劉侃 姚明

摘要：就A330飛機(jī)F/CTL SENSOR FAULT警告信息在最低設(shè)備清單里的條款要求進(jìn)行說明，通過多角度分析并結(jié)合實(shí)際工作給出執(zhí)行建議，并對容易誤解之處做出詳細(xì)說明。

關(guān)鍵詞：接管按鈕；測桿電位計；飛控傳感器

Keywords：take-over butter；Pb sidestick potentiometer；F/CTL sensor

0 引言

最低設(shè)備清單是在保障飛機(jī)適航的前提下，為爭取航班正常，根據(jù)飛機(jī)的性能和設(shè)計余度，允許飛機(jī)在某些特定條件下帶失效設(shè)備、系統(tǒng)、功能或外形缺陷繼續(xù)飛行而制定的技術(shù)文件。正確理解和運(yùn)用最低設(shè)備清單是非常重要的。圖1所示警告信息的最低設(shè)備清單條款涉及多部件、多系統(tǒng)、多限制，本文將對其進(jìn)行分析、梳理，以便可以更好地理解并執(zhí)行。

1 MEL條款分析

圖2、圖3中所對應(yīng)的條款是接管按鈕的兩種狀態(tài)，分為完全失效和有條件的部分失效。在駕駛艙左右各有一個操縱臺，每個操縱臺上各有一個側(cè)桿，側(cè)桿上各有一個接管按鈕，每個按鈕連接著一個自動駕駛斷開和優(yōu)先權(quán)控制信號傳輸器（AP DISC&PRIORITY SSTU CTL），按下按鈕觸發(fā)自動駕駛斷開和優(yōu)先權(quán)控制信號傳輸器發(fā)出信號：當(dāng)自動駕駛在接通狀態(tài)下時，按一下的功能是斷開自動駕駛；再按一下就輸出側(cè)桿優(yōu)先權(quán)接管信號到飛行控制主計算機(jī)（FCPC）1、2、3和飛行控制次計算機(jī)（FCSC）1和2，每部計算機(jī)都會接收 4路信號（見圖4）。

通過該信號可以觸發(fā)側(cè)桿優(yōu)先權(quán)邏輯功能：

1）當(dāng)一邊側(cè)桿的按鈕按下且保持時間少于40s，另一邊的側(cè)桿的控制信號被抑制，此邊獲得操縱權(quán)，按下釋放按鈕后則此優(yōu)先權(quán)被取消；

2）當(dāng)一邊側(cè)桿的接管按鈕按下且保持時間超過40s，系統(tǒng)就會鎖定該邊側(cè)桿的優(yōu)先控制權(quán)，即使松開按鈕也不會失去優(yōu)先權(quán)；

3）無論何時，被抑制一側(cè)可通過短暫地按下本側(cè)的接管按鈕而取消另一側(cè)的優(yōu)先權(quán)；

4）如果兩邊都按下接管按鈕，那么后按且保持住的一邊就獲得優(yōu)先控制權(quán)，會無視另一邊的任何控制命令。

當(dāng)F/CTL SENSOR FAULT警告信息出現(xiàn)時，首先應(yīng)查詢CMS里的故障記錄。如果有優(yōu)先接管電門失效信息，則不能保留；如果只有4路失效優(yōu)先權(quán)信號與飛行控制主計算機(jī)，且只與1或3其中的一部有關(guān)，則可以保留，并保留相應(yīng)的飛行控制主計算機(jī)，并按手冊完成機(jī)務(wù)維護(hù)程序（M項），如圖5所示。

