塊供電。
圖2 備用電源組件
5 故障原因分析
飛行控制計算機FCPC1和FCSC1分別連接至多個舵面伺服作動器，每個伺服作動器均有電磁閥線圈，任何一個線圈短路均有可能燒壞計算機，產(chǎn)生警告。
根據(jù)最初的F/CTL PRIM 1 FAULT警告，F(xiàn)CPC1 (2CE1)的故障信息，鏈接至排故手冊TSM 27-90-00-810-836-A：FCPC1失效工卡。在故障確認時，若測試正常，方可對串計算機進行故障確認。若測試有故障，需先根據(jù)排故數(shù)據(jù)TSD(TROUBLE SHOOTING DATA)(如圖3)確認故障來源，不可更換或串計算機，以免某個設(shè)備的電磁閥故障會再次損壞計算機。
排故手冊在此處重點強調(diào)了故障代碼TSDQ和TSDR為“000C”時的排故步驟，而其余參考FCPC故障流程圖進行排故。
圖3 排放數(shù)據(jù)
本架飛機故障代碼如下，可以確認故障源可能為BPS故障(如圖4)。
圖4 確認故障源
那么F/CTL SEC 1 FAULT的故障源是什么呢？
根據(jù)TSM27-90-00-810-843-A FCSC1失效工卡，查閱FCSC1的故障代碼如圖5。
圖5 查詢FCSC1故障代碼
可以確認FCSC1故障源也應(yīng)為BPS故障(如圖5)。但分析線路連接發(fā)現(xiàn)，為了冗余設(shè)計：FCPC1與FCSC1分別與不同的BPS內(nèi)部的不同的電磁閥線圈連接。
圖6 線路測量
起初，進行線路測量發(fā)現(xiàn)：
藍液壓系統(tǒng)對應(yīng)的BPS 43CS的電磁閥線圈阻值為：EV1：1600歐；EV2：96.6歐。
黃液壓系統(tǒng)對應(yīng)的BPS 44CS的電磁閥線圈阻值為：EV1：97.1 歐；EV2：100.0歐。
根據(jù)手冊，線圈標準值為：80-110歐。說明43CS的線圈1阻值超標。
但是，測量對地絕緣值卻未見明顯異常。
在更換計算機后，故障可以消失，測試可以通過。但若再次通電，或者完成方向舵?zhèn)溆秒娫礈y試后，故障會再現(xiàn)。此時，立即完成絕緣測試，會發(fā)現(xiàn)絕緣值有所變化。
通過FCPC1和FCSC1計算機后端插座，測量43CS兩組線圈對地絕緣值均大于100兆歐。測量44CS的電磁線圈EV1對地絕緣值最低會低至18.9歐，電磁線圈EV2的對地絕緣值最低會低至20.6歐，均近似于對地短路，但這種現(xiàn)象是暫時的，并不穩(wěn)定存在。
什么原因會導(dǎo)致44CS內(nèi)部兩個電磁線圈均會出現(xiàn)短時的對地短路現(xiàn)象呢？
根據(jù)相關(guān)的空客技術(shù)跟蹤報告TFU(Technical Follow-up)27.99.00.001、27.99.00.004、27.99.00.007。
圖7 故障分析
針對FCPC，TSDF或TSDK代碼為“0141”，指向FCPC內(nèi)部的K7繼電器問題。
針對FCSC，TSDF或TSDK代碼為“19XX”，同時TSDG代碼為“0026”，指向FCSC內(nèi)部的K7繼電器問題。
此外，還報告了重復(fù)出現(xiàn)的2類故障信息“BCM(42CS)/FCDC1(1CE1)”。
排故顯示這些故障是由于至少一個BPS故障，更換BPS后故障會消失。
“BCM(42CS)/FCDC1(1CE1)”故障信息說明FCDC1探測到BCM狀態(tài)不正常。
當由飛行控制計算機控制的方向舵正常伺服失效時，BCM提供方向舵控制。在正常飛控構(gòu)型下，BCM是不工作的。一旦飛控計算機提供的抑制信號消失。(例如因為飛控計算機或者電源供電失效)，BCM開始工作，且由BPS供電。
