第一篇：A320飞机夏季运行出现L(R)WINGLEAK的排故小结
A320飞机夏季运行出现L(R)WINGLEAK的排故小结
摘 要：在夏季，高温记录迭创新高，气温高、持续时间长，对公司的旺季保障带来了不小的挑战。某司多架A321飞机在地面阶段出现R（L）WING LEAK故障信息，短停处置时大多数飞机通过重置BMC的方法消除警告，但仍有因飞机处于流控及滑行阶段，造成三起不正常事件。后续经过对执管机队的普查，发现空调舱漏气是造成R（L）WING LEAK警告的主要原因，部分原因系管路漏气，部分原因因部件不合格。
关键词：漏气；高温；传感器
中图分类号：V267 文献标识码：A
一、系统简述
在飞机设计时，考虑到当飞机结构周围温度过高时，会对飞机的结构及周边设备产生损害，并影响他们的可靠性，因此采用了环路过热探测系统用来探测温度的升高。它覆盖了可能发生渗漏的地方，例如引气管路。过热传感元件持续地监控周围区域是否过热。它们是以串联方式连接并能够探测沿元件长度的任何点处的过热情况。如果发生引气渗漏，只要渗漏的引气将环路周围的气体温度加热到足够高，只要当传感元件中的任何几英寸长的某段的温度达到预设温度时，就会引起警告的发生，当发生这种情况时，引气供给自动关断。对于机翼环路，触发过热探测系统警告的门限在117℃～131℃。
二、原理分析
为增加过热探测系统的可靠性，飞机的机翼渗漏探测系统使用了双环路（A和B）。这样可以形成一个与门逻辑，从而消除出现假警告的可能。如果一个环路不工作（环路A或者B），则剩余的环路接替工作。如果热空气从引气管道溢出并加热了能够正常工作的环路的某个元件，则会生成信号。
过热探测系统主要部件包括探测环路、BMC。过热传感元件（探测环路）有一个固体镍中心导体，它嵌入在多孔的氧化铝陶瓷隔热层内。一根因康镍合金管容纳了这些部件且两端密封。在导管、陶瓷隔热层和中心导体之间的空间之间填充有低熔共晶盐。此混合物达到警告温度时，中心导体与导管之间的阻抗突然减少，中心导体与导管之间形成通路，相当于中心导体接地，该接地信号给探测电路一个报警信号。
三、故障分析
结合以上分析，LEAK的警告可以触发的原因可能有以下几种： 渗漏造成的真实警告
（1）地面出现的渗漏或在地面能再现的渗漏。此种情况一般是严重渗漏，根据空客的SIL描述，在飞机的管道中热气渗漏约7秒后就会产生渗漏警告。渗漏可能由于：①管道本身原因，如损坏或破裂；②管路连接处损坏，如弯管连接处封严条或管路安装法兰盘破损。
（2）地面不能再现的渗漏。轻微的渗漏，指不能系统地探测到。他们中的一部分，位于管道的接头或者柔性接头，飞机的移动（滑行、起飞、着陆等）造成管路的移动，进而增加渗漏造成温度超过环路过热报警值。
（3）在一定条件下地面可以再现的渗漏。①地面运行时。APU引气使用或空调系统使用时，或在飞机滑行等待放行时，处于在地面长时间运行地状况，当太阳的热量由于机坪的辐射加热了飞机结构，那么在没有通风的机翼前缘及空调舱，可能触发渗漏警告。在这种情形下，一处“微小”的渗漏，一般情况下检查不到，但也会轻易地将过热探测环路加热至警告触发点。这些“轻微”渗漏对外界温度波动比较敏感，比如：外界温度在15℃左右时，“轻微”渗漏可以提高引气管路周围温度至115℃左右，同样的“轻微”渗漏，在外界大气温度到35℃时，会将引气系统周围温度提升至135℃，造成过热探测系统警告。②最大ECS（Environmental Control System）需求。ECS工作在最大需求状态时，管路内的引气流量增大，也会增大“微小”渗漏点的渗漏率，触发环路警告。虚假触发的渗漏警告
可以分为两种情况：
（1）系统中无增压引气，由于损坏的传感器（电路开路或电路短路），触发渗漏警告；
（2）系统中有热空气，由于两个环路中的一个或两个环路太靠近管路，受到管路热辐射，过热探测环路性能衰退，造成触发点太低，产生渗漏警告。
四、排故总结
结合2013年我基地对机翼渗漏警告的排故情况，我们发现运行的机队中环路性能超标的情况不多，也未发生真实的引气管路破裂或松脱等情况，主要还是因为夏季的高温天气对渗漏警告造成较大影响，也就是本文故障分析中提到的轻微渗漏在高温气候下更容易触发渗漏警告。因此，我们对A320系列飞机的渗漏排故，主要有以下几点需要注意：确保环路的真实性能正常。即在环路的连续性阻值方面，要求在常温下，整个环路（LOOP A 或LOOP B）的连续性阻值应当低于15Ω，而当阻值大于75Ω时则认为环路的连续性断路。在环路的导电性能方面，整个环路（LOOP A或LOOP B）的导电性航线排故需保证大于10kΩ。检查环路的安装是否正确，根据SIL36-047描述，环路与管路间应至少保持12.7mm的距离，降低管路的热辐射对环路产生的不利影响，更要避免环路直接接触管路。在QAT（外界大气温度）大于30℃时，建议机组按FCOM3.03.24操作，将缝翼放在1+F位，从而增加缝翼的散热面积。对于在长时间的流控时出现的渗漏警告，我们不能掉以轻心，这可能是存在轻微渗漏点的迹象，在方便的时候需第一时间进行排故隔离。在进行春夏换季普查工作时，建议对空调舱加强检查，有些渗漏点平时不易发现，在普查时应当着重检查。从历年夏季的排故情况看，主要存在ACM方形封圈破损、ACM上气管破损、再加热器内漏、连接管路的封圈不密封等情况，造成高温天气下空调舱温度偏高，达到一定温度时触发渗漏警告。
参考文献
[1]刘永建.从一次排故中浅析A320飞机火警/过热探测回路[J].江苏航空，2001：32-33.
