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摘 要： 针对某型飞机在通电检查过程中出现尾翼除冰系统无法正常执行功能的情况，在机上排查了故障现象，基于故障分析法分析了故障原因，得到准确的故障定位，解决成品故障，有效保障了飞机生产安全和质量。
关键词： 尾翼除冰；控制器；故障
1.引言
在飞行过程中随着飞行高度的升高，飞机外部湿度逐步增大，温度逐渐降低，在一定范围内会达到冰点以下，此时会导致飞机外部产生结冰现象，其中在机翼和尾翼上产生的结冰会增加翼面空气流动的摩擦力，阻碍空气的流动，减小飞机升力，从而将严重影响飞机安全飞行。据统计，1967-2015年间，全球因飞机结冰而导致的重大飞行安全事故占总飞行事故的14.9%，可见防除冰系统对于飞机安全飞行具有极其重要的作用。某型机通电检查过程中，在模拟结冰状态下进行左右侧结冰功能切换时发现其无法实现位置切换，鉴于防除冰系统的极端重要性，有必要仔细研究故障的产生机理及有效的解决办法。
2.故障现象
某型机通电检查过程中发现，尾翼除冰控制器在进行模拟工作时不能正常切换，光耦非正常工作能够导致产品左右切换信号不正常，从而造成CPLD可编程逻辑器件以及DSP数字信号处理器的错误判断，使得配电盒不正常切换。按照系统工作原理，可以得出其故障樹如图1所示。
3.故障分析
故障树中引起该故障的模式有5种：A：除冰控制器故障B：配电盒故障C：电加温组件故障D：外部故障E：软件故障。
引起A故障的模式有4种：F：监测电路故障，X1：接口电路故障，G：通讯故障，X2：除冰启动信号异常。其中F对应两种故障模式：X11：短路监测电路故障，X12：缺相监测电路故障；G对应两种故障模式：X13：CAN通讯故障，X14：429通讯故障。
引起B故障的模式有3种：H：传感器电路故障，X3：配电盒主开关故障，X4：配电盒区域开关故障，其中H对应两种故障模式：X15：短路传感器故障，X16：缺相传感器故障。
引起C故障的模式有2种：X5：加温组件短路或开路，X6：加温组件局部电阻变大。
引起D故障的模式有2种：X7：连接电缆故障，X8：供电电源故障。
引起E故障的模式有2种：X9：软件逻辑缺陷，X10：软件编码错误。
在排故过程中，更换配电盒以后系统性能正常，因此，可以排除B、C、D、E故障模式，故障可定位为A故障模式。
配电盒返回试验室检测发现其切换功能一直无触发信号，进一步检查后发现输入隔离光耦无输出，随后将光耦返回承制厂进行测试分析，根据质检结论，发现光耦第4、5、6通道输入端发光芯片键合丝已断裂，明显存在输入端大电流烧毁痕迹。而与其相连的分系统中另一只控制器的1、2、3通道输出端并未损坏（输出端有限流电阻3K），因此大电流信号不会是由于切换接口电路导通而出现的，造成大电流输入的故障只有在Backup1、Switch1、Master1信号与28VGND信号之间存在较大电势差（正向过电压信号或反向过电压信号）的情形下出现，如图2所示。
光耦输入端为发光二极管，在正向过电压信号输入时，二极管正向导通峰值电流应小于40mA，否则可能造成大电流损伤；在反向过电压信号输入时，二极管反向电压耐受值为5V，当电压值超过5V时，此时造成发光二极管被击穿，瞬间阻值无限小，也能够造成大电流损伤。
对两台除冰控制器进行测试，监测光耦输入端，上电启动时，发现其7脚、9脚、11脚均存在超过5V电压值的反向电压。该电压信号为电源电路充电过程中产生。控制器上电以后，电容在瞬间充电，负电荷迅速向电容负端累积，使得28VGND信号端产生正向电压，而光耦输入端Backup1、Switch1、Master1引脚被滤波器电路电感阻断，电势无变化，从而在光耦输入端出现反向电压。当该电压多次加载在光耦输入端，能够造成光耦输入端被反向击穿，由于光耦输入端无限流电阻，导致其出现过流损伤的现象。
4.结论
根据分析可知，由于光耦过流导致产品左右切换信号不正常，从而造成CPLD可编程逻辑器件以及DSP数字信号处理器的错误判断，使得配电盒不正常切换，对此，通过在光耦输入端增加1k的限流电阻，实现对光耦的保护。改进后进行单台除冰控制器测试，监控多次除冰启动及通断过程，产品无故障；将改进后的成品进行装机测试，故障现象未复现，因此可以确定电路改进后有效避免了系统故障现象的再次发生，同时也提高了产品的可靠性和安全性。
参考文献
[1] 孙元福，周凯旋. 航空电子电气基础[M]. 北京：航空专业教材编审组， 1997.
[2] 李斌.飞机除冰/防冰液及除冰技术[J].清洗世界，2012，28（1）：26-31.
