2014-09-25 赵欢欢 航佳技术

摘要飞机在空中运行需要实时的各种大气数据参数，如迎角、总压、总温、静压，通过对以上基本参数的计算来支持飞机其他系统的工作。这些参数由安装在机身外围特定区域的传感器来获取。由于飞机运行在特殊的高空低温环境，如不对传感器进行加温和计算补偿，将会导致传感器结冰阻塞，测量的大气参数误差变大。

本文着重阐述A320飞机探头加温的工作原理，根据原理解释两种情况下办理的故障保留以及在日常维护中牵涉到探头加温的工作需要注意的事项。由于A340、A330所安装的各种大气数据传感器与A320相同，仅PHC厂家以及部分外围设备的叫法不同，加温控制原理类似，因而本文亦可作为进行330、340维修工作的参考。

原理为保证获得大气参数的可靠性，飞机上装有三套独立大气数据系统，分别供机长、副驾驶以及备用仪表使用，与之相对应的也有三套探头加温系统（3部PHC），控制各自的皮托管、静压孔、迎角探头、总温探头（备用系统无总温探头）的加温。在控制逻辑上，满足以下条件或者PHC接收到等效的电信号：

1、发动机启动或2、探头/风挡加温按钮至于ON位或3、飞机处于空中形态符合以上任一条件，迎角探头和静压孔开始加温；对于皮托管有两种加温形态即空中强加温，地面弱加温；总温探头仅仅在空中状态下加温。在加温过程中由PHC对于各个探头的加温状态进行监控，一旦有不正常的情况，给出警告信息。

以上为探头加温的设计原理，那么系统是怎样实现对于加温的控制和故障监控的呢？

如图可知加温系统的正常工作基于PHC(probe heating computor)计算机，而PHC组成核心为三块PCB板，它们是供电模块(POWER SUPPLY BOARD )、电源模块(POWER BOARD)和逻辑模块(LOGIC BOARD)。其中供电模块负责PHC内部供电，为28VDC；电源模块负责供电的选择配置，即将各个探头的供电汇流条分配到对应的探头供其加温。逻辑模块负责收集和计算外围设备参数用于加温控制，同时监控每一个探头的加温状态，若某一探头加温故障，输出一离散信号通过ADIRU由FWC触发相应警告。值得注意的是每个探头的加温供电是独立的，而并非由PHC计算机直接提供，明白这一点，下面详细介绍每个探头的加温原理。

1、皮托管。

在法航447航班空难发生后，空客已发布对所有的皮托管改装至0851HL版本的技术通告，旨在提高皮托管进气口和排水孔附近加温功率，以应对极端寒冷天气。

皮托管供电电压115VAC输入至PHC经过一定的处理，当满足加温条件后，同时接收LGCIU的空地信号，在空中状态时由PHC给皮托管提供115VAC电压使得皮托管工作在全加温方式；当在地面状态时，由PHC内部的晶闸管采用分压的方法降低皮托管的加温电压，此时提供给皮托管的电压为空中的一般即为57.5VAC的电压，此时皮托管工作在半加温状态。

同时考虑到空中空速大小的差异，若静止空气或者空速过小，那么全电压加温可能导致皮托管过热损坏。为解决这个问题，皮托管加温电阻采用自调节同轴型电阻（self-regulating coaxial type）它分布在皮托管的管体部分和支架部分，在静止空气（still-air）状态时，自动改变电阻大小来降低加温温度，以防皮托管过热。在地面状态时加温，由于无流动空气降温，皮托管部分区域，如排水孔附近，可能会由于高温变色，此属于正常现象。

与此同时PHC不断的监控皮托管的加温电流，在一定时间范围内加温电流高于或低于某个值，PHC将通过ADIRU“通知”FWC产生PITOT FAILURE OUTPUT警告信息。

2、总温探头。

总温探头利用测量其内部敏感元件的电阻来计算外界大气的温度，基于其结构的设计，若探头的腔体结冰堵塞，造成空气无法流动，则影响探头的正常工作，因而需要对腔体进行电加温防冰。

为了避免加温的热量对探头测温的干扰，气流流入探头分为两路，一路带走加温导致的腔体的热量排到探头体外，另一路流入探头的敏感元件用于测温。

当满足加温条件同时PHC从LGCIU获得飞机工作在空中状态时（TAT地面不加温），总温探头的115VAC电压经过PHC的处理为探头的加温电阻供电，而且加温电阻可以自动调节其输出大小来适应外界温度的变化，即当温度高时降低加温功率，温度低时提高加温功率。

