调查报告 | 瑞安航空737-800电力系统故障导致多个系统失效

ryn_82 · 发表于 2021-1-1 21:51:06

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最近研究一个电源系统的故障：

某737-800飞机，短停落地滑到位关车时机组发现 APU 电无法接到左边，左TRANSFER BUS OFF 灯亮，接通地面电源时，现象依旧。整机断电，故障依旧。

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GCU1/GCU2/AGCU上均没有故障灯亮。查看 BPCU 上 EP DIST/BUS FAULT灯亮，按压BPCU TEST电门后正常，灯灭：

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但此时依然无论是APU电源还是地面电源均无法接通左侧交流转换汇流条。拨出跳开关，重新安装BPCU故障依旧。

参考 FIM 24-41 TASK 803：

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复位跳开关，重新安装BPCU，故障依旧。

后双发试车验证，左右电源转换正常，关车后故障消失。飞机正常放行。

航后试车多次测试发动机与APU间的电源转换，故障均无法再现……

比较想不通的是，导致1#（左）TRANSFER BUS OFF 灯亮，肯定是BTB1无法闭合，那BTB1无法闭合的原因呢？GCB1给出了错误的关闭信号？但1# GEN OFF BUS亮着。另外GCU 1为什么没有故障灯亮呢？

机务在线上与我们类似的案例：

737NG TRANSFER BUS OFF灯亮的排故经验

另外一篇：https://www.airacm.com/read/266101/

故障：左侧“TRANSFER BUS OFF light”琥珀色灯常亮，GEN 1 SOURCE OFF灯不亮。

avherald上也有几起类似的事件，但只找到其中一个事件有调查报告，一起来学习一下吧。

http://avherald.com/h?article=43b86893/0000&opt=4865

事件概述

2011年4月25日，一架瑞安航空的波音737-800飞机，注册号为EI-DAD，执行RYR9503航班，Stockholm Skavsta飞Paris Beauvais。机上有173名乘客和6名机组人员。

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在起飞过程中，大约110节的速度，主警告灯亮了。PM-副驾驶按压熄灭主警告灯，机长-PF继续完成了起飞。

爬升到400英尺后，机组开始检查是什么触发了主警告，发现右侧Source Off 和主警告灯（系统通告牌上的ELEC）亮了。Source Off 灯亮表示在电源系统中，正常应该其中一个交流转换汇流条的电源已经断开。

机组确定没有关于当前故障的记忆项目，并继续爬升到1000英尺，根据公司的程序，他们继续执行与起飞有关的正常检查单。

起飞正常检查单完成后，机组开始参考Source Off 快速检查单处理故障。如果只有一个Source Off灯亮（本次事件就是这种情况），则应根据QRH将故障侧的发动机发电机电门选择为ON（接通）：

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当机组选择受影响一侧的发动机发电机为ON（接通）时，出现了新的故障，右侧Transfer Bus Off 灯亮起。此信号表示2#（右侧）交流转换汇流条失去了电源，这意味着2#交流转换汇流条未从任何发电机接收电源。

两名飞行员对事故描述的不同之处在于：

“许多警告灯亮起，副驾驶一侧的所有显示器黑屏，自动驾驶脱开。应答机上的高度报告消失了，这意味着空中交通管制再也看不到飞机的高度。”

因此，上述事件可能发生在飞行员将受影响一侧的发动机发电机选择为ON（接通）时，也可能发生在飞行员继续按照第2页的检查单关闭电源并启动飞机APU时。

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当APU启动且其发电机可用时，APU GEN电门选到ON。然而，APU并未自动连接到2#交流转换汇流条。

其中一个点亮的警告灯是Battery Discharge 灯，这通常被解释为主电瓶向系统供电而不是充电。如果在飞行中用电池供电，这通常是在紧急情况下。根据飞行员的描述，电池放电指示灯亮了几分钟到25分钟。

