作者：潘春波 背景： 當前航空器發動機控制都已采用了 FADEC（全權限數字發動機控制）系統來優化發動機操作，減輕駕駛員負擔。FADEC可以說是發動機的核心系統，該系統和航空器其它系統一樣，也需要初始供電，為了確保初始供電的正常，我們需要對FADEC供電進行相應的了解，避免因可能維護動作上的錯誤造成部附件損壞，以下就筆者在一線A330維護時的親身經歷進行描述。 故障表現： 去年的某一天，A330 B-#### 航前推出，機組啟動發動機后，FADEC A ENG 1跳開關12KS1異常跳出，無法復位。 排故過程： 按 TSM 73-25-81-810-839-A，Loss of the EEC1 Channel A 115VAC Power SupplydetectedbytheEIVMU1排故，用萬用表測量各線路，確認線路正常的情況下，交換EIVMU1、2后故障依舊，隨即更換PCU后試車正常。 原理及分析：
圖一 PCU（電源控制組件）功能： PCU的主要功能是把由EIVMU（發動機接口和控制組件）提供的115伏交流電轉化成穩定的22伏直流電輸入到每個EEC通道。（如圖一） PCU 電源來源分為兩種： 1）在發動機停車狀態，發動機啟動階段(即 N3 轉速小于 8％）和 EEC 專用發電機雙通道均失效時：由飛機電網主匯流條和正常匯流條提供115VAC，通過PCU轉化成22VDC供給EEC。 2）當發動機正常運轉狀態(即 N3 轉速大于 8％）時：由 EEC 專用發電機提供的115VAC,通過PCU轉化成22VDC供給EEC。 PCU 的兩個電源控制通道在其中一個失效時能自動相互轉換，而發動機在EEC專用發電機能正常工作的期間，飛機電網的供電被PCU隔離，但如果EEC發電機失效，PCU自動轉換飛機電網供電。
圖二 PCU工作描述： 在日常維護中，飛機通電后，EEC 會首先供電 15 分鐘用于檢測發動機參數以準備啟動。而當發動機啟動模式選擇電門選擇點火啟動或冷轉位時，EEC會被供電。返回正常位后則失電。發動機主電門選擇ON，也會使相應的EEC通電。 返回 OFF 位，則保持供電 15 分鐘。當飛機在地面， FADEC 地面電源電門處于 ON位時，如果MCDU沒有任何有關發動機測試動作時，EEC通電5分鐘，只要在FADEC交互模式就會保持供電。當發動機火警按鈕釋放時，EIVMU將切斷電網提供的115VAC，從而切斷給EEC的供電（如圖二）。如果EIVMU失效或斷電，相應的FADEC保持來自飛機電網連續的供電。在其內部，EIVMU觸點松開，并允許115VAC的電源被供到PCU。而控制的EEC通道如果失電，另一通道會自動轉換。 飛機在地面發動機不工作時，飛機電網通過 PCU 調節后供至 EEC。當發動機開始運轉時，N3轉速在8%以下時，每個EEC通道還是由飛機的115VAC電源通過相應的EIVMU來獨立供電。115VAC電源通過PCU內的預調節器轉換成22VDC，然后發送至EEC。PCU通道A提供來自AC基本匯流條的電源，PCU通道B提供來自AC正常匯流條的電源（如圖一）。當N3轉速大于8%時，EEC電源由EEC專用發電機提供，提供兩組獨立的三相交流電經 PCU 內的預調節器轉變成 22VDC 電后分別供至 EEC 的兩個通道。此時，飛機電網被 PCU 隔離。如果發電機供電的一個通道失效，則失效 EEC 通道自動轉換。如果兩個發電機供電通道同時都失效，FADEC將由飛機電網通過 EIVMU 來提供。該發電機同時作為 N3 轉速傳感器，將 N3 信號傳到 EEC。 分析： 首先，從原理我們可以判斷此故障是飛機推出發動機啟動后偶然產生的，并不是一直持續存在的。因為當航前維護人員將飛機通電時，EEC 首先由飛機電網通過 PCU 來供電 15 分鐘。若故障一直持續存在，則此時故障即已出現，12KS1跳開關已經跳出。 其次，當機組準備啟動發動機時，將發動機啟動模式選擇電門選擇點火啟動位時，EEC 也會通過 PCU 來供電（如圖三），此時機組也沒反映 12KS1 跳開關異常。而當發動機啟動完畢后，跳開關跳出，ECAM 警告出現。此時，理論上 EEC是由 EEC 專用發電機提供電源通過 PCU 來供電。我們有理由懷疑此故障和 EEC 專用發電機有關。