当PHC监控到加温电阻上的电流过高或过低时，同样输出离散信号触发TAT FAILURE OUTPUT故障信息。

3、静压孔和迎角探头。

把这两个传感器放在一起介绍因为两者加温控制逻辑相对简单，在正常工作时，满足了加温条件，加热功率无空中和地面差异。

与皮托管和总温探头一样，迎角探头加温电源由115VAC经PHC处理后提供，对迎角探头的叶片进行加温；而静压孔的加温电源为28VDC，仅仅对孔的周围加温。

同样PHC对加温状态进行监控，当加温电流或电压出现异常时触发STATIC FAILURE OUTPUT”和AOA POWER SUPPLY警告信息，对于静压孔若探测到加温电流高于5A时，PHC将切断静压孔的加温。

以上介绍的是正常情况下各个探头的加温情况，在应急供电的情况下考虑各个探头的供电汇流条差异，加温情况也发生变化。

在应急发电机供电时，仅仅CAPT位置的皮托管（AC ESS BUS 401XP）和迎角探头(SHEDDABLE ESS BUS 801XP)加温工作，其他探头全部停止加温。

若应急电源为电瓶供电，卸载基本汇流条801XP卸载，机长位迎角探头也停止加温，而交流基本汇流条401XP继续供电，机长位皮托管加温正常，同时PHC1#接收ADIRU的低速警告离散信号（V=50 kts），在地面若空速低于50kts，PHC控制停止机长皮托管的加温。

航线维护注意事项

地面状态下避免不必要的误操作。当飞机在地面，PROBE/WINDOW HEAT开关置于AUTO方式同时发动机停车所以探头是不加温的。但从上面介绍的探头加温的原理可以知道在地面以下几种操作会造成探头加温：

①断开PHC跳开关。这种情况下PHC丧失对加温的控制，所有探头都将工作在全加温方式，即115VAC或28VDC电压直接加到相应探头的加温电阻。

②断开EIU跳开关或者地面启动1#、2#发动机。两种动作的效果是一样的，均相当于给发动机滑油低压电门一个悬空信号，PHC接收到信号时控制相应探头工作在地面加温方式。

③PROBE/WINDOW HEAT置于ON位。开关输入悬空信号至三部PHC，强制性让所有探头工作在地面状态下加温。

④断开LGCIU跳开关。在地面状态下，进行此操作相当于模拟飞机在空中状态，相应的PHC的FLT/GND输入为悬空，PHC执行空中状态下的全加温状态。

⑤顶升飞机。在飞机供电的情况下顶升飞机造成减震支柱延伸，空地传感器输入LGCIU“空中”状态，PHC接收LGCIU的空地信号亦为“空中”，导致所有传感器进行全加温。

当飞机停留在地面，无高速气流冷却的情况下，若无特殊要求（如办理PHC故障保留的维护程序），应当避免探头的全加温，以防探头超温损坏。在进行类似于地面模拟飞机空中形态和带电情况下顶升飞机需要断开探头加温供电跳开关。

飞机停场维护中一般都需要在空速管和静压孔安装空速管套和静压孔保护盖，以防外来物进入堵塞。若未拆下保护盖的情况下空速管的加温，会造成空速管套内壁融化堵塞排水孔，在航线维护中需要使用锥形工具予以清洁，但需注意清洁过程中不应扩大排水孔的孔径（最大为0.031英寸），以免影响空速管的测量误差。

2、探头加温故障形态下的放行。对于确定的某个探头加温故障，在MEL中均有相应条目，办理保留时需在限定的天气条件以及完成特定的M、O程序方可放行飞机。对于某一部PHC计算机故障有两种极易混淆的保留条目：

①MI 30-31-01A。针对于PHC计算机本体故障，因所有探头加温供电独立，在特定情况下探头在空中状态时依然可以加温正常，此项目需完成维护程序AMM 30-31-00-040-001模拟空中状态来确定每个探头加温均正常。

②MI 30-31-01B。针对于PHC计算机故障导致相应的所有探头加温失效，这种情况下需完成维护程序AMM 30-31-00-040-001以确保另外两部PHC控制的探头加温正常，同时机组需要完成操作程序30-31-01B需要将副驾驶的ADR转换到ADR3#使用备用的大气数据。

总结探头加温划属ATA30章，但在实际维护中又牵涉到其他章节的知识，可以说其内容跨章节跨专业，若在维修工作稍不注意便会造成探头过加温损坏或者人员的烫伤，希望通过本文的叙述对于维修人员掌握探头加温的原理和日常的维护知识有所帮助。文中内容参考于A320维修手册、A320培训CBT、部件CMM手册以及一些本人航线维修经验，若有不足，敬请指正。