根据飞行员的事件报告，以下系统不工作：

由于自动安定面配平停止工作，自动驾驶仪A+B
电动配平
副驾驶侧的PFD+ND
应答机1和2上的高度报告
前轮脚蹬转弯
后缘襟翼指示

根据同一份报告，下列警告灯亮起：：

BAT discharge
Master caution
(右) Source off
(右) Transfer Bus Off
Mach Trim Fail
Auto Slat Fail
Fuel Pump 2 Fwd
Fuel Pump 1 Aft
Elec 2 Hydr Pump （A 系统EMDP低压）
Probe Heat B (4 个灯)
Eng EEC Altn (两个灯)
Zone Temp (3 个灯)

BAT discharge 描述如下：

亮起（琥珀色）–当BAT开关在ON位时，检测到电瓶放电过量。

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当高度报告消失时，空管联系了飞机。机组试图切换到另一个应答机，但高度报告故障依然存在。

飞行员还阅读了Transfer Bus Off的紧急检查单，但由于措施与造成主要故障的Source Off 的措施相同，他们选择不采取任何进一步措施，而是返航Skavsta。

从自动驾驶自动脱开并且由于自动安定门配平不能工作而无法重新衔接自动驾驶时起，机长就人工驾驶飞机。

由于仪表的状态存在一些不确定性，而且由于机长的大部分精力都集中在人工驾驶和调整飞机上，因此机长请求空中交通管制用雷达引导返回Skavsta。最初，NDB PEO 获得许可，因此飞行员必须向空中交通管制员重复他们的引导请求，并解释他们对机上仪表有问题。

后来在进近过程中，飞行员在呼叫信号中加了3次PAN-PANX，以表示他们希望优先降落，虽然当前不是紧急情况。

飞机被引导进入Skavsta 26号跑道ILS进近。在第一次进近中，机长选择中止进近，因为飞行员仍在通过无线电与瑞安航空在Skavsta签约的维修组织“Priority Air Maintenance”进行讨论。机长还要求副驾驶去机舱内进行目视检查，以确认后缘襟翼确实已放出。

此后，飞机被引导到26号跑道ILS，着陆没有出现任何问题。着陆后，飞行员按照公司的的程序将CVR跳开关拨出。当天整个机组后续都没有安排飞行。

波音737-800电力系统

电力系统的目的是产生和分配电力。系统还检查输送的电流是否在规定的限制值内。电力系统由交流部分和直流部分组成。交流电有三相，电压115伏，频率400赫兹。交流部分又由两个子系统组成：1号左侧和2号右侧。

直流部分保持28 V，也分为若干子系统。交流系统有四个主电源，每个电源的容量为90 千瓦：左IDG1、右IDG2、APU和外部电源。从每个电源延伸出三条馈线，每相一条，到两个PDP（电源分配板：P91/P92）中的一个，断路器连接所选电源，并将电力分配到交流系统的其余部分-见下图：

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▲ 电源和馈线

交流系统设计为防止两个电源同时向同一子系统供电。另一方面，一个电源可以同时向两个子系统提供电流。当没有交流电源供电时，有限的一些系统可以通过直流系统的转换器从“交流备用”汇流条接收交流电。

直流系统通过变压整流器、TRU和电池从交流系统得到电力。

交流系统的监控和检查

The AC system's monitoring and checks

电源的分配和质量由多个控制组件进行检查和控制。控制组件GCU1和GCU2监视和检查各自IDG提供的电流，从而构成对系统及其IDG的保护。APU提供的电流由类似的控制组件AGCU和SCU监控和检查。由外部连接电源提供的电流由控制组件BPCU监控和检查。

不同的电源可以通过驾驶舱的面板手动连接。控制组件包含一个称为BITE的诊断功能。此功能可执行自检和诊断，并可显示控制组件和系统中的故障。

电流通过转换汇流条分配给用户，由控制组件控制，控制组件检查各种断路器。断路器GCB1和GCB2将各自的IDG连接到系统，APB连接APU，EPC将外部电源连接到交流系统。电力系统示意图如下图所示：

