航空航天科学技术 Ｓ２一０１ ６ Ｎ０，１ ５ｃｉｅｎｃｅ ａｎｄ Ｔｅｃｈｎｏｌｏｇｙ ｔｎｎｏｖａｔｉｏｎ ａｒａｌｄＨ ■团圆溜圆■■‘ Ｉ誓■Ｚ－■一一Ｉ ■ ＤＯＩ：１０．１６６６０／ｊ．ＣＦＩｋｉ．１６７４－０９８Ｘ．２０１６．１５．００９ 飞机空调系统原理及故障分析① 陈成 （四川航空股份有限公司工程技术分公司 四川成都６１ ００００） 摘 要：随着越来越多的新技术和新材料在现代民航飞机上的应用，飞机座舱空调系统的可靠性和自动化程度获得了长足的进 步。虽然现代民航飞机能对空调系统进行自检自测，耒些部件的状态和参数也能实时监控，但由于空调系统部件众多，结构复杂， 很多故障单靠系统白测往往不能准确判断。该文通过对空客Ａ３２０￣．列飞机空调系统进行原理分析，结合实际维修经验，论述空调 系统常见故障的成因及排除方法。 关键词：空调系统 空客Ａ３２０ 系统原理 故障分析 中图分类号：Ｖ２６７ 文献标识码：Ａ 文章编号：１６７４一ｏ９８ｘ（２ｏｌ６）０５（ｃ）一Ｏ０Ｏ９一ｏ４ 现代民航飞机巡航高度在６ Ｏ００～１２ ０００ ｍ之间，高空 节压力，３个配平空气活门（ＴＡＶ）分别调节通向驾驶舱和前 环境低温、低压、缺氧。根据航空医学的要求，飞机座舱温度 后客舱的热空气流量。 应保持在１５℃～２６℃，压力不高于２ ４００ ｍ的座舱高度。这 １．１空气冷却 就需要空调系统对座舱环境进行控制。飞机空调系统给飞机 空气冷却系统有两套空气调节组件（ＰＡＣＫ），原理图如 气密座舱增压并调节温度、压力，保障空中人员的人体生理 图１所示。每套ＰＡＣＫ组件包含两套热交换器称作主次散热 和机上设备的正常工作。 器，他们利用机外的冲压空气来给热引气散热。ＰＡＣＫ组 件还包括涡轮压气机风扇式（又称三轮式）空气循环制冷机 １空调系统原理 （ＡＣＭ）、再加热器、冷凝器、水分离器、旁通阀、防冰阀以及 空调系统分为四个子系统：空气冷却系统、温度控制系 用于控制与指示的温度传感器、压力传感器。热引气经过 统、空气分配系统和增压控制系统。来自飞机发动机高压压 ＦＣＶ调节流量后，进入次级散热器降温，再进入ＡＣＭ压气 气机的热引气经过初步的压力及温度调节后输送到飞机空 机，压气机对气流做功，气流温度升高、压力增大，从压气 调系统，此时热引气温度在２００℃左右、压力在４４ ＰＳＩ左 机出来的气流经过主级散热器降温后，通过再加热器、冷凝 右 热引气经过流量控制活门（ＦＣＶ）调节流量后，在进入初 器 水分离器，进入ＡＣＭ涡轮膨胀做功，带动ＡＣＭ涡轮旋 级散热器之前被分成两路，一路经过冷却系统消耗能量，温 转。由于ＡＣＭ涡轮、压气机、风扇同轴，压气机、风扇也高速 度降低到０℃左右，再进入混合总管，另一路则作为配平热 旋转，高温高压气流的内能转化为机械功，温度大大降低。 空气与混合总管出来的冷空气掺混在一起，进入驾驶舱和前 涡轮出口的气流再次经过冷凝器，防止涡轮出口气流冰物质 后客舱，在温度控制系统的调节下，达到座舱需要的温度。 