FCDC1從BCM處接收離散信號顯示BCM是否是由至少一個BPS供電或是否處于工作模式。
FCDC1對比從BCM和飛控計算機接收到的離散輸入，若兩者不一致則生成“BCM(42CS)/FCDC1(1CE1)”故障信息。
BPS故障的結(jié)果或?qū)е翭CSC1和/或FCPC1的損壞(TFU27.99.00.001)或者BCM電源供電故障TFU 27.99.00.004。
廠家SAGEM調(diào)查發(fā)現(xiàn)液壓油滲漏至殼體內(nèi)部和電磁閥線圈上。內(nèi)部滲漏可能導(dǎo)致以下情況：
液壓油損壞電磁閥(導(dǎo)致斷路)和/或BPS的電路板失去了BPS抑制功能，導(dǎo)致BCM不正常的工作。此種情況下，會觸發(fā)2類故障信息“BCM(42CS)/FCDC1(1CE1)”。
內(nèi)部滲漏在電磁閥線圈內(nèi)部產(chǎn)生短路會從內(nèi)部損壞FCSC1和/或FCPC1。
6 結(jié)論
根據(jù)以上分析可以確認，此次故障的根源為BPS 44CS內(nèi)部滲漏，黃系統(tǒng)液壓油進入殼體內(nèi)部和電磁閥線圈上，當液壓油經(jīng)過44CS部件時，會導(dǎo)致電磁閥兩個線圈短路。EV1線圈短路導(dǎo)致FCPC1計算機被燒壞；EV2線圈短路導(dǎo)致FCSC1計算機被燒壞。而BPS 44CS的EV1和EV2線圈絕緣異常和BPS 43CS的EV1線圈阻值超標，導(dǎo)致出現(xiàn)BCM(42CS)/FCDC1(1CE1)的2類故障信息。但是，此短路現(xiàn)象并不是穩(wěn)定存在的。因此，在復(fù)位或更換計算機后，故障會消失，誤以為故障已排除。當進行方向舵的相關(guān)測試或操作后，液壓油再次進入電磁閥內(nèi)部，才可能導(dǎo)致故障再次出現(xiàn)，并更加惡化，因此，故障存在著一定的隱蔽性，給排故增加了難度。
針對BPS容易產(chǎn)生內(nèi)部液壓油滲漏的問題，廠家進行了相應(yīng)的改進，在BPS制造過程中使用氦分光計技術(shù)加強滲漏檢查；對插針板執(zhí)行相應(yīng)的改進措施。
并升級BPS件號為4443-0101。BPS中的插針板是不可修理件，因此件號4443無法升級成件號4443-0101。件號為4443的BPS在內(nèi)場檢查發(fā)現(xiàn)內(nèi)部滲漏，組件將不得不報廢。
經(jīng)過使用跟蹤數(shù)據(jù)顯示，新BPS 4443-0101的穩(wěn)定性在內(nèi)部滲漏方面和舊BPS 4443顯示出更高的可靠性數(shù)據(jù)。
7 飛行控制系統(tǒng)排故建議
(1)遇到此類排故，首先，查看相應(yīng)的故障代碼TSD，參照手冊，依據(jù)代碼進行后續(xù)排故。
(2)不要急于串或更換計算機，萬一某個設(shè)備電磁閥故障，電磁閥短路會損壞飛行控制計算機。通過串件確認故障只允許在TSM中提出時才可以，或者已排除任何電磁閥短路的可能性。
(3)當進行線路絕緣測量時，確保相應(yīng)的設(shè)備(尤其是FCPCs、FCSCs)必須斷開，測試設(shè)備的電壓會損壞計算機。
(4)為了便于內(nèi)場修理排故，建議將拆下計算機的TSD隨計算機一起送修。
針對此故障，公司也發(fā)布了相應(yīng)的技術(shù)標準通告，對此類飛行控制故障的排故進行了提示及規(guī)范。
[1] A330 AIRCRAFT MAINTENANCE MANUAL(Revision number 48,Revision Date Oct 01,2017.
