针对升降舵伺服故障在A320系列飞机维护过程中出现频率较高，本文通过B-6638航后升降舵伺服故障隔离过程分析介绍升降舵伺服控制逻辑和相关测试注意事项。

故障描述：B-6638：PFR：“ELAC1 OR WIRING FROM R B ELEV POS XDCR 34CE4”

故障隔离步骤：

1）依据手册进行侧杆组件的操作测试和EFCS地面扫描正常，并且测量ELAC1到升降舵作动器R B 34CE4的线路及到升降舵位置传感器的线路在正常范围内。

2）在升降舵和液压动作操作测试过程中，检查发现左右升降舵随着侧杆前后操纵指令上下移动，移动速度相同，但是升降舵向上移动幅度达不到最大幅度（30°）。随后完成升降舵阻尼测试过程中，在完成升降舵上下移动第二个循环后测试结束，结果为：ELEV TEST NOT POSSIBLE，故障源是SEC2，故障代码为03FF。

3）随后对右升降舵作动器34CE2和34CE4检查发现，当只是黄液压系统增压且手柄在中立位时，右升降舵位置传感器的定中校准销能很轻松的装入校准孔中；ECAM SD页面右升降舵指示在中立位；当只有兰液压系统增压且手柄在中立位时，右升降舵位置传感器的定中校准销与校准孔的位置上有些许偏差，ECAM SD页面右升降舵指示中立位偏下一点。

4）后续对升降舵作动器R B 34CE4重新校准后，地面升降舵阻尼测试通过，且升降舵液压作动测试正常，升降舵位置上下移动指示正确。在之后飞机执行航班后未出现该故障。

该故障的排除过程涉及到许多EFCS系统关于升降舵的作动测试，控制逻辑和ECAM指示。通过各个测试以及升降舵作动控制逻辑最终确定了故障源并排除。我们在此具体分析一下升降舵的控制逻辑和测试注意事项。

A320的两个升降舵相对地铰链安装在水平安定面上。每个升降舵的控制执行包括：两个升降舵伺服控制器，一个升降舵位置传感组件，升降舵和副翼计算机（ELAC1，ELAC12），扰流板和升降舵计算机（SEC1，SEC2)。其中每个升降舵伺服控制器有一个伺服活门（SV)，两个电磁线圈活门（EV1，EV2)，一个模式选择活门（MV)，一个线性模式选择活门传感器，一个线性伺服活门传感器，两个非线性位置传感器。升降舵伺服控制器主要构造如图所示（以左绿系统伺服控制组件L G 34CE1为例）。

每个伺服控制组件有三种工作状态，以左绿系统伺服控制组件L G 34CE1为例来简单了解各个工作状态。

1）作动状态：该状态下EV不工作，使得液压源能够作动模式选择活门MV至液压作动位置，SV工作以提供作动液压给作动筒允许升降舵作动。

2) 阻尼状态：该状态下EV工作切断液压，使得模式选择活门在弹簧作用下移动至旁通位，SV不工作，作动筒液压源旁通，该作动筒随其他作动筒作动。

3）定中状态：如果舵面的二个伺服控制器的电动控制丧失,定中模式允许恢复并且保持升降舵在 0 位置。

注：升降舵伺服控制器具体工作模型可查阅AMM手册。

每部ELAC和SEC计算机接受伺服控制组件的模式选择活门传感器，伺服活门传感器，位置传感器和升降舵位置传感器的反馈电压信号并作逻辑处理和确定升降舵偏转位置。当有传感器反馈信号不一致时将产生警告或维护信息。具体控制逻辑如图所示。

在升降舵伺服控制通道中，各部计算机的优先控制顺序为ELAC2，ELAC1，SEC2，SEC1。各计算机控制升降舵伺服活门原理如图所示：

当ELAC2，ELAC1，SEC2，SEC1都在正常工作状态时，ELAC2控制L G 34CE1的作动伺服活门SV和R Y 34CE2的作动伺服活门SV来作动升降舵；控制L B 34CE3电磁线圈活门EV1和R B 34CE4的电磁线圈活门EV1，使得34CE3和34CE4作动器处在阻尼状态随动。