的形成，之后进入混合总管。 配平热空气管路上有１个配平空气压力调节活门（ＴＡＰＲＶ）调 １．２温度控制 图１ ＰＡＣＫ原理图 ①作者简介：陈成（１９８２，３一），男，汉，四川成都人，本科，中级工程师，研究方向：空客Ａ３２０、Ａ３３０飞机维修。 科技创新导报Ｓｃｉｅｎｃｅ ａｎｄ Ｔｅｃｈｎｏｌｏｇｙ Ｉｎｎ ｎ、，口＋ｉｎｎ …Ｉ ｎ Ｉｉｊ｛ｊｆｌｌＩ《Ｉ４ｌｌＩ圈２：； ０ ：１ｉ６：； —ＮＯ．１ ５ 。。 。．。 ． 。 。 。 。 。． 旗蟾漱鹰傅惑 航空航天科学技术 压控制系统有两台客舱压力控制器（ＣＰＣ）通过控制外流活 门的开度来控制客舱压力 两台ＣＰＣ轮流起主控作用，另一 台热备份。在每次飞机着陆，起落架压缩的时候切换，或在 一台ＣＰＣ故障时自动切换到另一台。在自动模式下ＣＰＣ使用 来自飞行管理和导航计算机（ＦＭＧＣ）以及大气数据和惯性 基准组件（ＡＤＩＲＵ）的数据来控制外流活门开度，使座舱压 力符合座舱压力制度。 ２常见故障成因及排除方法 ２．１故障确认 空调系统出现故障信息，首先要确认故障是否为真。复 位相关跳开关（ＣＢ）、断电、通过故障显示系统（ｃＦＤＳ） 做温控测试能够排除假故障。若确认故障为真，参照排故手 册（ＴＳＭ）进行排故。飞机综合数据系统（ＡＩＤｓ）的ＡＬＰＨＡ－ ＣＡＬＬ ＵＰ功能可以调取出空调系统的关键参数，用于故 障隔离。常用的参数是ＣＯＴ（压气机出口温度）、ＴＰ（组件出口 图２驾驶舱客舱温度控制图 温度）、ＰＦ（组件流量）、ＰＢＶ（旁通阀开度）、Ｔｗ（水分离器出 口温度）、ＲＩ（冲压空气进气门开度），这些参数对系统实时监 控。 ２．２ ＦＣＶ故障 ＦＣＶ是电控气动活门，其控制原理图如图３所示。ＦＣＶ 主体是一个文氏管，通过１个压差传感器和１个压力传感器分 别测量文氏管喉部压差和入口处压力来计算空气流量，再由 ＡＣＳＣ通过力矩马达操纵ＦＣＶ主控制腔放气来实现流量控 制。ＦＣＶ上的压差传感器和压力传感器故障会使探测到的 流量值错误，从而导致流量不能按需调节，引起空调系统故 障。电控和气控都可以使ＦＣＶ关闭 电控关闭：压气机出口 超温、发动机启动、发动机火警电门按出、水上迫降电门在 ＯＮ位。发动机启动电门信号通过发动机接口组件（ＥＩＵ）送 到ＡＣＳＣ，启动电门或ＥＩＵ故障可能会导致ＦＣＶ始终关闭， 从而引起空调系统故障。ＦＣＶ气控关闭：引气压力过低。还 有一种情况是部分老构型飞机装有压气机气动过热传感器， 其原理是把两种膨胀系数不同的金属套在一起，在高温下 图３ ＦＣＶ控制原理图 两种金属之间会产生间隙，当压气机温度超过２３０℃时，过 热传感器和ＦＣＶ之间的气路（ｓｅｎｓｏｒ ｌｉｎｅ）通过两种金属之 温度控制分为ＰＡＣＫ温度控制和驾驶舱客舱温度控制。 ｌｉｎｅ漏气会导致ＦＣＶ ＰＡＣＫ温度控制：驾驶舱空制面板上有３个区域温度选 间的缝隙给ＦＣＶ控制腔放气。