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▲ 电力系统示意图

在飞行过程中，电源通常由IDG提供。IDG1通过汇流条“交流转换汇流条1”（以下简称X-bus1）向系统1上的用户供电，IDG2通过X-bus2向系统2上的用户供电–见下图：

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▲ 绿色表示满足质量标准的交流电。电流通过GCB1和GCB2输出到X总线，然后再传输到用户。

当只有一个电源可用时，X-bus1和X-bus2通过断路器BTB1和BTB2互连。

每个GCU（GCU1、GCU2和AGCU）监控和检查频率、电压、电流、相序，来自IDG和GCB接收的电流差。此差值表示电力中断或电流泄漏，在正常情况下应为0安培。GCU向IDG发送控制信号，以保持正确的电流质量。它还监控GCB和BTB断路器的状态，并向它们发送控制信号。

状态和控制信号工作使用28 V直流电。当电流质量由于任何原因不在限制范围内时，GCU向GCB发送一个信号，通知其打开，从而断开IDG与相应X-BUS的连接。这是起飞后不久的情况，如下图所示：

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▲ 交流系统由一个电源供电，IDG2断开。两个BTB断路器接通。

BPCU监控来自外部电源的电力质量和功耗。当功耗过高时，BPCU向断路器发送控制信号，断路器根据预定的时间断开用户（如“厨房”）的连接。BPCU还确保两个X-BUS互连，以防X-BUS失去正常电源。当BPCU收到GCB打开的信号时，它向每个GCU发送一个信号，以关闭各自的BTB。当两个BTB都关闭时，X-bus1和X-bus2相互连接，一个电源可以向两边的用户供电。两个BTB断路器之间的汇流条称为“连接汇流条”。

通过位于驾驶舱面板P5-4接通和选择相应X-BUS的电源。此面板还显示电力系统的状态和警告–见下图：

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面板P5-4包含用于连接和断开各种电源的开关。这些是三位开关，并且是非锁定的，也就是说，松开后会返回到中间的中立位置。28 V直流信号从GCU传输到IDG开关。当开关置于ON或OFF位置时，该信号传送到相应GCU上的输入信号口。在满足必要条件的情况下，GCU会向必要的断路器发送一个信号，告知断路器打开或关闭。面板还具有状态指示灯。下面是对这些灯的描述，以及灯点亮和熄灭时所表示的含义。

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面板还有一个两位开关。保护盖盖住在“AUTO”位，允许系统自动将X-BUS连接在一起。在“关闭”位置，X-BUS不能相互连接。

断路器GCB、BTB、APB和EPC的说明

Description of the breakers GCB, BTB, APB and EPC

断路器GCB、BTB、APB和EPC由霍尼韦尔ASCA公司制造。它们都是相同的，都有相同的零件号：1151968-1。这些断路器的作用是切断交流电流的三相或将其引入交流系统。在断路器内部，有三个主触点；A、B和C相各一个。这些触点传导主电流。此外，还有许多辅助触点，它们引入断路器的控制电流，并提供断路器状态的指示。辅助触点系统采用28 V直流电。断路器位于PDP1和PDP2中。下图显示了BTB2、GCB2和EPC在PDP2中的位置：

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▲ PDP2的图片和示意图，显示了断路器的位置

每个断路器机构有两个电磁线圈；一个用于闭合，一个用于断开断路器。线圈位于作动杆的两端，作动杆在打开和关闭位置之间移动主触点和辅助触点。当电流通过滑阀时，形成磁场，使作动杆轴向移动。永久磁铁将作动杆保持在其各自的关闭位置。辅助触点向控制组件和面板P5-4上的指示灯指示断路器的状态。辅助触点导通或断开向线轴的电流供应。根据断路器的功能（GCB、BTB、APB或EPC），辅助触点上的连接会不同。下图展示了GCB2及其触点：

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波音737-800是根据FAR Part 25和JAR-25认证的。这些文件包含不同系统及其组件应满足的标准和要求。其中还包括评估系统或组件故障严重性的指南。

