摘要：

A320系列飛機飛控系統(tǒng)采用電傳飛行控制系統(tǒng)（fly-by-wire control sys-tem）。電傳飛行控制系統(tǒng)是從上世紀80年代開始在民用飛機上逐步推廣使用的飛行控制系統(tǒng)，其實質(zhì)是一種全權(quán)限的控制增穩(wěn)系統(tǒng)。

駕駛員通過操縱裝置側(cè)桿、腳蹬發(fā)出控制指令，由指令傳感器將駕駛員的機械指令轉(zhuǎn)換成電信號指令，并由線路傳輸?shù)斤w控計算機，再通過線路將操縱信號傳遞到舵機上的執(zhí)行機構(gòu)的電傳飛行控制系統(tǒng)。電傳操縱系統(tǒng)取代了以鋼索傳動為特征的機械操縱系統(tǒng)， 沒有機械結(jié)構(gòu)，重量更輕；同時因為加入了反饋控制，采取多冗余度設(shè)計，其可靠性比起傳統(tǒng)的機械式飛行控制系統(tǒng)高，安全性更高，也使飛行員的操縱壓力大大減小。

電子飛行操縱系統(tǒng)包含ELAC，SEC，飛行操縱數(shù)據(jù)集中器（FCDC）和垂直加速計。根據(jù)下面的原理建立EFCS：

1、 冗余和不同

EFCS包含二個ELAC，三個SEC，二個FCDCs和四個加速計。ELAC和SEC都能夠完成飛機的橫滾和俯仰控制。這2個類型的計算機的區(qū)別在于他們的內(nèi)部構(gòu)造，硬件，微處理器的類型，軟件。對于每個計算機類型，控制和監(jiān)控軟件是不同的。

2、 監(jiān)控

按下列步驟完成每個計算機（ELAC，SEC）的監(jiān)控：

監(jiān)控頻道：每個計算機包含二個物理和電氣分離的通道，一是專用于控制功能，另一個用于監(jiān)控這些控制功能。這兩個通道使用不同的數(shù)字流程完成作動筒指令信號計算。監(jiān)控通道一直在比較這些計算的結(jié)果并在發(fā)生偏差時禁止信號到達作動筒。

自監(jiān)控能力：每個通道能夠探測它接收或發(fā)射的重要信號故障，通過測試處理器探測內(nèi)部故障，以及監(jiān)控其內(nèi)部電源。

串話：每個控制和相關(guān)的監(jiān)控通道經(jīng)數(shù)字總線永久地交換信息，以此鞏固和確認從不同的傳感器接收的信息。在沒有活動舵面的情況下，自動的電源接通和壓力接通安全測試執(zhí)行。

3、 安裝

安裝應考慮下面的原理：

導線安裝：特定的接頭用于EFCS。

電路1 用于由應急電源供電的項目，電路2 用于正常電源供電的項目?？刂菩盘栐谕稴 發(fā)送，監(jiān)控信號在通路M 發(fā)送。將暴露在發(fā)動機氣流的部分，在正常的和偏離路徑間的FCS 鋼索分開。

雷擊保護：在暴露的區(qū)域，將導線安裝在金屬屏蔽中-對于每個信號，導線是扭曲的。在暴露的區(qū)域中信號的接地不能達到。與副翼有關(guān)的導線處于前緣反之與擾流板有關(guān)的導線處于后緣。如果在暴露區(qū)域布置相關(guān)的導線，計算機的輸入包含低通濾波器和超壓保護。

4、控制器法規(guī)

根據(jù)飛行操縱和飛行增益系統(tǒng)和他們的外圍設(shè)備的完整性，可以使用下面所列的不同的操縱法則和有關(guān)的保護。他們在計算機執(zhí)行。如：