圖三 但是當停車之后我們打開 FADEC 地面電源電門，恢復跳開關，依然無效，我們由此可以判斷實際上和 EEC 專用發電機無關。 隨后當我們查看線路圖之后，狀況變得相對簡單。
圖四 從 ASM73-25-04 SCH 04 圖中（圖四）可以看出，來自 901XP 的 115V AC 經過跳開關 12KS1 后至 EIVMU1，然后到 PCU。PCU 調節后給 EEC 供電。與跳開關 12KS1線路上相關的部件即 EIVMU 和 PCU 以及相關電纜。脫開 EIVMU 后恢復跳開關，并測量跳開關到 EIVMU 和 EIVMU 到 PCU 的電纜，導通性和絕緣性均正常，但之后EIVMU1 號和 2 號交換后故障依舊，可判斷故障不是由 EIVMU 產生。 其實我們從原理可以了解，當 EIVMU 失效或者失電的情況下，EIVMU 依然允許飛機電網提供115VAV 到 PCU，繼而給 EEC 供電。然后我們進一步隔離 PCU 的故障可能性。我們脫開 PCU 的 J26 電插頭后，跳開關能復位正常，由此判斷此故障是由 PCU 故障而產生，更換 PCU 后故障消除。 其實在這個過程中我們犯了一個錯誤，從原理我們可以知道，當脫開 PCU 的 J26電插頭后，EEC 已經和飛機電網隔離開來，且 PCU 也沒有供電，之前已經判斷 EIVMU是好的，這樣做只是在重復驗證 EIVMU 的好壞（如圖五），我們應該采用隔離法，從被供電的用戶源頭開始判斷，即 EEC 開始（這樣做可以避免因 PCU 預調節器失效引起的 EEC 可能出現的過載損壞），先將 EEC 脫開，并對 PCU 輸出進行接地，看看是否有 22VDC 輸出，或者看 12KS1 跳開關是否能壓入，如果跳開關能復位，或有 22VDC 輸出，則說明 EEC 是好的，接下來就只有 PCU 和 EIVMU 了；再脫開PCU 的 J26，來判斷 EIVMU 的輸出是否 115VAC，如果輸出是 115VAC，那么剩下的只有是 PCU 了。
圖五 總結： 在整個排故的過程中，我們忽略了很多系統原理的的概念，從而使我們排故走了很多的彎路，在安全上也有所欠缺，只有在了解了整個系統的工作原理后才能正確處理，如對于 EIVMU 在供電過程中的工作原理和 PCU 的 J26 電插頭脫開后的工作情況。 當然還有一些更值得我們一線排故過程中需要了解并注意的事情，如在 EIVMU 雙通道都失效的情況下，飛機電網依然能夠給 PCU 提供電源從而給EEC 供電，但是當我們把 EIVMU 計算機脫開，飛機電網就失去了提供給 PCU 的途徑，因為當 EIVMU 在位的情況時，通過其內部的觸點，將飛機電網的電源接通到PCU 的線路，使 115VAC 的電源被供到 PCU。 而當 EIVMU 離位時，沒有此功能，這個道理其實和脫開 PCU 的 J26 電插頭的道理是一樣的，不能作為排故的依據。再者，如果原理和基礎知識扎實的話，很好就能判斷出可能的原因，跳開關自動跳開基本上是負載過大引起的，從安全角度出發，先斷開用戶端，這樣既可以避免因閉合跳關開（接通）引起瞬時負載過大導致的部附件損壞，還可以很容易判斷（本故障的用戶不多）故障的起因。 另一方面，查看 MEL 后可知，一個通道 A 供電失效除了延程飛行之外是可以保留的。然而，跳開關異常跳出產生的警告往往又會引起一些其它故障信息，給機組帶來操作的負擔，給機務排故也會帶來很多意外的麻煩，只有吃透了其原理，才能掌握排故的竅門。 以上是我對 A330 飛機發動機 FADEC 供電系統的一點淺見，因筆者水平有限，還請多提寶貴意見。 還沒看個夠，那就趕快添加航佳技術微信號：AERO-EXPERT。修飛機，開飛機，坐飛機，民航人，民航事，一切民航資訊應有盡有。 |
