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A320系统知识普及帖之3-浅谈机载测试功能A320机载测试系统CFDS,系统由CFDIU和各个计算机的BITE组成.计算机中的BITE把检测到的故障信息存储并发送到CFDIU通过MCDU显示或通过打印机打印出相应的报告.CFDIU有两种工作方式. 正常模式和交互模式.正常模式是指在空中,CFDIU监控所有相连的计算机,收集计算机BITE送来的故障信息交互模式只适用于地面,可以通过MCDU选择相关计算机进行测试.A320系列的测试主要分成以下几类System TEST, Additional System TEST, 和Output TEST.System Test飞机上所有计算机都有System Test功能.系统测试和通常所说的上电测试相似,主要是进行计算机的硬件测试,有些系统还包括相关传感器的电气状态测试.但在系统测试时并不输出控制信号,比如操作做动器,活门等,所以这种测试不会有相关的警告提示,不需要采取保护措施.Additional System TEST主要是测试在上面提到的测试中没有测试到的运动部分,包括做动器,活门等.在选择测试时MCDU页面上会出现警告信息,并且触发测试是需要进入下一个页面,使用另一个行选键触发,以保证操作者完成了相关的保护动作.这类测试常见于飞控系统,反推等测试.OUTPUT TEST这个主要测试显示系统的,比如ADR输出测试等.还有两种常用的功能GROUND SCANNING,是将系统BITE强制于空中状态.监控输人输出信号,检测内部和外部故障.并可以检测到只在空中出现的故障，这个和System TEST是不同的.GROUND REPORT功能当飞机处于地面状态时检测到的故障会存储在BITE的地面记忆区里不会送到CFDIU触发GROUND REPORT后，CFDIU读取该记忆区里的信息。但要注意如果先选GROUND SCANNING会把记忆区里内容清空。A320系统知识普及帖之4-前轮转弯系统A320飞机前轮转弯系统有两种构型，老飞机由绿色液压系统供压，新系统由黄色液压系统供压。空客从2005年3月开始在新飞机上安装新构型，在过渡期间为保持机队的一致性国内有公司继续订购了一些老构型的飞机。这个改装主要是修正了在重力放轮后设计上的问题。老构型需要前起落架的舱门关闭后才可以给转弯系统供压，而在重力放轮后前起舱门是保持在开位的，造成转弯系统失效。这个改装同时降低了设备的成本，并增加了系统的可靠性，把平均故障小时数提高了一倍以上。以下介绍将以新构型为主.前轮转弯系统由BSCU控制，转弯作动器完成系统可以通过驾驶舱的手轮和方向舵踏板,和自动驾驶的指令控制前轮的偏转角度为左右两侧74度, 手轮的输入信号是左右两侧75度，方向舵踏板的控制角度为左右两侧6度. 插上销子后,可以达到最大左右两侧95度.有公司在两侧用红线标出95度的最大转弯角限制.手轮的输入角度和前轮的偏转角度并非线性对应.并且输入信号和飞机的速度有关.在飞机速度大于130节时系统失效.手轮主要在低速滑行时使用,踏板主要是在高速起飞和着路中使用.两个手轮的输入信号和踏板的信号会代数叠加,但最大不超过74度.起飞后由定中机构将前轮定中,如果前轮无法定中,会造成前起无法收起.系统工作的条件:1. 飞机在地面上,起落架减震支柱压缩.2. 在402VU上的ANTI SKID NW 开关在ON 位3. 老飞机要求前起落架舱门关闭(在地面前起舱门由手柄开启,转弯系统仍然可用.)4. 任一发动机启动(滑油压信号)5. 未插转弯销. 插转弯销的目的是给BSCU送电信号解除前轮转弯系统,由BSCU关断SELECTOR VALVE,由By-pass把前轮转弯作动筒两端液压连通, 避免在拖飞机过程中由于发动机启动供压，前轮的自动定中功能造成事故.手轮上有个按钮用于断开方向舵踏板的角度输入信号这是给飞行员在滑行时做飞控检查方向舵偏转情况时用的，避免在蹬舵时同时控制前轮转弯造成飞机在地面画龙.或者飞机在结冰的跑道上时也需要断开方向舵踏板的输入信号.前轮转弯系统失效后按MEL 是可以有条件放行.在空中放轮后,系统会进行测试,测试在前轮放下锁定后6S开始到主轮接地停止系统给SERVOVALVE供压前轮会轻微摆动.在着路时,如果系统失效也并非都要叫拖车,机组可以通过差动刹车将飞机脱离跑道,一般只有在多系统故障,比如说绿黄双液压系统失效,刹车只能由黄色储压器来完成,考虑到只有7次全刹车,这样就要叫拖车服务了.A320系统知识普及帖之5-自动飞行系统之FMGC篇上A320飞机的自动飞行系统相对比较简单,主要由4部计算机组成.2部FMGC，2部FAC.