断路器的认证标准是，它们可以管理50000次循环，其中主触点上的电压降必须低于0.150 V，额定电流为290 A。断路器没有检查间隔；相反，它们是“视情”维护，这意味着在需要时更换。调查后期收到的信息显示，这些断路器都在认证标准之内。在3158000次循环中，更换了42个断路器。经核实，其中21个存在故障。

控制组件GCU、BPCU的说明

Description of the control units GCU and BPCU

GCU监控和检查来自IDG和APU的电流质量。它们向断路器GCB和BTB发送控制信号，监测其位置，将GCB的位置状态传送给BPCU，并具有称为BITE的诊断功能。

GCU、AGCU和BPCU采用28V直流电，共同监测飞机的交流系统。GCU首选由其各自的IDG通过单独的电缆供电，其次由直流系统供电。AGCU由直流系统的汇流条“开关热电池汇流条”或DC bus 2提供电流。BPCU可由外部电源和直流系统供电。

GCU监控电压、频率、功耗、相序，IDG产生的电流和GCB接收的电流差。GCU的内部逻辑决定应采取哪些措施，以使相应的X-BUS接收到高质量的电流。GCU的输入信号包括：

发电机电门位置
来自GCB的位置状态
来自EPC的位置状态
来自APB的位置状态
来自BTB的位置状态
来自BPCU的BTB控制信号

GCU有这些输出信号：

GCB的控制信号
BTB的控制信号

GCU发送的控制信号基于内部逻辑，可以用“门”表示。输入和输出信号的值表示逻辑变量，其值可以为1或0，对应于28VDC或0VDC。为了了解输入和输出的数值以及逻辑结构，输入和输出如下图所示：

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GCU内部逻辑的部分如下图所示：

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GCU的BITE功能是独立于其他GCU功能的诊断功能。它通过外围设备定位和识别GCU中的故障，并将这些故障保存在内存中，并通过GCU前面的指示灯显示故障。有七个状态灯和一个非锁定测试按钮-见下图：

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▲ GCU部件的前面板。右边的图片显示了GCU2自检后的状态

其中六个指示灯在检测到各种故障时亮起。自检后未检测到故障时，第七个指示灯点亮。启动时，BITE功能执行自检，这与按下GCU前面的测试按钮时相同。

一次只能点亮一个状态灯；如果BITE功能检测到多个故障，则只显示优先级最高的故障。下表描述了优先顺序和故障：

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按下测试按钮后，旧的故障就会被清除，并且显示这些故障的灯也会熄灭。

系统中只有一个BPCU。它接收来自系统中其他控制组件和断路器的信号，并在此基础上协调要采取的措施。BPCU接收有关GCB、BTB、EPC和APB断路器位置的状态信号。BPCU向GCU发送信号。这些包括控制信号，告诉相应的BTB是打开还是关闭。

BPCU监控来自外部电源的电流质量。它还监视功耗。当负载超过允许的极限值时，它会断开非必要用户（如厨房）的连接。

在X-BUS失去电流的情况下，BPCU向GCU1和GCU2发送控制信号，通知BTB断路器闭合，从而连接AC系统1和AC系统2。输出信号由BPCU的内部逻辑决定，与GCU一样，它们基于输入信号的电平。为了获得输入和输出的数量以及BPCU逻辑结构的概念，连接如下图所示：

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▲ BPCU输入和输出信号

内部逻辑的部分如下图所示：

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▲ 部分的BPCU的逻辑连同部分的GCU2输出到BTB2

以下是一个连接电源时正常信号活动的示例：

用于接通电源的非锁定开关被扳到“ON”位置。GCU感应相应开关的位置。当该信号为高电平时，GCU向相应的BTB发送一个信号，使其能够打开。GCU监控BTB位置。当感应到BTB状态指示打开且满足以下条件时，它向GCB发送一个信号，使其能够关闭：

电流的质量在范围内
在之前的20秒电流的质量在范围内，或者RTL信号是“高电平”
火警手柄在“正常”位置
从BTB传来的状态信号是“OPEN”