第二篇：探讨飞机排故的技巧
探讨飞机排故的技巧
俗话说:“熟能生巧”。任何工作都有一定的技巧。而技巧的产生都源于对该项工作的透彻理解和熟练掌握。对机务维修工作来讲，排故技巧，就意味着更高的飞机利用率和更高的航空运输收益。
随着航空技术的发展，飞机已由早期的运五等飞机发展到了现在的波音和空客飞机，飞机操纵也由简单的连杆钢锁操纵，发展到了现在的计算机控制下的电传操纵。在日常维护工作有了巨大变化的同时，飞机故障也越来越复杂和难以判断。究其原因，飞机各系统的联系越来越紧密，安全系数越来越大。尤其是对于最新一代的全计算机控制下的电传操纵飞机，只要人工输入各种参数，在地面导航站的导引下，从飞机离开始发机场至到达目标机场，整个过程都可以由计算机自动控制，而不用飞行员。在这种情况下，任何一个小小的故障都有可能涉及到其他多个系统工作的不正常。
虽然飞机故障的原因千差万别，但是总括起来大致有两点：由飞机本身部件长期磨损、老化等原因引起的；由外部环境的变化导致部件性能的改变而引起的。在此笔者希望通过对部分典型事例的探讨来逐步建立一种科学的分析方法和工作方法，使在排故过程中少走弯路，节省费用提高效率。
要善于借鉴和总结
在现在的航空运输市场上营运的飞机多种多样，而且新飞机还在不断地投入。一个人如果想凭自己的精力去一个个地学习和掌握不同的飞机是非常困难的。在飞机不断更新，工作涉及多种机型的情况下，善于借鉴经验就能缩短掌握一种机型的时间。总结别人的经验能快速地了解飞机的工作情况，掌握飞机的工作特性，有利于解决自己学习中的疑难问题，而工作后及时总结自己的工作就能加深记忆，加强对该系统的理解。一个比较典型的例子是：80年代末期，原西北局的主力机型是TU-154，有一个大学生毕业分配到该局航修厂从事航线电气设备的维护。经过一段时间的适应和熟悉，在掌握了日常维护工作方法以后，每天上班时都抽出时间把各飞机记录本上所记录的有关飞机故障和处理方法全部抄下来，下班后再分析，从不间断。经过短短的两年时间，他就掌握了TU-154飞机的工作特性，多发性故障及其原因。
将飞机各系统设计上、技术上的内在联系与飞机使用当地具体环境相结合我国地域跨度比较大，南北之间气候差异也很大，现在的各航空公司所使用的主力飞机绝大部分为欧美生产。飞机设计和制造都是以飞机制造商所在地的自然环境为依据的，航空材料的强度、刚度、应力、张力等技术参数，合金材料中合金种类和比例的配制都是在当地的温度、湿度等状态下制成的。由于欧美各国大多气候干燥，寒冷，与我国南方差异很大。因此，飞机在使用过程中许多故障的产生是由于飞机长期处于高温和高湿度的状态中，飞机本身的材料发生了细微的变化而引起的，并不是结构件的磨损或失效。SAAB-340飞机是一种比较先进的小型涡桨飞机，由瑞士生产。该飞机于1992年由南方航空公司首次引进，在深圳作为支线客机营运。不长时间后，飞机就开始出现各种故障：飞机收起落架时，前起落架舱门发出嘎嘎的响声；早晨航前检查，前轮转弯机构渗漏出大量红油；轮胎使用时间短等等。经多次处理后，该公司工程技术人员经过认真的分析，认为故障的原因很可能是由于广东地区与瑞士的自然环境的差别引起的。经与瑞士SAAB公司反复讨论，对部分结构件作了改进。后由于飞机调整，SAAB-340飞机交由山东航空公司运营。山东地区气候干燥，气温也比较低，经过几年的使用，飞机状况一直很好，证明了当时深圳方面对飞机故障的分析是正确的。
发挥机务人员的主观能动性，使之与故障隔离手册相结合故障隔离手册是飞机制造商根据飞机的设计特点向航空公司提供的部分故障的排除方法。由于手册是静态的，而飞机是处于动态中的，制造厂在飞机装配过程中由于多种原因，在结构上会有细小的差别，而这些小差别就很可能使这架飞机出现故障。此时，如果不是对飞机有透彻的了解，掌握了飞机之间的差别，而是一味地根据故障隔离手册去分析判断，只会耽误时间。60年代末期，由广州执管的一架伊尔-14飞机在长沙发生故障：左发电机不发电。更换发电机后，故障消失，检查发电机又没有发现任何问题。该管理局的工程技术人员查找故障，根据手册做了大量的工作，反复讨论，问题仍未能解决。后来，在开会时有工程技术人员对这个故障提出自己的见解：由于624号飞机发电机的安装跟其他飞机不一样，其左发电机励磁线路极可能已被保护导线胶管的金属管套磨损，使励磁线路短路引起左发电机不发电，故障不在发电机上。在更换发电机时，拆装过导线，移动了线路部位而使故障暂时消失。经拆下金属管套，检查发现励磁线路绝缘层确实被磨破。由于技术人员对各飞机的状况掌握的很清楚，不被手册所束缚，因此最终排除了这个故障。
