[综合] A320系统知识普及帖汇总

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A320系统知识普及帖之3-浅谈机载测试功能

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

2007年７月１７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１７时１６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ENG THR 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ON／OFF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12１VU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，ＷＨＣ等计算机ＣＢ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ＩＲＳ位置、ＩＲＳ３位置、另一侧ＩＲＳ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HYBRID AUTONOMOUS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TSD 2.      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AMM05-51-16-200-001 1.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 [li]传感器Sensor[/li]         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 card       A320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 [li]前门有两片,需要两个DOOR FULLY OPEN信号[/li][li]前轮减震支柱上的两个传感器24GA和25GA提供两个信号[/li]          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 TYPE２．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，气体放出能量，其中一部分转化成飞机的势能，另一部分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。 它的基本组成包括：外筒，活塞，带小孔的隔板和密封装置等。 调节油针（METERING TUBE）图中叫CENTER ROD用来调节油液流速 防反跳腔（RECOIL CHAMBER）利用防反跳活门（RECOIL PLATE-单向节流活门）， 在伸张行程中堵住一部分通油孔，限制流速，达到防反跳的目的． 支柱上标有填充曲线，温度压力对照表用来检查在正确压力下，滑动内筒的伸出长度（Ｈ值）． 檫镜面目的主要是检查有没有油液渗漏，检查镜面的光滑程度，有无划伤等，避免尘土和沙砾对内筒下端封严的损伤 有公司要求航前擦，有公司要求航后擦，一般可以在航后下完客和货，飞机不再移动时擦．

A320系统知识普及帖之18-前起落舱门介绍

A320前起落架舱门介绍． 前起落架舱门包括 两个主门 (MAIN DOOR) 材料为CFRP 两个后门 (AFT DOOR) 材料为CFRP 一个支柱门  (LEG DOOR) 材料为铝合金。 主门由液压操作，分别由一根连杆和前起舱顶部的一个曲柄相连，而曲柄由一个双向作动筒驱动（开门和关门动作．） 上锁组件可以将舱门锁定在关位． 在地面通过手柄人工解锁，门靠重力打开．手柄放到收上位，门靠液压作动关闭． 后门 是对称的，各由一根可调连杆和起落架支柱相连．两点连接在结构上 当起落架伸出时，此门保持在开位． 当起落架收起后盖住起落架舱后部 支柱门 安装在起落架后面，在当起落架收起后盖住阻力支柱运动所需的开口． NLG DOOR ACTUATING CYLINDER 具有限流（RISTRICTOR）功能的双向作动器．可以控制门开关的速度． 舱门上锁机构 上锁机构上装有门关闭位置传感器 上锁装置和解锁装置．有一个液压作动器．重力放轮装置． 花键轴两侧，一边连重力放轮装置，一边连接地面开门装置． 前起落架舱门手柄位于前轮舱后部，手柄通过连杠连在前起落架舱上部左侧的旁通活门和上锁机构． 在地面上打开前起落架舱门时，拔出安全销，按下手柄顶部解锁按钮，转动手柄至开位．门在重力下打开，之后插上安全销． 在地面开门时要用到旁通活门，如下图，有三个端口，供压逻辑见下图 在开门时为防止液锁，旁通活门端口Ａ和Ｃ连通，将两腔连通． 在旁通活门上的锁销(Locking plunger)很重要，当门打开后，处于安全考虑，如果没有液压，手柄会被锁定在放下位，无法收到关门位．需要压力大于70bar时才能解锁． 在前起落架区域工作时，要注意插安全销

