一起波音757飞机EEC监控器和限制器INOP灯亮故障分析

■ 石卉/中国邮政航空有限责任公司南京分公司

1 故障描述

某航空公司一架波音757飞机多次出现右发启动完成后P5面板右发发动机电子控制装置（EEC）监控器和限制器INOP灯点亮情况，机组重置右发EEC监控器和限制器电门后INOP灯熄灭，后续飞行中故障未再出现。此现象仅在右发起动完成后偶发性出现。

2 EEC工作模块简介

EEC内部有两个工作模块，分别为EEC监控器模块和EEC限制器模块。EEC监控器模块用于保证发动机功率的精准调节；EEC限制器模块用于防止N1和EGT参数超限。这两个工作模块虽然集成于EEC中，但实现不同的功能，某一模块出现故障并不一定影响另一模块的正常工作，即EEC监控器和EEC限制器的INOP灯不一定会同时点亮。

3 故障分析

EEC监控器或EEC限制器INOP灯点亮的前提是发动机在运转状态下且工作模块掉电或探测到故障，原理如图1所示。由于该故障每次出现时P5面板右发EEC监控器和EEC限制器INOP灯都是同时点亮，因此需要分析EEC内部两个工作模块同时故障的原因。综合分析认为有以下几种可能。

1）右发起动完成后EEC监控器和EEC限制器同时探测到故障

读取右发EEC自检代码，代码为1A和14，指向右发N1主用传感器失效，依据手册N1主用传感器失效会导致EEC监控器和EEC限制器INOP灯同时点亮。因此，需要检查右发N1主用传感器及相关线路。

依据手册，测量右发EEC后部D4064插头的26号钉与27号钉之间的电阻为5.9Ω（手册要求5～7Ω），更换右发EEC，采用右发N1备用传感器，故障依旧。右发N1主用传感器同时还向左右EICAS计算机、备用发动机指示器、右发AVM、右发EEC提供N1转速信号，原理如图2所示。由于其他系统均未受到影响，因此将故障原因锁定在右发N1主用传感器向其用户提供信号的公共连接处，即TB207邦迪块的Z106和Z107。在敲击Z106和Z107的同时再次进行测量，阻值稳定在5.9Ω，并未发生变化。进一步分析认为，如果存在线路故障，高振动的飞行阶段应该更容易触发故障的再现，但机组均反映飞行过程中未再出现故障现象。因此认为，此故障并非由右发N1主用传感器及相关线路导致，此故障原因被排除。

2）右发关车继电器提前作动

右发关车继电器（图1中ENG OUT RELAY继电器）正常应在45%N3时作动，如果继电器提前作动，右发转速不够高，右发供电系统电压不足，将导致EEC监控器和限制器同时掉电。当右发转速恢复正常后，右发EEC恢复供电，将记录错误的自检代码。

地面关车状态下拔出右发关车继电器，使用跳线工具直接跳线向右发EEC供电的插钉，可以观察到右发EEC监控器和限制器INOP灯亮（此时右发未起动，右发EEC处于掉电状态），确认前期判断，即EEC监控器和限制器同时掉电时会导致INOP灯同时点亮。

随后在地面起动右发，起动过程中右发EEC监控器和限制器INOP灯持续点亮，但在右发起动电门脱开后，右发EEC监控器和限制器的INOP灯均熄灭，读取右发EEC自检代码，无任何故障代码。上述测试表明，右发关车继电器提前作动不会记录任何故障代码。此次故障右发EEC却记录了1A和14自检代码，因此这种情况也被排除。

图2 N1传感器及相关线路

3）右发供电系统延迟供电

如果右发关车继电器作动正常，但右发供电系统因故障不足以在此转速下向EEC提供足够的供电电压，需要发动机进一步提高转速，只有当达到慢车转速（51% N3左右）时供电电压才能满足要求，也可能导致EEC监控器和限制器同时掉电。一旦右发达到慢车转速，右发EEC恢复供电，就会记录错误的自检代码。

EEC监控器和限制器由DGCU A和B并联供电。DGCU A和B同时出现故障的可能性很低，由于DGCU A和B还在发动机起动完成后向BVCU和TPU供电，而多次故障发生时仅有一次伴随出现了R ENG SURGE BITE维护信息，由此认为R ENG SURGE BITE维护信息应为干扰现象。结合右发关车继电器提前作动的试车现象（右发关车继电器提前作动和右发供电系统延迟供电本质上区别不大，应该也不会记录任何故障代码），这种情况也被排除。

图3 右发EEC后部D4064插头接地点

至此，按照手册自检代码进行排故未能排除故障。因此，怀疑电源转换存在问题。但这种情况是能够通过试车验证发现的，也不会记录任何故障代码，这与故障发生时右发EEC记录的1A和14自检代码无法对应。排故陷入僵局。

为此，重新梳理故障现象。发现故障仅在右发起动完成时偶发性出现，由此怀疑是右发起动完成后EEC通电瞬间受到了某些干扰才导致此故障。

查询手册，发现右发EEC后部D4064插头的18号钉、19号钉和23号钉正常情况下应为接地状态，其中23号钉为壳体接地，18号钉和19号钉为直流公共接地，原理如图3所示。测量发现18号钉对地电阻为无穷大，检查发现18号钉后部导线在接地端GD2170-DC处断开。修复此处接地端后，飞行多个航段故障再未出现，故障彻底排除。

经过仔细研究分析，发现很多电气元件在其内部存在均压电路，用于防止各个电路板之间因电压不平衡而导致电路板损坏或信号传递丢失，而直流公共接地则是均压电路的公共接地点。对于这架波音757飞机而言，由于右发EEC后部D4064插头的18号钉断开，导致右发EEC内部均压电路失效，内部电路板无法得到有效保护，在右发起动完成后EEC通电瞬间，右发N1转速信号丢失，右发EEC“误认为”N1传感器存在故障，记录了错误的1A和14代码。重置EEC监控器和EEC限制器电门时，仅是对相关故障探测部分的电路板进行了重新断电接电的操作，而此时右发EEC接收的N1转速信号已经稳定，因此后续飞行中故障也再未出现。

4 总结

1）排故时，理论上应结合全部故障现象，以便快速定位故障点。但排故中还需要注意区分干扰故障现象，防止被干扰故障现象带入误区。此次故障中仅有一次伴随出现R ENG SURGE BITE维护信息，却将排故思路带入电源转换问题的误区，对后续排故造成很大影响。

2）采用跳线的方式进行故障判断是非常高效的排故手段。此次故障中采用跳线的方式来验证电源转换问题不会记录任何故障代码，使得排故方向由电源转换问题的误区重新回到正轨。

3）排故中使用波音网QUICK SEARCH功能，通过查阅其他航空公司是否发生过类似情况来帮助排故。与此次故障类似，某航空公司向波音报告过飞机间歇性出现L ENG LIMITER失效情况，自检代码31和35，该航空公司按照FIM手册执行相关代码的全部检查工作后仍未能排除故障，最后发现接地线在接地桩处松脱，重新紧固后故障排除。波音后续也将检查接地桩加入了FIM手册。