（1）橫滾控制法則

（a）橫滾正常法則

這就是根據(jù)優(yōu)先權(quán)邏輯，通過結(jié)合的側(cè)桿控制器，對副翼擾流板表面 2到5和方向舵的組合控制。在飛行中，它完成橫滾率的控制和限制，提供最多33度轉(zhuǎn)彎角的中立旋轉(zhuǎn)穩(wěn)定性，協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎和荷蘭滾阻尼。所需的增益取決于地面/飛行狀態(tài)，空速和構(gòu)型。在地面上它提供在側(cè)桿控制器角和副翼和擾流板偏轉(zhuǎn)之間的固定關(guān)系。機械地從踏板或從配平電門也能直接地控制方向舵。方向舵偏轉(zhuǎn)受空速限制。

（b）橫滾直接法則

這就是根據(jù)優(yōu)先權(quán)邏輯，通過結(jié)合的側(cè)桿控制器，對副翼和擾流板表面2 到 5 的控制。它使用取決于該構(gòu)型的增益完成上表面角度的控制。

（c）備用偏航控制

這就是通過踏板或配平電門，輔以使用取決于構(gòu)形的增益的有限授權(quán)荷蘭滾阻尼功能，對方向舵的直接控制。方向舵偏轉(zhuǎn)受空速限制。

（2）俯仰控制

（a）俯仰正常法則

這就是根據(jù)優(yōu)先權(quán)邏輯，通過結(jié)合的側(cè)桿控制器，對升降舵和 THS 的組合控制以達到荷載系數(shù)控制。所需的載荷系數(shù)和俯仰率反饋，可變增益取決于地面/飛行狀態(tài)，無線電高度，空速和構(gòu)型。它包含一個無法由機組人員超控的高迎角保護和負載系數(shù)限制，及一個超速保護。在地面上，它提供在側(cè)桿控制器角和升降舵偏轉(zhuǎn)之間的固定關(guān)系。

（b）俯仰備用法則

這就是根據(jù)優(yōu)先權(quán)邏輯，通過結(jié)合的側(cè)桿控制器，對升降舵和 THS 的控制（如可工作）以達到荷載系數(shù)控制。它使用有限授權(quán)載荷系數(shù)和俯仰率反饋及增益取決于構(gòu)型。它包含一個無法由機組人員超控的負載系數(shù)限制和備用保護。

（c）俯仰直接法則

這就是根據(jù)優(yōu)先權(quán)邏輯，通過結(jié)合的側(cè)桿控制器，以一個取決于構(gòu)形的增益，對升降舵角的控制?？赡芙?jīng)由THS的機械操縱完成俯仰配平。

（3）減速板操縱

這就是通過減速板手柄對擾流板表面2到4的位置的控制。

（4）地面擾流板操縱

這就是在接地時自動完全展開所有擾流板表面。

（5）襟翼和縫翼控制器的概述

（a）襟翼操縱

在每個機翼上通過一個內(nèi)側(cè)襟翼和一個外側(cè)襟翼完成。

（b）縫翼控制器增升裝置

5、國內(nèi)外研究現(xiàn)狀

目前，在民用飛將軍電傳飛行控制領(lǐng)域，波音空客處于領(lǐng)先地位，它們在飛行控制計算機結(jié)構(gòu)上都有自己的特點。波音777電傳飛行控制系統(tǒng)中包括主飛行計算機（PFC），每臺計算機又包括3條通路，這3條通路的硬件非相似但軟件相同。

每條通路在運行周期中具有不同的功能，而且這些功能在上電后是循環(huán)確定的。表決技術(shù)被用來檢測各通路間的差異或不一致，而且對于不同類型的數(shù)據(jù)，比較技術(shù)有所變化。PFC與4個作動器控制電子（ACE）單元之間的通訊通過多路ARINC629飛行控制數(shù)據(jù)總線來實現(xiàn)，ACE單元直接驅(qū)動飛行控制作動器。一個獨立的飛行控制直流電系統(tǒng)為飛行控制系統(tǒng)供電。

在空客飛行控制計算機系統(tǒng)結(jié)構(gòu)中的5臺主計算機中，3臺式主飛行控制計算機，2臺是輔飛行控制計算機，每臺計算機包括命令和監(jiān)控兩部分，分別加載了不同的軟件。主/輔計算機具有不同的體系結(jié)構(gòu)，非相似的硬件與非相似的軟件。輔助計算機輸出到副翼、升降舵和方向舵的指令僅作備份使用。電源與信號通路之間是隔離的。