然后，GCB将闭合，将电源与X-BUS连接。指示GCB不再打开的状态信号从GCB传输到相应的GCU。

当连接电源的非锁定开关被扳到“OFF”位置时，相应GCU会向相应的GCB发送打开命令。

直流系统

The DC system

如下图所示，直流系统分为两条主汇流条、两条电瓶汇流条和一条“备用”汇流条。

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▲ 绿框里的是直流系统

直流系统的工作电压为28 V直流电。该系统可由三个TRU、电瓶充电器或电瓶供电。直流电源的主要供应由三个变压器TRU控制，TRU将115 V交流电转换为直流电。如果主电源发生故障，则由电瓶充电器和电瓶供电。TRU 1由来自X-bus1的交流电供电，并向DC BUS1提供直流电。TRU 2由来自X-bus2的交流电供电，并向DC BUS2提供直流电。TRU 3通常由X-bus2的交流电供电，但当X-bus2没有电时，也可以由X-bus1供电。TRU3向电瓶汇流条提供直流电。飞机配备了两个电瓶；一个主电瓶和一个辅助电瓶，每个电瓶的容量分别为48 Ah和24 V。每个电瓶都有自己的充电器。主电瓶为APU提供启动电源，直流系统为备用汇流条提供应急电源。还为交流系统的保护和控制系统提供备用电源。

辅助电瓶与主电瓶并联向备用汇流条提供应急电源。“热电瓶汇流条”和“开关热电瓶汇流条”由电瓶供电。当电瓶开关处于“ON”位置时，“开关热电瓶汇流条”通过继电器连接到主电瓶，而“热电瓶汇流条”始终连接到主电瓶。

从充满电开始，电瓶可以向备用汇流条提供至少60分钟的电源。

主电瓶充电器的作用是确保主电瓶充满电和向电瓶汇流条供电。这是通过电瓶充电器在两种不同模式下工作实现的：充电模式和变压器模式（TRU模式）。在充电模式下，充电器为电瓶提供恒定电流和可变电压。在充电过程中，电压可高达33 V。当电瓶电压降至23 V以下或充电器没有电流超过一秒钟时，充电器将为电瓶充电。

当来自主电瓶的电流超过5安培持续95秒、15安培持续25秒或100安培持续1.2秒时，面板P5-13上的“BAT DISCHANCE”（电瓶放电）指示灯点亮。

调查分析

记录的飞行数据

Flight Data Recorder (FDR, QAR)

有关事件的资料于4月29日，即事件发生4天后，送达SHK（调查机构）。由于从事件发生到SHK得到信息的时间很长，一些数据丢失。

当SHK得知这一事件时，FDR数据被覆盖。然而，许多现代飞机都有一个QAR，它通常比FDR存储更多的参数。在本次事件中，可以获得QAR。

SHK希望通过QAR找到BTB和GCB断路器位置的信息，以及控制单元的状态信号。这些参数从未记录在QAR中。

驾驶舱语音记录器

Cockpit Voice Recorder (CVR)

航空公司在其批准的运行手册中有关于飞行员何时保护CVR数据的明确说明。飞行员遵照指示，将CVR跳开关拨出，以便于调查。然而，根据航空公司组织内的决定，CVR的跳开关被复位。目前还无法确定在本组织的何处作出这一决定以及作出这一决定的原因。CVR通过X-bus2供电。

测试和研究

Tests and research

在飞机着陆和滑到机位停下并接通地面电源（外部电源）后，机务人员立即开始故障隔离。在这一点上可以确定，故障已经消失了，不能重现。GCU2显示故障“BTB fault”，BITE测试后显示“GCU PASS”，这意味着GCU-BITE未检测到系统中的任何故障。作为一项预防性安全措施，BTB2和GCU2被更换为新件。

在本事件发生前六天，交流系统2的“Source off”指示灯亮起，GCU2出现了相同的故障指示“BTB fault”。同样在那一次，BTB2被换成了一个新件，如前所述，BTB2在本次事件之后又被更换了。