[2] AIRBUS TFU 27.99.00.001:A330/A340 Electrical Rudder - FCPC/FCSC failure due to BPS defect.
[3] AIRBUS TFU 27.99.00.004:A330/A340 Electrical Rudder -“BCM(42CS)/FCDC1(1CE1)” due to defective BPS.
[4] AIRBUS TFU 27.99.00.007:A330/A340 Electrical Rudder - BPS internal leakage.
[5] AIRBUS TFU 27.93.00.055: FCPC troubleshooting.
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王國鑫 黃 杰
(Ameco西南航線中心，四川 成都 610000)
0 引言
航線運行中，由于時間緊，留給排故的時間非常緊迫。此種情況下，會依據(jù)排故手冊盡快處理，達到放行標準，放行飛機。但是，部分根源隱蔽的故障，常常會多次排故，造成人力、器材等等的浪費，甚至造成航班延誤或取消。本文以A330飛機不容易放行的飛控故障入手，此類故障若排故不當，很容易導(dǎo)致控制計算機的燒壞及部件的誤換等不良后果。通過原理分析，總結(jié)出排除此類故障的方法及經(jīng)驗。期望同行在處理此類飛控故障時，能夠少走彎路，降低航材誤換率，提高排故效率，更加科學(xué)、快速、精準的找到故障根源，排除故障，為大家提供一定的參考和幫助。
1 故障描述
2017年，某A330飛機出現(xiàn)F/CTL PRIM 1 FAULT警告，并伴隨有FCPC1 (2CE1)的故障信息，更換FCPC1計算機。后再次出現(xiàn)F/CTL PRIM 1 FAULT警告并伴隨有F/CTL SEC 1 FAULT警告，更換FCSC1計算機，辦理PRIM1保留，完成M項工作后放行。后在外站完成M項工作過程中，F(xiàn)/CTL SEC 1 FAULT警告再次跳出，執(zhí)行復(fù)位等等措施無效，導(dǎo)致航班延誤，后更換兩個方向舵?zhèn)溆秒娫唇M件BPS及FCPC1、FCSC1后，故障徹底排除。
2 飛行控制系統(tǒng)原理概述
(1)A330飛行控制系統(tǒng)(除襟縫翼外)的控制部件主要有：
三部主要飛行控制計算機FCPC(Flight Control Primary Computers)；
兩部次要飛行控制計算機FCSC(Flight Control Secondary Computers)；
兩部飛行控制數(shù)據(jù)集獲器FCDC(Flight Control Data Concentrators)；
一個方向舵?zhèn)溆每刂颇KBCM(Back-up Control Module)。
(2)三部FCPCs和兩部FCSCs是飛行控制的核心，功能主要為：
①生成控制舵面的指令來控制飛行。
人工模式下，指令由飛行員通過側(cè)桿、腳蹬等控制部件產(chǎn)生。
自動模式下，從飛行管理引導(dǎo)和包線計算機FMGEC(Flight Management Guidance and Envelope Computers)處獲得指令。
②對不同舵面的電控液壓作動器進行伺服控制和監(jiān)控，確保舵面按照指令作動。
(3)BCM由備用電源組件BPS(Back-up Power Supply)供電，生成控制指令至方向舵作動器達到對飛機航向的控制。它是作為備用控制，當由FCPCs和FCSCs生成的正常電控伺服指令均失效時，BCM被激活，實施控制。
