失速保护1.doc

飞机失速保护系统的简略介绍
引言：CRJ-200机型失速保护系统和CRJ-700机型的失速保护系统构成有小部分的差异。失速保护系统是飞机即将失速监控和超出警戒值进行警告， A通道和B通道之间是互相独立，功能一样。独立功能分为1、失速保护即自动点火和脱开自动驾驶2、失速警告即抖杆和失效监控和通告。只有两套系统信号一致才驱动推杆，此时A通道和B通道是与门的关系，其核心思想是防止单个通道失效防止误推杆。A通道计算模块
B SAME AS A CHANNEL
左马赫数传感器
左侧ADC
L AHC
L AOA
PSEU
左襟翼位置传感器
1
2
3
输出反馈模块A通道和B通道在推杆器是一个控制作动筒，一个控制离合器，一致才输出，其他独立
测试电门
A/P脱开电门
抖杆器
A、B点火系统
推杆器，A/B通道同时控制
失速保护电门

注释：
1：ADC和马赫数传感器都提供给失速保护计算机马赫数，失速保护计算机采集并进行合并比较，每个SPC通道还通过对侧通道获得对侧ADC马赫数信号，一旦马赫数传感器的马赫数出现问题，就出现失速失效，ADC不好不会导致失速失效。
2、AOA内部分为两个通道，左和右数据分别输入A通道和B通道，AHC提供横向加速度大于0.03G飞机侧滑修正。水平加速度SPC内部进行比较，如果水平加速度值无效，将设置初始化值为0，不会产生推杆。
3、PSEU提供离散空地逻辑。A、推杆器和抖杆器的功能被抑制由于地面信号（测试优先）B、两个通道都确认在空中还是在地面，否则就会出现失速失效。C、空地信号不一致，推杆器抑制，在地面马赫数大于0.3推杆器抑制。
4、襟翼位置传感器提供襟翼位置信号。
5、测试电门提供28VDC（至少50ms）到SPC通道驱动功能模块自检和测试中断信号（只有当马赫数小于0.1时）。
6、A/P脱开电门提供断开推杆器作动筒和离合器的电源信号（即快速操控电门）。失速保护电门是提供失效后断开推杆器作动筒电源，防止误动作。
7、A和B点火信号，防止飞机大迎角时翼面挡住进气道，导致进气量减少熄火，连续性点火信号，CRJ-700打开OBV，保证发动机足够的进气。
8、抖杆器，提供抖杆警示，A、B通道独立，如果SPC探测到故障能通过内部电门断开抖杆器马达，测试电流在100毫安和400毫安之间，假如SPC不能获得对侧通道关于抖杆器状态，即认为失效。
9、推杆器，推杆推杆警示， A、B通道共同提供，反馈给SPC，如果SPC探测到故障能通过内部电门断开推杆器马达。
10、SPC信号的处理：
SPC1A----IOC(1A和1B)---DCU1/2----EICAS
SPC1B----IOC(2A和2B)---DCU1/2----EICAS
11、记忆重置电门，MDC记录最后一段故障，可以重置清除，但是当前存在故障始终显示当前诊断字内。
STALL FAIL可能的原因：
1、A.B任何一个通道失效或失去电源。
2、推杆器作动筒失效或失去电源。
3、失速保护电门在OFF位。
4、AOA传感器失效（当水平加速度小于0.03G，两个通道比较AOA不一致大于3.5度也会出现，除了在起飞高度大于400英尺，N1）79%。
5、马赫传感器任何一个失效或马赫数不一致。
6、、姿态航向计算机未送数据给SPC（左和右水平加速度信息无效，或左右水平加速度不匹配）
7、、机轮称重信息在地面不正确（及相应的二极管组件，防止电压逆向）。
8、两个抖杆器都失效。
9、线路故障。
2、系统工作原理：
飞行动力系统简单分析：
1、 根据攻角α和升力Y之间的关系，Y=1/2CySV*VP
Cy——升力系数，与攻角α呈一定的函数关系
S——机翼面积，当襟翼放出时，S面积变大
V——空速
P-大气密度
Cy
α
1
2
3
临界攻角
飞机失速：随着攻角的增加，机翼上产生的升力也逐渐增加，气流从机翼前缘就开始分离，尾部有很大的涡流区，这时升力突然大大降低，阻力迅速增大。
上图：1、2、3分别为三个失速临界点
当速度一定、襟翼在收上位时，如图
升力系数随着攻角的增加而增大，当达到临界攻角时，升力大大下降。
当襟翼放下时，翼面面积变大，升力增加。
当襟翼收上，速度一定时，攻角增加，升力增加。
通过公式可以发现，主要参数为攻角，马赫数和翼面面积（随襟翼放出和收上而变大变小。
ONE、失速保护系统计算机两个通道都与相同的源接口连接。每个通道单独采集当飞机AOA达到临界点时，SPS计算机传送一电信号给SPS组件。
TWO、当飞机AOA达到第一（自动点火）临界点时，每个SPS通道都发出一独立的电信号，以激励发动机点火控制电路上的继电器。继电器马上激励每一发动机上的A、B点火器，点火器开始自动点火，并且点火信号灯亮。自动点火操作可预防大迎角时发动机熄火。
THREE、当飞机迎角的增加达到第二临界时，失速保护计算机的每个通道都给与它相关的振动器发送电信号，使振动器振动驾驶杆。当计算机的一个通道指示振动器工作而此时自动驾驶仪也正处于工作状态，计算机通道将给自动驾驶仪发送信号，断开它的工作，优先保证驾驶员操作。
FOUR、当飞机迎角增加到第三临界点时（推杆器工作临界点），失速保护计算机的每个通道都将发出相应的电信号、使失速警告的喇叭声响起，同时失速指示灯亮。