電傳飛行控制系統(tǒng)是民用飛機發(fā)展的重要里程碑，它可以減輕飛行員的工作負擔，提高乘坐的舒適性，優(yōu)化飛機設(shè)計。世界各大航空制造廠商都從電傳飛行控制系統(tǒng)改善飛機效能及增強市場商業(yè)競爭能力，并取得了巨大成功。在我國民用飛機電傳飛行控制系統(tǒng)的設(shè)計中，應充分考慮系統(tǒng)的先進性、安全性、經(jīng)濟性與可擴性。

我國已經(jīng)啟動了大型民用飛機研制項目，目前國產(chǎn)C919型民用客機也將采用電傳飛行控制系統(tǒng)。為了更好地保障型號研制工作的順利進行，應不失時機地大力推進民用飛機電傳飛行控制技術(shù)的研究，提高自主研發(fā)的水平，開發(fā)出具有自主知識產(chǎn)權(quán)的產(chǎn)品。

6、飛機電傳飛控制系統(tǒng)的發(fā)展趨勢

電傳飛控的一個主要關(guān)注點是可靠性，余度電傳操作系統(tǒng)就是引入多重（套）系統(tǒng)來執(zhí)行同一指令，完成同一項工作任務，也稱余度系統(tǒng)。在余度系統(tǒng)中各個部分都具有故障監(jiān)控和信號表決能力，一旦系統(tǒng)或系統(tǒng)中的某一部分出現(xiàn)故障，系統(tǒng)本身具有故障隔離和自動切除故障信號的能。當系統(tǒng)中出現(xiàn)一個或多個故障時，系統(tǒng)則具有組織余下的完好部分，能夠繼續(xù)完成相應的工作，使系統(tǒng)具有故障安全或雙故障安全的能力。目前電傳操作系統(tǒng)大多采用具有雙故障/工作能力的余度系統(tǒng)。

四余度電傳操作系統(tǒng)全稱應該叫做三軸四余度數(shù)字式電傳主動控制系統(tǒng)，所謂的三軸是指俯仰軸、橫滾軸、偏航軸，四余度是指三條數(shù)字信道和一條用來備用仿真式信道。電傳操作系統(tǒng)除了用四余度技術(shù)而獲得了較高的可靠性外，還具有很大優(yōu)點。

余度電傳控制技術(shù)在西方國家已經(jīng)發(fā)展成熟，余度電傳操作系統(tǒng)設(shè)計可使系統(tǒng)可靠性大大提高，這種可靠性的提高除了增加飛行操作系統(tǒng)本身結(jié)構(gòu)可靠性外，還可以排除像維修疏忽、自然界的影響或是飛行中機務人員或乘客的動作之類的因素造成的不可預知的故障影響。電傳操作系統(tǒng)的重要性在于打破了飛機設(shè)計中需要保持靜穩(wěn)定性的布局，目前世界各國已經(jīng)將電傳操作系統(tǒng)做為一個基本的主操作系統(tǒng)，在此基礎(chǔ)上只要再增加一些其他功能的線路，就可以實現(xiàn)主動控制技術(shù)的各種功能。

飛控系統(tǒng)分析

A320系列飛機飛控系統(tǒng)的核心是電控液壓作動，主要是通過計算機的控制實現(xiàn)的。電控的原理：

飛行員的操縱輸人轉(zhuǎn)換為電信號傳到助力器的液壓伺服活門，控制液壓傳動舵面的飛行主操縱系統(tǒng)稱為電傳操縱系統(tǒng)。操縱時，飛行員的操縱輸人轉(zhuǎn)換為電信號傳到助力器的液壓伺服活門，控制液壓動作筒傳動舵面電傳操縱系統(tǒng)是在操縱，信號電力傳遞中結(jié)合飛行控制計算機，飛行控制計算機接受操縱信號或自動駕駛儀的信號等，經(jīng)過處理后向液壓助力器發(fā)出操縱指令傳動舵面偏轉(zhuǎn)，而助力器的傳動位移和飛機狀態(tài)信號的響應又反饋給計算機，使其發(fā)出的操縱指令與操縱信號和飛行狀態(tài)相適應。