(4)兩部FCDCs的功能主要為：
飛行控制數(shù)據(jù)收集用于駕駛艙顯示；
維護操作。
3 方向舵控制系統(tǒng)概述
飛機方向舵主要提供對飛機偏航軸的控制，控制飛機的航向。
方向舵(如圖1)由上、中、下三個電控液壓伺服作動器同時控制作動，分別由藍、綠、黃液壓系統(tǒng)提供動力。
方向舵上、下兩個作動器分別連接至一部FCPC和BCM。
中間作動器連接至一部FCPC和一部FCSC。
圖1 方向舵
4 方向舵?zhèn)溆秒娫纯刂泼枋?/h2>
當方向舵由飛行控制計算機提供的正常伺服控制失效時，備用供電系統(tǒng)會激活，提供飛機的備用偏航控制。它將飛行員的腳蹬指令傳輸至方向舵，確保對方向舵的控制，防止荷蘭滾。
(1)備用供電系統(tǒng)的組成。
①兩個備用電源組件BPS，每個組件是由一個液壓系統(tǒng)提供的一個發(fā)電機，將液壓動力轉(zhuǎn)換為電能，給備用控制模塊提供電源。
②一個備用控制模塊BCM，由備用電源組件提供電源的電子模塊。
(2)當FCPC1和FCSC1的抑制信號不在時(由于計算機故障或集中供電系統(tǒng)故障時)，備用電源組件被激活，當對應(yīng)的液壓系統(tǒng)可用時，BPS利用液壓發(fā)電向備用控制模塊供電。
當FCPC2/3的抑制信號消失時，且此時至少一個備用電源組件向備用控制模塊提供電源時，備用控制模塊自動開始操縱。備用控制模塊每次選擇并控制一個伺服作動器(黃液壓系統(tǒng)對應(yīng)的作動器優(yōu)先，若黃系統(tǒng)不可用，控制藍系統(tǒng)對應(yīng)的伺服作動器)。
此時，方向舵指令由備用控制模塊根據(jù)腳蹬感覺平衡組件PFTU(Pedal Feel and Trim Unit)中的專用傳感器感受腳蹬的位置指令信號并進行處理。
偏航阻尼指令由備用控制模塊中的專用的速率陀螺儀根據(jù)測量的偏航率進行計算得出。
(3)備用電源組件(如圖2)的重要組成部分有：
一個液壓馬達帶有旋轉(zhuǎn)齒輪可利用液壓直接驅(qū)動發(fā)電機的轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)動。
一個發(fā)電機提供三相可變頻率的交流電到備用控制模塊。
一個電磁閥帶有兩組分開的線圈來進行啟用和備用模式轉(zhuǎn)換。
一個液壓油濾備用電源組件控制模式，有兩種：
工作模式：電磁閥失電。液壓流向液壓馬達驅(qū)動發(fā)電機運轉(zhuǎn)。發(fā)電機向備用控制模塊提供電源。
備用模式：電磁閥中至少有一個線圈供電。液壓無法到達液壓馬達，發(fā)電機不工作。不向備用控制模塊供電。
圖2 備用電源組件
5 故障原因分析
飛行控制計算機FCPC1和FCSC1分別連接至多個舵面伺服作動器，每個伺服作動器均有電磁閥線圈，任何一個線圈短路均有可能燒壞計算機，產(chǎn)生警告。
根據(jù)最初的F/CTL PRIM 1 FAULT警告，F(xiàn)CPC1 (2CE1)的故障信息，鏈接至排故手冊TSM 27-90-00-810-836-A：FCPC1失效工卡。在故障確認時，若測試正常，方可對串計算機進行故障確認。若測試有故障，需先根據(jù)排故數(shù)據(jù)TSD(TROUBLE SHOOTING DATA)(如圖3)確認故障來源，不可更換或串計算機，以免某個設(shè)備的電磁閥故障會再次損壞計算機。
排故手冊在此處重點強調(diào)了故障代碼TSDQ和TSDR為“000C”時的排故步驟，而其余參考FCPC故障流程圖進行排故。
圖3 排放數(shù)據(jù)