控制面板为MCDU和FCU我们通常把MCDU叫做长期控制界面，因为在飞行计划和性能参数输入后，不会有大的改动。而把FCU称作短期控制界面。在空中可以随时修正速度，航向，高度等信息。在本文中我将对FMGC的功能进行简单介绍。A320系列飞机的FMGC由HONEYWELL或THALES/SMITHS公司提供比如以THALES/SMITHS公司为例C13043AA04（CFM ENGINE）和C13043BA02（IAEENGING）两种型号，计算机价格昂贵,单价在20万刀以上。两部FMGC的工作方式为主从模式，由飞行引导部分的接通状态来决定那部为主要，那部为从属计算机。例如AP1接通，则FMGC1 为主要。如果AP2接通则FMGC2为主。完全按照AP,AP2,FD1,FD2,A/THR1,ATHR2的次序决定。主要计算机来计算各种飞行参数，从属计算机也会计算相同的参数，如果计算结果一致则完全服从主计算机的指令。由一部FMGC控制EFCS和FADEC。两部计算机的工作方式有三种1.正常模式（Normal mode）顾名思义就是说两部计算机都工作的状态。由其中一部控制EFCS和FADEC2.单一模式（Single Mode）指有一部FMGC故障的情况。3.独立模式（independent Mode）主FMGC计算各种数据控制系统，从FMGC接收同样的数据并计算但并不控制系统。从FMGC的数据要和主FMGC数据比较。如果出现较大的偏差就会出现独立工作模式比如速度超过2节，重量超过2吨等。出现偏差后，从属FMGC会试图和主FMGC同步，如果同步不成功进入独立模式。比较常见的情况是在更新完一部FMGC的数据库后，造成两部FMGC的数据库不同，会进入独立模式 。FMGC 内部有两个通道, COMMAND CHANNEL 和 MONITORING CHANNEL分别有自己独立的供电组件,使用不同的编程软件控制.FMGC内部分成两部分,飞行管理部分FM和飞行引导部分FG在FM内部加载了6个数据库1, FM operational software2, NAV Data Base 根据AIRAC周期每28天更换一次,目前是周期是1206( 31MAY 2012-28JUN.2012) 安装两个数据库,当前的和前一个.3, AMI (FM airline config.) 航空公司可以自己选择各种单位如KG,LBS4, OPC (option configuration Disk) 各种和自动驾驶系统有关的选装设备5, Performance Date Base6. VAR DATA BASE (Magnetic Variation Data Base)可以通过MDDU装载以上数据库,一共十几张盘,每张盘大约要12分钟以上.在一部装完后可以通过交输功能给另一部交输软件整个过程大约3小时左右.FM的主要功能是飞机的位置计算,飞行计划,飞机速度计算等.FG的主要功能有AP. FD. A/THR具体功能将在下篇中介绍.A320系统知识普及帖之6-重力放轮系统A320飞机的重力放轮系统造成重力放轮的原因有以下几种1.两部LGCIU均失效2.绿系统的压力过低3.任意轮舱门无法由液压方式打开4.任意起落架无法由液压方式放下.飞行员可以通过中央操作台后侧的手柄操作重力放轮系统.如图所示.系统由连杆,钢锁和滑轮组成有三个活门控制,一个关断活门CUT OUT VALVE,两个通气活门(VENT VALVE)分别控制前起和主起.关断活门(CUT OUT VALVE)位于右主轮舱.作用是切断绿系统对起落架系统的供压,将供压管路接通到回油路.通气活门(VENT VALVE)分别位于前轮舱和左主轮舱.作用是旁通正常放轮液压系统.将内部一些部件的两腔连通.防止出现气穴和液锁的情况.顺序打开舱门锁和轮锁后,起落架在弹簧和重力的作用下,放下锁定.具体实施过程手柄转到1.5圈,关闭关断活门和两个通气活门,释放系统压力手柄转到1.6到1.8圈 打开舱门上锁手柄转到1.9到3圈打开起落架上锁,起落架放出.在此过程中要求飞行员在操作时动作不能太快,造成卡阻.并注意手柄一定要转到机械停止位在可以停止.系统有剪切保护装置,防止系统机械卡阻情况.在放轮后应把起落架手柄放到放下位目的如下消除起落架控制面板上的UNLK灯消除ECAM WHEEL页面上的L/G CTL 琥珀色信息防止在地面复位系统时,造成起落架收上的事故.除了飞行员训练,是不允许在空中复位重力放轮系统的.防止出现进一步液压泄漏等落地后飞行员不可以复位系统.要由机务完成复位.在机务复位系统时一定要注意打压前先要把舱门的手柄放到放下位.