ｓｅｎｓｏｒ择旋钮分别用来选择驾驶舱和前后客舱的需求温度，ＡＣＳＣ 关闭。为判断ＦＣＶ故障原因，可以拔出ＦＣＶ相关ＣＢ，如果气 以选择的温度为基础，综合客舱ＦＡＰ（乘务员面板）上的温度 控部分正常，来自ＦＣＶ上游的气压就会克服ＦＣＶ控制腔内的 选择和座舱侧壁热量的流失，计算出所需混合总管温度，以 弹簧弹力使ＦＣＶ蝶型活门打开，否则ＦＣＶ气控部分就存在 此来确定ＰＡＣＫ出口温度。ＡＣＳＣ调节冲压空气进气门开度 问题。无论电控还是气控，控制ＦＣＶ关小或关闭，都是通过 和旁通阀开度使ＰＡＣＫ出口温度达到目标值。驾驶舱客舱温 给主控制腔放气来实现的，与主控制腔连接的控制气路漏 度控制（如图２所示）：混合总管的温度调节到满足最低的温 气就会导致ＦＣＶ关闭，在检查ＦＣＶ的时候需要留意。 ３压气机出口温度超温 度需求，有较高温度需求的区域则由ＡＣＳＣ打开对应区域的 ２ＴＡＶ来调节。驾驶舱以及前后客舱各装有一个区域温度传 ＣＯＴ正常情况下控制在Ｉ８０℃左右，当ＣＯＴ在２Ｉ５℃～ 感器，ＡＣＳＣ比较区域温度的实际值和区域温度选择旋钮上 ２６０℃之间时，ＡＣＳＣ将通过控制ＦＣＶ开度减小ＰＡＣＫ流 的选择值，用于控制驾驶舱客舱区域的ＴＡＶ开度，使区域温 量。当ＣＯＴ超过２６０℃，将触发超温警告，ＡＣＳＣ将控制 度满足要求。 ＦＣＶ关闭（在空中需要由飞行员来决定是否关闭）。ＣＯＴ过 高，有可能是ＦＣＶ故障在全开位，ＦＣＶ故障前面已单独分析 １．３空气分配和座舱增压 调节好的空气由空气分配系统分配到驾驶舱、客舱、电 过，这里不再赘述。冲压空气进气门意外关闭会导致冲压空 子设备舱、货舱以及厕所、厨房，再由外流活门排出机外。增 气不足，热引气不能有效降温而引起ＣＯＴ温度高，可检查冲 １ ｎ 坫仓ｌＩ新导垌Ｓｃｉｅｎｃｅ ａｎｄ Ｔｅｃｈｎｏｌｏｇｙ Ｉｎｎｏｖａｔｉｏｎ Ｈｅｒａｌｄ ！ Ｑ：！ Ｓｃｉｅｎｃａ ａｎｄ Ｔｅｃｈｎｏｌｏｇｙ Ｉｎｎｏｖａｔｉｏｎ Ｈｅｒａｌｄ 、航空航天科学技术 度左右，两者的开度都可以从阀体上观察到，阀体上也都有 超控连杆，通过转动超控连杆可以判断活门是否卡阻。 ２．５驾驶舱 客舱温度无法调节 当ＰＡＣＫ出口温度正常，而座舱温度无法调节，座舱过 冷或过热，可能是驾驶舱客舱温度控制系统故障。ＴＡＶ故障 一般在航后报告的故障信息里面会给出，做温控测试也能 确认，注意如果驾驶舱ＴＡＶ故障或前、后客舱ＴＡＶ同时故 障将会使ＴＡＰＲＶ自动关闭，这时候不要误换ＴＡＰＲＶ。一般 驾驶舱或单独某个客舱温度无法调节，如果航后报告或者 温控测试没有给出ＴＡＶ故障信息，可以首先考虑驾驶舱或该 客舱的区域温度传感器是不是有问题，在更换温度传感器之 前，首先检查传感器本体、通风管道有没有被污染、破损、漏 气，温度传感器必须通风良好，才能持续感知客舱温度的变 化，如果温度传感器的通风管堵塞，温度传感器将不能真实 反映客舱区域的温度，导致客舱温度“超调”，客舱忽冷忽 热，或无法调节。