某民机双发地面反推失效故障分析

孟 一 张宏志 戴永宁

（中国飞行试验研究院，陕西 西安710089）

1 故障现象

2019 年12 月14 日,某民机某架机进行预先机务准备地面试车过程中反推拉起后,反推系统无法正常工作,即:反推未展开,但EICAS 页面并未出现相关告警信息。机械师关车,并检查OMS(飞机机载维护系统)故障信息,发现OMS 报“TR Inhibit Switch Monitor Fault”(反推抑制开关监视器故障)故障信息。

2 系统原理分析

某民机动力装置电反推力系统控制原理如图1 所示,三道防线包括三道独立的机械锁定装置和三道独立的控制指令,三道独立的机械锁定装置分别为左下主锁PLS、右下主锁PLS 和第三锁TLS,两把吊挂锁与第三锁TLS 同时解锁或锁定。三道独立的机械锁定装置由飞机EICU(发动机控制接口单元)/FADEC (全权数字式发动机电子控制)发出的三道独立的控制指令来控制,第一道指令Command1 由FADEC 控制发给TRCU(反推力装置控制单元), 第二道指令Command2由EICU发出,通过油门台、继电器控制第三锁和两个吊挂锁的解锁, 第三道指令Command3 由EICU 发出, 通过接触器控制三相交流电至TRCU,TRCU 在接收到FADEC 发来的Command1和Command3 控制的三相交流电后控制两个主锁解锁并驱动反推罩运动,任意一道指令的失效或错误均不能导致一道以上机械锁定装置的解锁。三道独立防线的设计保证了反推力系统空中意外打开的发生概率为极不可能水平(发生概率小于1E-9/ 飞行小时)。FADEC 发出的Command1 与EICU 发出Command2 控制的第三锁和吊挂锁有互锁功能,只有在第三锁和吊挂锁均解锁并将状态反馈给FADEC 时,FADEC 才向TRCU 发出Command1, 这种互锁设计保证了在反推罩运动前第三锁和吊挂锁均解锁,防止反推罩与第三锁和吊挂锁的碰撞,如图1。

3 故障原因分析

图1 某民机反推系统架构图

图2 反推系统Command 2 失效故障树

根据上文描述,OMS报“TR Inhibit Switch Monitor Fault”(反推抑制开关监视器故障)故障信息,检查发现反推抑制开关在关闭位,报故障原因是因为监视器监视开关位置与反推位置并不在同一位置,此故障信息并不能直接阐明反推未展开故障原因。通过系统原理及数据分析某民机反推未正常展开故障原因: 某民机发动机电反推系统由三道指令控制(Command 1,Command 2,Command 3),三道指令全部发出后,反推系统才能正常工作。从根据整个电反推系统的时序设计,由EICU 控制的Command 2 指令应该第一个发出。根据试飞数据显示, 用于监控Command2 通路是否正常的信号为0,代表反推Command2 指令从EICU——TCQ(油门控制组件)——继电器的通路未闭合,而进一步查看EICU 设备发出的OMS 信息,发现OMS (飞机机载维护系统) 页面也未出现代表EICU 已发出Command 2 指令的信息。综合上述两个信号状态分析后判断,EICU未能正常发出Command 2 指令,直接导致反推无法打开。

4 故障定位分析

因此,对电反推系统无法发出Command 2 指令进行针对性排故。某民机某架机反推系统未收到EICU发出的Command 2 信号的故障树如图2 所示。

4.1 对“EICU故障”的分析

如故障树所示,EICU故障可能由“EICU本身故障”“EICU插头未连接到位”“EICU 输入信号问题”三个子系统引起。对于“EICU本身故障”,计划通过EICU串件进行故障定位。对于“EICU插头未连接到位”事件,计划通过重新插拔EICU连接器进行故障定位。对于“EICU 输入信号问题”事件,计划通过数采系统对RDIU(远程电源分配单元)5/RDIU6 发送给EICU 两个通道的信号数据进行采集及解析,从而确定是否存在信号异常。

4.2 对“TCQ微动开关故障”的分析

在EICU内部发出Command 2 指令后, 需要等待反推杆拉至反推位,闭合TCQ 内部微动开关后,整个Command 2 回路才能接通。但是,由于此次故障为双发反推同时失效,因此定性判断,TCQ左右两侧微动开关同时无法闭合的可能性极低。但是,为彻底排除此事件,计划单独对TCQ两侧的微动开关进行导通测试。

4.3 对“继电器故障”的分析

由于此次故障为双发反推同时失效,因此定性判断,左右两侧继电器同时发生故障的可能性极低。但是,为彻底排除此事件,计划单独对两侧继电器进行导通测试。

4.4 对“EICU至反推115V供电线路故障”的分析

全部涉及线路问题,因此计划通过导通试验进行故障排除。

5 排故方案及实施

5.1 对TCQ微动开关故障排故

针对上述3.2“TCQ 微动开关故障”进行TCQ 两侧的微动开关进行导通测试。测试结果,TCQ 两侧微动开关正常,无故障,排除故障树图1.2“TCQ微动开关故障”。

5.2 对继电器故障排故

针对上述“继电器故障”,通过拆除继电器并对其进行单独导通,结果符合预期,因此可以排除故障树图1.3“继电器故障”。

5.3 对EICU至反推115 V继电器故障排故

针对“EICU 至反推115V 供电继电器线路故障”,通过对故障树图中的四段线缆进行导通实验:5.3.1 EICU 至TCQ 间线缆;5.3.2 TCQ 至继电器线缆;5.3.3 继电器至RDIU 线缆;5.3.4 RDIU 至EICU总线线缆。均为线缆导通状态。因此可以排除事件1.4“EICU至反推115V供电的继电器间线路故障”。

