A320系列飞机FAC相关的经验探讨 无锡基地 陆亦彬解析
A320飞机所有接近电门简介无锡基地陆亦彬
A320飞机所有接近电门简介——以B-6796为例37CV 38CV39CV 40CV flap-attachment failure detection sensor 襟翼内连结构上的襟翼连接失效探测传感器左大翼上37CV （581AT ）39CV （581AT ）右大翼上38CV （ 681AT ）40CV （ 681AT ）下面以37CV为例，其余类似以上为飞控方面的======================================================================================14GA 15GA15GA 左主起落架放下锁定接近电门（系统1）（B-6796飞机上两传感器的标签贴错了！！）14GA 右主起落架放下锁定接近电门（系统1）14GA以14GA的第一条信息为例16GA 17GA 20GA 21GA 22GA 23GA17GA 左主起落架放下锁定接近电门（系统2）16GA 右主起落架放下锁定接近电门（系统2）17GA21GA23GA18GA 19GA18GA 前起落架放下锁定接近电门（系统1）19GA 前起落架放下锁定接近电门（系统2）24GA 25GA24GA 前起落架伸展接近电门（系统1）25GA 前起落架伸展接近电门（系统2）36GA 37GA 38GA39GA36GA 38GA 37GA 39GA37GA 前起落架左舱门打开接近电门（系统1）39GA 前起落架左舱门打开接近电门（系统2）37GA 39GA36GA 前起落架右舱门打开接近电门（系统1）38GA 前起落架右舱门打开接近电门（系统2）36GA 38GA32GA 33GA 34GA 35GA33GA 左主起落架舱门打开接近电门（系统1）35GA 左主起落架舱门打开接近电门（系统2）35GA33GA32GA 右主起落架舱门打开接近电门（系统1）34GA 右主起落架舱门打开接近电门（系统2）34GA32GA30GA 31GA30GA 前起落架舱门收上锁定接近电门（系统1）31GA 前起落架舱门收上锁定接近电门（系统2）31GA30GA12GA 13GA12GA 前起落架收上锁定接近电门（系统1）13GA 前起落架收上锁定接近电门（系统2）12GA 13GA26GA 27GA 28GA 29GA27GA 左主起落架舱门收上锁定接近电门（系统1）29GA 左主起落架舱门收上锁定接近电门（系统2）29GA 27GA26GA 右主起落架舱门收上锁定接近电门（系统1）28GA 右主起落架舱门收上锁定接近电门（系统2）28GA 26GA8GA 9GA 10GA 11GA左侧9GA 左主起落架收上锁定接近电门（系统1）11GA 左主起落架收上锁定接近电门（系统2）右侧8GA 右主起落架收上锁定接近电门（系统1）10GA 右主起落架收上锁定接近电门（系统2）以上为起落架方面的下面为门的5MJ12MJ28WV前货舱门手柄处34WV后货舱手柄处30WV32WV时间仓促，纰漏在所难免，恳请大家批评指正，谢谢大家！无锡基地陆亦彬。
探讨a320襟缝翼系统原理及排故措施
从 上文的研 究结果可知，在 整 个A 32 0 襟 缝 翼系统中， 其主 要功 能 模 块 集中在 仪 表 位 置 探 测 组件、反馈 位 置 探 测组件、不对称位置探测组件，其功能划分如表1所示。
表1 系统主要功能模块的划分
系统功能组件
功能介绍
能够直接采集系统的位置信息，并将位置信息直接发送到FWS上，显示襟翼位置参数，并且这个过 仪表位置探测组件
程中可以不通过襟缝翼控制计算机实现完全独立，即使在出现故障之后也能显示襟翼位置
能够直接将信息发送到襟缝翼控制计算机上新导报 Science and Technology Innovation Herald
1
航空航天科学技术
科技创新导报 2019 NO.23
Science and Technology Innovation Herald
基本保证与当前扇区划分相同的模式运行。 4.1.5 将H22及以北区域更多地划归给01扇 现 行扇区 划分，H 2 2是以 P N为边界，区调 通常 在 P N之
1.1 A320襟缝翼系统的构成
从A320襟缝翼系统的构成来看，驾驶舱上设置了专门 的 襟 缝 翼操 作 杆，并且在 操 作 杆上增 设了一 个指令 传感 构 件（C S U），轮 舱内设 置了两个 动力控制组件P C U，整 个系 统是由襟缝翼控制计算机（SFCC）实现控制的。
在系统实现过程中，通过在动力控制组件上增设位置 传感器，包括仪表位置探测组件以及反馈位置探测组件， 能 够 实时 检 测 襟 缝 翼系统的运行 情况。在 系统 组件的功 能 设 置 上，通 过 增 设 滑轨、传 动轴 等，可以直 接 通 过自身 的转动传输动力，进而在系统发出控制指令的情况下，可 以随时调整飞机的运行。
A320飞机的增升研究
图 14 W eybridge后掠端板模型
© 1994-2010 China Academic Journal Electronic Publishing House. All rights reserved.
雷晓明 : A320飞机的增升研究
3. 3 高雷诺数研究模型 为了开发 RAE 5m 风洞中更长期限的高雷诺
35
© 1994-2010 China Academic Journal Electronic Publishing House. All rights reserved.