注意理论和实践经验相结合经过几十年的发展，飞机设计技术已日趋完善，可以说在今后相当长一段时间内，如果在设计理论上不能产生突破的话，那么，所有飞机除了在飞机机身大小、发动机功率及操纵方式等方面产生差别外，其总体设计思路已经是大同小异了。对于一个有着多年维护经验，掌握了一到两个机型的机务人员来讲，就可以运用他的经验来帮助他掌握别的机型。我们常讲理论和实践相结合，在实际工作中却不易做到。有了相当经验以后，在飞机出现故障时，往往首先凭自己的经验判断故障原因，忘记了系统的设计、工作特点，不在系统里综合分析，其结果常常是多做了很多工作。波音757飞机曾有一个故障记录：在油门杆卡阻。经检查在给左液压系统增压后，油门杆卡住在慢车位推不动，使劲往前推，推动后油门杆活动正常。在看到这个故障报告后，当时负责该架飞机的维修人员首先想到的是油门杆摩擦或变形引起的。于是在中央操纵台对油门杆及其操纵机构进行清洁、润滑，甚至对操纵钢索进行张力测试。实际上，从设计原理上，我们可以看出，油门杆跟反推手柄是连动的，当油门杆往前推时，反推手柄被一个凸轮锁定在最前位；而当反推手柄向后拉反喷时，油门杆被凸轮锁定在慢车位。因此，我们可以知道该故障原因不在燃油控制系统而在反推系统。根据故障现象以及反推系统工作原理，可以分析出该故障是由于安装在发动机吊架上部的一个反推方向控制活门失效引起的。
理论和经验是矛盾的统一，过于强调经验的作用是不对的，完全否定经验也是不行的，关键在于把握两者之间的度：既要掌握各系统的工作原理、结构状况，又要注意工作经验的积累，把两者有机结合起来，才能互为补充。
过站飞机时间短，飞机有故障时如何保证飞行
过站飞机停留时间是很短的，在强调航班正点的情况下，如何处理故障又保证飞机飞行安全就很重要。我们知道现在的飞机在设计上其安全系数是很大的。每一个系统的工作都有两到三套设备来保证完成。因此，在一般的情况，我们可以根据故障部件在系统中的工作状态，与其他部件的关联程度，在查阅最低设备清单或维修手册以后，对故障作出简单处理，放行飞机。一般来说，一个部件跟系统里其他部件联系比较紧密的话，不易准确判断故障件。A320飞机的外流活门只有一个，这个活门打不开，飞机是不能放行的。由于A320飞机的增压系统中有两套自动增压模式：由飞行管理和指引计算机提供信号给控制组件的外接模式；由增压控制组件自己设定的内部模式，这两种模式都能对飞机增压进行调节。因此，在短停时，可以断开外流活门电马达的电接头，将外流活门上的一个小活门人工打开，那么飞机就可以放行了。航后再来检查是外流活门故障，还是控制组件故障，或者是控制组件底座与插头之间接触不好。
故障分析出来后在具体工作时要有坚韧不拔的精神，要注意工作效率
故障分析出来后，具体的工作是将故障部件更换掉，看似简单，在实际操作中却大有学问。同样的工作，不同的人干，有人可能花一整个晚上的时间，而有人却只需两三个小时，其原因大概就是有人用脑袋干活，而有人却只用手。
一般的部件，再难更换，有两到三个人已足够，阅读有关手册，准备好器材和工具，具体工作中注意顺序和方法。尤其是对于一些活动空间小，只能用手摸索着干的工作，用一种方法尝试后仍无法拆换的，要调整接触方位及改变工具组合。波音757飞机发动机有450F传感器，安装在发动机吊架内，只有一块很小的盖板从右侧接近。工作中只能摸索着干，本来只要两个人配合，两三个小时就能完成的工作，有的单位却用5个人干了将近5个小时才完成。
对于一种大家都未接触过的新型飞机，尽管工作前期需要边工作边探索，但是飞机的更新是有原型机的，而且飞机发展到现在，在设计理论上已是大同小异，大部分都只是控制方式的差异。系统中新增加的部件或者经过调整的部件，其在构造上都是尽可能地便于维护和更换的。因此，在工作中既要敢干，又要谨慎，认真阅读有关手册或工卡，了解部件的功用和设计，结构上的特点，就可以做工作了。比如，A320飞机电子设备仓通风气滤滤芯是要经常更换的，它把由客舱里抽出来的气体过滤后用于冷却电子设备。该滤芯在构造上是便于拆装的。即使是第一次工作，观察该气滤的结构就可以很容易地把滤芯更换掉。
对于新机型的故障，以A320飞机为例，由于该飞机在构造上是计算机控制电传操纵的，因此，厂家在提供的故障隔离手册中，根据其设计特点有许多工作是测量线路。而对于新飞机来讲，线路故障可以先不予考虑。在检查跳开关和复位测试仍无效的情况下再更换部件。在以上均无效的情况下，才考虑测量线路。在测量线路过程中运用优选法理论可以节省时间和工作量。
总之，排除故障是一个艰难的过程，随着飞机的变换，其具体的工作方法会有差别。但是总的思路是承前启后的。只要我们树立科学的，积极的工作态度，就能够准确处理千变万化的故障，既提高工作效率又降低劳动强度。
第三篇：A320飞机货舱门收放系统故障排故小结
A320飞机货舱门收放系统故障排故小结
日期：08-11-03 21:29:35 作者：魏钢锋 东航宁波维修部
（维修网通讯员岳长会报道）B-6011系A320飞机，先后出现后货舱门不能锁定在全开位的故障。货舱门作动系统的故障一旦发生，将直接影响飞机货舱的使用，轻则不能装货，严重的将可能造成人员受伤，造成航班延误，有必要对此故障加以重视。
A320飞机的货舱门作动系统由舱门作动筒、选择活门、ELECTRO－MANUAL活门、作动筒锁定指示系统、黄液压系统、手动泵等组成。从黄系统电动泵或手动泵来的液压压力经过ELECTRO-MANUAL活门，在选择活门控制下操纵货舱门作动筒，完成货舱门的收放。下面简述一下系统中的几个主要部件的特点：