一、系统构成
1、构成：
A、 迎角传感器
攻角传感器由一个对称剖面的翼型叶片和角度变化器构成，叶片固定在转轴上，可以绕轴转动，叶片中心线和气流方向平行时，即无迎角时，叶片上下表明气动力相等，不会旋转。当飞机以某迎角飞行时，叶片产生压差，旋转直至中心线与气流方向一致，叶片旋转的角度和迎角相等，通过角度变化器变成电信号输出。

ONE、为了说明问题采用了CRJ-700线路图，每一AOA传感器含有一翼形组件，它连接着双通路决断器。由SPC给主激励线圈激励电压信号，在两个副线圈产生位置感应信号，可以通过测量线圈的电感、电阻判断传感器状态的好坏。
TWO、在翼形组件中安装有115/400HZ的电阻器防止结冰，该电阻器由大气数据加温控制器加热，独立与失速保护计算机。该加温电阻一般在100-200多欧，正常900多欧以上会出现不加温信息，电流小于0.2安或者大于5.5都会出现加温信息。
THREE、
B、马赫数传感器
Ps
Pt
M
解算装置

ONE、每一马赫传感器包括一个电插头和两个压力接头。传感器上的一个接头连接到空速管上的动压头，另一个接头连接到空速管上的静压头，它与总管的静压源结合在一起。每一马赫传感器感受自己静压和来自于空速管的压力。
主要是依据Pt/Ps=（1+0.2㎡）3.5次方
Pt：全压 Ps：静压 m：马赫数
C、失速保护计算机
ONE、失速保护计算机分为相互独立的两部分，通道1和通道2。每个通道独立工作，为自动点火、控制抖杆器和完成故障监控和报警提供指令，两个通道一起控制推杆器。两侧的AOA传感器、襟翼位置、横侧加速度、马赫数（从马赫传感器和大气数据计算机来的）复位开关和WOW输入都提供给计算机的每一通道。
TWO、失速保护系统计算机使用来自于马赫传感器、AOA传感器、和襟翼位置传感器的输入，来计算飞机AOA和真实的失速速度。
THREE、失速保护系统计算机使用来自于姿态参考系统的横侧加速度输入来修正AOA传感器的输入。这些修正的数值用来补偿如侧滑等的效果。
FOUR、除非计算机两个通道在3.5秒内发送一杆推指令。否则失速保护系统不操纵推杆器。
FIVE、当飞机起飞，WOW信号消失，SPS计算机开始利用马赫数和襟翼位置来计算AOA临界值。
SPC系统监控和逻辑电路给机组提供失速故障指示，当探测到故障时，琥珀色的“STALL FAIL”显示在ED2上。
SPC分为两部分自检：
1、 维护自检：电门按压失速保护电门（抖杆、点火、推杆和语音和视觉警告进行连续测试。
2、 工作自检：通电和正常操作。
自检将根据预先确定的SPC软件中的程序进行数值或状态进行快照，以ARINC429卷标351进行分析，存储于非易失存储器内。
D、推杆器组件