民用飞机设计与研究 2009年第 2期
( z / c) sw ept = ( z / c) 2D cos<1
1 理论方法
1. 1 二维方法 新增升装置的设计起点通常运用奇点面的二维
理论研究 。虽然这种较简单的非粘性奇点面方法还 提供很好的初始设计 ,比如赫斯和史密斯技术 ,但是 如果没有非粘性 - 粘性的反复迭代理论 , CLmax (最 大升力系数 ) 和阻力的预测也是不可能的 。
在 BAe W eybridge,由 RAE (英国皇家航空航天 研究院 )研发的二维粘性理论正逐渐用于研究与开 发新的增升装置 。该理论以 MAV IS (多段翼型粘性 迭代求解 )著称 ,以实体模型为基础 ,附面层和附面 层尾流互相作用如图 1 所示 。BAe Woodford (伍德
A320主起落架收放原理分析及运动仿真.doc
A320主起落架收放原理分析及运动仿真分类号V226.3 编号20090815022 U D C 621.8 密级公开中国民航飞行学院毕业设计（论文）题目A320主起落架收放原理分析及运动仿真Principle Analysis and Simulation of the Extension and Retraction of the A320 Landing Gears作者姓名专业名称飞行器制造工程指导教师姓名及职称提交日期2013年6月4日答辩日期2013年6月7日答辩委员会主任评阅人20 13 年 6 月 4 日动，为起落架结构优化和改型设计、收放运动性能分析奠定一定的技术基础，对起落架收放系统的学习有一定的参考价值。
本文通过软件调试指出了下一步将要研究的方向，对于起落架收放系统的改进研究有一定的参考价值。
关键词：起落架，收放，仿真Principle analysis and simulation of the extension and retractionof the A320 main landing gearsAbstract:The landing gear is one of the important structures of the plane, when the aircraft takeoff, landing and parking,it plays an important nding gear system can make the gear up or down during take-off or landing , effectively reduce the flight resistance, improve the efficiency of the flight, is one of the important function of the landing gear.This paper introduces the modern aircraft landing gear system in detail,analyzes the extension and retraction of the A320 main landing gears.The main landing gear parts and assembling them into system was established by Pro/E software as well as simulation the process of landing gear extension and retraction. According to the principle of motion design motion parameters of landing gear’s actuating cylinder and lock mechanism, and output the important simulation data and motion animation. Based on this research, analyzed in detail of the relationship between the closes lock structure and actuating cylinder in the process of gear system movement.Based on Pro/E software build landing gear and simulation it’s moveme nt, lay a technical foundation for landing gear structure optimization and retrofit design, performance analysis and movement. It also has certain reference value for the study of landing gear system. Through the software debugging, this paper points out the next step of future research directions, improvements to the landing gear system release study has certain reference value.Key Words: landing gear , the extension and retraction, simulation目录第1章绪论 01.1 论文背景 01.2 起落架现代设计技术 (2)1.3 本文研究内容 (4)第2章起落架收放及运动分析 (5)2.1 起落架简介 (5)2.2 起落架收放方式 (7)2.2.1主起落架收放方式 (7)2.2.2 前、后起落架收放方式 (7)2.3 A320飞机起落架分析 (7)2.3.1 A320飞机起落架概述 (7)2.3.2 A320飞机起落架收放运动分析. 112.3.3 A320飞机起落架收放锁定分析. 13第3章 A320主起落架三维模型建造 (15)3.1 CAD/CAE技术 (15)3.2 Pro/ENGINEER简介 (16)3.3 起落架模型建造 (17)3.3.1 零件模型建造 (17)3.3.2 零件模型装配 (20)第4章 A320主起落架收放运动仿真 (23)4.1 仿真参数设置 (23)4.2 仿真过程 (25)4.3 仿真结果分析 (28)第5章总结与心得 (30)5.1 论文总结 (30)5.2 设计心得 (30)致谢 (33)参考文献 (34)第1章绪论起落架是飞机重要的部件之一，在飞机的起飞、着陆等过程中发挥着至关重要的作用。