SHK调查了事件前后EI-DAD的状况。这表明发生了几起类似事件，其中交流系统2的“Source off”灯亮起，其中一个电源无法连接到X-bus2。在这些情况中，一旦检查或更换了控制组件（BPCU、GCU2）和其他部件（电缆、断路器、面板）并进行BITE测试后，故障就消失了。（这种故障）在某些特别情况下，必须要紧急迫降。可以注意到，事发后，EI-DAD连续飞行了20天，没有出现这种故障现象。

经过几次大范围的排故检查和测试，瑞安航空的机务终于可以将故障的主要原因确定为IDG2馈线的相间短路。但本次事件中，X-BUS没有互联的原因一直没有找到。

SHK已经调查并分析了事件。关注的焦点是为什么这两个X-BUS不能互联。

开始，在波音公司的故障隔离手册（FIM）的帮助下，对事件进行了更简单的分析，但很快就清楚需要对系统进行更深入的分析。同一系列的大量飞机已经交付，所有飞机的电气系统结构都相同（2011年4月有3622架飞机）。SHK还意识到，在目前正在调查的事故发生之前和之后，都发生了相同类型和相同现象的事件。

在调查过程中，主要分析了系统的逻辑，以及对某些故障的反应。这是一种测试系统稳定性的方法。除此之外，还对状态信号中的故障进行了分析，由此SHK得出了事件中现象的可能解释。为了验证分析结果并观察系统对这些结果的反应，SHK试图在波音737-800模拟机上进行测试。但无论是操作人员还是模拟器设施的设计者都不能引入这些故障。模拟机的构建根本没有考虑到这些故障能够发生或被模拟。

当SHK收到关于X-BUS未互联的原因被证实为GCB辅助触点连接松动的信息时，对错误状态信号可能导致事故期间现象的怀疑变得更加强烈。

为了获得对系统和事件的进一步分析，SHK联系了瑞典国防研究机构FOI。FOI的任务是分析飞机交流系统的逻辑，并编写一个模拟交流系统相关部分的程序。程序必须是通用的，可以在逻辑信号中引入故障。该程序有一个图形用户界面(GUI)，其中电力系统的呈现将模拟在飞行员座位处发现的情况。这项工作的报告在本报告的附录中。

这个程序是用LabView编写的，LabView是一种非常适合这个目的的图形编程语言。所有相关部件都已编程，输入和输出值可任意设置。程序很大程度上都是基于WDM编程，包含触点（门）移动错误的故障。组件的门转向错误的功能是指与AMM中描述中的不同。在程序的测试运行期间，这根本不起作用，因为它是完全按照WDM编码的。当门按正确方式运行时，程序按照WDM中的预期描述和AMM正确运行。为了提供部分程序代码的概述，如下图所示：

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▲ 电气系统仿真程序的部分代码

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▲ 波音737-800电力系统仿真程序的GUI

附加信息

Additional information

如前面所述，机组人员的行动符合相应的QRH。然而，值得注意的是，在采访一位曾经驾驶过这类飞机的前机长时发现，在其他航空公司，尤其是具有“中继逻辑”飞机经验的老飞行员，通常的做法是将P5-4上用于接通IDG的非锁定先放到“OFF”位置，然后再放到“ON”位置。这样做是为了迫使GCB打开，然后再尝试重新连接。例如，在波音777上，它有一个结构相似的电气系统，当在QRH中重新连接IDG时，正是规定了这样一个过程。

分析

ANALYSIS

两位飞行员都有长时间的737NG机型飞行经验，并尽可能地遵循检查单。他们很可能无法通过遵循Transfer Bus Off QRH来纠正问题。

机组做出返回Skavsta的决定，可能因为“Battery discharge”灯的点亮而得到加强。当副驾驶一侧的DU黑屏，大量系统无法工作，以及其他警示灯出现故障时，很容易怀疑电瓶电量耗尽。