5.4 针对“EICU故障”进行排故

5.4.1 针对“EICU故障本身”进行排故。将故障飞机的EICU进行串件处理,串件后,故障现象仍然存在,双侧反推失效且Command 2 指令未发出。因此可以排除故障树图1.1.1 故障。5.4.2 针对“EICU插头未连接到位”排故。对故障飞机EICU 设备插头/插座进行检查,确认不存在缩针或弯针,并对EICU的连接器进行重新插拔。因此可以排除故障树图1.1.2 故障。5.4.3 针对“EICU 输入信号问题”排故。首先，飞机轮载进行插片, 并通过飞控系统设备确认飞机WOW信号变化正常。因此可以排除故障树图1.1.3.1 故障。其次,对此架机FADEC发出的反推展开状态信号进行解析,确认该信号有效,且按照预期发出信号,满足Command 2 触发需要的条件,因此可以排除底事件1.1.3.3 故障。

6 故障定位及验证

依次按照上述步骤完成排故程序及对应的分析后,故障已可定位到电源有效信号异常(故障树中1.1.3.2),即EICU 的A 通道以及B 通道均未收到正确的电源有效信号或者收到的电源信号无效。因此,进一步对该信号从源端到终端的传输链路进行分析。

EICU 接收的左右发电源有效信号分别由RPDU (远程电源分配单元)11 和RPDU12 两个设备分别发出,通过航电网络进行数据格式转换后,由RDIU5 以及RDIU6 分别发送至EICU 的A 通道以及B通道。具体信号传输路径如图3 所示。

图3 反推电源信号传递图

如上图3,RPDU 发出的信号,经过EDC(电源系统数据转换)进行格式转换。其中,表明数据是否有效的FSB(标记信号)是从源端RPDU 发过来的,EDC 软件不对其判断直接向下一级转发至对应的RDIU,RDIU判断FSB,如果不是NO(Normal Operation),则将整个信号丢掉不再向外继续发送;如果FSB是NO,则向外发送。

6.1 EDC源端数据选择策略

根据E-C224JY059《某民机电源系统数据分组转换软件详细需求文档》,EDC 软件在对每个RPDU 的两路传输数据采用如下策略进行源数据选择:6.1.1 A 路、B 路信号同时存在且有效时,使用A 路信号进行数据格式转换并发送;6.1.2 若A 信号无效, 则继续选择A 路无效数据进行数据格式转换并发送;6.1.3 若A 信号丢失,则选择B路数据进行数据格式转换并发送。

6.2 故障排查

RPDU11 与RPDU12 分别通过EDC AB 通道将左右发反推电源有效信号传递给RDIU5 和RDIU6,理论上双发电源有效信号同时失效可能性极低。排查发现,飞机出厂时配线错误,将右配电装置(RDP)传递右发反推电源信号导线配置到了左配电装置(LDP)上,导致右发反推电源有效信号未过RPDU12 正常传递,而是通过RPDU11 传递。继续排查发现RPDU51-RPDU11 之间的连接器发生部分针孔缩针, 经地面测试分析,RPDU11 仍然可以输出信号,但是代表数据有效性的FBS被置为无效状态。根据上述源数据选择原则,EDC A的软件继续选取A 路的无效信号转换格式,传输至RDIU,RDIU 解读到FSB 为无效状态,将该信号丢弃,导致EICU未收到有效的电源数据,此时EICU 使用预先设置的Default 值,将最终电源有效信号数据置为失效安全考虑,导致Command 2 逻辑条件不满足,EICU无法发出正确信号,因此反推无法打开。

6.3 故障解决措施及验证

通过上述分析, 制定某民机反推故障处置方案: 将RPDU51-RPDU11 之间的连接器进行退针并剪除接触件,清理封体确保没有多余物,同时重新铺线,恢复至设计初始构型。飞机上电地面开车验证反推展开正常,根据试飞数据显示,用于监控Command 2通路是否正常的信号为1,代表反推Command 2 指令从EICU——TCQ(油门控制组件)——继电器的通路闭合,进一步查看EICU 设备发出的OMS 信息,发现OMS(飞机机载维护系统)页面正常出现代表EICU已发出Command 2 指令的信息,故障排除。

7 维护经验与建议

因为此次故障为某民机首次发生, 为了避免此类故障的再次发生,同时后续切实提升某型民机机务自主维护能力水平,提出以下建议:

7.1 设计角度。目前EICU以及反推系统的功能满足系统顶层需求以及系统安全性要求。但是,为了进一步提升系统可靠性,后续设计团队应将对电源系统、EICU以及航电系统支架的网络配置策略以及源端数据选择策略进行综合分析, 寻找设计优化的可能性,即EDC AB 双通道选择方式优化, 以期在系统安全性和可靠性之间达到更好的平衡。

7.2 排故角度。7.2.1 后续如再次发生此类故障时, 不要先将EICU 进行串件处理, 应先通过数据采集器及OMS 信息判断故障代码,确认故障来源,避免排故走不必要的弯路。7.2.2 列举可能造成故障的原因,并判断各部分故障发生率的可能性,由高到低进行针对性排故,缩短排故时间。7.2.3 EICU为发动机控制接口单元装置,当航前准备等特殊情况需快速排故时,可对EICU 直接进行串件处理来进行故障定位。但需注意:为了避免由于飞机线路短路、断路等造成EICU内部损伤, 只有OMS 信息报EICU 本身故障,并无其它线路告警时,可进行更换。