基于数理统计的A320系列飞机刹车温度指示系统故障分析

范佳乐 王京 黄勇 顾东敏

摘要：介绍了A320系列飞机刹车温度指示系统的工作原理，基于数理统计对A320系列飞机刹车温度指示系统故障进行了可靠性、故障原因分析，提出了排故流程建议，可在减少排故所需航材成本的同时为飞机相关系统的设计提供参考。

关键词：数理统计；可靠性；故障排除；航材成本

Keywords：mathematical statistics；reliability；fault isolation；material cost

0 引言

公司近期A320系列飞机刹车温度指示系统故障频发，在总故障数的占比中从2017年的0.37%增长至2020年的1.36%。为了分析这一现象，本文从A320系列飞机刹车温度指示系统的工作原理、导致故障的基本事件、故障现象、可靠性、故障原因五个方面进行深入分析，得出当前A320系列飞机刹车温度指示系统故障频发的原因，最后依据历史排故数据，给出关于排故流程的建议。

1 刹车温度指示系统的组成和工作原理

A320飞机的刹车温度指示系统隶属起落架的机轮系统，对应ATA章节号为32-47，组成部件为刹车温度传感器（BTS）和刹车温度监控组件（BTMU），下游部件为刹车/转弯控制组件（BSCU）。

起落A320飞机的机轮系统由前起落架的两个前轮和左右主起落架各两个主轮组成，主轮从左到右依次为1号到4号，每个主轮上安装有独立的碳刹车组件，4个BTS分别安装在对应刹车上。

目前A320飞机的BTS采用的是热电偶式温度传感器，热端位于刹车毂内感受刹车温度，冷端与BTMU相连[1]，热端与冷端分别产生电动势并连接于BTMU电插头的两个插钉上，两端电动势之差形成与温差成正比的弱电压信号。

V/T=0.041mV/℃

左右两个BTMU安装在主起落架支柱上，分别接受对应侧两个BTS的电压信号，并在补偿后将放大至1～9V的电压信号输出到BSCU，1～9V的电压信号对应于刹车温度0～999℃。

BSCU将电压信号处理为ARINC 429信号并传输到系统数据获取计算机（SDAC）。最终由SDAC供向下游各个部件，如指示在SD wheel页面上，如图1所示。

故障指示：

1）当某个刹车温度监控失效时，SD页面上对应的温度将显示为琥珀色“XX”。

2）当某个刹车温度超温（>300℃）时，SD页面上对应的温度将显示为琥珀色数字，同时FWD页面给出BRAKE HOT警告。

故障监控：当超温信号或故障信号出现时，SDAC通过ACARS向维修指挥中心传输一个空地信号，完成飞机技术狀况的监控，并协助制定排故方案。

2 故障分析

2.1 造成故障的基本事件

根据空客公司提供的A320飞机维护手册（AMM），按以下条件进行判断。

1）BSCU将各个刹车的温度与300℃进行比较，若某个刹车温度超过300℃，则向SDAC输出一个超温信号。

2）如果BTS与BTMU的冷端接线与热端接线之一断路或两者都断路，BTMU将输出一个大于9V的电压表示传感器失效。

3）如果BTS与BTMU的冷端接线与热端接线之间短路，刹车温度指示较低。

4）如果BTS线路与飞机接地，刹车温度指示较高。

5）90%的电子故障将导致BTMU输出信号大于9V或小于1V。

2.2 常见故障类型与处理

在空客公司提供的A320飞机故障隔离手册（TSM）中，提及了该系统的五类故障：

1）单个刹车温度监控不工作；2）单个刹车温度指示不正确；3）同侧刹车温度指示不工作或不正确；

4）所有刹车温度指示不工作或不正确；

5）1号和3号（或3号和4号）刹车温度指示不工作。

对公司A320系列飞机出现过的刹车温度指示故障进行统计（见图2）发现，第一类故障和第二类故障在实际运行中出现频率最高，分别占76.7%和15.3%；第三类故障出现14起，占4.9%；第四类故障出现9起，占3.1%；第五类故障暂无。

刹车温度指示的故障涉及公司90%以上的A320机队，具有普遍性。实际排故过程中，对于第三类和第四类故障的隔离措施简单有效；对于第三类故障，根据TSM手册更换BTMU后故障多消除；对于第四类故障，根据TSM手册更换跳开关1GW后故障也多消除。

在TSM手册的实际执行中存在以下困难：TSM中的故障确认以落地后重置1GW跳开关和BSCU的BITE测试为依据，在超过9成情况下，重置跳开关并执行测试后故障会消除，但在之后的飞机运行中，56.3%的故障将在短时间（1～60天）内复现，形成重复故障。对于此类情况，TSM上并没有给出相关排故建议。

2.3 刹车温度指示的可靠性分析

通过“平均每架飞机单次相关记录的发生间隔”和“刹车指示累计失效概率”两种方式对刹车温度指示的可靠性进行分析，以期发现A320和A321机型刹车温度指示系统的故障率规律。

第一种方式，对2013年来公司全A320系列机队的相关维修记录的条数进行了统计，结合各机飞行天数和飞机数进行计算得到：平均每架A320飞机493天产生一条刹车温度指示故障记录，平均每架A321飞机101天产生一条刹车温度指示的故障记录，如表1所示。

为了进一步分析刹车指示系统的可靠性，采用第二种方式，分别选取10架飞行时间超过五年的A320飞机和A321飞机共计80个刹车温度指示作为对照组，采样目标为单个刹车温度指示的首次失效时间，采样频率为三个月。根据采样结果，得到刹车指示累计失效概率即刹车指示的不可靠度，其时间分布如图3所示。