空壳 A320 着陆分析手册分解
空客A320-232型飞机
机场着陆分析
(
中国国际航空股份有限公司
二○一一年十月
为满足飞行、航务、商务及相关部门的需要，我们根据空客公司提供的机场分析软件，计算汇编了《空客A320-232飞机机场着陆分析手册》。手册序号为L.320.3，序号含义如下：L代表着陆分析手册；320代表A320系列机型；3代表装备IAE V2527-A5型发动机的A320-232机型。
179
REV2.1
南京禄口机场
ZSNJ
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REV2.1
南通兴东机场
ZSNT
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REV2.1
合肥骆岗机场
ZSOF
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REV2.1
上海浦东机场
ZSPD
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REV2.1
青岛流亭机场
ZSQD
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REV2.1
晋江机场
ZSQZ
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REV2.1
上海虹桥机场
ZSSS
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REV2.1
黄山屯溪机场
ZSTX
本手册只适用于中国国际航空公司所属的装备IAE V2527-A5发动机的空客A320-232飞机。请用户单位在使用过程中核对发动机和机型的配置及最大着陆重量，并以具体配置为准，如果非国航所属飞机因使用本手册而出现问题，我部门对此将不予负责。
本手册计算范围涵盖了A320-232飞机现可以起降的国内机场和国航该型飞机执行正班和加班包机任务所涉及的国际机场。此外，今后如果机场条件变更，我们将对变化机场重新计算，并及时增补或更换插页。
10）VFA速度，即最后进近速度修正。
11）限制符（1=最大结构重量限制，2=着陆场长限制，3=进近爬升限制、4=着陆爬升限制、5=轮胎速度限制、6=刹车能量限制）。
A320襟缝翼系统原理及排故措施
A320襟缝翼系统原理及排故措施A320襟缝翼系统原理及排故措施-工程论文A320襟缝翼系统原理及排故措施蒋双奇JIANG Shuang-qi（国航重庆维修基地航线二车间，重庆401120）（Route 2 Workshop of Chongqing Maintenance Base of Air China，Chongqing 401120，China）摘要：本文主要介绍A320飞机襟缝翼系统的各组成部件以及系统工作原理，同时总结襟缝翼系统常见故障现象和信息，以及常见排故处理措施，便于把握襟缝翼系统的关键点，为今后其它类似的襟缝翼系统故障排除积累经验。
Abstract: This paper mainly introduces the all the components and working principle of the system of slots flaps system of A320 airplane. At the same time, it sums up the phenomena and information of the common failures of slots flaps system and the common troubleshooting measures to grasp the important points of slots flaps system to accumulate experience of the related troubleshooting of slots flaps system in the future.关键词：CSU（指令传感组件）；PCU（动力控制组件）；IPPU （仪表位置探测组件）；FPPU（反馈位置探测组件）；APPU（不对称位置探测组件）；SFCC （襟缝翼控制计算机）；WTB（翼尖刹车）；VB（活门块）Key words: CSU（command sense unit）；PCU（power control unit）；IPPU （instrument position plumbing unit）；FPPU（feedback position plumbing unit）；APPU（asymmetry position plumbing unit）；SFCC（slots flaps control computer）；WTB（wing tip brake）；VB（valve block）中图分类号：V267 文献标识码：A文章编号：1006-4311（2015）02-0045-020 引言A320襟缝翼系统设计原理基本相同，所以这里仅例举襟翼系统来阐述。