推杆器由一个作动筒和一个绞盘
作动筒由28V直流电机、齿轮箱、电磁离合器、扭矩限制器组成
如上图所示：
1、除非计算机两个通道在3.5秒内发送一杆推指令。否则失速保护系统不操纵推杆器，如果失效将反馈给失速保护计算机的两个通道。
2、来自SPC左通道的1号推杆指令激活电子电门，而它又提供28伏直流电源给马达。
3、来自SPC右通道的2号推杆指令接通电控离合器和电门，它又给马达提供电源地线。
推杆绞盘是一个通过钢索将推杆旋转作动筒的运动传送到右升降舵扇形盘的滑轮。

推杆器不工作的条件：
1、 两个推杆器ON/OFF电门置于OFF位。
2、 两个自动驾驶仪/推杆器断开电门按下，电门释放恢复正常。
E、抖杆器马达：

抖杆器为一个旋转直流无刷马达，由SPC提供28V直流电，驾驶杆上产生一个10磅的力，由失速保护计算机的一个通道来操作和控制。

二、排故程序和思路：
1、查询维护诊断字350/351
32
31
30
29
28
27
26
25

Ssm
Ssm
马赫数不一致，管路或传感器
Spc交输通道失效
记忆不为零
未用
自动驾驶输出失效(spc)
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23
22
21
20
19
18
17
目视警告输出失效(spc)
自动点火输出失效(spc或继电器)
抖杆器输出失效
推杆器输出失效
推杆器失效
WOW1,WOW2失效（pseu）或二极管组件或线路
SPC内部故障
飞机校装数据失效（spc）
16
15
14
13
12
11
10
9
襟翼位置传感器
姿态航向计算机
ADC马赫数（也给HSTCU,好的就是spc坏
马赫数传感器（比较其他三个马赫数）
AOAFCC诊断可以看是否好坏）
SPC内部故障
SDI
SDI
2、根据飞机在空中还是在地面，在起飞400英尺以内还是在平飞阶段，此时各参数的值是多少，在地面可以模拟以及比较各参数的问题。
3、 STALL FAIL的可能性逐个确认和排查
B-3006
2008-11-24
27-35-01
航前处理STALL FAIL信息，短时间恢复
航后依据AMM手册。更换失速保护计算机。测试
正常。
B-3006
2008-11-26
24-01-11
航前通电后有时闪现STALL FAIL信息
依据AMM24-01-11更换B11内延时继电器KZOG。
地面试车正常。