三个管道温度传感器感知输送到驾驶舱、 前后客舱的管道温度，用于超温保护。正常情况下管道温度 图４ ＡＣＭ压气机进口处方形胶垫 会到８℃～５０℃，特殊情况如单ＰＡＣＫ运行时会放宽 到２℃～７０℃，管道温度传感器异常也可能导致驾驶舱或 压空气进气门是否打开。冲压空气进气门作动筒故障或卡阻 前、后客舱区域温度不能正常调节。驾驶舱３０ＶＵ面板有三 会导致进气门打不开。刹车转弯控制组件（ＢＳＣＵ）跟ＡＣＳＣ 个区域温度选择器，可以选择温度范围１８℃～３０℃，温度 有交联，１号轮速传感器继电器２５ＧＧ或ＢＳＣＵ故障可能会使 选择器故障也会导致某个座舱区域温度无法调节。ＴＡＰＲＶ 其给ＡＣＳＣ发送飞机处于起飞或着陆阶段的错误信号，导致 控制配平空气压力大于客舱压力４．０６ ＰＳＩ，它的下游安装 冲压空气进气门关闭。温度传感器故障也可能导致超温的假 有一个压力电门，当压力大于６．５３ ＰＳＩ时接通，压力下降到 警告。通过测量ＣＯＴ温度传感器电插头相应插针的电阻值， ５．０８ ＰＳＩ时断开，用于发送活门的开、关信号。当测试给出 与ＴＳＭ上的正常值比较来判断是否是温度传感器故障，也 ＴＡＰＲＶ故障时，可能是活门本身故障，也可能是由于压力电 可以通过串换件来确认故障。 门故障发送了错误的信号给ＡＣＳＣ导致，可以考虑更换该电 ２．４ ＰＡＣＫ出口温度超温 门再做测试来确认故障原因。 ＴＰ是反应ＰＡＣＫ组件性能的关键的参数。ＴＰ温度过高 ２．６管路漏气 会导致座舱温度高。ＴＰ温度高的原因可能是主次散热器堵 除了部件本体故障外，在ＰＡＣＫ组件内部，管路与管路之 塞或ＡＣＭ故障。此外，再加热器堵塞、冷凝器漏气、冲压空 间、管路与部件之间的正确安装，以及胶圈、胶垫是否完好且 气进气门意外关闭、旁通阀或防冰阀故障打开以及温度传 安装到位都关系到空调系统的正常运作。胶圈、胶垫破损以 感器本身故障都可能导致ＰＡＣＫ出口温度高。主次散热器、 及卡箍的不规范安装导致的漏气时有发生。特别是高温气流 再加热器都是平板鳍片式散热器，空气通道较小容易堵塞。 流经的管路，胶圈、胶垫更容易老化脱落导致漏气，从使引 主次散热器在冲压空气流经的气路上由于没有空气滤，灰尘 起空调系统故障。此外，高温气体泄漏还会导致周围的引气 会逐渐累积堵塞通道，使其散热能力下降。在环境温度较高 环路跳警告。ＡＣＭ压气机进口管路上的方形接口（如图４所 的地面，影响特别明显。而在空中由于冲压空气温度极低，主 示）处常有漏气现象，拆开后发现接口之间的方形胶垫已经 次散热器热交换效率又恢复正常，从而使ＴＰ降到正常温度。 残缺老化，更换胶垫重新安装后恢复正常，但２～３个月后胶 所以，ＴＰ在地面温度高而在空中正常，原因很可能是主次散 垫再次破损漏气。分析原因是由于老化的旧胶垫有残留物粘 热器堵塞。再加热器里面的鳍片比主次散热器的更密，流过 连在接口上没有清除干净，导致新胶垫装上去有缝隙。