本架飛機故障代碼如下，可以確認故障源可能為BPS故障(如圖4)。
圖4 確認故障源
那么F/CTL SEC 1 FAULT的故障源是什么呢？
根據(jù)TSM27-90-00-810-843-A FCSC1失效工卡，查閱FCSC1的故障代碼如圖5。
圖5 查詢FCSC1故障代碼
可以確認FCSC1故障源也應(yīng)為BPS故障(如圖5)。但分析線路連接發(fā)現(xiàn)，為了冗余設(shè)計：FCPC1與FCSC1分別與不同的BPS內(nèi)部的不同的電磁閥線圈連接。
圖6 線路測量
起初，進行線路測量發(fā)現(xiàn)：
藍液壓系統(tǒng)對應(yīng)的BPS 43CS的電磁閥線圈阻值為：EV1：1600歐；EV2：96.6歐。
黃液壓系統(tǒng)對應(yīng)的BPS 44CS的電磁閥線圈阻值為：EV1：97.1 歐；EV2：100.0歐。
根據(jù)手冊，線圈標準值為：80-110歐。說明43CS的線圈1阻值超標。
但是，測量對地絕緣值卻未見明顯異常。
在更換計算機后，故障可以消失，測試可以通過。但若再次通電，或者完成方向舵?zhèn)溆秒娫礈y試后，故障會再現(xiàn)。此時，立即完成絕緣測試，會發(fā)現(xiàn)絕緣值有所變化。
通過FCPC1和FCSC1計算機后端插座，測量43CS兩組線圈對地絕緣值均大于100兆歐。測量44CS的電磁線圈EV1對地絕緣值最低會低至18.9歐，電磁線圈EV2的對地絕緣值最低會低至20.6歐，均近似于對地短路，但這種現(xiàn)象是暫時的，并不穩(wěn)定存在。
什么原因會導(dǎo)致44CS內(nèi)部兩個電磁線圈均會出現(xiàn)短時的對地短路現(xiàn)象呢？
根據(jù)相關(guān)的空客技術(shù)跟蹤報告TFU(Technical Follow-up)27.99.00.001、27.99.00.004、27.99.00.007。
圖7 故障分析
針對FCPC，TSDF或TSDK代碼為“0141”，指向FCPC內(nèi)部的K7繼電器問題。
針對FCSC，TSDF或TSDK代碼為“19XX”，同時TSDG代碼為“0026”，指向FCSC內(nèi)部的K7繼電器問題。
此外，還報告了重復(fù)出現(xiàn)的2類故障信息“BCM(42CS)/FCDC1(1CE1)”。
排故顯示這些故障是由于至少一個BPS故障，更換BPS后故障會消失。
“BCM(42CS)/FCDC1(1CE1)”故障信息說明FCDC1探測到BCM狀態(tài)不正常。
當由飛行控制計算機控制的方向舵正常伺服失效時，BCM提供方向舵控制。在正常飛控構(gòu)型下，BCM是不工作的。一旦飛控計算機提供的抑制信號消失。(例如因為飛控計算機或者電源供電失效)，BCM開始工作，且由BPS供電。
FCDC1從BCM處接收離散信號顯示BCM是否是由至少一個BPS供電或是否處于工作模式。
FCDC1對比從BCM和飛控計算機接收到的離散輸入，若兩者不一致則生成“BCM(42CS)/FCDC1(1CE1)”故障信息。
BPS故障的結(jié)果或?qū)е翭CSC1和/或FCPC1的損壞(TFU27.99.00.001)或者BCM電源供電故障TFU 27.99.00.004。
廠家SAGEM調(diào)查發(fā)現(xiàn)液壓油滲漏至殼體內(nèi)部和電磁閥線圈上。內(nèi)部滲漏可能導(dǎo)致以下情況：
液壓油損壞電磁閥(導(dǎo)致斷路)和/或BPS的電路板失去了BPS抑制功能，導(dǎo)致BCM不正常的工作。此種情況下，會觸發(fā)2類故障信息“BCM(42CS)/FCDC1(1CE1)”。