当ELAC2故障或不工作时，ELAC1控制L B 34CE3的作动伺服活门SV和R B 34CE4的作动伺服活门SV来作动升降舵；控制L G 34CE1电磁线圈活门EV1和R Y 34CE2电磁线圈活门EV1，使得34CE1和34CE2的作动器处在阻尼状态随动。

当ELAC2和ELAC1故障或不工作时，SEC2控制L G 34CE1的作动伺服活门SV和R Y 34CE2的作动伺服活门SV来作动升降舵；控制L B 34CE3电磁线圈活门EV2和R B 34CE4的电磁线圈活门EV2，使得34CE3和34CE4作动器处在阻尼状态随动。

当ELAC2、ELAC1和SEC2故障或不工作时，SEC1控制L B 34CE3的作动伺服活门SV和R B 34CE4的作动伺服活门SV来作动升降舵；控制L G 34CE1电磁线圈活门EV2和R Y 34CE2电磁线圈活门EV2，使得34CE1和34CE2的作动器处在阻尼状态随动。

升降舵的工作状态：

1）在正常操作：一个传动装置处于传动方式；另一个处于阻尼方式。某些机动动作引起第二个传动装置传动。

2）在传动的伺服传动装置失效的情况下，阻尼的传动装置变为传动的，而失效的传动装置自动转换至阻尼方式。

3）如果两个伺服传动装置都没有电操纵，它们将自动地转换至居中方式。如果两个伺服传动装置都没有液压操纵，它们将自动地转换至阻尼方式。

4）在一个升降舵失效的情况下，另一个升降舵的偏转角度受到，以避免在水平尾翼或后部机身施加过大的不对称载荷。

在航线维护过程中，可以通过具体的相关升降舵测试和校准来检测系统工作状态和判断故障源。测试结果可以通过CFDS读取用于航线维护和快速故障修理；具体作动通过观察ECAM SD显示的升降舵作动情况（上下幅度和移动速度）和相关参数用于更深的维护和故障隔离。各个升降舵测试的具体步骤可通过AMM手册详细了解，但需注意的是要对每个测试步骤要领彻底掌握。

EFCS地面扫描主要是对各个计算机的内在逻辑和线路的自检，由于飞控系统是在各个液压源增压的情况下完成各个控制动作，对于非增压状态下的一些机械传动故障，伺服组件位置指示，组件性能下降导致线路阻值比较接近门限值等情况，EFCS地面扫描可能无法准确检测到故障源。这需要结合其他增压测试和线路测量判断故障。

升降舵液压作动测试通过ELAC2，ELAC1，SEC2，SEC1进行综合或各系统单独控制测试，以各个液压源和单部计算机来完成升降舵的作动。以此来观察各个伺服作动组件工作状态。对异常的状态参考手册以及计算机控制升降舵伺服活门逻辑原理来分析判断。B-6638由于右升降舵作动器位置反馈有偏差，部分功能失效，计算机自动抑制左升降舵的偏转角度，使得虽然移动速度相同，但是升降舵向上移动幅度达不到最大幅度（30°）。

升降舵阻尼测试的基本逻辑是通过SEC对升降舵的作动阻尼测试，SEC 通过同时增压每个伺服控制控制表面偏转然后选择方案，测试顺序如图所示。该过程共完成三次升降舵上下移动的循环。其测试逻辑为第一个循环为SEC1和SEC2一起控制，为SEC2控制，第三个循环为SEC1控制。B-6638在第二个循环SEC2控制，R Y 34CE2作动，R B 34CE4阻尼。由于R B 34CE4位置传感器反馈的信号与升降舵位置不一致，导致测试无法通过。

在对升降舵伺服组件的检查和维护过程中，校准是很关键的步骤。伺服组件作动的位置不一致会导致作动筒和升降舵长期承受错误的负载，影响飞机的维护和航班运行。升降舵的具体校准可参考AMM27-34-00-710-002(定中功能的操作测试任务)和AMM27-34-00-820-001(调节升降舵和液压作动)。

A320系列飞机通过EFCS完成升降舵伺服控制和测试。通过学习和了解升降舵伺服控制原理和相关测试逻辑，在航线维护中对升降舵伺服故障的预防和排除有很大的帮助。下载本文