浅谈A320飞机的液压系统
浅谈A320飞机的液压系统
汪晓东
【期刊名称】《军民两用技术与产品》
【年(卷),期】2018(000)022
【摘要】A320飞机的主要操作舵面是有三套液压系统来进行控制的,对液压系统中液压油的监控主要是温度和压力的监控,通过两套电门来监控,如果压力和温度低于限制值,进行相应的维护工作,对液压油也要进行定期的检测,指标超出也将进行维护工作,直至液压油符合放行标准.
【总页数】1页(P24)
【作者】汪晓东
【作者单位】东方航空技术有限公司浙江分公司,宁波 315000
【正文语种】中文
【相关文献】
1.A320飞机主液压系统故障分析 [J], 孙鹏
2.空客A320飞机液压系统渗漏维护分析 [J], 李建刚
3.空客A320飞机液压系统特点及常见故障分析 [J], 吴鑫睿
4.空客A320飞机液压系统特点及常见故障研究 [J], 陈清影
5.A320飞机液压系统渗漏检查及故障排除 [J], 杨建营
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关于A320系列飞机发动机防冰活门故障的分析
关于 A320系列飞机发动机防冰活门故障的分析摘要：在飞机使用的过程中，其中任意位置的情况异常都会对整体产生一定影响，为保障使用中的安全性、稳定性，便需要对A320系列飞机的发动机防冰活门进行细致分析，了解并排除其中的故障。
基于此，本文重点分析了该位置的概述，同时细致阐述了其中故障问题内容与排除工作，供参考。
关键词：飞机；发动机；防冰活门引言：在飞机在云层中飞行时，其难免会穿过云层，或冻雾的地面位置，因此导致发动机前方的进气区域、气道都会出现结冰的情况。
为保障飞机在行驶过程中安全新型、稳定性，对其该现象的出现进行避免至关重要，因为冰块的出现会让机械性能下降，限制气流的经过，促使故障出现概率大幅提升。
与此同时，该位置的冰块在掉落之后，还会进入到发动机中，对进气道的内衬进行撞击，促使其因此损坏，因此要对该方面进行细致研究。
一、发动机防冰活门概述（一）防冰组成原理在A320型飞机的发动机在防冰工作中，其通过利用高压气体，来吸引相应的空气来对发动机进气口位置进行加热，防止该位置产生冰雪大量积累的情况，从而对该位置造成破坏。
正常情况下，发动机的防冰系统包含了引气管道、封严、机械支架、喷嘴等相应设施构成，在防冰过程中热气主要来自高压气机的第五级引气位置[1]。
（二）活门构造原理在A320型飞机的发动机中，防冰活门主要呈现出碟状。
在飞机在飞行的过程中，如果并未存在对其的动作压力，活门自身便会根据内部的弹簧设施，来处于关闭的状态中，或是防冰活门中存在电磁线圈，在其处于带电状态时，活门便会处于关闭的状态中。
在运行的过程中，在压力达到一定程度之后，并且线圈为止的电源信号处于丢失情况下，防冰活门便会处于打开的状态。
与此同时，防冰活门内部的动作压力主要来自于第九级的压气机，之后其中的数值超过10pis时，活门才会因此被打开。
在飞机中的防冰活门处于关闭状态时，其中电磁圈是带电的，内部的导向球会在电磁吸力的基础上，向右方进行移动。
A320的市场定位剖析
A320的市场定位剖析作者：苏晓东来源：《大飞机》2015年第02期A320系列飞机在全球中短程单通道飞机市场上的优异表现，体现了空客在市场研究、研发制造、市场营销和服务支持等多方面的综合实力。
就市场角度而言，A320针对的是中短程单通道民机市场，这一市场具有需求量大、竞争激烈和需求集中度高等特点。
能否根据这一细分市场的特点进行准确定位，决定着A320项目的成败。
借鉴空客在该项目上的成功经验，无疑将有助于C919大型客机获得市场成功。
竞争激烈的市场目前，世界民机市场需求量最大的机型主要集中在200座级以下的中短程单通道窄体飞机。
在航程6000公里左右、100～200座的民机市场上，除了波音737和空客A320系列飞机外，还有已经停产的波音757和MD80/90等系列机型通过转卖或租赁参与市场竞争。
此外，庞巴迪和巴航工业研制的C系列及ERJ-190/195系列大型支线飞机，已在低座级（100～120座）市场上形成竞争实力。
总体来看，全球共有四大制造商的六大系列、近二十种机型参与这一市场的竞争，其激烈程度可想而知。
相对而言，在中远程宽体飞机市场，竞争产品较少，形成了波音和空客双寡头垄断格局。
中短程高频次航线运营目前，世界上运营的单通道客机主要有波音737、空客A320和MD80/90等系列机型。
尽管这些机型的航程最远能够达到6000公里，但这类单通道窄体飞机主要运营1000公里以下的航线。
在北美地区，单通道机型运营航线的平均航程大约为1000公里，欧洲、亚洲等地区的单通道客机运营航线的平均航程普遍低于800公里。
据空客公司预测，到2026年，45%的单通道飞机将用于航程为1100公里及以下的航班。
航班频率高是中短程单通道机型运营的又一特点。
西欧地区是单通道飞机运营的主要地区之一。
2014年5月20日西欧地区的航班计划数据显示，当天共有30783个航班，单通道飞机的航班频率占到了总量的98. 88%。
A320飞机TAT1加温故障导致FAC功能故障原因分析
2019年8月A320飞机TAT1加温故障导致FAC功能故障原因分析李立斌（中国东方航空技术有限公司浙江分公司，315100）【摘要】本文简述了TAT的工作原理，并对TAT的故障会影响FAC功能的原因做了简单分析。
在以后的排故中能够快速判断故障源排除故障：①从故障现象入手判断故障源。
②从原理上分析故障现象产生的原因。
③从排故过程中提供一种新的思路。
【关键词】TAT（总温探头）；FAC（飞机增稳计算机）；ADR（大气数据参考）；PHC（探头加温计算机）【中图分类号】V267【文献标识码】A【文章编号】1006-4222（2019）08-0341-021背景介绍某架A320飞机航前检查发现机长空速管套被烧穿,随后飞机在通电启动后大约25min时上ECAM出现YAW DAMPER1/RUD TRIM1/RUD TRV LIM等警告信息。