首先是货舱门作动筒。每个货舱门有两个作动筒，设计原则是只要一个作动筒工作正常就可以完成收放操作。作动筒长度可调，内部有一个内锁机构（见附图1），内锁机构可以将作动筒锁定在全伸位；此内锁机构操纵一个微动电门，微动电门的开合指示了作动筒是否在全伸位锁定。注意，由于实现该微动电门功能的电路元件为一个三极管（见附图2），在A、C端未加电压的情况下，只要该三极管没被击穿失效，A、B端的电阻肯定为无穷大，因此我们不能通过在断开电插头情况下测量A、B两头电阻的方法来判断微动电门的开合。
另一个是选择活门。该活门内部的控制机构为一个滑阀(附图3)，滑阀由一个手柄操纵，手柄有三个位置：货舱门收上位、中立位、货舱门打开位；当手柄在中立位时内部的滑阀切断作动筒的收、放油路，使货舱门可以保持在当前位置。选择活门的另外一个特点是，我们在关货舱门时，选择活门的控制规律会先向货舱门的打开管路供压，以避免长时间将货舱门保持在开位后由于系统内漏致使在关门操作时舱门突然下落的情况发生；因此我们在关闭货舱门时发现货舱门先向上走一段然后再收回是正常的。
再一个是作动筒锁定指示系统即货舱门全开位锁定指示系统。此系统由位于货舱门作动筒上的两个微动电门(每个作动筒一个，上面已有说明)和位于舱门操纵手柄旁的绿色指示灯组成，指示系统的电源是28V直流电，两个微动电门串联接入系统（附图2）。当两个作动筒都在全开位锁定时灯亮，当两个作动筒中的任何一个没有锁定时灯熄。我们可以通过它来判断作动筒的工作情况，稍后将说明具体方法。
在介绍了上述元件后，现在可以了解一下货舱门收放系统的常见故障。货舱门收放系统的常见故障为舱门不能锁定，具体为可分为三种情况。
第一种情况为舱门在全开位能锁定，在非全开位不能锁定。在全开位能锁定说明舱门收放作动筒的锁机构是工作正常的，在非全开位不能锁定可能是选择活门内漏或作动筒漏油引起的，可以通过观察作动筒外部是否有油迹来作进一步判断。
第二种情况为舱门在全开位不能锁定，下落一段时间后锁定。下落一段时间后能锁定说明选择活门工作是正常的，可以确定为作动筒引起。一般来讲出现这种情况的可能性较小，因为两个作动器只要一个锁定就能将舱门锁定在全开位。出现这种情况只可能有两个情形，一个是两个作动筒都故障，另一个是两个作动筒都未按要求安装，出现较大长度偏差，造成在全开位时只有较短的能锁定，而此时恰恰长度短的作动筒故障，这种情况下必须要重新调节作动筒的长度。
第三种情况为舱门在任何位置不能锁定，出现这种情况的可能为两个。一个是舱门作动筒渗漏且此时两个作动筒都未按要求安装（两个作动筒的长度都过长），在舱门全开位由于作动筒内锁机构无法作动不能锁定舱门，在非全开位由于渗漏亦不能保持。另一个为选择活门内漏严重，根本无法将货舱门打开到全开位，舱门内锁机构无法作动。
从上面对舱门操纵系统故障的分析中可以看到，安装舱门作动器时调节作动器长度到合理位置是十分必要的，规范的安装可以在出现故障时缩短我们的排故时间，减少人力物力的浪费，亦可以增加系统的可靠性。
这儿有一个方法即可以用来判断安装是否合理，亦可以用它来作故障隔离。通过前面的介绍我们知道当两个货舱门作动器都正常时，在全伸位将触发位于作动器上的两个微动电门，接通作动筒锁定指示电路，位于选择活门旁的指示灯会亮。因此可以用它来判断安装是否正确，指示灯亮是安装正确的必要条件。另外我们也可以用它来作故障隔离，作动器插头上有三个插孔A、B、C，查看电路图后（见附图2），可以知道A、B插孔对应微动电门的输入输出端，微动电门作动的效果就是短接这两个插孔。我们可以用同时脱开两个插头并短接两个插头上的A、B插孔再查看指示灯工作情况的方法来判断灯回路的工作情况，若灯亮则说明指示回路正常，当然灯也是好的，若灯不亮就需要对指示回路进行排故了。我们可以用脱开一个插头然后将脱开插头上的A、B插孔短接并保持另一个插头插上再去查看指示灯工作情况的方法来判断哪个作动筒没有锁定，灯亮说明插头插上的作动器是锁定的，不亮则说明插头插上的作动动器故障。
附参考资料：
1.AMM52-35-CARGO COMPARTMENT DOOR ELECTRICAL CONTROL SYSTEM 2.AMM52-36-CARGO COMPARTMENT DOOR HYDRAULIC SYSTEM 3.AMMFigure 52-36-00-00 / SHEET 006.1/1-DOORACTUATOR SCHEMATIC 4.ASM52-35-00 SCH 01 P 104 SHEET 1Schematic of the Door Control System 附图1货舱门作动筒
(AMMFigure 52-36-00-00 / SHEET 006.1/1DOORS CARGO COMPT DOOR ELEC CTL SYSTEM SYS PWR SPLY AND CTL）
