A330 飞机FADEC A ENG 1 跳开关异常跳出故障浅析

A330飞机FADECAENG1跳开关异常跳出故障浅析...



背景：

当前航空器发动机控制都已采用了 FADEC（全权限数字发动机控制）系统来优化发动机操作，减轻驾驶员负担。FADEC 可以说是发动机的核心系统，该系统和航空器其它系统一样，也需要初始供电，为了确保初始供电的正常，我们需要对 FADEC 供电进行相应的了解，避免因可能维护动作上的错误造成部附件损坏，以下就笔者在一线 A330 维护时的亲身经历进行描述。

故障表现：

去年的某一天，A330 B-#### 航前推出，机组启动发动机后，FADEC A ENG 1跳开关 12KS1 异常跳出，无法复位。

排故过程：

按 TSM 73-25-81-810-839-A，Loss of the EEC1 Channel A 115VAC Power Supply detected by the EIVMU1 排故，用万用表测量各线路，确认线路正常的情况下，交换 EIVMU1、2 后故障依旧，随即更换 PCU 后试车正常。

原理及分析：



图一

PCU（电源控制组件）功能： PCU的主要功能是把由EIVMU（发动机接口和控制组件）提供的 115 伏交流电转化成稳定的 22 伏直流电输入到每个EEC通道。（如图一）

PCU 电源来源分为两种：

1）在发动机停车状态，发动机启动阶段(即 N3 转速小于 8％）和 EEC 专用发电机双通道均失效时：由飞机电网主汇流条和正常汇流条提供 115VAC，通过 PCU 转化成 22VDC 供给 EEC。

2）当发动机正常运转状态(即 N3 转速大于 8％）时：由 EEC 专用发电机提供的 115VAC,通过 PCU 转化成 22VDC 供给 EEC。

PCU 的两个电源控制通道在其中一个失效时能自动相互转换，而发动机在EEC 专用发电机能正常工作的期间，飞机电网的供电被 PCU 隔离，但如果 EEC 发电机失效，PCU 自动转换飞机电网供电。



图二

PCU工作描述：

在日常维护中，飞机通电后，EEC 会首先供电 15 分钟用于检测发动机参数以准备启动。而当发动机启动模式选择电门选择点火启动或冷转位时，EEC 会被供电。返回正常位后则失电。发动机主电门选择 ON，也会使相应的 EEC 通电。

返回 OFF 位，则保持供电 15 分钟。当飞机在地面， FADEC 地面电源电门处于 ON位时，如果 MCDU 没有任何有关发动机测试动作时，EEC 通电 5 分钟，只要在 FADEC交互模式就会保持供电。当发动机火警按钮释放时，EIVMU 将切断电网提供的115VAC，从而切断给 EEC 的供电（如图二）。如果 EIVMU 失效或断电，相应的 FADEC保持来自飞机电网连续的供电。在其内部，EIVMU 触点松开，并允许 115VAC 的电源被供到 PCU。而控制的 EEC 通道如果失电，另一通道会自动转换。

飞机在地面发动机不工作时，飞机电网通过 PCU 调节后供至 EEC。当发动机开始运转时，N3 转速在 8%以下时，每个 EEC 通道还是由飞机的 115VAC 电源通过相应的 EIVMU 来独立供电。115VAC 电源通过 PCU 内的预调节器转换成 22VDC，然后发送至 EEC。PCU 通道 A 提供来自 AC 基本汇流条的电源，PCU 通道 B 提供来自AC 正常汇流条的电源（如图一）。当 N3 转速大于 8%时，EEC 电源由 EEC 专用发电机提供，提供两组独立的三相交流电经 PCU 内的预调节器转变成 22VDC 电后分别供至 EEC 的两个通道。此时，飞机电网被 PCU 隔离。如果发电机供电的一个通道失效，则失效 EEC 通道自动转换。如果两个发电机供电通道同时都失效，FADEC将由飞机电网通过 EIVMU 来提供。该发电机同时作为 N3 转速传感器，将 N3 信号传到 EEC。

分析：

首先，从原理我们可以判断此故障是飞机推出发动机启动后偶然产生的，并不是一直持续存在的。因为当航前维护人员将飞机通电时，EEC 首先由飞机电网通过 PCU 来供电 15 分钟。若故障一直持续存在，则此时故障即已出现，12KS1跳开关已经跳出。