否则有压力后舱门会自动关闭造成事故.A320系统知识普及帖之7-自动飞行系统之FMGC篇中先介绍一下简单的FG部分吧。FG有以下三种功能AP，FD，A/THR其中AP有两部，AP1和AP2分别来自于FMGC1 和FMGC2在起飞后5秒可以接通任意一部自动驾驶，比如说接通把杆飞行员一侧的AP，从功能上没有任何区别。从爬升到进近前只能接通一部自动驾驶，AP1或AP2。接通另一部时前一部会自动跳开。在距离跑道头大约25海里时，飞行员可以通过FCU上的APPR按钮（此按钮的功能是让计算机开始搜索航向道和下滑道信号）在激活，之后接通第二部AP两部AP都接通后，由于程序销钉的缘故AP1有优先权控制系统，AP2做备份。如果不飞三类进近，在飞机到达决断高度后，断开自动驾驶，目视着陆。如果飞三类进近，可以通过AP系统自动接地。这个在国外繁忙机场比较常见。国内还没有三类的机场。如果只有一部AP接通，发生故障后可以人工尝试接通另一部。如果两部自动驾驶都接通时，AP1故障时AP2会自动接通。FD飞行指引功能同样有两部，FD1显示在机长一侧，FD2显示在F/O一侧。有两种显示模式 十字架（HDG-V/S）和小鸟模式（TRK-FPA）空客推荐起飞用十字架，着陆时用小鸟模式。如果一部故障，剩下的FD会给两边同时提供指引。A/THR自动推力虽然也有两部但只有一部工作。由主FMGC同时控制两台发动机。如果一部失效。另一部不会自动接替工作，需要人工切换FMGC的主从模式后人工接通。下面谈一下三种功能的接通和断开方式。AP只能人工接通。AP断开可以通过以下方式。1.侧杆上的优先权选择按钮断开。这是唯一一种正常的断开方式。2,。大力推动锁定在中立位的侧杆。3.。用方向舵踏板断开AP（超过正常配平10度以上）4.用THS的配平轮断开AP以上常见的断开方式中只有第一种是正常断开方式。AP OFF 红色信息显示在上ECAM 的MEMO区，Master Warning light和 音响警告在9秒后自动消失。其余的几种方式都会被系统认定为故障断开。AP OFF 红色信息出现在ECAM的左侧。不会自动消失，只能用ECP上的CLER键清除，注意此信息还会出现在PFR上。FD在上电自检通过后自动接通，但此时只是待命状态不提供显示。显示只在油门杆推到起飞位，激活起飞模式后才会出现。可以通过FCU上的FD按钮可以关掉PFD上的FD显示。A/THR可以自动接通（油门杆在起飞位），也可以人工通过FCU上的按钮接通断开方式有一下几种1.任意油门杆上的本能断开按钮。2.两个油门杆都拉回慢车位3.通过FCU上的按钮断开4.任意一油门杆在反推位。和AP相似，前两种是正常的方式，会有MC灯，单谐音警告, 琥珀色信息出现在ECAM右侧。几秒钟后自动消失。第3种会认为是故障断开。会有MC灯，单谐音警告, 琥珀色信息出现在ECAM左侧。不会自动消失。要用ECP上的CLER键，并会出现在PFR上。从以上分析中可以看出，AP和A/THR的接通或断开还是有讲究的。我在培训飞行员时会告诉他们要上接下断，避免在PFR上出现不必要的信息。当拿到PFR上出现相关AP，A/THR信息而无其他相关信息，经过AFS TEST确认OK后，可以判断为飞行员的误操作。A320系统知识普及帖之8-从TAM公司飞机失事谈空客自动推力系统2007年月日巴西塔姆 （TAM）航空公司一架注册号为PR-MBK的空客A320-233型飞机（搭载两部IAE公司V2527E-A5发动机），当晚时分从巴西南部的阿雷格里港飞往圣保罗康根尼亚斯机场。由于地面湿滑，飞机在着陆时偏离跑道，撞上了壳牌石油公司的一个燃油站和塔姆航空公司的一处仓库，引发大火，该飞机于1998年2月开始服役，到事故发生时已运营20379小时。此次巴西历史上最严重的事故导致199人遇难其中飞机上共有181名旅客（包括 19名公司员工）和6名机组, 地面死亡12 人黑匣子记录的信息显示，事故发生时，客机发动机的两个油门杆一个处于慢车位置，而另一个处于爬升位置，从而造成飞机的一个发动机在减速，而另一个发动机却在加速，导致飞机滑出跑道。在分析本次事故之前，让我们先一起回顾一下空客的自动推力系统设计，飞机有两套自动推力系统，在接通自动推力系统后由主FMGC中的A/THR来控制两部发动机的推力。自动推力系统有两种工作方式，推力模式和速度模式推力模式是指发动机提供固定的推力，AP/FD控制飞机的速度等参数。速度模式是指利用发动机不同的推力来维持选定的目标速度，而AP/FD则控制飞机的姿态。在飞机进近过程中，自动推力系统一般工作在速度模式。自动推力的工作范围双发正常时从0到CL位单发时从0到MCT位。A/THR的接通和断开方式可以自动接通（油门杆在起飞位），也可以人工通过FCU上的按钮接通断开方式有以下几种1.