附图3：货舱门液压作动系统原理
（AMMFigure 52-36-00-00 / SHEET 005.1/2-Schematic of the Door Control System
第四篇：关于A320飞机客舱升降率变化大的排故分析总结
A320客舱升降率大的排故分析
一、背景介绍
2018年2月9日，机组执行东营到西安航班，西安落地后反映空中客舱增压系统异常，主要有以下两个现象：
1.巡航过程中座舱高度不断降低，达到1100FT，机组人工超控外流活门升高座舱高度；
2.飞行过程客舱升降率出现波动，伴随外流活门摆动，乘机人员明显感觉耳朵不适。
客舱增压系统是飞机重要系统，出现故障轻则影响乘机人员舒适度，重则会造成客舱释压等不安全事件。此前我公司曾经发生过类似故障，造成客舱释压，氧气面罩脱落，机组紧急下降高度。因此TMC针对机组反映的现象高度重视，在春运运力紧缺的关键阶段，毅然决定停场排故，并成立排故专项小组分析查找故障原因。
二、原理分析
民航客机在运行过程中巡航阶段的巡航高度会达到30000FT以上，由于高空大气压力低，空气稀薄，氧气含量少，民航客机采用客舱增压的方式为乘机人员提供舒适的客舱压力及充足的氧气。
空客A320系列飞机使用发动机引气作为主要气源，经过空调系统进行温度调节后，通过管路输送到客舱各个区域，为客舱提供合适温度的新鲜空气。1.引气系统工作原理：
发动机引气系统的引气来源主要来源有两个，分别是中压级引气（高压压气机7级）和高压级引气（高压压气机10级）。发动机处于低功率状态时由于中压级引气压力不足，高压阀打开，由高压级提供引气；当发动机处于高功率状态时，高压阀关闭，由中压级提供引气，经过PRV的调压和预冷器的调温后产生合适温度压力的引气，便可以供给到空调系统。
空调系统经过温度调节以及水汽分离等步骤，将合适温度的空气通过管路输送到客舱。所以引气系统是客舱增压的源头，引气系统的故障很大程度上会对客舱增压系统产生影响。
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图一
2.客舱增压系统工作原理：
1)系统部件介绍：
客舱增压系统通过计算机控制外流活门开度达到调节客舱内部压力的目的。主要部件有：两部CPC计算机，一个外流活门（内部有三个马达，两个自动操作，一个人工操作），两个安全阀，一个余压控制组件以及驾驶舱控制面板等。
客舱增压系统有两套独立工作，自动控制系统，每一套系统都可以使用CPC计算机控制外流活门开度。外流活门安装在机身后部右下方，后货舱区域。在自动工作模式下，CPC计算机接收
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FMGC和ADIRU计算机信号，通过RS422总线控制外流活门。
只有一套系统主用，另一套系统处于备份状态。每次飞行结束后，飞机接地后70秒，飞机的增压系统主用和备份系统通过一个延时继电器自动切换。
图二
2)系统工作原理：
客舱增压系统有四个基本功能： 1.地面功能：在地面，完全打开外流活门；
2.预增压：起飞时，增加客舱压力以避免在抬轮时客舱压力波动；
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3.飞行中增压：调节客舱高度及变化率以便向旅客提供舒适的飞行；
4.释压：接地后，在地面功能完全打开放气活门前，逐渐释放剩余的客舱过压。
A320系列飞机的座舱增压系统通过对客舱压力的调节，保障旅客及机组成员的舒适度，同时也确保飞机结构不因内外压差过大而造成损伤，在执行航班过程中，客舱增压系统增压自动控制客舱压力，调节过程如下图所示：
图三
客舱增压系统通常使用来自FMGC的着陆标高和QNH，以及来自ADIRS的压力高度，全程自动调节客舱压力，整个过程分为以下六个阶段： 1.地面(GN)
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在起飞前，以及在着陆后55秒，外流活门完全打开以保证没有任何剩余的客舱压力。在接地时，以500英尺/分钟的客舱垂直速度释放任何剩余的客舱压力。2.起飞(TO)
为了避免抬轮时压力突变，控制器以400英尺/分钟的速率给飞机预增压直到ΔP达到 0.1 PSI。离地时，控制器开始启用爬升阶段。3.爬升(CL)在爬升过程中，客舱高度根据预先编程的固定法则进行变化，该法则考虑了飞机的实际爬升率。4.巡航(CR)在巡航过程中，控制器将客舱高度保持在平飞高度或着陆机场标高，以较高值为准。5.下降(DE)在下降过程中，控制器保持一个客舱下降率，这让客舱压力正好在着陆前等于着陆机场压力+0.1 PSI。最大下降率为750英尺/分钟。6.中断(AB)若飞机在起飞后没有爬升，中断方式防止客舱高度上升。客舱压力设置回到起飞高度+0.1 PSI。