A320系统知识普及帖之19-前轮转弯系统的液压控制部分

前面的文章里介绍了A320前轮转弯系统的基本原理和控制部分,下面我们一起来看看液压控制部分. 如系统图所示，新的A320飞机采用黄色液压系统来驱动作动筒 通过驾驶舱内的手轮和方向舵踏板来控制飞机前轮转弯. 手轮的输入信号经过下面的4个电位计送到BSCU系统1&2,两个给控制通道, 两个给监控通道.手轮上有方向舵脱开按钮. 前轮转弯系统由旋转筏(SWIVEL SELECTOR VALVE),液压组件(HYDRAULIC BLOCK),作动筒(内部有齿条RACK),和转动筒(ROTATING TUBE),位置传感器组成. 液压组件装在前起减震支柱的后部 旋转筏(SWIVEL SELECTOR VALVE) 当起落架放下锁定后打开供压, 起落架开始收起时,切断液压供应. 两个位置传感器RVDT见下图D,给 BSCU系统1&2,的控制通道和监控通道送位置信号. 前轮转弯系统选择活门(NWS system selector valve) 由BSCU控制,位于右侧主轮舱的前壁板上,见下图 当初始条件满足后(见前文4),打开,此活门和刹车系统的正常和备用刹车选择活门同一件号. 前轮转弯系统安全活门(NWS system safety valve) 见下图 位于选择阀门和液压组件之间,当流量超过4L/min时自动关闭,防液压泄漏 液压组件工作原理 伺服活门Servo valve采用的是偏转板式射流式控制活门(Deflection-jet type)系统供压后, 偏转板位于中立位, 伺服阀门两边腔体压力平衡. 内部装有LVDT 来监控滑阀的位置. 旁通活门(Bypass valve)在系统释压时或插转弯销后把转弯作动筒两边腔体连通。另外还起个过压保护的作用，当压力超过273BAR时，活门打开。 2个可调式隔膜(Adjustable diaphragm)可以调整每个作动腔的流量,用来调节前轮转动速度,这个是给厂家用的. 转弯作动筒两侧装有减摆装置(Anti-shimmy valve),通过限流孔来限制流速. 减摆装置储压器(Accumulator),提供15BAR的增压的液压油到两腔作动器中,防止产生气穴. 放气螺钉(Bleed screw),给液压组件放气和释压.比如说需要拆除液压组件时. 系统工作时, 如图,偏转板偏向左侧,使滑阀左侧压力增加.进而带动前轮左转. 在地面做定中测试时,有多种方式,可以通过CFDS系统和借助外接测试工具完成.注意要准备两块1.2米见方的钢板,中间涂油脂.以减小磨擦,防止损坏内部机构.

A320系统知识普及帖之20-APU电瓶启动简单介绍

A320有两种APU可选。131-9A和APS3200，两种APU的控制计算机均为ECB APU启动中需要启动机和燃油泵。 如图所示, ECB和APU启动机均由DC BAT BUS供电 燃油泵由 AC STAT INV BUS 或 AC ESS SHED 供电。 进气口作动器由DC BAT BUS供电 启动APU可以由电瓶直接启动，也可以接外电配合电瓶启动。 下面就两种启动方式中电瓶所起的作用做一简单介绍。 电瓶启动APU 打开两部电瓶，由电瓶通过DC BAT BUS给ECB 和启动机供电。 通过静变流机汇流条AC STAT INV BUS给APU的燃油泵供电。至于启动次序在此不在赘述。 参考AMM 49-00-00-860-008-A01 注意事项 1. 打开前电子舱门,放警告标识提醒同事不要关门,防止出现客舱增压的情况. 2. 关于在电瓶启动前作火警测试中121VU上的CB L40，这个针对于未改装过的老飞机 虽然有些新飞机手册中还提到要拔，但这是手册的一个错误，忘记删除了。空客在2006出了个SB修正了该面板的设计问题。 3.电瓶电压需大于25.5V 4.在做防火测试时,只有LOOP A 被测试,按钮上只有4个灯亮.无ECAM 页面,无声音警告. 5.当外界温度低于0度时,要在APU启动后打开左大翼1号或明或2号油泵替换APU PUMP 给APU供油. 通过前面提到的ECB和启动机的供电方式不难看出，理论上只要DC BATBUS上有电就应该可以启动，但实际中没有电瓶参与时是无法启动APU的。原因见图三,在APU启动时需要从任意BCL 中得到一个GND信号. 飞机在接通外电，关断两个电瓶时会在SD 状态页面上出现APU START NOT AVAIL绿色提示信息。为什么这样设计，是从保护TR的角度来考虑的。如果完全由TR1给DC BAT BUS供电启动，放电的电流有可能会损坏TR (标称·200A)。而电瓶对短时的大放电电流还是可以承受的。这就是在接通外电情况下必须(至少)接通一部电瓶的原因。 常见问题 在APU启动后关断电瓶APU是否还能运转的问题 如图1. 所示, ECB由DC BAT BUS和PMG GEN供电.但要注意APU 上的PMG GEN在APU启动好后,给ECB 供电只是为了防止DC BAT BUS供电出现间歇中断而设计的.在DC BAT BUS无供电后只提供10秒钟的供电. 通过以上所述，可以得出结论,只要DC BAT BUS上有电。ECB就可以维持APU继续运转。 现在的APU是要求全飞行过程中都可以启动的,只是对APU空中电瓶启动有个高度限制 25000FT.见下图