空中交通管制员批准飞机NDB PEO，而不是立即提供引导，他当时可能还没有完全意识到仪表的问题。空中交通管制很常见的做法是，首先使用该地区已知的信标，然后在接近终点时给出进场的指引。然而，经过ATS内部讨论，这种引导方式是合适的。

不幸的是，从调查的角度来看，FDR数据没有得到保护。事件发生后CVR没有拆下继续投入运行，然而这并不那么重要。这是因为CVR的电源来自X-bus 2，因此不会有任何事件记录。根据2003/42号《欧盟民用航空事故报告指令》，报告严重事故时，报告采取与较小事故相同的路径是正常的。然而，自2010年起，第996/2010号法规适用，除了事故报告指令外，还规定事故和严重事故应立即报告给事故发生国的事故调查机构。如果早一点通知SHK，可能有时间防止FDR被覆盖。不过，这很可能是因为瑞安航空认为故障已排除。

事件

The incident

两位飞行员对事情发生顺序的描述有一点不同。然而，事实证明这并不重要。以下事件过程基于对飞行员描述的总体评估：在“Source off”灯亮时，所选电源（在本次事件中为IDG2）根据QRH重新连接到系统，这是通过将P5-4上的非锁定开关扳到“ON”位来实现的。在这种情况下，X-bus 2及其子系统失去电源，导致系统2的“Transfer Bus Off”灯和由其提供电源的子系统的警告灯电亮。飞行员继续使用QRH，启动了APU，并尝试将使用APU给X-BUS 2供电，但没有成功。

在这一点上，飞行员的说法有所不同；一名飞行员说，当他们试图连接IDG2时，X-bus2失去了电源，而另一名飞行员说，只有当他们试图将APU连接到系统时，才会发生这种情况。后一种情况可以解释为，在尝试连接IDG2期间，电流质量仍不在其极限值内。

此时，系统在X-bus2及其子系统上未通电，BTB2和GCB2均处于打开状态，如下图所示：

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▲ 电力系统BTB2和GCB2或APB开路，这是事件中的情况

可以确定GCB2没有关闭和连接IDG2。当X-bus2失去电源时，BTB1和BTB2应关闭。

电力系统分析

Analysis of the electrical system

GCU2上的BITE表明BTB2没有移动到其指令位置。可能的原因可能是：

BTB2断路器故障。根据FIM，通过更换BTB来排除故障。
GCU2故障。根据FIM，通过更换GCU来排除故障。

事发前6天，BTB2换成了新件。事发后，BTB2和GCU2立即更换为新件。这些措施都没有解决问题。

尽管来自APU的电流质量在正常范围内，但也无法将APU 发电机连接为电源。

根据SHK，当GCU2收到GCB2关闭的假信号时，GCU2会阻止BTB2关闭。这可能是由于GCU2本身故障或来自GCB2的错误状态信号造成的。

在故障隔离期间，BTB2、GCU2、BPCU和其他一些部件被更换，而GCB2没有更换过。故障很可能就是由这个GCB2引起的。在整个调查过程中，SHK曾多次尝试使用事故期间安装的GCB2和具有相同零件号的其他断路器进行检查，但均未成功。

如果GCB2打开，但其发送给GCU2的状态信号的值为“not closed”，则系统的响应与事件中的症状相同。FOI运行的分析和程序证实了这一点，辅助触点与GCB的连接松动的事件也证明了这一点。

下图通过FOI的程序显示了GCB2错误状态信号事件的模拟。绿色“灯”表示115 V交流电流过组件。这里还显示，APU也将无法连接，故障现象是一样的。还值得注意的是，当存在初始“触发故障”时，这种潜在故障就会显现出来。

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▲ GUI显示的正常操作状态

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▲ IDG 2 断开后的状态：Source off 2和Gen Off Bus 2灯亮

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▲ IDG2已从系统上断开且引入BT2 2状态信号故障：Gen Off Bus 2、Source off 2和Transfer Bus Off 2灯亮

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▲ IDG2已断开、APU已启动且引入GCB2出现状态信号故障：Gen Off Bus 2、Source off 2、Transfer Bus Off 2和APU GEN OFF BUS灯亮