任意油门杆上的本能断开按钮。2.两个油门杆都拉回慢车位3.通过FCU上的按钮断开。4.任意油门杆在反推位如果AP未接通，在飞机离地20英尺时，驾驶舱内会出现RETARD。（收油门）的语音提示。需要飞行员把油门杆拉回慢车位同时断开自动推力系统。如果AP接通，在飞机离地10英尺时驾驶舱内会出现RETARD。（收油门）的语音提示。在这种情况下，因为AP的作用，会把油门自动收到慢车位，飞行员把油门杆放到慢车位只是确认推力慢车，并断开自动推力系统。回到本次事故，落地前飞行员已知该飞机的2号反推失效(4天前失效)，天降大雨，跑道较短，飞行员想把飞机尽快的停下来。采取了错误动作，飞机接地后将反推失效一侧的油门杆留在了爬升位，而将另一侧的油门杆拉到反推位，这就直接断开了自动推力系统回到人工模式控制。右发的推力急促增加到爬升推力，而左发的反推已开。在此巨大的不对称推力下飞机完全失控，向左侧冲出跑道。由于一部反推失效而造成飞行员在着陆后操作失误的情况并不少见1988年菲律宾一架注册号为RP-C3222的A320-214飞机曾发生过一起及其类似的事故，飞机冲出跑道造成人员伤亡飞机报废.2002年, 一架America West Airlines 注册号N635AW 的A320-231,冲出跑道.对此空客推出了针对反推失效着陆程序的几项改进.重新修订了反推失效情况的机组程序，如果一部反推失效老程序: 要求机组将两部手柄都拉到慢车位后,只使用有效侧的反推.新程序: 要求机组将两部手柄都拉到慢车位后,两部手柄都拉到反推位.并增加了新的ECAM警告来监控油门杆的位置。当有一个手柄在反推位,而另一个高于慢车位时,触发ENGTHR LEVER ABV IDLE”红色信息, 伴随CRC警告.随后又推出了Enhanced RETARD call out,用逐渐增强的RETARD 提示取代了CRC警告,而ECAM信息没有变化.修改了地面扰流板的触发逻辑,这个我将在其他文章中介绍.A320系统知识普及帖之9-A320的跳开关看到论坛里很多朋友对空客的CB不是很熟,特以此文做一简单介绍.A320飞机的跳开关和A330,A340,A380相比较简单的多。属于传统意义上的CB。CB跳开关和保险的功能类似，有两大优势，1很容易复位。2 可以作为人工的ONOFF开关来断开电路 ，这对我们的维护工作来说是很重要的。如图所示，跳开关里面有两块金属片，当电流超过最大额定电流时，电路热，跳开关里面的两个金属片受热变形使跳开关弹出。起到断流保护电路的作用。在跳开关上还有一个数字如3，代表此跳开关工作的额定电流当实际电流超过这个数值时，根据电流的大小，跳开关会迅速跳出或经过延迟后跳出。只有当双金属片恢复到原状时才可以复位，所以一般情况下建议在CB跳出后等2分钟再复位。在A320上重要系统的跳开关，如接在Essential BUS上系统的跳开关都集中在头顶面板上49VU，便于飞行员监控。其他系统的跳开关集中在120VU上，按照系统重要性和可能使用的频率又具体分为121VU，,122VU，123VU，124VU，125VU（注意该面板在侧面）客舱设备的CB集中在前后各一块面板上。2000VU 和2001VU电子舱里主要有三块CB面板，分别为电瓶舱里的103VU，105VU，左侧电子舱里的106VU还有一些分散在各处的小CB面板就不在赘述了。A320系列飞机的跳开关主要有四种颜色，绿色，黑色，红色和黄色绿色的跳开关是所谓的Essential 系统的跳开关，受ECAM监控的。当跳开关由于故障或人工原因跳出，一分钟后由SDAC触发ECAM琥珀信息，单谐音警告，MC灯亮。但是此ECAM信息并不显示跳出CB的具体位置，只是标明头顶面板上，或12VU上某几行之间有CB跳出。电子舱里的跳开关都是绿色的，受监控的。这样就不用再打开面板确认闭合了。记得在我维护747时出现过两次，有兄弟改装后忘了合跳开关飞机返航的情况。黑色跳开关是普通系统的跳开关没有监控。红色跳开关在A320系列上只有4个位于121VU上(11CV,12CV)和122VU(9CV,10CV)，Flap和Slat 系统WTB的跳开关，红色用于提醒飞行员不可以在空中复位WTB.在做维护工作时可以拆掉红色保护拔CB. 例如需要更换WTB部件时.黄色的跳开关只在老的A320上出现，只有2个位于头顶49VU上(D02,F07)该跳开关和RAT有关，老A320飞机使用DOWTY公司提供的RAT，紧急供电情况下，这种RAT在前起落架放出后会停止工作，也就是说飞机会有很长一段时间只有电瓶供电，为了使飞行时间可以延长到30分钟，需要飞行员将这俩CB拔出。