A320系统知识普及帖之21-主起落架结构

主起落架包括有 减震支柱外筒(Main fitting) 减震支柱内筒(Sliding fitting) 收放作动筒(Retraction Actuating cylinder) 侧撑杆(Side stay) 锁连杆(Lock stay) 扭力臂和从属连杆(Torque link & Slave Link) 主起落向机身内侧收起.下图可以看到各种尺寸. 难得一见的小车式主起落架,早期有极少数航空公司为了适应机场道面状况,选择了小车式. 在ECAM页面上的前轮标识还保留了9和10. 主支柱包括(Main fitting) 减震支柱 阻力支柱 横梁 支柱与机身接头 支柱顶端还装有与机翼后梁相连的两个接耳. 收放作动筒 安装在支柱顶端,有限流装置控制在收放行程的开始和结束时的速度. 当收放作动筒由液压供压后. 活塞杆伸出,起落架收起 活塞杆缩近,起落架放下 侧撑杆组件主要包括 两节式的侧撑杆连在主起落架的支柱和机身结构上. 用来防止起落架的侧向运动.由锁连杆将侧撑杆锁定在放下位. 锁连杆包括 锁连杆作动筒 上锁弹簧 接近传感器和靶标 在起落架放下过程中,由上锁弹簧将锁连杆拉至过中心位将起落架锁定 锁连杆作动筒 在起落架放下过程中,锁作动筒两腔连通和回油连通,有一个限制器限制起落架放出速度 起落架放下锁定后, 锁连杆作动筒增压,活塞杠伸出,直到舱门关闭管路释压后, 锁连杆作动筒停止增压. 扭力臂和从属连杆 扭力臂将减震支柱外筒和滑动内筒连接在一起.上下臂之间有阻尼装置. 扭力臂限制主支柱和滑动内筒之间的转动,但可以上下动. 从属连杆起液压管路和电气线路的支撑作用.避免管路接触机轮. 扭力臂阻尼装置 有自己独立的液压油箱,弹簧定中,双路液压组件, 功能是在减少飞机着陆时和滑行时的震动. 主支柱内有隔膜和封严装置,用于封严主支柱和滑动内筒 如果有渗漏,备用封严作动阀可作动备用封严取代原密封装置 滑动内筒在主支柱内移动,它是减震支柱的主要结构. 滑动内筒和轮轴为一体.内筒上还装有一个充填阀 下部装有顶撑点.

A320系统知识普及帖之22-主起落架减震支柱

A320的主起落架减震支柱采用的是两腔式油气减震器 如下图所示. 在主起落架减震支柱的上部和下部各有一个填充活门. 需要检查内筒的伸出长度H值来判断是否需要做起落架的勤务工作,充油和充气. 主起落架减震支柱包括一个滑动筒,减震支柱和主接头相连,把着陆,起飞,和滑行期间的载荷传递到机翼上.当减震支柱压缩时,载荷就加在液压油和氮气上. 如上图所示 减震支柱的上部顶端有隔膜UPPER DIAPHRAGM，由一个中空的销子PIN把隔膜和中间筒CENTER TUBE连接在外筒MAIN FITTING上． 通过上部的填充阀和LEVEL TUBE来给上腔充气和加液压油． 工作原理 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 TYPE２．采用的气体是干燥的氮气，避免液压油在高温，高压下氧化 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，利用油液高速流过阻尼孔的摩擦消耗能量。 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阻尼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，气体放出能量，其中一部分转化成飞机的势能，另一部分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。 A320的减震支柱采用的是两腔式油气减震器,包括四个腔 第一级气腔(FIRST STAGE)包括低压氮气和掖压油 防反弹腔(RECOIL CHAMBER)只有液压油 利用防反跳活门（RECOIL PLATE）为单向节流活门， 压力腔(COMPRESSION CHAMBER) 在起落架伸张行程中堵住一部分通油孔（RECOIL PLSTE VALVES），限制流速，达到防反跳的目的． 液压油从防反弹腔流到气腔,在从气腔流到压力腔. 带有限流孔的（ORIFICE）的调节油针（DAMPING TUBE）和限流孔组件ORIFICE BLOCK用来调节油液流速 第二级气腔(SECOND STAGE)包含高压氮气,通过浮动活塞FLOATING PISTONG把下腔和上腔分隔开来． 备用封严作动阀SPARE SEAL ACTIVATING VALVE 为了便于维修,设计了两套封严. 主封圈和备用封圈.两套封圈不是同时起作用.油掖经过备用封圈而作用在主封圈上,主封圈伸开贴在滑动筒上起密封作用. 备用封圈两侧压力相同,不起作用. 当主封圈损坏后, 会造成在减震支柱外筒上出现渗漏,把备用封圈作动阀上的活门杆顺时针拧到底,阻断到主封圈上的油液,使备用封圈下方释压,备用封圈在上方的压力下伸展开,从而启用备用封圈,即可阻断渗漏, 检查无渗漏后即可放行,在检查时还要注意检查镜面有无损伤,损伤的镜面很可能会划伤主封圈和备用封圈.在备用封圈使用后最多可用1200FH/670FC/200Days,随后要更换.取代原密封装置. 因为在主封圈和备用封圈之间充满油液, 在备用封圈使用后油液会在一定的时间内渗出. 短时间内会有少量余油漏出,是正常的. 支柱上标有填充曲线，温度压力对照表用来检查在正确压力下，滑动内筒的伸出长度（Ｈ值）．注意新飞机的曲线图和老飞机的不同，只有一个表了．老飞机有三个．这个只是为了检查方便，并不是说程序有所简化． 检查后发现气体压力 镜面高度,温度曲线 达不到标准.参考 AMM12-12-32 充油 AMM12-14-32 充气.

