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(参见图 010)
FACs 在他们的计算中应用起落架和襟翼/缝翼数据这些数据FMGC 使用
每个FAC 只接收一个SFCC 或LGCIU 源在确认后计算机利用这些数据,然后
传送他们
如果这些数据的非-确认发生,相对源保留
它的信息通过相对FAC 总线传送
如果没有来源是有效的,固定值保持和传输
(a) 数据确认
完成在FAC 和来源间的连接,经过:
- ARINC429 总线
- 硬线离散
总线的正确传送通过特定的ARINC boolean 和硬线离散之间的相同信息
比较确认
这些值使用:
- 对于SFCC:缝翼打开
- 对于LGCIU:前轮压缩
同样使用特别的确认:
- 对襟缝翼控制计算机的电平数据逐位检查
- 有关SFCC 操纵面卡住的检查
- 有关LGCIU 起落架之间的一致性检查
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IRS 处理
图007
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偏航率和横向加速度-监控原理
图008
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迎角-监控原理
图009
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SFCC 和LGCIU-获取原理
图010
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(b) 固定值
万一总数据缺乏,这些值保持:
- 位置在起落架完全伸出构型(双SFCC 故障)
- 位置0/0 在起落架收起构型(双SFCC 故障)
- 位置在起落架缩回构型(双LGCIU 故障)
(3) FMGCs 和ELACs 的特定监控
FMGCs和ELACs产生偏转命令,它将通过FAC完成特别的监控功能综合以确保
从属同步起作用
(a) FMGC:
- 检查AP-接通信号的正确接收
- 表明FAC 不再执行自动命令的信号的FMGC 的传送,(通过boolean 的
AUTO MODE 信号)
这信号断开AP
(b) ELAC:
- 表明正确命令执行的硬线离散信号ELAC 的传送(YAW IN NORMAL LAW)
这个命令根据需要用作转换ELAC 到横滚直接定律
- 变成仅由ELAC 控制的备用规则,以确保用SEC(扰流板升降舵计算机)
操作的同步性
D. 内部电源供给监控
(参见图 011)
每个处理器有一个独立电源,它为安全装置提供+5V,-15V 和+15V 和应急电压
每个处理器以交叉方式监控正常电压这保证5 或者15V 电源变化的探测大于5%
长达0.5 秒
为此目的,电源供给的代数总计获取并且和一个预期储存在记忆中的值进行比
较
超出定义门限时,内部监控激活
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内部电源供给监控
图011
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E. 传感器的监控
(参见图 012)
模拟输入用作LVDT 和RVDT 传感器400 Hz 信号的获取(这些传感器供给偏航阻尼
器,方向舵配平和RTL 作动筒的位置反馈)
每个传感器传递二个模拟电压V1 和V2.
传感器原理是正比于作动筒位置X 的比率
VX V1 - V2
-- = -------
VR V1 + V2
电压VR 正比于26V 传感器的供给电压
在正常工作中比率VX/VR 总是严格地低于值1.每个通道整合软件监控,它把VX/VR
与传感器类型的理论值功能比较(LVDT 或者RVDT) 这监控功能因此探测传感器
内部和外部线路的断开它用于消除有关这个传感器的通道
(参见图 013)
通过对VR(V1+V2)值和由额定的26V/400Hz 获得的理论VR 值在软件中的比较引
入26V 补偿
对于一个差别低于25%,补偿值增加
对于一个差别大于25%,一个在短路关断下的工作状况逻辑使用(参见 22-67-
00)
这逻辑保证:
- 短时间关断(小于200 ms):系统的抑制没有脱开
- 对于长时间关断:系统的断开
执行特定的软件以检测其他任何方向舵位置传感器组件的卡阻
F. 安全测试
(1) 概述
这些测试准许检查数字部分的正确工作情况和安全装置
这些测试在地面上激活(前轮减震器压缩和两台发动机停车)电源关闭大于4 秒
后硬件禁止提供(前机轮信号以避免在飞行中任何不适时的激活)
这些测试是自动的并持续大约1 MN 他们在命令和监控通道中依次开始
全部程序必定呈现以确认最终结果和能使系统的接通和功能实现
测试结果储存在非易失性EEPROM 中并用于:
- FAC 的综合逻辑(通用部分测试)
- 特定功能的逻辑(偏航,方向舵配平,方向舵行程)
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传感器-原理
图012
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26V/400Hz 监控
图013
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(2) 通用结构
这些测试检查:
- 数字部分
- 在命令和监控通道间的同步
- 安全硬件装置(硬线逻辑,自动监控器,等等.)
(3) 零部件测试
这些测试处理:
- 存储器组件(以计算机和预期软件版本对存储器组件的识别和一致性的确
认)
- CPU RAM(数据和地址的位到位测试)
- ARINC RAM(同上)
- ARINC EEPROM(ARINC 标号符合的测试)
- 自动监控器(跳开)
- 电源监控(激活)
- FAC HEALTHY 信号(FAC 内部监控)
- 偏航,方向舵配平和RTL 系统的接通硬线逻辑
- 方向舵行程限制组件的返回低速逻辑
- 存储器组件(OBRM):软件的识别,检查和
- 销钉编程以奇偶检查(奇偶)
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CES
飞行增稳计算机(FAC)-说明和操作
1. 概述
飞行增稳计算机(FAC)是一个8MCU尺寸壳体它的尺寸符合ARINC特性600.FAC是模块
化设计计算机设计基于数字和模拟技术
2. 部件位置
(参见图 001)
功能项目号功能描述面板区域检查口盖ATA 参考
1CC1 FAC-1 83VU 127 824 22-66-34
1CC2 FAC-2 84VU 128 824 22-66-34
中国航空网 www.aero.cn
航空翻译 www.aviation.cn
本文链接地址：
A320中文AMM手册I(69)