重置FAC1计算机并且整机断电后警告依旧。
进行FAC1和FAC2计算机交换,故障依旧。
大概过了15min机组反映AP1和FD1无法接通,放行人员把此信息反馈给工程师。
2排故过程工程师在接到AP1和FD1无法接通的信息后,结合先前的警告信息,根据以往的经验判断为ADR1的数据有问题导致自动驾驶1号系统产生了以上一系列的故障现象。
工程师通知维修人员去查看TAT1是否发烫。
维修人员触摸TAT1发烫严重,随后拔出TAT1跳开关,并且给TAT1进行物理降温。
等大概过了5min后所有的故障现象消失,飞机正常。
3原理分析A320飞机有两个TAT探头,一个TAT探头内有两个测量传感器,如图1所示:空气从TAT前腔进入,从后口及周围几个出口流出。
气流在探测原件附近处于全受阻状态。
感温元件的阻值与全受阻温度相对应,该阻值经过电路的转换,输出与全受阻温度相对应的电压值,从而显示出相应的温度。
TAT 测量的是大气静温和动温的总和,大气静温无法直接测量,而是由ADR计算机计算得到。
同时飞机在空中飞行时为防止低温空气中的水分子凝结堵塞全文探头的进气孔和排水孔,因而TAT具有空中加温功能。
A320系列飞机FAC相关的经验探讨 无锡基地 陆亦彬解析
A320系列飞机FAC相关的经验探讨FAC（飞行增稳计算机）：是自动飞行系统的重要部件，2个FAC、2个FMGC、2个MCDU、1个FCU共同构成了自动飞行系统。
一、F AC功用：1、偏航阻尼功能：由yaw damper实现A．人工控制时实现由ELAC发出的偏航指令，在ELAC故障时也可以提供抑制荷兰滚的功能（这时ADIRU提供数据给FAC用来计算）；偏航阻尼.jpgB．自动控制时实现由FMGC发出的自动飞行指令：包括完成偏航指令和滚弯动作。
C．在自动飞行状态下还可也起到协调转弯、抑制荷兰滚和在一台发动机失效状况下对飞机姿态的恢复。
2．方向舵配平功能A．人工控制时实现飞行员通过配平手轮发出的配平指令（control and reset）。
执行由ELAC发出偏转指令（当发动机失效时）。
B．自动控制时完成自动飞行的配平指令，并在一台发动机失效时产生恢复飞机姿态的功能。
3．方向舵行程限制功能A．按照预先设定好的规则来限制方向舵行程，即在不同的速度下，对方向舵舵面行程有不同程度的限制。
TLU Control Law.jpgB．万一双FAC行程限制功能失效，只要缝翼伸出就会回到低速的限制状态，即保证在近进和落地滑跑过程中最大幅度运动舵面的需要。
方向舵行程限制是不能显示的，只能在ECAM上显示方向舵可以最大运动到的位置。
4.飞行包络保护功能FAC接受ADIRU、LGCIU、FMGC、SFCC的数据计算特征速度，并显示在PFD的速度刻度上。
飞行包络保护1.jpg，每个FAC由独立的按钮电门控制，并实现不同的功能A.控制PFD上特征速度的显示（包括最大空速，目标速度，速度增大或减小的趋势，ECAM速度范围，最小可选速度，迎角保护速度，最大迎角速度，最大马赫数，最大起落架放下速度，最大襟缝翼放下速度，最小襟缝翼放下速度）正常情况下，FAC1数据显示在CAPT PFD上，FAC2数据显示在F/O PFD上，如果参数或计算机错误，相关的PFD数据显示由另一个FAC取代。
【航空】史上最全、最详细A320驾驶舱讲解,必须
驾驶舱理念FCTM-AOP-10-20-10空客飞机驾驶舱的设计通过飞机操作环境满足飞行机组的操作需求，同时保证电传操纵家族最大的共性。
A320系列飞机驾驶舱面板布局顶板 Overhead Panel遮光板 Glareshield主仪表板 Main Instrument Panel 中央操纵台 Pedestal侧操纵台 Lateral Consoles脚蹬 PedalsGLARESHIELD 遮光板遮光板支持自动飞行系统(AFS)的短期的策略控制。
可以“抬头”进行操纵并对于两名飞行员都能容易进行操纵。
MAIN INSTRUMENT PANEL 主仪表板主仪表板主要支持对于以下功能是必须的显示组件：‐FLY 飞行(PFD ) ‐NAVIGATE 导航(ND) ‐COMMUNICATE 通讯(DCDU（新飞机部分选装）) ‐MONITOR the various aircraft systems 监控各个飞机系统(ECAM).The display units are located in the full and non-obstructed view of both pilots. 显示组件位于两名飞行员全部并无遮挡的视野中。
PEDESTAL 中央操纵台中央操纵台主要支持以下控制：‐发动机和推力（发动机主电门，推力手柄）‐飞机形态（减速板手柄，襟翼手柄，方向舵配平）‐导航(MCDU, FMS) ‐通信(RMP).1.fixed windows2.sliding windows侧窗操作参考FCOM/DSC-56-40 Sliding Windows撤离绳 CCOM/05-020 Escape Rope氧气FCOM/DSC-35-20 Fixed Oxygen System for CockpitFCOM/PRO-NOR-SOP EMERGENCY EQUIPMENT驾驶舱预先准备检查下列应急设备‐救生衣存放‐Xxx stowed ‐防烟罩或PBE存放‐便携灭火瓶保险在位/压力绿区‐氧气面罩存放‐应急手电筒存放‐撤离绳存放电源 ELEC 参考 FCOM/DSC-24-20 Electrical火警 FIRE参考 FCOM/DSC-26-20-20 Fire Protrction - Engines and APU 参考 FCOM/DSC-31-05-30 Attention - GettersAPU 参考 FCOM/DSC-49-20 APU空调 AIR COND参考 FCOM/DSC-21-10 Air Conditioning 参考 FCOM/DSC-36-20 