[3] 李航航 ，周 敏.飞机结冰探测技术及防除冰系统工程应用[C]，航空工程进展，1647-8190（2000）02-112-04.
关键词： 尾翼除冰；控制器；故障
1.引言
在飞行过程中随着飞行高度的升高，飞机外部湿度逐步增大，温度逐渐降低，在一定范围内会达到冰点以下，此时会导致飞机外部产生结冰现象，其中在机翼和尾翼上产生的结冰会增加翼面空气流动的摩擦力，阻碍空气的流动，减小飞机升力，从而将严重影响飞机安全飞行。据统计，1967-2015年间，全球因飞机结冰而导致的重大飞行安全事故占总飞行事故的14.9%，可见防除冰系统对于飞机安全飞行具有极其重要的作用。某型机通电检查过程中，在模拟结冰状态下进行左右侧结冰功能切换时发现其无法实现位置切换，鉴于防除冰系统的极端重要性，有必要仔细研究故障的产生机理及有效的解决办法。
2.故障现象
某型机通电检查过程中发现，尾翼除冰控制器在进行模拟工作时不能正常切换，光耦非正常工作能够导致产品左右切换信号不正常，从而造成CPLD可编程逻辑器件以及DSP数字信号处理器的错误判断，使得配电盒不正常切换。按照系统工作原理，可以得出其故障樹如图1所示。
3.故障分析
故障树中引起该故障的模式有5种：A：除冰控制器故障B：配电盒故障C：电加温组件故障D：外部故障E：软件故障。
引起A故障的模式有4种：F：监测电路故障，X1：接口电路故障，G：通讯故障，X2：除冰启动信号异常。其中F对应两种故障模式：X11：短路监测电路故障，X12：缺相监测电路故障；G对应两种故障模式：X13：CAN通讯故障，X14：429通讯故障。
引起B故障的模式有3种：H：传感器电路故障，X3：配电盒主开关故障，X4：配电盒区域开关故障，其中H对应两种故障模式：X15：短路传感器故障，X16：缺相传感器故障。
引起C故障的模式有2种：X5：加温组件短路或开路，X6：加温组件局部电阻变大。
引起D故障的模式有2种：X7：连接电缆故障，X8：供电电源故障。
引起E故障的模式有2种：X9：软件逻辑缺陷，X10：软件编码错误。
在排故过程中，更换配电盒以后系统性能正常，因此，可以排除B、C、D、E故障模式，故障可定位为A故障模式。
配电盒返回试验室检测发现其切换功能一直无触发信号，进一步检查后发现输入隔离光耦无输出，随后将光耦返回承制厂进行测试分析，根据质检结论，发现光耦第4、5、6通道输入端发光芯片键合丝已断裂，明显存在输入端大电流烧毁痕迹。而与其相连的分系统中另一只控制器的1、2、3通道输出端并未损坏（输出端有限流电阻3K），因此大电流信号不会是由于切换接口电路导通而出现的，造成大电流输入的故障只有在Backup1、Switch1、Master1信号与28VGND信号之间存在较大电势差（正向过电压信号或反向过电压信号）的情形下出现，如图2所示。
光耦输入端为发光二极管，在正向过电压信号输入时，二极管正向导通峰值电流应小于40mA，否则可能造成大电流损伤；在反向过电压信号输入时，二极管反向电压耐受值为5V，当电压值超过5V时，此时造成发光二极管被击穿，瞬间阻值无限小，也能够造成大电流损伤。
对两台除冰控制器进行测试，监测光耦输入端，上电启动时，发现其7脚、9脚、11脚均存在超过5V电压值的反向电压。该电压信号为电源电路充电过程中产生。控制器上电以后，电容在瞬间充电，负电荷迅速向电容负端累积，使得28VGND信号端产生正向电压，而光耦输入端Backup1、Switch1、Master1引脚被滤波器电路电感阻断，电势无变化，从而在光耦输入端出现反向电压。当该电压多次加载在光耦输入端，能够造成光耦输入端被反向击穿，由于光耦输入端无限流电阻，导致其出现过流损伤的现象。
4.结论
根据分析可知，由于光耦过流导致产品左右切换信号不正常，从而造成CPLD可编程逻辑器件以及DSP数字信号处理器的错误判断，使得配电盒不正常切换，对此，通过在光耦输入端增加1k的限流电阻，实现对光耦的保护。改进后进行单台除冰控制器测试，监控多次除冰启动及通断过程，产品无故障；将改进后的成品进行装机测试，故障现象未复现，因此可以确定电路改进后有效避免了系统故障现象的再次发生，同时也提高了产品的可靠性和安全性。
参考文献
[1] 孙元福，周凯旋. 航空电子电气基础[M]. 北京：航空专业教材编审组， 1997.
[2] 李斌.飞机除冰/防冰液及除冰技术[J].清洗世界，2012，28（1）：26-31.
[3] 李航航 ，周 敏.飞机结冰探测技术及防除冰系统工程应用[C]，航空工程进展，1647-8190（2000）02-112-04.