A320飛機上有7臺飛行控制計算機，包括2臺升降舵副翼計算（ELAC）、3臺擾流板升降舵計算機（SEC）和2臺飛行增益計算機（FAC）。ELAC提供了對飛機升降舵、水平安定面及副翼的正?？刂啤EC提供了對擾流板、升降舵和水平安定面的備用控制。FAC提供了對方向舵的控制， 在飛行員側(cè)向壓桿時，F(xiàn)AC 向方向舵助力器發(fā)出控制信號， 使方向舵偏轉(zhuǎn)，實現(xiàn)飛機的協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎。增加了2臺飛行操縱數(shù)據(jù)計算機（FCDC），F(xiàn)CDC從ELAC和SEC獲得數(shù)據(jù)并將數(shù)據(jù)送至電子儀表系統(tǒng)（EIS）和中央故障顯示系統(tǒng)（CFDS）。

A320系列飛機采取多冗余度設(shè)計，同樣A320系列飛機的飛控計算機也是采用多余度的，在A320系列飛機上有7臺飛行控制計算機， 包括2臺升降舵副翼計算（ELAC）、3臺擾流板升降舵計算機（SEC）和2臺飛行增益計算機（FAC）。

ELAC提供了對飛機升降舵、水平安定面及副翼的正常控制。SEC提供了對擾流板、升降舵和水平安定面的備用控制。FAC提供了對方向舵的控制， 在飛行員側(cè)向壓桿時， FAC 向方向舵助力器發(fā)出控制信號， 使方向舵偏轉(zhuǎn)， 實現(xiàn)飛機的協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎。增加了2臺飛行操縱數(shù)據(jù)計算機（FCDC），F(xiàn)CDC從ELAC和SEC獲得數(shù)據(jù)并將數(shù)據(jù)送至電子儀表系統(tǒng)（EIS）和中央故障顯示系統(tǒng)（CFDS）。

對每個舵面的控制至少有兩臺計算機，兩臺計算機的功能一樣，當一臺計算機故障時，另一臺計算機會代替故障的計算機完成其功能，從而不影響飛機的操作。提高了飛機的安全性。

當某臺計算機出現(xiàn)故障時，會在電子儀表系統(tǒng)EIS（上ECAM頁面顯示警告信息），并且中央故障顯示系統(tǒng)（CFDS）上留有故障信息及故障代碼。維修人員可以通過故障代碼參考手冊去排除故障。但由于加入了太多的計算機和電子元件，其穩(wěn)定性不高，經(jīng)常會出現(xiàn)一些假故障，或時有時無的故障，給排故工作增加了難度。對于計算機類個故障可以分為兩類一類是穩(wěn)定的計算機故障，另一類是時有時無的不穩(wěn)定故障。

1、穩(wěn)定的計算機故障

對于穩(wěn)定的計算機故障處理比較簡單，當計算機故障時根據(jù)CFDS讀取的故障信息參照空客的維護手冊通過CFDS系統(tǒng)做測試確認是否是計算機故障，測試未通過，參照空客維護手冊更換故障的計算機，更換后再通過CFDS系統(tǒng)做相應的測試，測試通過故障排除

案例1：ELAC計算機故障

2013年11月25日，某架飛機地面檢查發(fā)現(xiàn)E/C ：F /CTL ELAC1 FAULT信息。這個信息表明是飛行控制系統(tǒng)的ELAC1號計算機故障，查看CFDS系統(tǒng)有ELAC1的信息。參照TSM27-93-00-860-082-A 排故程序重置ELAC1電門，若重置后故障沒有消失，更換ELAC1計算機。更換ELAC1后做EFCS地面掃描，掃描正常故障排除。最終是更換了ELAC1計算機后排除故障。由此可見此類計算機的故障明確容易判斷，容易排除。