在安 的气流速度更快，灰尘和鳍片变型都会导致其堵塞。再加热 装过程中拧紧螺杆的力矩过大使胶垫挤压变形也会产生缝 器堵塞会使涡轮进口气流压力降低，导致ＡＣＭ启动困难、转 隙。高温高压的气流会从微小的缝隙泄漏出来，并使缝隙周 速低，也会使ＰＦ、冲压空气流量偏低。如果发现有上述现象， 围的胶垫迅速老化、脱落，缝隙越来越大，最终严重漏气导 可以优先考虑再加热器堵塞故障，而不是直接更换ＡＣＭ。冷 致故障。为避免这一情况的发生，安装前要将结合面彻底清 凝器是管一管式结构，不容易堵塞，但其内部结构容易出现 理干净，调整好管路使安装口对齐贴紧，不要试图用拧紧螺 裂纹，导致热空气掺混到涡轮出口空气中，使ＴＰ温度高。如 杆的方式来对齐安装口，否则容易将方形胶垫以及方形接口 果ＰＦ值、冲压空气均正常，而主次散热器又刚换过不久，可 上螺座的钢丝螺套损坏。在ＰＡＣＫ运转时，用手沿着管路周 以考虑冷凝器故障。旁通阀和防冰阀故障在打位导致过量 围游走来检查管路是否漏气，目视检查各部件本体及其连接 的热引气不经过ＡＣＭ而直接旁通到涡轮出口，也会使ＴＰ温 处有无裂纹，凹坑等损伤，电插头及其线缆是否破损，与其 度高。正常情况下防冰阀是始终关闭的，旁通阀的开度在２１ （下转１３页） 科技创新导报Ｓｃｉｅｎｃｅ ｅｎｄ Ｔｅｃｈｎｏｌｂｚｖ Ｉｎｎｏｖａｔｉｏｎ Ｈ自ｒ ＾ １１ ２０１ ６ ＮＯ．１ ５．Ｓｃｉｅｎｃｅ ａｎｄ Ｔｅｃｈｎｏｌｏｇｙ Ｉｎｎｏｖａｔｉｏｎ Ｈｅｒａｌｄ团圆濯圈—■‘ 工崔丘 ‘■ 航空航天科学技术 …～…～…— 舭闻题 爨翮｛撩溶蕊 謦豫盎 抉瀚蔓 建２鼹褥蔸糖 Ａ≥闻题 机 辩蓰描糯骨折ｒ■一 祝手蝣 进行掺复 ……～交付飞机荤絮 ＿ ＝二＝＝二＝：二 持续避 ：：＝＝：二二二二二＝… ６２，闻熟安空｛强译瞻 靛髀聚 ，镀发理问题 。 。 ＿ 。 。 。１ 褪蓑镪 ｛∽交付冀它絮 霉 瓣 ｝铡遴工艺雾》 蓬 图２运营保障体系流程 （１）快响支援体系：直接接收来自客户提出的任何疑问 飞机出现同样问题。 （包括飞机故障排故、设计理念解释、逻辑交底等）和飞机 ２．４运营方案总结 使用手册中发现的问题，能及时高效完成解答；也可以直接 总结以上问题解决方案，考虑我国目前民机制造产业情 指导协助客户完成飞机现场的一些排故、修复和改装工作。 况，在飞机新型号交付商业运营初期，建议建立深入客户现 快响支援体系一般需要辅以一个方便可靠的客服信息处理 场的支援团队，团队必须包含从设计、制造到客户服务多方 平台 通过该平台，相关问题和数据可以按类型、时间等分 面骨干人员，并对发现的问题执行４类运行体系落实，直至问 类整理，形成可追溯的客户服务资料库，作为今后处理同类 题在运营架次以及在制架次上都得到彻底的解决。图２给出 问题和指导后续型号研制和优化改进的经验积累。 了假设问题的样例性解决流程。 （２）持续适航体系：配合局方对交付运营飞机的持续适航 审查，对飞机运营中发现的任何问题进行分析评估，给出继 ３结语 续安全飞行的意见及相关需要采取的措施，即协助客户保 目前我国拥有自主知识产权的民机型号的研发生产还处 证交付运营的飞机在运营周期内都能持续保持适航安全状 于刚刚起步阶段，还存在大量问题需要多方面的研究和探 态。 索。该文通过对民机交付运营初期的制造商支援保障模式 另外，在新型号飞机初期运营保障过程中，往往还会发 的分析研究，希望为我国民机制造产业的发展提供有利的参 现飞机的一些设计和制造质量问题，会牵扯到正在生产的 考和借鉴。 架次以及其他型号的设计制造。因此，运营保障体系中也需 要引入质量安全体系和项目管理体系，其作用如下。 参考文献 （１）质量安全体系：通过对交付飞机运营中发现的问题进行 ［１】许鹰飞机电气部件产生故障的一般规律与排除方法［Ｊ］． 根原因分析，获得飞机型号设计或生产制造过程中可能存在的 航空维修与工程，２００７（４）：２９－３０． 质量安全问题或合理的优化建议，将信息传递回后方并进行一 【２】马小骏．航空器运行支持体系中的ＡＥＧ［Ｊ】．大飞机，２０１３（３）： 定的技术和质量落实归零，避免后续在制品出现同样问题。 ６０～６５． （２）项目管理体系：问题根原因进行分析后，对可能的其 ［３】李杨．航空器制造商持续适航体系研究浅析【Ｊ】．科技视 它型号飞机的同样设计及制造方法进行纠正，避免其他型号 界，２０ｌ５（３０）：９０，２１７． （上接１１页） 基本原理，熟知各个部件的功能、特点以及可能发生故障的 他部件的间距是否足够。 原因，掌握各种参数的意义和参数值的正常范围。飞机各个 系统之间互有交联，有时候遇到一个部件或系统报故障，有 ３其他排故方法 可能是这个部件或系统自身故障，也可能是其他部件或系统 除了利用ＡＩＤＳ、ＣＦＤＳ、ＴＳＭ研究单个ＰＡＣＫ故障外， 故障引发的，这就要求人们要透过故障现象，多方面收集数 还可以通过对比同一架飞机的两个ＰＡＣＫ参数来判断故障。 据，善用逻辑推理，快速准确地找出故障的本源，彻底排除 由于同一架飞机上的两个ＰＡＣＫ处于相同环境下，他们的参 故障。 数应该大致相当，可以从两者差异较大的地方着手。另外， 在空调系统发生故障时，会自动生成一份ＥＣＳ（环境控制系 参考文献 统）报告，可以通过ＡＩＤＳ调取，这份报告记录了故障发生时， …Ｉ任仁良，张铁纯．涡轮发动机飞机结构与系统【Ｍ］．北京：兵 飞机空调系统以及环境的各项参数，包括活门位置等，可用 器工业出版社，２００６． 于维修人员判断故障。 （２】Ａ３２０ ＡＩＲＣＲＡＦＴ ＭＡＩＮＴＥＮＡＮＣＥ ＭＡＮＵＡＬ［Ｚ】． ＡＩＲＢＵＳ ＣＯＭＰＡＮＹ．２０１６． ４结语 ［３］Ａ３２０ ＴＲＯＵＢＬＥ’ＳＨＯ０ＴＩＮＧ ＭＡＮＵＡＬ［Ｚ】．ＡＩＲＢＵＳ 排除飞机空调系统故障需要维修人员熟悉空调系统的 ＣＯＭＰＡＮＹ，２０１６． 科技创新导报Ｓｃｉｅｎｃｅ ａｎｄ Ｔｅｃｈｎｏｌｏｇｙ ｉｎｎｏｖａｔｉｏｎ Ｈｅｒａｌｄ １ ３