PeneumaticA320A321通风 Ventilation参考 FCOM/DSC-21-30 Ventilation参考 FCOM/DSC-21-40 Cargo参考 FCOM/DSC-33-10 Cockpit LightingADIRS 参考 FCOM/DSC-34-NAV-10-20 ADIRS 经典款时尚款外部照明 EXT LT 参考 FCOM/DSC-33-20-20旅客通知 SIGNS参考 FCOM/DSC-33-30-20 Emergency Lighting 参考 FCOM/DSC-33-40-10 Signs机舱增压 CABIN PRESS参考 FCOM/DSC-21-20-40 Pressurizition燃油 FUEL 参考 FCOM/DSC-28-20 Fuel构型I构型II(部分新飞机加装额外中央油箱ACT)音频转换 AUDIO SWITCHING参考 FCOM-DSC-23-10-50 Audio SwitchingRMP 参考 FCOM/DSC-23-10-20 Radio Management PanelACP 参考 FCOM/DSC-23-10-50 Audio Control Panel‐下部对应于:•在按钮电门上，对应系统控制的选项(e.g. ON, OFF, OVRD), or•在按钮上，对应系统的状态(e.g. MAN).如果无需显示系统控制的选项，两个灰点取代灯的位置。
空中客车A320系列飞机：A320飞机操纵系统概况
飞行操纵
MENU
系统概述
10/42
SPD BRK
L AIL
R AIL
PITCH TRIM L ELEV RUD R ELEV
现在我们介绍 ECAM F/CTL（飞行操纵）页面。 你可以看到我们提到过的所有飞行操纵面都显示在该 页面上。下面我们详细介绍它们。
飞行操纵
MENU
系统概述
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两个副翼和升降舵的移动都由一个沿着白色 标尺移动的绿色箭头来表示。
系统概述
30/42
位于中央操纵台右侧的襟翼手柄用来 操纵缝翼和襟翼。 它有下列位置： 0，1，2，3和全位。
飞行操纵
MENU
系统概述
31/42
襟翼和缝翼信息显示在 E/WD 上。 襟翼和缝翼的位置由白点指示。在这里，它们放出到 1+F位。
飞行操纵
MENU
系统概述
32/42
缝翼和襟翼配备了保护功能。 具体来说，它探测两侧机翼操纵面 的不同步，操纵面连接故障，超速或 非指令的移动。 所有这些保护将在不正常操作章节 中讲述。
SEC 3
飞行操纵
MENU
系统概述
20/42
ELAC 1
但是，FAC的数据将直接送给EIS。
ELAC 2
FCDC 1
FCDC 2
SEC 1
SEC 2 FAC 1 SEC 3
FAC 2
飞行操纵
MENU
系统概述
21/42
三个独立的液压系统为所有的飞行操纵面提供动力。
飞行操纵
MENU
系统概述
22/42
飞行操纵
MENU
系统概述
4/42
飞行控制计算机
A320飞机维修训练器的教学应用与改革5页word文档
A320飞机维修训练器的教学应用与改革随着我国民航快速发展，飞机数量急剧增加，对飞机维修人员技能的要求越来越高，培养维修人才的标准也越来越高，因此，飞机维修专业的教学改革显得尤为重要。
现阶段我国大多数民航院校教育存在诸多问题：实训教学课时量较少、实训设备数量少、缺乏实践操作、自主学习能力不强、教学与技能人才需求相脱节等，导致专业课教学并未收到预期的效果。
根据行业院校学生今后的岗位特征和民航对大量熟练维修人员的需求，在保障必备专业知识的基础上，重点突出实操技能的培养。
维修专业培养目标是理论性、实践性强而且要求理论和实践紧密结合的技能型人才。
在教学过程中，除了采用常规的讲授法、演示法等方法外，还要积极地探索和改进教学方法及手段，科学、合理地运用现代教育媒介，加强教学过程的互动性，以期达到良好的教学效果。
因此，A320飞机维修训练器引入教学中，极大地提高了维修人员的技能，A320维修训练器模拟系统摆脱了雷达、发动机等危险实践场景的限制，模拟真实环境，从中学到的知识、技能能够真正满足今后职业岗位的实际需要，使操作者在课堂上进行训练，增加了对本行业的了解，熟悉工作环境，了解并掌握常见基本的故障排除方法，真正做到毕业就上岗。
该模拟机能充分发挥行业融入学校的职能，提高自主学习、师生互动、活跃课堂、掌握知识，达到职业化培养的目标，体现行业院校的特点。
1 A320飞机维修训练器通过德国职业院校教育的调研发现：德国职业教育实训教学环节和我国职业教育相比较有明显优势，实训教学所占课时比例很大，学生动手能力很强，实训教学环节的师生比例合理，实训教学设备与学生比例合理，实训教学环境的情景模拟真实。
相比较，建议加大实训设备投入，加强教学研究，制定科学可行的实训教学计划。
行业性院校的课程具有实践性强、针对性强、职业性强的特点，尤其职业教育非常注重动手实践，但是进行实训也面临“进不去、看不见、动不了、难再现”四大问题，如果学生对理论知识和原理理解得很透彻而不能实际动手操作，这种教学方式不能算是成功的。
浅谈A320飞机维护中的串件——机务经验交流
浅谈A320飞机维护中的串件（民航维修网通讯员岳长会）在现代大型商用飞机上，每个系统都装有多套设备，它们之间都可以互相替换，这也大大的增加了飞机的安全性和经济性。
下面我就为大家介绍了一下飞机维护中串件的基本情况，并对一些A320飞机排故中的串件情况进行了简单的分析。
所谓串件，就是指将飞机上不同位置处功能相同或不同但可互换的部件相互交换安装位置的过程，它是飞机维护工作中最常见的维修行为。
串件对于有效地判断、识别飞机故障或有目的地转移飞机故障起着重要作用。
但是在有件的情况下，我们排故仍不提倡串件。
串件存在的现实基础1．飞机停场时间不够航空公司为保证航班的正点率而严格控制飞机的延误，为节约时间，维护部门有时可以通过简单地串件来保证航班的正常营运。