翼尖剎車故障：

某架飛機 ECAM警告F/CTL FLAPS LOCKED或F/CTL SLATS LOCKED不能放行飛機。

分析原因：

（1）每側(cè)大翼翼尖各有一個襟翼 WTB以及一個縫翼 WTB，每個 WTB作動器各有兩個電磁閥，分別受 SFCC1、2控制，驅(qū)動的液壓源也不同，縫翼 WTB兩邊均由藍、綠系統(tǒng)驅(qū)動，左大翼襟翼 WTB由黃、綠液壓系統(tǒng)驅(qū)動，右大翼襟翼 WTB由綠、蘭液壓系統(tǒng)驅(qū)動。

（2）翼尖剎車作動器安裝在襟 /縫翼傳動軸的末端，當 SFCC探測到相關(guān)故障時，作動器內(nèi)的線圈通電鎖住系統(tǒng)。 

（3）導致翼尖剎車作動有4種故障原因： 

（a）ASYMMETRY（不對稱）：左右 APPU比較； 

（b）RUNAWAY（分離）：APPU與 FPPU之間比較； 

（c）OVERSPEED（超速）：APPU探測到速度太大； 

（d）UNCOMMANDED MOVEMENT（非指令移動）。

（4）正常情況下當一部 SFCC探測到上述故障情況時，就會向另一個 SFCC計算機發(fā)出一個 “WTB ARM”信號來確認故障，當故障被兩部 SFCC計算機確認后，且相關(guān)的液壓存在就會實施鎖定。如果第二部 SFCC計算機沒有探測到故障，則認定第一步計算機故障，會給出相關(guān)的故障信息。

（5）如果一部 SFCC故障，另一部 SFCC就會自動接收到 “WTB ARM”信號，只有好的 SFCC探測到故障就會實施翼尖剎車。

解決方案：

（1）出現(xiàn)警告時可以先進行 WTB的復位（對于襟翼參考 AMM TASK 27-50-00-869-006，對于縫翼參考AMM TASK27-80-00-869-004），復位時，注意程序中要求的斷開 FAC的跳開關(guān)。 

（2）使用電瓶啟動 APU時可能會出現(xiàn) ECAM警告F/CTL FLAPS LOCKED和/或F/CTL SLATS LOCKED，同時WTB激活，這時需執(zhí)行 WTB復位和 SFCC的BITE測試，根據(jù)測試結(jié)果再排故（參考 TSM TASK 27-51-00-810-849、TSM TASK 27-81-00-810-834及TFU 27.51.34.026）。

（3）注意不能在發(fā)動機啟動時同時復位兩部 SFCC。 

2、不穩(wěn)定的計算機故障

對于時有時無的故障處理比較復雜，難點主要是在故障源的判斷上。因為這種故障時有時無反復出現(xiàn)，通過一次的測試結(jié)果不能確保其始終保持在正常狀態(tài)下，對故障源的判斷不能一次確認。

對于此類故障通常采用串件的方式來確認故障。即將多次出現(xiàn)故障信息而測試正常的計算機與另一套或領(lǐng)一架飛機工作正常的計算機對倒。若故障轉(zhuǎn)移則可以確認故障源。故障源確認后故障排故就很簡單了。剩下的就和正常的排故方法一樣了。

案例2：襟翼傳感器故障

CFDS故障信息：

1、 FLP LH PROX SNSR 1 37CV OR LGCIU 1；

2、 FLP RH PROX SNSR 1 38CV OR LGCIU 1；

3、 FLP LH PROX SNSR 2 39CV OR LGCIU 2 ；

4、 FLP RH PROX SNSR 2 40CV OR LGCIU 2有時會觸發(fā) ECAM維護信息 SFCS。

分析原因：

襟翼內(nèi)聯(lián)支柱的兩端分別連接到內(nèi)外側(cè)襟翼，當內(nèi)外側(cè)襟翼運動不一致時，內(nèi)聯(lián)支柱上的傳感器與標靶相對外置發(fā)生改變，襟翼傳感器給 LGCIU發(fā)出“TARGET FAR”信號， LGCIU將該信號處理后傳給 SFCC，SFCC控制襟翼 PCU停止工作并給出警告。