A320系统知识普及帖之23-刹车系统

A320的刹车有两种构型，新构型比较简单。下面就以新构型为例。 两部控制计算机BSCU和ABCU。 BSCU是刹车系统和前轮转弯系统的核心控制计算机。它接收刹车指令信号, 打开或关闭刹车选择活门, 完成对刹车指令的响应和刹车方式选择，同时还接收轮速信号以及大气数据和惯性基准组件（ADIRU）的大气数据等信息, 调节刹车压力, 控制轮速, 按照预定的程序控制自动刹车, 以达到最佳刹车性能的目标。并完成对系统监控和自检, 向飞机电子中央监控系统、中央故障显示系统发出提示和警告信息，以及进行前轮转弯控制等功能。 BSCU内部有两个系统。两个系统功能完全相同，交替控制刹车系统。每个系统内又包含有两个通道。当起落架控制手柄在放下位时,两部计算机交换. ABCU是控制备份刹车系统的。 刹车有三种，正常刹车系统，和备份刹车系统和停留刹车。正常刹车用绿系统，备用和停留刹车用黄系统，这里的黄系统可以有两种来源，系统压力或储压器的压力。 1. 正常刹车系统分成自动刹车，人工刹车和空中刹车 使用条件 绿系统压力可用； 防滞和前轮转弯开关在接通位； 停留刹车在OFF位或者停留刹车在ON位而停留刹车压力低于507PSI 自动刹车 可以通过主仪表板上的起落架控制面板人工选择。MAX（中断起飞用） MED和LOW（着陆用） MAX 收到地面扰流板放出信号后立即提供最大压力. 减速率6m/s2 MED收到地面扰流板放出信号2秒后提供适当压力. 减速率4m/s2 LOW收到地面扰流板放出信号4秒后提供适当压力. 减速率1.7m/s2 当减速率到了预选的模式80%时,相应的DECEL蓝灯亮. 在自动刹车工作时，飞行员可以随时踩踏板断开自动刹车。 人工刹车 飞行员也可以自己踩刹车,当踏板踩下时，由踏板下的传感器(NORM BPTU)把机械输入信号 转换成电信号送到BSCU。BSCU打开正常选择活门(NORM BRK SELECTOR VALVE),BSCU通过伺服活门(NORM SERVO VALVE)来调节所需压力.比如说防滞信号. 这两种刹车都是带防滞(ANTI SKID)的 如果防滞失效就无法使用正常刹车系统了. 3.空中刹车 空中刹车通过正常刹车系统完成。在手柄收上后,打开正常选择活门3秒钟,把主轮刹住. 前轮则在轮舱里自由旋转. 前轮的刹车带在2000年就取消了，只是为了减重, 5.52KG可以参考SB32-1217 2 备份刹车系统分带防滞和不带防滞两种 如果正常刹车出现故障.如BSCU故障或绿系统压力低。就要使用备用刹车系统了。 备用刹车只能通过踏板实现。 当踏板踩下时，由踏板下的传感器(ALTU BPTU)把机械输入信号 转换成电信号送到ABCU,ABCU打开备用刹车选择活门(ALTN BRK SELECTOR VALVE),ABCU通过DDV(Direct Drive Valves)活门(ALTN DDV VALVE)来调节所需压力.比如说防滞信号. 至于有没有防滞要看BSCU的状态。 当BSCU正常，黄系统压力正常就是有防滞。 当BSCU故障，也就没防滞功能了。 因为ABCU本身没有防滞功能， 如果无防滞功能,ABCU会自动限定压力到1000PSI，防止爆胎。 黄系统压力低会自动切换到储压器的压力。作为一种应急刹车状态，ABCU会抑制防滞功能 储压器可以提供7次全踏板行程刹车,完全可以把飞机刹住. 可以通过三针压力表显示备用刹车系统压力(下部左右两针)和储压器的压力(上针). 新飞机在前轮放下后系统会对前轮转弯系统和刹车系统做测试,在三针压力表上可以观察到压力变化. 停留刹车 在地面停稳飞机后，可使用停留刹车制动飞机，停留刹车可使用黄液压系统的压力，也可使用黄液压系统刹车蓄压瓶的压力。当中心操作台上的停留刹车手柄放在“on”时，停留刹车选择活门打开，压力传至梭形滑阀  (shuttle valve)后将机轮刹死。使用停留刹车时，无防滞功能，并提供最大刹车压力。在地面使用蓄压瓶时,可以保证至少12个小时的压力.