黄色在此起提示的作用，便于飞行员找到该CB在大约MSN1000以后，A320换了SUNDSTRAND公司的RAT，不再有放轮断电的情况，所以就把这两粒黄色的套环取消了。这就是很多同学听说过没见过的原因。CB复位在空中不要重新接通自动断开的跳开关，除非机长认为会对后续的安全飞行造成影响而必须接通跳开关,只能做一次尝试。在地面不能复位任一油箱燃油泵跳开关。对于其他的跳开关.在和机务沟通,搞清楚跳开关跳出的原因后可以复位CB.计算机复位通常大部分计算机可通过驾驶舱控制按钮PB来复位,需等待3秒有些系统只能通过CB复位,需等待5秒.由于电源转换可能造成系统故障,这个往往可以通过复位的方式恢复正常.机务可以参考TSM24-00-00-810-818A 的COMPUTER RESET TABLE来复位计算机.论坛中可以找到各种版本的中文翻译件.计算机复位的基本原则在空中机组在执行任何CB相关的动作前必需确认复位后可能发生的后果,在复位时需要确认正确的系统CB.除非有手册步骤要求同时复位多个系统. 否则一次只能复位一个系统在空中机组在明白操作后果后可以参考QRH里的2.40的COMPUTER RESET TABLE进行复位.但不可以复位ECU或 EEC, EIU和SFCC的CB，防止空停和WTB上锁的情况.在地面,如果发动机运转,不要复位ECU或 EEC, EIU飞机未停止前不能复位BSCU的CB对机务而言,在拔LGCIU,PHC，等计算机时还要充分考虑到空地信号，探头加温的问题避免造成事故A320系统知识普及帖之10-飞机的位置计算在进一步介绍FM部分的功能之前,我们先了解一下飞机的位置计算方法.飞机导航系统最主要的目的之一就是确定飞机的位置。目前A320系列飞机机载导航系统有三种，即惯性导航系统（IRS）、无线电导航系统RNAV和GPS，每种导航系统都能计算出各自的飞机位置，而最终显示在ND上的飞机位置由FM计算完成。1.混合惯导位置A320系列飞机有3套IRS，每套IRS都将计算出的飞机惯性位置送到FMGC，如果这三个IRS位置均有效，FMGC则根据这3个位置计算出一加权平均值，即混合惯导（MIX IRS）位置（见图1）。当其中一个IRS位置偏差异常时，FMGC在MIX IRS位置的计算中使用一定的法则以消除这个IRS位置的影响（见图2）。如果其中一个IRS位置失效或者偏差太大，FMGC就将此IRS位置剔除，仅使用一个IRS位置，优先权顺序从高到底依次为：本侧位置、位置、另一侧位置。2. 无线电位置A320系列飞机上的无线电导航系统有甚高频全向信标系统（VOR）和测距机系统（DME），采用DME/DME或VOR/DME的组合方式来最终确定飞机的无线电位置。如果在进近阶段还会使用LOC信号进一步修正位置。无线电位置计算方法见下图所示.3.GPS位置A320系列飞机有2套GPS系统，GPS接收机在MMR1和2中.在接收到GPS信号后,空客的飞机有两种计算方法AUTONOMOUS和HYBRIDAUTONOMOUS方式用于A300机型,MMR把GPS数据直接送到FMS,结合ADIRU送来的IRS位置计算飞机的混合位置.HYBRID用于A320,330等新机型, MMR把GPS数据送到ADIRU,由ADIRU来计算出各自的混合GPIRS数据后,送到FMS选择相应数据.4.FM位置飞机的FM位置即是FMGC在ND上用来显示的当前飞机的位置。正常情况下， FM1位置在ND1上显示，FM2位置在ND2上显示。当其中一个FM位置失效后，剩下的FM位置同时在两侧的ND上显示，如图所示当GPS信号有效时,FM不再使用无线电位置. FMGC根据误差情况与优先权来决定使用哪个GPIRS位置，优先权顺序从高到低依次为：本侧GPIRS位置、GPIRS3位置、另一侧GPIRS位置。GPIRS位置使用时在ND和MCDU上显示GPS PRIMARY信息，如果GPIRS位置无效，ND和MCDU上显示GPS PRIMARY LOST信息，飞机回到基本导航方式惯导加无线电方式.飞行员可以通过MCDU的DATA页面里的位置监控页面来监控飞机的位置.A320系统知识普及帖之11-浅析TSD排故数据的应用最近有朋友问我关于TSD的问题,什么是TSD,我们先来看张图.这个是在A320培训手册里提供的一个例子,该图只是培训用和真飞机上的显示是有区别.排故数据是一组16进制的数据.反映出在故障发生时的SNAPSHOT(快照),系统的状态,包括故障发生的日期,时间,类型,级别,次数,故障信息,端口,数据线名称,设备识别码,和相关的系统信息如速度,角度,活门状态等.那我们拿到这个信息有什么用呢.我们可以看看另一个从空客NFF（无故障发现政策手册）上的截图.