其次，当机组准备启动发动机时，将发动机启动模式选择电门选择点火启动位时，EEC 也会通过 PCU 来供电（如图三），此时机组也没反映 12KS1 跳开关异常。而当发动机启动完毕后，跳开关跳出，ECAM 警告出现。此时，理论上 EEC是由 EEC 专用发电机提供电源通过 PCU 来供电。我们有理由怀疑此故障和 EEC 专用发电机有关。



图三

但是当停车之后我们打开 FADEC 地面电源电门，恢复跳开关，依然无效，我们由此可以判断实际上和 EEC 专用发电机无关。

随后当我们查看线路图之后，状况变得相对简单。



图四

从 ASM73-25-04 SCH 04 图中（图四）可以看出，来自 901XP 的 115V AC 经过跳开关 12KS1 后至 EIVMU1，然后到 PCU。PCU 调节后给 EEC 供电。与跳开关 12KS1线路上相关的部件即 EIVMU 和 PCU 以及相关电缆。脱开 EIVMU 后恢复跳开关，并测量跳开关到 EIVMU 和 EIVMU 到 PCU 的电缆，导通性和绝缘性均正常，但之后EIVMU1 号和 2 号交换后故障依旧，可判断故障不是由 EIVMU 产生。

其实我们从原理可以了解，当 EIVMU 失效或者失电的情况下，EIVMU 依然允许飞机电网提供115VAV 到 PCU，继而给 EEC 供电。然后我们进一步隔离 PCU 的故障可能性。我们脱开 PCU 的 J26 电插头后，跳开关能复位正常，由此判断此故障是由 PCU 故障而产生，更换 PCU 后故障消除。

其实在这个过程中我们犯了一个错误，从原理我们可以知道，当脱开 PCU 的 J26电插头后，EEC 已经和飞机电网隔离开来，且 PCU 也没有供电，之前已经判断 EIVMU是好的，这样做只是在重复验证 EIVMU 的好坏（如图五），我们应该采用隔离法，从被供电的用户源头开始判断，即 EEC 开始（这样做可以避免因 PCU 预调节器失效引起的 EEC 可能出现的过载损坏），先将 EEC 脱开，并对 PCU 输出进行接地，看看是否有 22VDC 输出，或者看 12KS1 跳开关是否能压入，如果跳开关能复位，或有 22VDC 输出，则说明 EEC 是好的，接下来就只有 PCU 和 EIVMU 了；再脱开PCU 的 J26，来判断 EIVMU 的输出是否 115VAC，如果输出是 115VAC，那么剩下的只有是 PCU 了。



图五

总结：

在整个排故的过程中，我们忽略了很多系统原理的的概念，从而使我们排故走了很多的弯路，在安全上也有所欠缺，只有在了解了整个系统的工作原理后才能正确处理，如对于 EIVMU 在供电过程中的工作原理和 PCU 的 J26 电插头脱开后的工作情况。

当然还有一些更值得我们一线排故过程中需要了解并注意的事情，如在 EIVMU 双通道都失效的情况下，飞机电网依然能够给 PCU 提供电源从而给EEC 供电，但是当我们把 EIVMU 计算机脱开，飞机电网就失去了提供给 PCU 的途径，因为当 EIVMU 在位的情况时，通过其内部的触点，将飞机电网的电源接通到PCU 的线路，使 115VAC 的电源被供到 PCU。

而当 EIVMU 离位时，没有此功能，这个道理其实和脱开 PCU 的 J26 电插头的道理是一样的，不能作为排故的依据。再者，如果原理和基础知识扎实的话，很好就能判断出可能的原因，跳开关自动跳开基本上是负载过大引起的，从安全角度出发，先断开用户端，这样既可以避免因闭合跳关开（接通）引起瞬时负载过大导致的部附件损坏，还可以很容易判断（本故障的用户不多）故障的起因。

另一方面，查看 MEL 后可知，一个通道 A 供电失效除了延程飞行之外是可以保留的。然而，跳开关异常跳出产生的警告往往又会引起一些其它故障信息，给机组带来操作的负担，给机务排故也会带来很多意外的麻烦，只有吃透了其原理，才能掌握排故的窍门。

以上是我对 A330 飞机发动机 FADEC 供电系统的一点浅见，因笔者水平有限，还请多提宝贵意见。

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