目前A330機(jī)隊有新老兩種構(gòu)型的側(cè)桿組件，下面的分析是以老構(gòu)型為例進(jìn)行說明的。

駕駛艙有兩個側(cè)桿組件，每個側(cè)桿組件裝有兩個側(cè)桿傳輸組件（SSTU）（見圖6），每個側(cè)桿傳輸組件有12個電位計，每3個電位計為一組。一個傳輸組件用于感受側(cè)桿的橫向位移，另一個用于感受側(cè)桿的縱向位移，通過電位計轉(zhuǎn)化成模擬信號傳輸?shù)?部飛行控制主計算機(jī)和2部飛行控制次計算機(jī)，用來控制飛機(jī)的橫滾與俯仰。由圖7可知，每個側(cè)桿傳輸組件都會給每部主和次飛行控制計算機(jī)傳輸兩路電位計信號，即每部計算機(jī)會收到8路信號用于飛行控制。圖5的條款針對的是主飛行控制計算機(jī)，所以圖5的條款與圖3的條款類似，只要8路失效信號僅與主飛行控制計算機(jī)1號或3號相關(guān)聯(lián)，則可以保留，并保留相應(yīng)的主飛行控制計算機(jī)，并按手冊完成機(jī)務(wù)維護(hù)程序（M項）。

主飛行控制計算機(jī)的功能如下：

1）驗(yàn)證輸入信號；

2）法則計算；

3）伺服環(huán)路控制與監(jiān)視；

4）伺服環(huán)路與法則的控制和激活；

5）自我監(jiān)控和故障顯示。

主飛行控制計算機(jī)是飛控系統(tǒng)的核心部件，共有3部。最低設(shè)備清單（MEL）規(guī)定只能保留主飛行控制計算機(jī)1號或主飛行控制計算機(jī)3號（見圖8、圖9），其余主計算機(jī)必須工作正常。而且，對主飛行控制計算機(jī)1號和主飛行控制計算機(jī)3號的保留條款要求較多：

1）運(yùn)行限制部分按手冊執(zhí)行；

2）各系統(tǒng)電氣部要求工作正常，可通過各系統(tǒng)的自測試確認(rèn)；

3）伺服操作部分可參考機(jī)務(wù)維護(hù)程序（M項）；

4）側(cè)桿優(yōu)先權(quán)接管功能檢查參考圖5中條款的M項；

5）確認(rèn)與兩臺次飛行控制計算機(jī)相關(guān)聯(lián)的所有側(cè)桿傳感器工作正常，可通過電子飛行控制系統(tǒng)（EFCS）的系統(tǒng)測試來確認(rèn)。

通過以上分析可知：

1）當(dāng)出現(xiàn)F/CTL SENSOR FAULT警告時，首先應(yīng)在電子飛行控制系統(tǒng)里做地面掃描，然后根據(jù)給出的故障信息，判斷能否保留。

2）靈活運(yùn)用最低設(shè)備清單，例如，在1號、3號主計算機(jī)保留條款中應(yīng)確認(rèn)：所有次計算機(jī)工作正常、其余主計算機(jī)工作正常、兩邊側(cè)桿操作優(yōu)先權(quán)功能正常、與兩臺次計算機(jī)相關(guān)聯(lián)的所有側(cè)桿傳感器正常，以上條件的確認(rèn)通過一次電子飛行控制系統(tǒng)的自測試就能完成。

2 工作收集的事例與處理方法和分析

總結(jié)該警告在實(shí)際工作中的表現(xiàn)方式，有以下三種：

1）在中央維護(hù)系統(tǒng)（CMS）的故障記錄里有關(guān)于該警告的故障記錄，但在發(fā)動機(jī)/警告顯示器（E/WD）上沒有警告；

2）在E/WD上有警告信息，但CMS里沒有故障記錄；

3）在E/WD上有警告，CMS里也有相關(guān)故障記錄。

2.1 有故障記錄沒警告信息

一架A330飛機(jī)過站時查看CMS故障記錄，發(fā)現(xiàn)有FCPC1（2CE1）/SSTU ROLL CTL CAPT（4CE1/100CE1），但E/WD上沒有警告信息。首先在電子飛行控制系統(tǒng)里進(jìn)行地面掃描，再進(jìn)行自測試，結(jié)果均正常，再單獨(dú)使用主1號飛行控制計算機(jī)進(jìn)行操作測試，結(jié)果正常，放行飛機(jī)。