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A320系统知识普及帖之24-主起落架减震支柱勤务

A320的主起落架减震支柱采用的是两腔式油气减震器, 在上文中我们介绍了基本结构 根据AMM 12-14-32-200-001. 在航前需要检查MLG的H值 分以下几种情况 [li]H > 33mm 不用做工作[/li][li]H < 33mm 检查液面情况[/li][li]如果两个MLG的H值之差>45mm, 检查液面情况[/li][li]如果两个MLG的H值之差在30mm和45mm之间,检查充气情况[/li][li]如果两个MLG的H值之差<33mm. 不用做工作.[/li] 如果需要做工作,要求在记录本上注明.并在24小时之内检查WOW情况下的H值. 注意新的液压油会吸收一小部分氮气. 相信做过起落架勤务的兄弟们都知道,按照AMM的程序,非常的繁琐和复杂. 尤其是在做WOM(Weight on wheel)加气时更加麻烦.本文就从原理上介绍以下为什么要严格按照程序来做. 下图可以看到新旧图表的变化. 支柱上标有填充曲线，温度压力对照表用来检查在正确压力下，滑动内筒的伸出长度（Ｈ值）．注意新飞机的曲线图和老飞机的不同，只有一个表了．老飞机有三个．这个只是为了检查方便，并不是说程序有所简化． 第一步,我们来看一下下图 第一级和第二级之间有一个浮动活塞(floating piston),该活塞把两级分隔开来. 后面介绍的很多工作都和这个活塞的位置有关. 假设温度20度.注意这里的温度不是外界空气的温度, 而是起落架上部填充阀附近的,支柱温度. 见图二,需要有探针的温度记来测量. 1.左1图减震支柱无载荷,上腔压力7.6bar,下腔78bar. 2.从2图开始逐渐增加飞机的重量.可以看到上腔的空气开始被压缩,压力增加,左2图,活塞的位   置还处于顶部.注意液体是不可以被压缩的. 3.从3图开始,上下腔的压力达到平衡,活塞开始下移. 4.压力达到最大.在移动过程中,上下压力保持一致. 上图中的曲线反映了整个压缩的过程. A-B 是在活塞下移之前的过程.只是上腔的空气被压缩. B-C 反映的是支柱在上下腔的共同作用下的曲线. 这就是为什么我们要用标识中的一号曲线,见下图. 这张表表示的是在测量温度和压力下,H值的范围,应该在+/- 15mm内. 如果不是就要做工作了. 充气工作并不时简单的给上下腔充点或放点气.顶升飞机后做充放气相对容易些. 我们主要来研究以下飞机在地面上的工作. 参考AMM12-14-32-614-080.需要重复多次,没有捷径可走. 首先要做上腔的勤务.在勤务之前,必须把下腔隔离开. 如何隔离就需要把活塞推到顶部,这就是为什么要先给下腔充气,是下腔的压力比上腔大18bar 做完这项工作后就相当于把两级腔的支柱,变成了单级的支柱. 见上图中的曲线A-B-D段. 以下的工作就需要参考表2了. 这里需要解释一下,上腔的压力是取决于飞机的重量的,给上腔充气或放气,并不是要改变压力,而是调节空气的体积.比如说给上腔充气时,H值会增加,从而增加了上腔的容积,而压力是不变的. 但在实际操作中,你会发现在刚开始冲气或放气时,压力会有所变化.这是因为支柱内部的磨擦,造成H值不会立刻变化.这就是为什么AMM程序中要求在发现支柱开始动时要马上停止操作.等压力稳定后再继续.之后压力和磨擦力达到平衡.见下图 按表中要求调整氮气体积,并保持下腔的压力要高于上腔.保证活塞仍然在顶部. 完成这个步骤后,就要调节下腔的压力了.这个取决于飞机的重量了. 要考虑两种情况 [li]飞机太轻了,支柱会只压缩上腔,活塞处于顶部.[/li][li]飞机很重,飞机会在图5的BC段.活塞会处于2级腔的中间处.[/li] 注意飞机的实际重量并不是必需的.见表3下图 根据上腔压力在线上下位置,就可以判断出飞机的重量和所需的工作了. 1压力在线下,表示飞机的重量不足以使,活塞下移.就要给下腔放气,调节下腔压力到线上. 注意在这个过程中H值应保持不变. 2压力在线上,表示飞机的重量大活塞下移.这时候就需要通过调节下腔压力来调节H值. 参考表1来决定相应的H值.需要先给下腔放气,当支柱开始动时,停止放气.测量上腔压力,根据表一的要求,通过给下腔放气,调节到正确的H值,