內(nèi)部滲漏在電磁閥線圈內(nèi)部產(chǎn)生短路會從內(nèi)部損壞FCSC1和/或FCPC1。
6 結(jié)論
根據(jù)以上分析可以確認，此次故障的根源為BPS 44CS內(nèi)部滲漏，黃系統(tǒng)液壓油進入殼體內(nèi)部和電磁閥線圈上，當液壓油經(jīng)過44CS部件時，會導(dǎo)致電磁閥兩個線圈短路。EV1線圈短路導(dǎo)致FCPC1計算機被燒壞；EV2線圈短路導(dǎo)致FCSC1計算機被燒壞。而BPS 44CS的EV1和EV2線圈絕緣異常和BPS 43CS的EV1線圈阻值超標，導(dǎo)致出現(xiàn)BCM(42CS)/FCDC1(1CE1)的2類故障信息。但是，此短路現(xiàn)象并不是穩(wěn)定存在的。因此，在復(fù)位或更換計算機后，故障會消失，誤以為故障已排除。當進行方向舵的相關(guān)測試或操作后，液壓油再次進入電磁閥內(nèi)部，才可能導(dǎo)致故障再次出現(xiàn)，并更加惡化，因此，故障存在著一定的隱蔽性，給排故增加了難度。
針對BPS容易產(chǎn)生內(nèi)部液壓油滲漏的問題，廠家進行了相應(yīng)的改進，在BPS制造過程中使用氦分光計技術(shù)加強滲漏檢查；對插針板執(zhí)行相應(yīng)的改進措施。
并升級BPS件號為4443-0101。BPS中的插針板是不可修理件，因此件號4443無法升級成件號4443-0101。件號為4443的BPS在內(nèi)場檢查發(fā)現(xiàn)內(nèi)部滲漏，組件將不得不報廢。
經(jīng)過使用跟蹤數(shù)據(jù)顯示，新BPS 4443-0101的穩(wěn)定性在內(nèi)部滲漏方面和舊BPS 4443顯示出更高的可靠性數(shù)據(jù)。
7 飛行控制系統(tǒng)排故建議
(1)遇到此類排故，首先，查看相應(yīng)的故障代碼TSD，參照手冊，依據(jù)代碼進行后續(xù)排故。
(2)不要急于串或更換計算機，萬一某個設(shè)備電磁閥故障，電磁閥短路會損壞飛行控制計算機。通過串件確認故障只允許在TSM中提出時才可以，或者已排除任何電磁閥短路的可能性。
(3)當進行線路絕緣測量時，確保相應(yīng)的設(shè)備(尤其是FCPCs、FCSCs)必須斷開，測試設(shè)備的電壓會損壞計算機。
(4)為了便于內(nèi)場修理排故，建議將拆下計算機的TSD隨計算機一起送修。
針對此故障，公司也發(fā)布了相應(yīng)的技術(shù)標準通告，對此類飛行控制故障的排故進行了提示及規(guī)范。
[1] A330 AIRCRAFT MAINTENANCE MANUAL(Revision number 48,Revision Date Oct 01,2017.
[2] AIRBUS TFU 27.99.00.001:A330/A340 Electrical Rudder - FCPC/FCSC failure due to BPS defect.
[3] AIRBUS TFU 27.99.00.004:A330/A340 Electrical Rudder -“BCM(42CS)/FCDC1(1CE1)” due to defective BPS.
[4] AIRBUS TFU 27.99.00.007:A330/A340 Electrical Rudder - BPS internal leakage.
[5] AIRBUS TFU 27.93.00.055: FCPC troubleshooting.
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