解決方案：

（1）排故參考TSM TASK 27-51-00-810-810或 27-51-00-810-810。 

（2）維護經(jīng)驗表明，故障原因中線路可能性較大，排故時建議串走 SFCC和襟翼傳感器，并側(cè)重檢查線路。 

飛行增穩(wěn)計算機（FAC）故障

計算機故障的ECAM警告： FAC1 FAULT、FAC2 FAULT、FAC1+2 FAULT。

功能失效的ECAM警告： YAW DAMPER 1、YAW DAMPER 2、YAW DAMPER SYS；RUD TRIM 1 FAULT、RUD TRIM 2 FAULT、RUD TRIM SYS；RUD TRV LIM 1、RUD TRV LIM 2、RUD TRV LIM SYS。

遇到此類故障時，首先可以嘗試復位駕駛艙頭頂板上 FAC1/2電門，或者復位 FAC1/2跳開關(guān)來復位系統(tǒng)。 

分析原因：

（1）飛行增穩(wěn)系統(tǒng)的主要部件有： 2部 FAC，2個偏航阻尼作動筒、 2個方向舵配平作動筒、 1個方向舵行程限制組件（內(nèi)有 2個馬達）和 1個方向舵配平控制面板。 

（2）FAC有兩個主要功能： 

（a）方向舵控制功能：包括偏航阻尼、方向舵配平、方向舵行程限制。正常情況下， FAC1主用，控制相應的作動筒， FAC2備份。脫開駕駛艙頭頂板 FAC電門，該功能即失效。 

（b）包線保護功能：包括性能速度計算、迎角平臺探測、風切變探測、低能量警告。此時 FAC1、FAC2不分主、從關(guān)系，獨立工作。脫開駕駛艙頭頂板 FAC電門，該功能仍然有效。

解決方案：

（1）該系統(tǒng)存在作動筒內(nèi)部電磁活門線圈阻值減小或斷路導致 FAC計算機損壞的可能，在對 FAC與作動筒接口的 CFDS信息排故時，應參考相應的 TSM程序，并注意其中線路測量阻值的要求，如： 

（a）CFDS信息FAC1（2）/YD ACTR1 3CC1（2），排故時應測量偏航阻尼作動筒電磁活門與線路的阻值，如果小于 40歐姆，作動筒內(nèi)部或線路則存在接地可能，應先對此排故，檢查線路或更換作動筒，否則換上 FAC會導致 FAC的損壞； 

（b）CFDS信息 FAC1（2）/RT ACTR 10CC、FAC1（2）/RTL ACTR 4CC，排故時也應有測量要求，應確保作動筒電子組件與線路的阻值大于 70歐姆。 

（2）為不影響放行，串換件時注意： 

FAC1時，考慮到備件有零裝機件或流氓件的可能，建議先對串 FAC1、2，然后再更換 FAC2； 串件判斷故障時，應將懷疑故障的 FAC1與其它飛機的 FAC2對串。

通過對A320系列飛機飛控系統(tǒng)故障的案例分析使我了解到。對于一個故障的排除重要的關(guān)鍵因素是要找到故障源。那么這就需要我們有扎實的系統(tǒng)基礎(chǔ)知識，對系統(tǒng)的部件和工作原理要了解透徹，能靈活運用各種排故手冊，還有有豐富的實作經(jīng)驗。

通過對A320系列飛機的飛控系統(tǒng)的學習了解和多年的各種經(jīng)驗，對A320系列飛機飛控系統(tǒng)的常見故障進行分析和總結(jié)，分享經(jīng)驗。對故障案例進行全面深入的剖析有助于維修人員在日常的維護中，增加系統(tǒng)知識提高工作效率。遇到故障時能夠思路清晰，快速準確的判斷故障找出故障源，進一步提高排故能力。對于航空公司而言，縮短了排故時間，節(jié)約航材，減少維護成本提高了飛機可用率。