A320系统知识普及帖之25-无线电高度表系统常见问题

无线电高度表（Radio Altimeter）是一种使用无线电信号测量航空器离地高度的机载设备。民用航空器上使用的无线电高度表一般为低高度无线电高度表（LRRA：Low Range Radio Altimeter），测量范围0到2,500英尺，通常在航空器进近和着陆阶段使用，特别是在低能见度和自动着陆的情况下。无线电高度表是近地警告系统（GPWS）的基本组成部分。 工作原理简介： 无线电高度表系统向地面发射调频连续波信号，这些信号经地面反射后被接收机接受，通过比较发射信号和接收信号的时间差就可以计算出航空器实际的离地高度。 A320飞机的RA 有两部,系统组成如下图.两部收发机位于后货舱,自带风扇冷却. 四个小方型天线,两个发射,两个接收.高度显示在两侧的PFD上. 在系统使用中经常出现如下错误,给飞行员造成很大困惑,甚至造成飞机损坏. 无线电高度表（Radio Altimeter）有两种工作模式,NO正常模式和NCD模式 NCD(无计算数据模式)是在某一高度以上(5000英尺)或飞机在某些飞行姿态如(ROLL >30) 这时候系统会进入NCD模式. 如果在正常模式时给系统送了错误的数据,如过低的高度,或在飞机低高度时收到了NCD信号. (如在飞机进近中收到NCD会导致飞机不会激活FLARE模式,从而导致擦尾或重着陆) 下表中列出了一些典型的故障. 在故障调查中,发现问题主要存在于以下几个方面. 1.    天线区域被污染,常见的是尘土,雨雪天的污泥,渗漏出的各种油液. 参考A320 MPD 324200-03-1 要求每6个月做一次清洁工作.在雨雪天气或在跑道受污染的情况下及时清洁天线表面.可以有效避免出现错误数据和NCD情况,防止飞机擦尾或重着陆 2.在安装天线时,由于天线电缆露出部分太短,安装人员经常要把天线用力拉出,这个会造成接头处损坏,而外观上是看不出来的.为此空客做了相应的改装SB,如下图. 3.天线的接头防水问题 为此空客做了多次改装如下图,可以看到各种变化.             4.天线线缆的老化问题 按照要求每144个月(12年)需要更换线缆.需要注意的是电缆长度是不可随意增加或剪短的. 因为在计算时,该长度是计算在内的.这个问题曾经在某些公司出现过.