当然，这都是在严格的符合MEL的标准下进行的。
2．机载设备故障探测系统不完善目前机载设备的故障探测系统不尽完善，有时计算机内部的机内自测试设备（ＢＩＴＥ）不能有效地探测出系统故障的具体部位和原因，地面维护人员往往只有通过串件来分析判断故障。
3．计算机设备或部件内部模块的性质不一样在飞机上不同位置，计算机设备或部件内部模块的功能不一样，进行串件可以把有内部模块故障的件串至不使用该模块的位置，从而使飞机能够正常飞行。
但是，我们仍要对该故障计算机进行跟踪，在适当的时候换下故障计算机。
4．航材备件质量不高储备不足1由于航材在包装运输和存放过程中，常常会遇到这样或那样的情况，不仅如此，装上件还多为故障修理件，受部件修理单位故障检测与维修技术水平的限制，有时部件修理后不能彻底消除故障，结果造成部件装机后，飞机故障依旧，从而给故障的分析判断造成很大干扰，而通过串件的办法，维护人员便能准确地判断出飞机的故障原因。
另外，由于航材储备不足，地面维护部门有时只能通过串件来保证飞机符合放行要求。
串件的应用1. 串件的分类串件一般分为三类：判断类串件是指在未知飞机故障源的情况下为判断、分析飞机故障进行的串件；放行类串件是指在已知飞机故障源后涉及到飞机放行情况下的串件；其他情况下的串件均可归于其他类串件。
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A320系列飞机FAC相关的经验探讨FAC（飞行增稳计算机）：是自动飞行系统的重要部件，2个FAC、2个FMGC、2个MCDU、1个FCU共同构成了自动飞行系统。
一、F AC功用：1、偏航阻尼功能：由yaw damper实现A．人工控制时实现由ELAC发出的偏航指令，在ELAC故障时也可以提供抑制荷兰滚的功能（这时ADIRU提供数据给FAC用来计算）；偏航阻尼.jpgB．自动控制时实现由FMGC发出的自动飞行指令：包括完成偏航指令和滚弯动作。
C．在自动飞行状态下还可也起到协调转弯、抑制荷兰滚和在一台发动机失效状况下对飞机姿态的恢复。
2．方向舵配平功能A．人工控制时实现飞行员通过配平手轮发出的配平指令（control and reset）。
执行由ELAC发出偏转指令（当发动机失效时）。
B．自动控制时完成自动飞行的配平指令，并在一台发动机失效时产生恢复飞机姿态的功能。
3．方向舵行程限制功能A．按照预先设定好的规则来限制方向舵行程，即在不同的速度下，对方向舵舵面行程有不同程度的限制。
TLU Control Law.jpgB．万一双FAC行程限制功能失效，只要缝翼伸出就会回到低速的限制状态，即保证在近进和落地滑跑过程中最大幅度运动舵面的需要。
方向舵行程限制是不能显示的，只能在ECAM上显示方向舵可以最大运动到的位置。
4.飞行包络保护功能FAC接受ADIRU、LGCIU、FMGC、SFCC的数据计算特征速度，并显示在PFD的速度刻度上。
飞行包络保护1.jpg，每个FAC由独立的按钮电门控制，并实现不同的功能A.控制PFD上特征速度的显示（包括最大空速，目标速度，速度增大或减小的趋势，ECAM速度范围，最小可选速度，迎角保护速度，最大迎角速度，最大马赫数，最大起落架放下速度，最大襟缝翼放下速度，最小襟缝翼放下速度）正常情况下，FAC1数据显示在CAPT PFD上，FAC2数据显示在F/O PFD上，如果参数或计算机错误，相关的PFD数据显示由另一个FAC取代。
如果FAC获得的大气数据和DMC显示数据不一致，则会在ECAM上显示“ADR DISAGREE”的信息。
FAC可以计算飞机的重心：飞行中，通过ADIRU, FMGC, SFCC的参数以及重力参数计算特征速度和重心；在地面重力数据由FMGC提供；B.获取ELAC 和FMGC 的数据并计算出方向舵所需的动作指令；C.发送给FMGC控制所必需的信号；D.自动飞行状态下提供飞行包络保护（给FMGC发送速度和迎角的限制值），探测飞行包线发送给FMGC用来接通自动油门工作；E.显示方向舵配平指令和方向舵行程限制的最大位置；F.在PFDS上显示红色风切变探测警告；G.低性能警告计算会发给FWC，并发出“speed，speed，speed”的音响警告，并接通自动油门增加推力。
5．维护功能CFDS的两种操作模式：（仅限于FAC1）A．正常模式在这个模式下，FIDS (BITE concentrator) 存储所有不同的BITE分析结果，并对故障的LRU进行交叉检测。
然后给CFDIU发送相应LRU的故障信息。
（飞行中）B．菜单模式这个模式是用来激活各种AFS测试并显示维护信息。
（地面）二、FAC及其相关部件介绍：1.2个FAC计算机FAC 输入和输出.jpgFAC 供电图 .jpg安装位置FAC安装位置.jpg RUD控制机构方向舵控制机构.jpg2.2个偏航阻尼伺服作动筒YAW DAMPER(3CC1) 和(3CC2).jpg每个偏航阻尼伺服作动筒包含:1个伺服活门2个电磁活门2个模式选择活门（内部）1个压力电门方向舵阻尼伺服作动筒.jpg方向舵阻尼位置传感组件2CC.jpg压力电门.jpg3.1个方向舵配平作动组件包含2个作动筒和相关继电器方向舵人工感知和配平组件.jpg ,4.1个RTLU方向舵行程限制组件4CC 包含2个电马达和相关继电器RTLU.jpg应急控制原理.jpg5.FAC1 和FAC2按钮电门12CC1和12CC26.2个继电器11CC1和11CC27.1个方向舵配平控制面板(包含配平旋钮，指示窗和复位按钮)方向舵配平控制面板.jpg8.供电：供电.jpg三、FAC WARNINGSFAC 1 (OR 2) FAULT.jpg ,FAC 1 AND 2 FAULT.jpg,RUD TRIM 1(OR 2)FAULT.jpg,RUD TRIM SYS FAULT.jpg,RUD TRV LIM 1(OR 2)FAULT.jpg,RUD TRV LIM SYS FAULT.jpg,YAW DAMPER 1(OR 2)FAULT.jpg,YAW DAMPER SYS FAULT.jpg,WINDSHEAR DETECTION.jpg,WINDSHEAR DETECTION FAULT.jpg,LOW ENERGY WARNING.jpg四、放行相关要求：一．FAC2故障允许放行，FAC1故障是不能放行的，参见MEL01-22-66-01 飞行增稳计算机.jpg。