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▲ IDG2已断开、APU已启动后接通供电且GCB2出现状态信号故障：Gen Off Bus 2、Source off 2、Transfer Bus Off 2灯亮

为了让BTB2显示正确的状态信号，一个可能的方法是循环它，即强制它进入打开位置，这意味着允许汇流条互连或允许APU向X-bus2供电。也可以发出close命令来尝试连接IDG2。这可以通过扳动P5-4面板上的非锁定开关来实现，首先将IDG连接到“OFF”位置，然后再连接到“ON”位置。在继电器发生故障的情况下，这种措施能使继电器恢复正常。

断路器组件的认证标准没有规定辅助触点的功能性要求，但是这是系统设计认证的一部分。此事件中的故障很可能未包含在FIM故障树分析中，因此无法进行正确的故障评估。FAR 25部和JAR-25中的指导文字表明，这起事件可被界定为重大故障状态。

警告灯“Bat Discharge”亮起，稍后熄灭，系统中没有任何其他明显变化，可以通过电瓶充电器在失去交流电源时可能处于充电模式来解释。在这种情况下，这导致电瓶电压高于直流系统中的标称电压，从而导致电瓶放电，直到电压电位平衡。这一解释得到了包括波音公司代表在内的各种消息来源的证实。此外，电瓶开始向用户提供电流，例如“热电瓶汇流条”、“开关热电瓶汇流条”和控制组件AGCU。

可以得出结论，IDG2馈线中的相间间歇性短路，导致GCU2断开IDG2作为电源的连接。当试图重新连接IDG2作为电源时，X-Bus之间的互连中断，X-Bus 2失去电源。这又可能是由于GCB2给出了的错误位置状态信号，GCU和BPCU正常工作逻辑造成的。

最终结论

发现

Findings

飞行员资质复合要求。
飞机是适航的。
两个X-Bus没有互联
X-bus2的电源在事件发生前后都存在问题。
经过广泛的故障隔离后，电源问题的主要原因可以确定为IDG2馈线中相间的短路。
GCU和BPCU的逻辑使来自GCB的错误状态信号有可能使X-bus2处于无电源状态。
断路器GCB、BTB、EPC和APB没有定期检查要求。
737NG QRH中规定的重新连接IDG的程序不同于QRH中规定的具有类似电力系统的飞机的程序，也不同于飞行员对该型号飞机程序的理解。

原因

Causes

该事件是由于来自断路器（发电机控制断路器，GCB）的错误状态信号，以及发电机控制组件（GCU）和汇流条电源控制组件（BPCU）的交流转换汇流条系统逻辑供电引起的。

建议

建议FAA/EASA：

确保波音公司采取措施，以便电气系统中的逻辑能够防止X-bus因GCB发出的错误状态信号而断电。（RL 2012:20 R1）
确保波音公司调查QRH中重新连接IDG程序，修订后是否能够纠正GCB发出的错误状态信号。（RL 2012:20 R2）

不过貌似建议并没有被采纳。

个人建议：

机组遇到类似发动机发电机无法接通时，可将相应的GEN开关先放到OFF位，然后再放到ON位尝试接通。如果是APU的Source Off 灯亮，因为只有一个APB，需要先将两个APU GEN开关都扳到OFF，然后再扳到ON尝试恢复供电。

你们有遇到类似的电源问题吗？欢迎交流或者留言。

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完

大牛2 · 发表于 2021-7-2 13:37:13

大神啊

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Roc12345 · 发表于 2021-10-1 13:07:48

既懂硬件还懂软件，电源系统方面的大神，不知道大神就职于那个公司？

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浪子。 · 发表于 2021-10-2 05:11:40

写的挺详细

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航大不当机务 · 发表于 2021-11-15 20:08:23

看到中航大牌子，是中航大哪个学院哪界的大神？

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[24电源] 调查报告 | 瑞安航空737-800电力系统故障导致多个系统失效

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