A320系统知识普及帖之26-飞机机头结构简介

飞机结构之机头部分,结构是大多数机务兄弟的弱项,先发一篇看看有没有人感兴趣. 首先我们来看一下A320的机身部分,机头部分由法国图卢兹制造,包括雷达罩和从1号隔框到24号隔框之间的结构(STA站位350-950mm, 53-10-00),机身段为11/12 1.    雷达罩中装有气象雷达 2.    前压力隔框 3.    驾驶舱部分(FR1-11)包括风挡 4.    前客舱部分包括左右登机门 5.    下部(FR1-24)包括电子舱和前轮舱 基本蒙皮为经过化学化学铣切工艺处理的2024铝铜合金,为防腐蚀外附一层纯铝保护层.在风挡窗筐结构上下为防鸟击采用了钛合金板. 从下图中可以看出在机头部分由于没有桁条,隔框之间的距离只有正常的一般,正常为533mm在左登机门的下方FR16-20段预留有选装的登机梯的位置. 下图是各部分受力的情况,在设计时要考虑 1.客舱压力 2.鸟击 3.着陆时的冲击 4.碰撞时的冲击和快速卸压 5.空气动力 6.飞机顶撑 7.机身的抗弯曲能力 雷达罩,考虑到对雷达信号的影响和硬度要求,采用QFRP石英纤维蜂窝复合材料. 上面装有防雷击的导电铜条和两个撑杆接头. 前压力隔框FR1,厚度为1.6mm,可以看到前部有水平的加强筋.在隔框有垂直的加强筋. 为防鸟击在压力隔框前装有6mm厚的AFRP芳纶纤维蜂窝复合材料 下图中可以看到各个隔框的形状。 比如说1号隔框为前压力隔框，2号隔框的上沿为风挡的下沿。 在风挡窗筐结构上下为防鸟击采用了钛合金板.窗框的其它部分为铝合金材料. 下部有电子舱和前轮舱,包括电子舱的接近门等开口和对前轮舱的各种支撑. 下图可以看到飞机的顶升点装在FR8上. 前客舱段.地板粱的设计和后面的客舱相同,只是间隔要大些,因为此区域的载荷要小些. 在舱门框的设计上采用了由加强构件组成的框型结构.这样的设计使舱门只承受客舱的内外压差.而不传递轴由壁板传递的载荷.

A320系统知识普及帖之27-飞机结构的定位和区域划分

飞机结构的定位和区域划分. 三个参考轴X,Y,Z 从机身的横截面可以看到,机身由上下两个半圆组成,为了保证货舱内可以放下标准的货柜,并考虑到客舱压力结构,两个半圆的圆心并不重合. X轴的零点为机头前100英寸. Z轴的参考点取上半圆的圆心.在飞机上并没有实际的参考点,只是为了简化计算. 大翼和位翼采用6度上反角设计. 机身的结构也按ATA章节划分. 51 标准施工和结构 52门 53 机身    53-10机头前机身部分(SECTION 11/12)    53-20前部机身(SECTION 13/14)    53-30中部机身(SECTION 15/21)    53-40后部机身(SECTION 16/17/18)    53-50尾部(SECTION 19/19.1) 54短舱和吊架 55位翼 56窗户 57机翼 在结构的生产上用机身段划分(SECTION) 10机身 20机翼 30尾翼 40发动机和吊架 50起落架和起落架舱门 60机腹整流罩 下图中可以看到A321比A320多了14A和16A段,当然15段也不同. 中间部分包括了中央翼盒,所以为15/21段. 飞机的站位用MM为单位,纵轴反向以机头前100英寸/254MM为零点来计算STA位置. 垂直安定面以Z轴0点为零位 机翼的站位以离中线1868MM的位置的一号翼肋为0点. 水平安定面以中线为0位 发动机的站位根据型号的不同而略有差别. 隔框(FRAME) A320的四种机型为设计制造方便, FR1均为前压力隔框,FR70后压力隔框 注意A321中段有板有FR35到FR35.8表示加了8个隔框 而A319的FR47/51表示中间去掉了FR48,49,50三个隔框. 飞机的区域划分(ZONE) 可以记为1下2上3尾4发5左6右7脚8门. 例如ZONE 330和340, 330为左边,340为右边安定面. 盖板的位置如 312AR 31X表示尾部区域 2表示在右侧 A表示第一块面板, B C D…依此类推 R表示右边的. 除此以外还有 T上面 B下面 L 左面 Z内部 F地板 W侧壁板 C天花板 舱门和接近盖板为800系列,单数为左,双数为右.