如图所示, 如果故障很难确认,TSD可以提供更详细的信息.在排故换件送修时,设备供应商要求对于不能由BITE证实的故障件,送修时需附上PFR和TSD打印报告,有的供应商需要在送修之前通过FAX或邮件先将TSD数据送到供应商处,经过确认后再决定是否需要送修.如果送修的件没有相应的PFR和TSD而检测没有故障,航空公司必需支付检测费用.这个费用还是比较昂贵的.很多同学都想知道我们自己是否可以对这种16进制进行解码?这个还是有难度的.因为各个供应商的TSD并不是统一的格式,空客也曾努力要求各厂商提供统一的格式,但影响有限,目前为止也只推出了针对THALES公司部分计算机的解码软件.对于其他厂商的设备解码只能CMM里面查询.所以说TSD数据还是主要是给计算机生产厂商判断故障用的.TSD的相关解码数据除了在CMM中查到，还可以到AMM.TSM里面查找.1.个别计算机如LGCIU,BSCU,SFC,FQIC等在AMM里包括了一些相应的故障代码解码.例如BSCU的TSD2.在TSM的PB301里有些也包括了一些相应的故障代码解码例如LGCIU的TSD数据3在TSM的排故程序中也有相关的应用提示如. 例如TSD数据在FMGC的排故中的应用.A320系统知识普及帖之12-机轮上的易熔塞今天和同事聊天时，他说起他原公司发生的一起有意思的中断起飞。在起飞加速滑跑时，突然有个驾驶舱DOME灯的灯泡爆了，发出了巨大的声音，飞行员有点不知所措，于是乎决定中断起飞。飞机滑回停机位后，兄弟们发现四个主轮全放气了。这个就是机轮上的易熔塞为防止爆胎起的保护作用。论坛里有很多关于轮胎的介绍，那我就简单说说机轮的构成。A320系列飞机的机轮为铝合金的分体式机轮。如图所示机轮有内外轮毂两部分由螺栓固定在一起. 由于压力过高可能会造成螺栓断裂或损坏。如果有一个螺栓损坏会对其他的螺栓造成影响。一般情况下要更换机轮并检查轮毂。在内外轮毂中间装有密封圈以保持轮胎充气后的气密性。在外侧轮毂上有轮胎充气阀门。在主轮的内侧轮毂上装有刹车组件。这样的设计是因为飞机的轮胎太硬了，很难把轮胎放在轮毂上。相信给自行车换过外胎的同学会有体会。如图所示在机轮内侧装有驱动块(DRIVE BLOCK),用来驱动刹车组件的动片.隔热片(HEAT SHIELD)用来减少刹车榖传递给轮胎的热量，配平块(BALANCE WEIGHT)调节轮胎的动平衡.易熔塞(FUSIBLE PLUG) 易熔塞装在内侧轮毂上，其中三个装在内侧轮毂的辐板上(183度易熔塞)，另外三个被装在驱动块的末端(300度易熔塞)，在易熔塞的内部有一种合金，在刹车过程中，如果易熔塞达到预定的温度熔点时易熔材料融化，给轮胎释压以防止轮胎过热膨胀而导致爆胎在中断起飞时的刹车温度可以达到1000度以上。刹车温度传导到易熔塞会有个时间延迟，该延迟这取决于温度的高低，在刹车温度很高的情况下，会在刹车刹停飞机10分钟后给轮胎放气，也就是说一般会有10分钟的滑行时间。以A318、319，320机型用的是 MESSIER公司的刹车组件为例当发现紧急刹车后出现轮胎放气情况应参考AMM05-51-16-200-0011.注意在接近放气轮胎之前要让轮胎冷却一小时以上,接近时一定要从轮胎的前面和后侧接近,不能从正面接近防止爆胎.2.不要在很热的机轮上喷洒任何液体或气体的灭火剂,有爆裂的危险.经检查发现 A刹车相关轮毂易熔塞熔化,但刹车温度指示低于900 拆除过热轮毂及同轴上的另一轮毂送修. 检查刹车组件状态,如损坏,送修B刹车相关轮毂易熔塞熔化,刹车温度指示高于900拆除过热轮毂及同轴上的另一轮毂送修.拆除过热刹车组件送修检查同轴另一刹车组件状态,如损坏,送修检查轮轴状态.A320系统知识普及帖之13-机轮上的刹车组件在上文中我们介绍了A320系列飞机刹车装置的机轮结构,下面我们来看看A320系列飞机的刹车组件.A320系列飞机刹车装置用的是多盘式碳碳复合材料的刹车装置,和钢刹车片相比具有重量轻、热容大，超温不烧结、高温摩擦力大、磨损量低、刹车性能稳定、使用寿命长等特性。缺点是过重的碰撞、硬物划伤、化学液体、油膏油脂、液压油侵蚀污染等等都会降低其可靠性，缩短使用寿命。A320系列飞机的多盘式刹车装置由刹车活塞壳体和刹车盘组件(热库)两大部分组成.以A318、319，320机型用的 MESSIER公司的刹车组件为例如图所示A320系列飞机刹车装置由两组分别有7个活塞作动筒的盘式刹车构成.每组活塞分别由绿色(正常刹车)和黄色(备用和停留刹车)液压系统供压.