由图3可以发现，A321飞机的刹车指示在五年内发生故障的概率为72.5%，远高于A320机型的20%。同时，两者的图像近似于均匀分布型概率分布的函数图像，通过对采样数据进行拟合，分别得到A320和A321机型刹车指示累计失效概率（故障概率）F（t）关于时间t的函数，t的单位为月。

在拟合过程中，样本最大标准化残差的绝对值为1.69，符合国际民航领域95%置信度的要求[2]。

累计失效概率F（t）对时间t求导，得到在60个月的区间内A320机型刹车温度指示概率密度（每月故障率）f（t）=0.003841，A321机型刹车温度指示的失效概率密度f（t）=0.011397。假设该失效概率密度在更长的时间区间内有效，A320单个刹车温度指示的平均无故障时间（平均寿命）约为130个月，而A321的该数据为44个月，仅为A320机型的1/3。

将第一种方式得到的维修记录产生间隔与第二种方式得到的预期无故障时间相结合，可推算出A320机型平均每次失效将产生2条维修记录，而A321机型因故障频率高，实际排故中将产生较多的故障确认步骤，每次失效将产生3.3条维修记录（见表2）。该推算数据与实际生产中的情况基本吻合，证明了本节计算和假设的有效性。

2.4 A321刹车温度指示异常原因分析

目前，公司A320系列飞机所使用的刹车系统部件来自法国赛峰公司，BTMU件号为35-1H5-1002，A320BTS件号为C20229001，A321BTS件号为C20464XXX系列。因此，提出第一种假设：件号为C20464XXX的刹车温度传感器本体存在可靠性问题。

同时，考虑A320和A321飞机的自重与最大起飞重量都存在约20%的差异，A321飞机在运行过程中起落架区域面临着更高的振动，但两者采用了同样的BTS和BTMU的安装与连接方式。提出第二种假设：A321机型高载重引起的高振动对刹车温度指示的可靠性产生了负面影响。

虽然缺少主要故障件BTS的具体维修报告作为数据来源，但由于BTMU件号相同，可以基于公司现有的2018～2020年的BTMU维修报告对第二种假设进行有效性验证。对比装机于A320机型和A321机型的BTMU，共计出现了19起BTMU故障，其中A320有7起故障， A321有12起故障。故障类型分为连接头损坏、电子组件故障、连接头损坏且电子组件故障，具体如图4所示。

三年间公司A320机队数量稳定且A320飞机数量约为A321飞机数量的1.5倍，从图4可以看出，A321BTMU故障数约为A320BTMU故障数的2倍，可见，即使是相同件号的BTMU，安装于A321飞机的故障率约为安装于A320飞机的3倍。结合上一节的结论“A321机型的刹车温度指示系统的故障率约为A320飞机的3倍”，可以得出第二种假设是造成两者刹车温度指示故障率差異巨大的主要原因，也是公司近年来A320系列机队刹车温度指示故障频发的主要原因。

如果能够依据上述方式进一步将该结论在更大范围的A320系列机队上进行验证，可尝试对刹车温度指示系统设计方案进行优化，通过减少振动对相关组件的影响来减少此类故障的发生。

3 故障维护建议

刹车温度指示的核心部件BTS和BTMU的连接处位于刹车上，属于高振动区域，电接头和接头基座通过黑色橡胶套固定（见图5）。从3.1节可知，高振动情况下可能发生瞬时松动或水汽浸入。瞬时松动将导致接线断路，造成刹车温度指示失效；水汽浸入可能导致BTS冷端热端间的接线短路而造成指示温度低，也可能导致BTS接线与电插头壳体间短路并形成接地而造成指示温度高。

如果出现刹车温度指示异常，虽然能够通过直接更换BTS或BTMU进行故障隔离，但也存在较大可能是以上原因造成的故障，如直接更换BTS将导致功能合格的部件被返厂维修，造成不必要的航材成本浪费。

基于2013～2020年共计484条该故障维修记录的统计结果，针对不同故障现象，建议按照图6所示的排故流程进行操作。

3.1 单个刹车温度指示异常

1）首次出现瞬时故障且重置跳开关1GW测试后故障消除。排故成功率43.7%。

2）如短期（建议两个月）内故障复现，优先检查黑色橡胶套是否完好在位，检查并清洁电接头。排故成功率70%。

3）若故障复现，更换BTS。排故成功率95%。

4）若故障复现，更换BTMU。排故成功率100%。

若在步骤3中的“故障复现”和“更换BTS”之间加入BTS的本机串件及持续监控，可通过故障是否转移直接判断故障源是BTS还是BTMU，但考虑到更换BTS的高排故成功率，建议省略串件环节。

3.2 同侧刹车温度指示异常

1）首次出现瞬时故障且重置跳开关1GW测试。

2）测试出现故障信息或短期内故障复现，更换BTMU。

3.3 所有刹车温度指示异常

1）首次出现瞬时故障且重置跳开关1GW测试。

2）测试出现故障信息或短期内故障复现，更换1GW。

4 结束语

基于统计分析进行维修方案的优化是MSG-3维修理念下的一种趋势导向，目前在全球范围内处于探索和实验的前沿[2]。本文以公司当前频发的刹车温度指示故障为出发点，尝试进行统计分析，得到“A321机型刹车温度指示系统故障率为A320机型的3倍且高故障率的主要原因是A321机型高载重带来的高振动”这一结论。最后，基于历史排故数据给出了常见刹车温度指示故障的排故流程建议，相比“出现故障直接更换传感器”的维修方案将能减少80%不必要的刹车温度传感器拆换，在降低航材成本方面具有显著潜力。

参考文献

[1]孔祥荣.A320系列飞机机轮温度指示原理及故障梳理浅谈[J].工程技术，2016（28）：307-308.

[2]郑志霖.基于统计分析方法的飞机维修方案优化[J].航空维修与工程，2020（11）：29-33.