A320系统知识普及帖之28-飞机结构构件的基本概念和连接

在进一步介绍结构之前,让我们先了解一下飞机结构的基本构件 FRAME 隔框 STRINGER 桁条 CLEAT搭接片 SKIN蒙皮 从下图中可以看到隔框通过搭接片和蒙皮铆接在一起.而桁条 直接铆接在蒙皮上.这样的连接方式使桁条可以直接穿过隔框而不用在切割隔框. 减少了隔框和蒙皮的厚度. A318飞机略有不同,有两快蒙皮采用了激光焊接工艺, 桁条被激光直接焊接在蒙皮上,减少了铆钉的数目,为飞机减重.但激光焊接工艺处理的面板只能用在非主要受力结构部分.连接处的材料应力不同,并且空气会进入焊接线内,不易检查.如果损害了只能通过铆钉的方式进行修补. 下图中可以看到格框的连接方式. 下图中可以看到桁条的连接方式 机身蒙皮的纵向搭接方式(LAP JOINT),上蒙皮压下蒙皮,三层铆钉.桁条位于中间位置． 考虑到疲劳因素，在主要承力区的纵向搭接带上装有阻止裂纹横向传递的CRACK STOPPER（ＴＩ合金大约１ＭＭ厚），安装在格框上，目的是使出现的裂纹向下运动，便于检查． 飞机机身段之间的连接采用对接方式（BUTT JOINT），连接处都在格框的位置．使用搭接片，左右两侧各两排铆钉．在飞机中部主要承力区采用３排铆钉． 客舱地板梁(CROSSBEAMS)和坐椅轨道(SEAT RAILS）地板梁撑杆都连接在格框上． 原创请勿转载 [tr][td] [/td][/tr]

A320系统知识普及帖之29-飞机结构之窗户篇

飞机上的窗户分成三个部分 驾驶舱 客舱 登机门上观察窗 驾驶舱的窗户有6块,正前方有两块风挡玻璃,两侧有滑动侧窗和固定侧窗 A320系列的风挡由SGS公司提供,也可以选装PPG公司的.风挡由多层不同的材料组成,最外层的热钢化玻璃,而化学强化玻璃位于中层和内层,各层玻璃之间通过聚胺酯层和PVB层粘接在一起. 聚胺酯层和PVB层增加了飞机的防鸟击能力和失效安全能力.在最外层的热钢化玻璃的内侧安装有一片透明的导电覆盖膜-加热膜用于除冰.而在内层的玻璃之间有除雾层.在窗框上还有防潮的封胶,这层防潮保护对风挡玻璃很重要. 从结构上来说,外层玻璃为非结构层,而中层和内层玻璃为承力结构层. 风挡的设计是可以承受5倍的正常最大内外压差,在中层或内层中的一块破裂后还可以承受2倍的正常最大内外压差,属于失效安全设计.另外风挡还应该可以承受1.8KG的鸟在最大飞机运营速度下的撞击. 风挡从外侧安装,边框有三块,上,下,和中间部分. 风挡常见的问题如下图所示 外层玻璃破裂,常见于外物撞击,分层,潮气入侵,和加热系统故障造成的电弧损伤 最近空客还修改了在风挡破裂后的飞行程序,老程序要求一旦风挡破裂需要立即下降到FL230, 而波音没有类似的要求,很多公司对空客提出质疑. 考虑到在空中飞行员只能判断出内层玻璃的损伤程度.如果至少内层玻璃完好,可以不用下降到FL230,从而避免改航和过多的燃油消耗和人工调节客舱压力. 滑动侧窗和固定侧窗也是多层结构设计,在内部安装.由不同的厂商提供,有玻璃的和有机玻璃(Acrylic丙烯酸材料)的两种, 客舱的玻璃设计有三层, 材料为有机玻璃(Acrylic丙烯酸材料). 最内侧为装饰层,最外层比较厚,中间层薄.外层和中间层为承力结构层.承受客舱压力.中层下部有个小孔,使压力直接加在外层有机玻璃上.如果外层玻璃破裂,压差将全部加在中层上,从设计上中层可以承受1.5倍的正常客舱压力.为失效安全设计.另外该小孔还有除雾的作用. 舱门上的观察窗为有机玻璃(Acrylic丙烯酸材料),