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座舱增压系统会控制座舱高度一直低于飞机的气压高度，同时还要确保内外压差不超出飞机设计的限制，因此座舱增压系统是综合了目的地机场的海拔高度，飞机的实际飞行高度以及飞机结构能够承受的压差等多个因素，在压差不超限的前提下，尽可能降低客舱高度（提高客舱压力），以确保乘机人员的舒适性。根据不同的飞行高度层，大致客舱高度如下：
图四
飞机实际运行过程中，飞机因管制指挥，航路天气等因素会可能出现飞行高度变化，一旦满足下表的条件，上述的六个增压模式会进行切换。
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图五
增压系统部件数量不多，但系统控制逻辑及其工作模式复杂，尤其是针对高高原机场运行，与普通平原机场有明显差异，实际运行过程中，无论是机务维修人员还是飞行机组，都应该对该系统的工作原理非常熟悉。
三、排故过程
当日B-6455飞机机组判断飞机增压系统异常，主要有两个问题，下面将针对机组反映的异常现象逐一分析：
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1.巡航过程中座舱高度不断降低，达到1100FT，机组人工超控外流活门升高座舱高度，机组认为巡航过程中座舱高度不应该下降如此之多
查阅该航段AGS译码数据，该机于2月9日执行3U8320东营到西安航班，相关译码数据如下： 18：56从东营起飞
19：12进入巡航阶段，飞机高度为21300FT，客舱高度为2800FT，ΔP为6.97 19：20机组调节目标高度23552FT，飞机继续爬升，客舱高度为3200FT，ΔP为7.26 19：39机组调节目标高度21696FT，下降率1000FT/MIN，飞机飞行阶段由巡航阶段转为下降阶段，客舱高度由3200FT逐步下降到1100FT，ΔP有小幅上升，后又随飞机高度下降而下降 19：41飞机完成下降，飞行阶段由下降转为巡航，下降过程大约持续2分钟
20：13机组人工控制增压系统，试图升高客舱高度，客舱高度上升到2200FT 20：14机组转为自动控制增压系统，客舱高度继续下降到1100FT，直至飞机落地。
整个飞行过程，客舱增压系统无任何警告信息，ECAM显示
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增压系统各参数均显示绿色正常工作状态，增压系统控制逻辑未见明显异常。但机组认为巡航过程中客舱高度不应该下降如此之多，上文系统原理中介绍过增压系统在满足特定条件时会进行增压模式切换。
图六
如上图所示，飞行过程中，当飞机以250FT/MIN的升降率改变高度，持续超过30秒，将会触发客舱增压系统增压模式由巡航模式转换为下降模式，而手册中也提到，一旦进入下降模式，增压系统控制器保持一个客舱下降率，持续下降到目的地机场机场标高附近的高度。译码数据显示当时机组以1000FT/MIN的下降率下降超过30秒，从逻辑的角度已触发客舱增压系统增压模式由巡航模式转换为下降模式，客舱高度持续下降，根据图四中对于不同高度层大致的客舱高度，以及西安机场海拔高度1500FT，该 －10－
机客舱增压系统自动调节到1100FT属正常现象。另外，译码数据显示该机下降高度后未再爬升，因此也不满足触发客舱增压模式由下降模式转为巡航模式的条件（条件为：21FT/MIN的爬升率持续60秒）
上文从系统工作原理的角度分析了客舱增压模式的转变，机组反映的第一个现象是由于飞机下降高度触发了客舱增压模式转变，造成座舱高度降低，经查阅其他飞机多个航段的译码数据，该现象时有发生，属正常现象。
2.飞行过程中客舱升降率出现波动，伴随外流活门摆动，乘机人员明显感觉耳朵不适
该故障难点在于飞机没有相关故障警告和信息，空客TSM排故手册中也无对应排故程序作参考，历史上也没有类似故障的排故记录参考。TMC对此故障高度重视，成立专项排故小组会同机身系统室工程师共同研究排故方案。
同时，工程师采用邮件形式求援空客AOG工程师，但空客工程师要求提供DFDR译码数据。我公司没有DFDR数据下载专用工具，向其他公司求援借工具，下载DFDR数据花费大量时间。
结合飞行中采集的ECAM页面视频，以及AGS译码数据分析发现外流活门会出现小幅摆动，客舱升降率随之变化，这就是造
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成乘机人员耳朵不适原因。但增压系统各部件无相关故障信息，工作时均为绿色可用状态，并且此前已更换过外流活门及CPC计算机，可疑部件已被排除。
经过长时间分析讨论，初步推断增压系统压力变化不是本身系统故障，而是受引气系统影响，引气系统提供的气源不稳定，造成外流活门不断调节开度以保持客舱压力。通过查阅AGS译码数据，外流活门在飞机过程中正常状态下开度稳定在8%左右，故障时外流活门瞬间关闭到3%，又迅速打开到10%，随后渐渐稳定到8%，客舱升降率大约为750FT/MIN波动，波动间隔大约为每2分钟一次，如下图所示。