在出现YAW DAMPER1 的ECAM警告时，Y/D1和FAC1故障都有可能造成，须先在FAC1计算机后量线确认故障是否由Y/D1中的电磁活门短路引起（ASM 22-68-00-04.jpg）ASM 22-68-00-04.jpg如线路正常，经MCC批准后可以将FAC1、2串件，并测试是否故障转移，如转移则原FAC1故障，保留FAC2放行（在不能确认是否短路的情况下盲目串件可能会引起另一台计算机烧毁使飞机无法放行）。
在一个Y/D故障的情况下（一般会伴有3CC1或3CC2的CFDS信息），可以放行但要解除故障Y/D工作。
如果是3CC1故障时，如要恢复FAC 1，需使用维护程序将故障作动筒解除工作。
参考参考AMM27-22-00-040-001, 或参考AMM 27-23-00-040-001。
注：针对解除受影响的偏航阻尼器系统的维护程序可以推迟使用，只要：-飞机仍处于通电状态，且-双发停车时，相关FAC的28V直流跳开关未断开。
(AUTO/FAC1/28VDC AUTO/FAC2/28VDC)22-63-01 飞行增稳计算机.jpg22-63-01 偏航阻尼系统—解除程序（M）YD伺服作动筒解除（M).JPG相关的电路跳开关功能项目号名称位置14CC1 FLT/FAC 1/26 VAC 49VU B035CC1 FLT/FAC 1/28 VDC 49VU B0414CC2 FLT/FAC 2/26 VAC 121VU M185CC2 FLT/FAC 2/28 VDC 121VU M19程序注：在以下情况下，将有关偏航阻尼系统解除功能的维护程序可推迟进行：—飞机仍然通电，且—当双发停车时，对应于FAC的28V直流跳开关未断开(C/B 5CC1或5CC2)。
1—给地面勤务网通电2—确保液压系统释压3—在驾驶舱里放上警告牌，用以告知相关人员不要操作飞行操纵4—将跳开关C/B 14CC1和5CC1(如果1号偏航阻尼系统受影响)或跳开关C/B 14CC2和5CC2(如果2号偏航阻尼系统受影响)断开、保险并挂标牌5—把检修平台放到维修门325 BL (325 BR)的相应位置6—打开检修门325BL(325BR)7—验证偏航阻尼伺服作动器没有液压泄漏。
·如果有泄漏:—将绿和黄液压油箱释压—在偏航阻尼伺服致动器的液压接口处的下面放一个容器—将液压软管从偏舱阻尼器伺服—致动装置上断开。
—把剩下的液压油排放到容器里—移开容器—在脱开管路的端头安装堵头，并用扎带将脱开管路扎紧。
8—从偏航阻尼伺服致动器上将电插头插下9—在脱开的电插头上放上堵盖并用胶带扎好。
10—取下保险和标牌并将跳开关C/B 14CC1和5CC1或14CC2和5CC2闭合11—做偏航阻尼致动操作测试—起动ECAM系统并选择F/CTL页面—将飞机液压系统增压—在顶板ADIRS CDU上将IR3选择到NAV(IR1和IR2在OFF位)—在顶板FLT CTL 面板上确认不受影响的FAC1(2)被选到接通位ON。
—做以下测试：动作结果1—在中央操纵台，在MCDU上：—调出SYSTEM REPORT/TEST页面—SYSTEM REPORT/TEST页面出现—压下NAV指示旁边的行选键—SYSTEM PEPORT/TEST NAV页面出现—压下IR3指示旁边的行选键—ADIRS IRU3页面出现—压下INTERFACE TEST指示旁的行选键—ADIRS IRU3 INTERFACE TEST页面出现注：在做下列测试时，不要考虑所出现的警告以及姿态的变化。
2—在ADIRS IRU3 INTERFACE TEST页面：—在ECAM下部显示的F/CTL页面：—按下TEST START指示旁的行选键—方向舵移向左侧，然后再慢慢移回零位—按下RETURN/TEST STOP指示旁的行选键—方向舵向右移，然后再慢慢回零—按下MCDU MENU方式键在MCDU上，MCDU MENU页出现12—检查后确保工作区内清洁且无工具和其它物品13—关上检修门并移开检修平台14—把飞机重置到所需形态二．FAC1故障是不允许放行的。
如果相关的跳开关AUTO FLT/FAC1/28VDC跳开，那么在ECAM 上可能会出现自动飞行(AUTO FLT)FAC1故障警告。
这可能是由于方向舵配平作动筒1号通道或方向舵行程作动筒1号通道出现短路。
在这种情况下，把故障的作动器受影响的部分隔离开,将警告抑制掉就可以恢复FAC1的功能，并放行飞机。
22-66-01 飞行增稳计算机.jpg22-66-01 飞行增稳计算机.jpg22-66-01A(M) FAC1—故障的伺服致动器解除程序只有确定是故障设备导致相关的C/B(AUTO FLT/FAC1/28VDC ) 5CC1跳开并触发ECAM警告“FAC1 FAULT”的排故程序已完成的话，才可实施此程序。
（也就是说前提是在排除FAC1故障的情况下）1. 如果是方向舵配平系统伺服致动器1号故障：1—将地面勤务网通电2—断开C/B 5CC1保险、并挂标牌3—进入电子舱(检修门824)4—在面板187VU上，拆下继电器7CC15—闭合C/B 5CC16—对方向舵配平致动进行操作测试7—将电子舱检修门824关上并将地面勤务网断电。
2．如果方向舵行程限制器系统伺服致动器1号故障：1—将地面勤务网通电2—断开C/B 5CC1，保险并挂标牌3—进入电子舱(检修门824)4—在面板187VU上，移开继电器13CC15—闭合C/B 5CC17—对方向舵行程限制进行操作测试8—将电子舱检修门824 关上并将地面勤务网断电。