刹车组件包括4个动片组件、5个静片组件和压力盘组件,动片通过外部边缘上的槽被键接到机轮上,由驱动键带动随机轮一起转动(见上文)静片通过内部边缘上的槽被键接到扭力管上,扭力筒通过法兰盘用3个螺栓和9个扭力销与轮轴法拉盘相连，将刹车力矩传导到轮轴刹车时,来自刹车系统的液压油进入刹车作动筒,活塞作用在压力盘上,使交替配置的动盘和静盘压紧,产生摩擦力矩,制动飞机;松刹车时,利用被压缩的回复弹簧复位,动静盘脱离。7组作动筒均匀地分布在通圆周上，提供稳定的刹车操纵力。带有刹车间隙自动调节器的活塞作动筒如下图所示,松刹车时可自动调节刹车间隙，使之保持规定值。刹车间隙的大小直接影响刹车性能，间隙过大，刹车不灵敏，即刹车反应迟钝间隙过小，松刹车不灵，严重时可导致刹车动盘，静盘咬合，防滞系统失败，损坏刹车装置刹车磨损指示销，刹上停留刹车检查磨损指示销,各公司的长度规定不同,比如说有的剩3MM的时候更换，而有的高原型319到 5MM就更换了.放气活门。当刹车系统里混入空气时，刹车偏软并可能造成刹车片分离不彻底,导致刹车温度升高.给系统放气时要注意(见图2),前面的放气活门是黄色系统,后面的才是绿系统,和系统供压连接是相反的.在放气时要缓慢操纵刹车系统，松开放气活门上的放气螺钉不超过2.5圈,将空气排出。要注意如果踩刹车过猛或放气过快可能会造成液压保险锁定。出现这种情况就要通过给相应液压系统油箱释压或给液压保险放气解决了.在更换机轮时要注意检查动片磨损和键槽的磨损情况，及时发现问题。确保刹车片不受燃油，滑油，油脂，退漆剂，除冰液等液体的污染注意检查刹车装置无渗漏，外部损伤和磨损，是否有过热迹象。严禁给机轮浇水降温.温度传感器机轮温度会显示在ECAM的WHEEL页面上.A320系统知识普及帖之14-起落架的控制和显示部分A320起落架的控制由一个控制手柄,一个重力放轮手柄,两部LGCIU来完成系统由绿色液压系统供压两部LGCIU交替控制舱门和起落架的收放次序,只有一部计算机控制系统,但另一部计算机也会持续送信号给其它相关系统.计算机由401PPESSENTIAL BUS和601PPSERVICE BUS供电,如果LGCIU1 故障不能放行.当手柄从放下位收到上位时,两部计算机交换控制逻辑,每部计算机完成一次完整的收放过程,当一部故障是时另一部自动接替.两部计算机通过两套独立的共32个接近传感器监测舱门和起落架的位置.起落架手柄有两个位置,安全活门取代了OFF位BAULK SOLENOID两部LGCIU按以下条件将手柄锁定在放下位，此时起落架无法收起1.在地面任何减震支柱压缩2.在空中 前轮没有定中 任何一个主起落架减震支柱未伸出 前起落架减震支柱未伸出红色箭头警告触发逻辑如下图安全活门这个活门取代了其它机型上的手柄OFF位.活门位于右主轮舱的前壁板上.在飞机速度大于264节时,安全活门关闭,切断系统供压,防止出现空中误放起落架在飞机速度小于264节,手柄在放下位时,电磁筏通电活门打开,由A口通过C口给系统供压速度大于264节时, 电磁筏断电切断供压,B口和C口连通,系统压力连到回路上给系统释压.在地面，飞机上电后,当左右MLG的减震支柱压缩或飞机接了地面电源时,LGCIU1送信号使 电磁筏通电活门打开,所以在地面上触摸此活门有热感.舱门和起落架选择活门由两部LGCIU控制如图所示该活门位于主轮舱的龙骨梁上,两个活门装在同一液压总管上.舱门选择活门有两个SOLENOID,分别控制开门和收门,每个SOLENOID里有两个线圈分别连在LGCIU1和2上.起落架选择活门有两个SOLENOID,分别控制放轮和收轮,每个SOLENOID里有两个线圈分别连在LGCIU1和2上.起落架的位置指示起落架面板402VU的位置只由LGCIU1提供WHEEL页面 上的信息由两部LGCIU提供,可以观察到舱门位置和起落架位置左边的三角由LGCIU1提供,右边的三角由LGCIU2提供.因为两部计算机分别有自己独立的接近传感器,当有一套系统显示机轮位置正常时(三角显示一红一绿)就可以着陆.A320系统知识普及帖之15-起落架上的位置传感器上文中我们提到了LGCIU1&2通过安装在起落架不同位置的两组各16个共32个接近传感器(PROXIMITY SENSOR)来检测起落架和舱门的位置.本文将对接近传感器做一简单介绍首先我们先看看接近传感器工作原理A320起落架上的接近传感器系统由三部分组成1. 传感器Sensor内部有一感应线圈2.传感器靶标Sensor target 非磁性金属材料,不锈钢STEEL 3.信号处理逻辑卡Proximity-sensor electronics cardA320上由在LGCIU1&2号内部的逻辑卡来完成.如图所示LGCIU内部的逻辑卡送周期性的脉冲或正弦波励磁信号到传感器内部感应线圈,线圈产生感应磁场.当靶标接近时,线圈的感应系数(或阻坑)发生变化.