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图七
外流活门摆动的同时，二发引气压力由40PSI下降到7PSI，又迅速恢复，二发PRV短时关闭5秒钟。由此可见，二发引气活门PRV的短时异常关闭是导致客舱压力变化的根源。此外，译码数据显示，整个飞行过程中，外流活门的摆动和PRV的异常关闭仅在17000FT以上的高空才会出现，低高度情况下系统工作正常，由此推断引气系统部件存在不明显的漏气现象，内外压差大时才会出现故障。更换二发引气系统相关部件后，故障得以彻底排除，后续执行航班随机监控正常，AGS译码数据显示各项参数均正常。
四、总结与建议
1.排故时要打开思路
针对重复性疑难故障，要参考排故程序，分析系统原理，以及各系统之间的铰联，从系统原理出发，抓住故障现象，判断系统工作状态是否正常，利用发散的思路，敢于想象和推断，才能查找到故障根源。
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2.熟悉系统原理的重要性
无论是飞行机组还是机务维护人员，都应该熟悉了解客舱增压系统的工作原理及工作模式，以便于在飞行中合理处置异常情况，地面排故时能够更加快速、准确判断故障。后续MCC将把客舱增压系统工作原理及常见异常现象加入空地交流会，机长预训班及放行人员培训课件。3.借助译码数据协助排故
在该故障现象确认及排故整个过程，AGS译码数据起到重要作用。通过查询飞行阶段，飞机下降率，下降时间以及客舱高度等参数确认飞机巡航阶段客舱高度降低属于正常现象；通过查看外流活门开度，发动机引气压力，引气活门开关状态等参数确认客舱压力变化是由引气压力波动引起。没有AGS译码数据，整个排故工作将更加难以实施。4.DFDR下载工具的必要性
事发当日，空客要求发送DFDR原始数据，但我公司目前没有DFDR下载工具，后续还需评估购买DFDR下载工具的必要性。
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第五篇：737NG飞机右侧冲压空气折流门打不开的排故总结
摘 要：某次北京出港的b-5117飞机贵阳过站，机务报告右空调冲压空气门与左侧不同，进一步检查发现右空调折流门打不开（位于收上位），将冲压空气系统按mel21-5放行，执行m程序，恢复盖板。因飞机回京时间较晚，按过站检查并放行，办理故障保留，11日继续排故，最终确定为pseu本体故障，更换后测试正常。
关键词：空调 折流门 排故 测试
中图分类号：v267 文献标识码：a 文章编号：1674-098x（2015）10（b）-0053-02 故障现象
某日，北京出港的b-5117飞机贵阳过站，机务报告右空调冲压空气门与左侧不同，进一步检查发现右空调折流门打不开（位于收上位），将冲压空气系统按mel21-5放行，执行m程序，恢复盖板。
因飞机回京时间较晚，按过站检查并放行，办理故障保留，11日继续排故，最终确定为pseu本体故障，更换后测试正常。
原理分析
下面逐一介绍涉及此系统的几个重要部件，并简介其功能。
ram air inlet deflector door：冲压空气进口折流门（折流门），两个位置：
空中：收上位，折流门收上，与机身平齐，以形成气动外形；
地面：放出位，折流门伸出，防止异物等被吸入冲压空气管道。
ram air inlet modulation panel：冲压空气调节板（调节门）：
地面：全打开，为冷空气提供最大限度的进气通道；
空中：受冲压空气作动筒控制，随其移动而线性调节，以提供不同需求的冷空气进入量，来满足热交换器的冷却需求。
ram air autuator：冲压空气作动筒（作动筒）：
地面：全收回；
空中：受acau或ztc的控制，当受ztc控制时，可随其指令而线性运动；
地面及空中襟翼未收上时，作动筒由acau控制；空中襟翼收上时，受ztc控制。
ram air temperature sensor：冲压空气温度传感器（传感器），空中襟翼收起时，ztc接收来自它的信号，进而控制作动筒的收/放。
至此，我们可知，冲压空气系统有3种工作模式。
（1）地面模式；
（2）空中襟翼未收上模式；
（3）与空中襟翼收上模式。
它们之间的转换是由位于acau中的一些继电器来完成，如下所示。
k10 pack air/gnd relay：只要飞机在地面便吸合；
k15 ram bit enable relay：当ztc进行自检时，此继电器吸合；
k5 ram mod control relay：所谓冲压模式控制继电器，我们可以这样理解，即：其是否吸合，直接影响控制主体（即发出控制指令的部件）的改变，之前已经提到，冲压空气系统是由acau或ztc来控制的，故它的吸合与否，直接影响到作动筒的控制信号是来自acau还是ztc：当飞机在地面或空中襟翼未收上时，此继电器吸合，冲压空气系统由acau控制；当飞机在空中且襟翼收上时，其断开，此时系统受ztc的控制。