B-3006
2008-12-21
31-41-04
由于出现STALL FAIL信息
依据FIM手册。更换DCU1#，依据AMM手册31-41
-04测试正常。
B-3006
2008-12-24
24-00-10
由于闪现STALL FAIL信息
航后更换JB10中的TB175-10,依据CMM24-00-10
，检查正常
B-3016
2005-10-24
27-35-01
起飞后出现STALL
FAIL故障信息，落地后拔1Q2，4C7跳开关，信
息消失。
航后地面测试正常，为隔离故障与3007飞机互
串失速保护计算机，根据AMM27-35-01710-80
1，做失速保护系统操作测试，结果正常，请飞
行观察。
B-3080
2009-06-09
27-35-05
在巡航时，出现STALL FAIL信息，进近时消失
，MDC记录“R AOA Frozen”。
航后依据AMM27-35-05，更换右AOA，测试正常
。
B-3012
2005-06-13
22-00-00
断开自动驾驶时,出现STALL FAIL(用左右驾驶
盘现象一致)
航后测试失速保护系统正常,检查自动驾驶脱开
工作正常,飞行观察.
B-3005
2008-05-29
27-35-01
空中出现STALL FAIL黄色信息，机组执行快速
检查单，正常着陆。地面该STALL FAIL信息仍
未消失
检查MDC记录，L AOA FAIL信息，进入FCC诊断
，左AOA数值为1.1，更换失速保护计算机。MD
C无故障记录，AOA角度正常，失速更能测试正
常。
B-3005
2005-10-08
27-35-01
飞机离地后出现"STALL FAIL"信息
,落地后消失,后段都出现
地面复位失速警告计算机两个通道,测试正常.
航后更换失速保护计算机,测试正常.(PN:39-9
51-002-08)
B-3005
2007-11-22
27-35-01
4808满洲里起飞5分钟出现STALL FAIL黄色信息
，机组按检查处置，高度8900米保持AP自动断
开抖杆。机组按检查单拨出4C-7，1Q-2后接通
AP继续飞行，STALL FAIL信息一直存在。
更换失速保护计算机，地面测试正常，备件迎
角风标。
B-3005
2008-09-08
27-35-01
因出现STALL FAIL故障信息，检查发现失速保
护计算机2通道供电，继电器失效。
依据AMM27-35-01更换继电器地面测试正常。
B-3007
2009-08-12
31-11-00
STALL FAIL测试油门保护盖破损
更换STALL FAIL测试油门保护盖，测试正常
B-3008
2009-01-02
27-35-01
机组反映曾有“STALL FAIL”信息出现，后正
常
为隔离故障与3005互串失速保护计算机，测试
正常
B-3008
2008-06-25
27-32-00
SC4964两段起飞后出现STALL FAIL信息，落地
后消失
地面清除SMC故障记录，失速警告系统测试正常
B-3008
2008-07-03
27-35-01
SC4964（陕-济）空中出现STALL FAIL黄色信息
过站更换失速保护计算机，测试正常
B-3009
2007-08-27
27-30-00
起飞后出现“STALL
FAIL”当时空速不大于200，信息持续。
由于3009出现STALL
FAIL信息，依据FIM重装SPC，测试正常。
B-3079
2006-05-11
27-35-01
H8100M出现STALL FAIL 信息按检查单处理
过站重置CBP-1 Q2 CBP-2 U5跳开关进行SCP
CPOST测试信息消失，抖杆测试正常。航后依据
AMM27-35-01更换SPC测试正常
B-3079
2007-12-02
27-00-00
空中出现STALL FAIL黄色信息。
落地后故障消失，MDC故障历史记录L AOA,地面
检查AOA完好，测试正常。
B-3001
2006-06-29
27-35-15
太原地面出现失速保护信息STAL FAIL ,机组拔
4C7,1Q2跳开关，再按人工，信息消失，太原至
青岛空中高度5100米，速度250，再次出现STA
LL FAIL，机组执行QRH,正常着陆。
青岛地面检查发现左迎角风标故障，更换新件
测试正常（王光明PN/OFF:45-150-340
SN/OFF:1903 PN/ON:C16258AA SN/ON:1520）。
大连依据FIM隔离故障，发现SPC故障导致一直
出现AOA
LH故障信息，依据AMM27-35-10更换SPC，左侧
MACH传感器故障，依据AMM27-3525更换MACH传
感器。详细测量左AOA，左MACH，右AOA，相关
线路无故障，依据AMM27－30－10，测试失速保
护系统工作正常。（安辉）
4、 简单分析以往故障：
A、 3006飞机STALL FAIL在航前闪现，当时故障出现时大部分时间MDC稳定记录19位至“1”，第一PSEU不好即相应的wow传感器不好（如果传感器不好，PSEU会有记录），第二相关线路和二极管不好，二极管可能断和短两种情况，造成空地逻辑不稳定，第三SPC内部不好。经最后确认是JB10中的TB175-10二极管不好。
B、 3080飞机STALL FAIL,MDC记录由于AOA结冰，引起角度不一致，更换AOA,也可以测量一下加温电阻。
C、 多次由于SPC内部自检错误，或AOA计算模块错误，一般重置跳开关信息消失，RESET记忆电门。如果还是不好，需要更换计算机。
D、 3005由于2通道失效（根本原因是供电继电器掉电），更换继电器后正常。
E、 CRJ-700飞机备用皮托管系统容易进水，导致主马赫数和备用马赫数不一致，导致STALL FAIL，同时也会出现RUD LIMIT FAULT信息。
只有完全掌握飞机系统原理了解STALL FAIL的可能性，根据当前信息，才能正确找到故障原因，对于本人对此系统理解不正确的地方，欢迎大家批评指正。