感应系数(或阻坑)值增加,系统显示Target near信号,当靶标离开时,感应系数(或阻坑)值减小,系统显示Target far信号参考下图,传感器和靶标之间的间隙对信号感应很重要,有时需要参考AMM对间隙进行调整.空客的传感器有两种早期的传感器外壳是复合材料的,经常受到潮湿困扰,而损坏内部的铁氧体磁心材料.如PN 8-484-0101 (composite type), ABS0121-10新设计的传感器改为全金属外壳.（PN 8-933-01或ABS0121-40）A320起落架上的传感器位置分布每个位置都有两个传感器,分别个LGCIU1号和2号送数据.信号处理需要注意1. 前门有两片,需要两个DOOR FULLY OPEN信号2. 前轮减震支柱上的两个传感器24GA和25GA提供两个信号 a.减震支柱压缩或伸出信号 b.前轮定中信号在维护工作中会用到以下工具左边的是FALSE TARGET,为钢材料STEEL,用来模拟飞机在空中(Target near)信号,新飞机可以用MCDU来模拟飞行状态不需要此工具.在模拟飞行状态时一定要严格按AMM步骤执行,出现过A320在地面前轮收起的事故而探头加温造成的损失就更多了.右边的是simulation plate,铜或铝制,用来模拟飞机地面状态(Target far),如顶飞机做工作时.A320系统知识普及帖之16-前起落架结构A320的前起落架,电控液压作动,向前收起至机身前轮舱内.放下时靠重力和空气动力放下锁定.本文将对前起的结构部分做一简单描述.如图所示,前起主要由以下主要部件组成.减震支柱组件,阻力支柱组件,锁杆组件,起落架作动筒,前轮转弯机构.在减震支柱组件上部有前起作动筒(ACTUATING CYLINDER)和下锁作动器(LOCK STAY DOWNLOCK ACTUATOR)前起作动筒只是在收轮时才起作用在作动筒两端都有限流装置，在行程的最后部分降低起落架的运动速度下锁作动器用于将锁连杆开锁和上锁放轮时由两个弹簧(LOCKING SPRING)把锁连杆（LOCK STAY）拉到过中心位后，下锁作动器供压伸出，把锁连杆锁定在过中心位收轮时克服弹簧力，把锁连杆锁打开在地面上，在锁连杆上可以插安全销把锁连杆锁定在过中心位阻力支柱组件(DRAG STRUT ASSEMBLY)可折叠的阻力支柱组件由一个上部的叉型连杆（铝合金材料）和下部的管状连杆（钢材料）铰接在一起，和锁连杆一起把前轮锁定在伸出位在上部的叉型连杆上装有前起的上锁滚轮减震支柱组件（SHOCK STRUT ASSEMBLY）为铝合金材料,通过两个耳轴(TRUNNION)连接在机身结构上.转动筒(ROTATING TUBE)为钢材料,装在减震支柱内转动筒上安装有齿轮，由带有减摆器(ANTI-SHIMMY VALVE)的转弯作动筒（STEERING ACTUATING CYLINDER）带动转动筒转动并带动机轮转动见下图A处的前轮转弯控制盒，可以插转弯销断开前轮转弯系统B处的SWIVEL VALVE在前起放下所定时提供液压，前起收起时切断液压C处装有液压控制组件D处的两个位置传感器RVDT将位置信息发送到BSCU滑动内筒(SLIDING TUBE)和飞机轮轴(AXLE)一体，装在转动内筒和外筒内，前起安装向前倾斜9度保证了地面操纵稳定距.轮轴的位置在减震支柱轴线后50MM,该设计可以使前轮自由的回到中立位转动筒(ROTATING TUBE)通过扭力连杆(TORQUE LINK)和滑动内筒连接，转动时带动轮轴转向前面有带剪切装置的牵引接耳(TOWING LUG)，下部有顶升支点(JACKING POINT)A320系统知识普及帖之17-前起落架减震支柱A320的前起落架减震支柱采用的是单腔式油气减震器在支柱顶部有一个标准充填活门用于向减震支柱内填充液压油和氮气上部活塞腔（CYLINDER）充气，下部装油油气减震器采用的油液是粘度相对较高，高温下化学稳定性较好的石油基液压油俗称红油，常见的是BMS3-32 TYPE采用的气体是干燥的氮气，避免液压油在高温，高压下氧化支柱上有孔，如支柱动封圈处渗漏，可从孔中观察，拆换减震支柱时不需要排放液压油前起落架减震支柱内部装有两个定中凸轮，下面的凸轮（LOWER CAM）和活塞腔（CYLINDER）相连，上面的凸轮(UPPER CAM)与滑动筒是一个整体，当减震支柱完全伸出时定中凸轮接合，使前轮定中前起落架减震支柱工作原理见下图油气减震器主要利用气体的压缩变形吸收撞击动能，利用油液高速流过小孔的摩擦消耗能量。在压缩过程中，撞击动能的大部分由气体吸收，其余则由油液高速流过小孔时的摩擦和密封装置等的摩擦，转变成热能消散掉。在伸张过程中，气