k6 ram air autuator disable rly：冲压空气作动筒失效继电器，此继电器的作用：并非使作动筒失效，而是让其失去线性变化，即：不受ztc的控制。所以，只要k5继电器吸合（地面或空中襟翼未收上），且ztc未自检时，其便处于吸合状态。
红线表示控制线路，即：k5、k10、k16继电器吸合，为作动筒提供控制通路；
绿线表示作动线路，即为作动筒提供电源，使其往收回方向运动，直至收上限位电门s1被作动，此时作动筒处于全收回状态，调节门全开（地面全开位），折流门伸出，冲压门全开灯点亮。
红线表示控制线路，k5、k16继电器继续吸合，为作动筒提供控制通路；
绿线表示作动线路，电源经s2电门输送到作动筒的放出线路，作动筒伸出，直至s2电门被顶开，此时调节门向关位运动，折流门收上，冲压门全开灯熄灭。
此模式时，k5、k10、k16继电器均断开，作动筒开始受ztc控制，冲压门全开灯熄灭。
红线：传感器探测到温度过高―― 发送信号到ztc―ztc给出作动筒收回指令―― 作动筒收回―― 调节门逐渐打开―― 冷空气进入量增加―― 温度得以降低。
绿线：表示与之相反的控制过程。
故障原因的判断及排故过程
（1）当发现此异常状况后，首先想到的是做ztc 2自检，但所有灯都不亮，即ztc无法进入自检，复位跳开关，整机断电后故障依旧；
（2）互串ztc1和ztc2，互串acau1和2，故障依旧，但自检左侧正常，串回；
（3）脱开右冲压空气作动筒电插头，ztc2依然无法进入自检；
（4）放出襟翼，发现右冲压空气作动筒可以作动（调节门向关位运动一点，折流门仍处于收上位，故判定其此时处于空中襟翼未收上模式）；收回襟翼后，发现调节门回到全开位（空中全开位），折流门仍保持在收上位，即恢复到之前的故障状态；
（5）拆下acau2，测试ztc2可以进入自检，结合步骤（2），判定ztc2工作正常；
至此，怀疑为空/地信号的线路故障，考虑到外站保障能力，故将右冲压空气系统按mel21-5放行，执行m程序，恢复盖板。
（6）由于航班延误造成飞机回北京已是早上6点多，按过站放行，办理故障保留；3月11日航后继续排故，通过量线判定为pseu故障，更换pseu后测试正常。
下面介绍一下具体的量线过程，并解释为什么更换完pseu后故障消失，以及为什么pseu本体出现故障，却只影响到此系统。（1）正常情况下，当飞机落地后，k10继电器应闭合（红线所示），导致绿线断开，即为ztc内部空地继电器提供一高位信号，表明飞机在地面，此时ztc便可自检；但此故障表现的是ztc无法自检，且上述排故措施中已排除了ztc及acau故障的可能性，所以我们便将排故重点放在了紫色线路及其插钉上。
（2）拆除acau后，我们测量其55号钉（上面紫色线路）与搭地线之间的电压，为27 dcv左右，且插钉状态良好。
（3）从pseu上断开电插头d10988，从acau上断开电插头d10002a，测量钉27～35（两钉检查均正常）之间的线路，时好时坏，故怀疑此段线路中有虚接状况；拆除前货舱前面板，从e3架上拆除电插头d40392p，检查b5钉正常，无松动，测量其与35之间的线路，正常，轻微晃动线路再次测量，也正常；测量d40392j上b5钉（检查正常，无松动）到pseud10988的27钉之间线路，正常，轻微晃动时测量也正常；故怀疑测量27～35钉时接触有误，线路本身并无问题，清洁各拆下的电插头并重新安装，再次测量27～35之间的线路，结果正常；最后更换pseu，测试正常。
结语
虽然此次故障得以排除，但还有以下几点值得注意。
（1）在判断到有可能是空/地信号引起的故障时，因考虑到很多系统都会从pseu处接受空/地信号，如果其本体故障，那么这些系统也将无法工作，却没有详细地查看一下线路图，便想当然地认为是线路上的故障，导致最初的排故重点便放在了线路的测量上，耗费了大量的时间与经历；
（2）在线路的测量方面，工具室的设备有限，故会导致很多的不确定性，如：保险丝接触不良，机体搭地线找错（或表笔接触处有漆层），测量时手指的晃动等，故建议尽快配备相关工具设备（至少各规格的跳线应予以配备）；
（3）排故方案应本着先易后难、先重点在次要的顺序进行，手册及实际经验均表明，部件的故障率是远大于线路方面的。故在今后的排故中，除非明确表明是线路方面的故障，否则仍应以更换部件（串件）为主。在排除本次故障时，测量线路的时间远远超过更换pseu的用时；
（4）当无部件可更换（串件）时，应考虑是否有其它方法可间接证明此部件的好坏。以此次pseu为例，通过上图黄线可知，其13号插钉为备用的，且触发条件与27号钉一致，那么我们便可将其互换，如测试正常，便表明是其电门故障，此时便需更换pseu。
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