事后分析，該警告在3、4、5、6、7、8航段都是被抑制的（見圖10），不會出現(xiàn)在E/WD上，但CMS里卻有記錄。這是因?yàn)镕CPC檢測到了一個瞬時故障，而記錄在CMS中。

2.2 有警告沒故障記錄

1）保留放行

過站期間出現(xiàn)警告，查閱CMS里的故障記錄，并沒有相關(guān)故障記錄；進(jìn)行電子飛行控制系統(tǒng)的地面掃描和系統(tǒng)測試，得到FCPC3（2CE3）/SSTU PITCH CTL FO（4CE4/100CE2）故障信息，因此根據(jù)最低設(shè)備清單進(jìn)行保留。

2）不放行

過站期間出現(xiàn)警告，進(jìn)行EFCS地面掃描，得到的信息是FCPC2（CE2）/ SSTU ROLL CTL FO（4CE2/100CE2），根據(jù)最低設(shè)備清單不能保留。

3）正常放行

過站期間出現(xiàn)警告，進(jìn)行電子飛行控制系統(tǒng)的地面掃描和系統(tǒng)測試，不但測試正常，連警告信息也消失，因不知道確切的引起警告信息的源頭，就分別用3部主飛行控制計算機(jī)進(jìn)行操作測試，結(jié)果正常。

事后分析這種情況，就算電子飛行控制系統(tǒng)測試正常，也應(yīng)該再進(jìn)行操作測試。因?yàn)樽詼y試只是電路測試，操作測試是進(jìn)行了一個完整的伺服環(huán)路操縱，更能反映實(shí)際情況。

2.3 有警告也有故障記錄

過站期間，飛行員反映落地后E/ WD出現(xiàn)警告信息，查看CMS故障記錄，有FCPC3/SSTU PITCH CTL CAPT（4CE3/100CE1），可根據(jù)最低設(shè)備清單保留。

事后分析，這是此警告信息帶故障信息的典型表現(xiàn)，按條款保留即可。

2.4 差異

圖3和圖5的條款中要求的是側(cè)桿電位計信號個數(shù)和優(yōu)先權(quán)接管信號個數(shù)。因沒有收集到關(guān)于優(yōu)先權(quán)接管的故障，就從故障隔離手冊中摘抄兩條：1）FCPC1（2CE1）/FO TAKE OVR PRIO SW（8CE2/100CE2）；2）FCPC3（2CE3）/CAPT TAKE OVR PRIO SW（8CE1/100CE1）。

以上收集的故障信息中并沒有任何信號個數(shù)的表示，只能通過圖4和圖7的原理簡圖進(jìn)行分析。無論是側(cè)桿傳輸組件還是優(yōu)先權(quán)接管傳輸組件，其本質(zhì)就是里面的信號傳輸，一條故障信息對應(yīng)兩路信號失效。在側(cè)桿電位計信號的條款中可失效8路信號，在優(yōu)先權(quán)接管信號的條款中可失效4路，無論是老構(gòu)型側(cè)桿組件還是新構(gòu)型側(cè)桿組件，只要失效信號僅與主飛行控制計算機(jī)1號或3號有關(guān)，在其他系統(tǒng)工作正常的情況下是可以保留的。

3 總結(jié)

通過對最低設(shè)備清單條款的分析、相關(guān)原理的簡介及對實(shí)際工作中收集信息的分析，對F/CTL SENSOR FAULT警告信息從出現(xiàn)到故障確定再到能否保留做了詳細(xì)說明，并結(jié)合相關(guān)條款和原理指出容易出現(xiàn)誤解的部分，以對實(shí)際工作提供參考。

參考文獻(xiàn)

[1] Airbus. A330 Aicraft Maintenance Manual CSN REVDATA [Z]. 2021-1-1.

[2] Airbus. A330 Aicraft Schematics Manual CSN REVDATA [Z]. 2021-1-1.

[3] Airbus. A330 Aicraft Fault Isolation Manual CSN REVDATA [Z]. 2021-1-1.

[4] Airbus. A330 Aicraft Minimum Equipment， List（CSN-MNT-02-06 REV05）[Z].

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