摘 要：本文简单介绍了A320系列飞机的飞控系统中的ELAC计算机的原理，控制和作用。并对ELAC计算机的供电故障进行了分析。
　　关键词：飞控系统，ELAC，系统原理，供电故障。
　　1 引言
　　飞行控制系统分为主要飞行控制系统和辅助飞行控制系统。主要飞行控制系统包含副翼、升降舵、方向舵。辅助控制系统则提升了飞机的性能特性，或者减轻了飞行员的工作强度，辅助控制系统包含缝翼襟翼和各配平系统。在主要飞行控制系统中ELAC计算机对飞机的升降舵和副翼进行定位和控制
　　2 ELAC计算机原理介绍
　　A320系列飞机的升降舵副翼控制计算机系统（ELEVATOR AILERON COMPUTER SYSTEM）以下简称ELAC计算机系统包含了两个计算机：ELAC1和ELAC2。ELAC计算机的主要功能有1、外围设备的数据采集和监控（包括加速计，惯性基准组件，侧杆命令，方向舵脚蹬命令，液压动力，SFCC，无线电高度，伺服控制位置，伺服活门位置，THS的监控）。2、计算机法则的执行。3，协调控制升降舵副翼和THS。4，计算机的自我监控。5，突然断电的逻辑控制。6，开关电路的逻辑控制。7，上电测试和驾驶舱反馈。每部ELAC计算机又含有两个独立的通道：指令通道COM unit和监控通道MON unit。COM unit主要接受和计算舵面偏移指令用来控制和同步舵面。MON unit主要负责监控指令是否被正确的执行。
　　3 ELAC计算机的供电
　　ELAC1计算机正常是由401PP 28V DC ESS BUS供电，当401PP的28V电压低于1号电瓶的输出电压时，由703PP 28V DC HOT BUS通过专用的去耦合二极管43CE给ELAC1供电（必须满足至少一套液压高压）。当双发停车（最后一个液压失去驱动力），在地面保持接通30秒后断开供电。
　　ELAC2计算机正常供电是由202PP 28V DC2 BUS通过53CE继电器供电。当202PP供电失去时（两个主供应电源失效或者双TR失效），由电瓶BAT 2通过35CE和37CE控制转换53CE后向ELAC2供电，并且传递限速控制信号。当最后一个液压源失去后，保持接通30秒后断开电源供应。
　　4 故障实例
　　事件背景：某公司320系列飞机维护人员在做例行工卡测试时发现了一个隐性故障，ELAC2备用供电失效。这种故障只有在主供应電源失效或者两个TR都失效得情况下才会出现，及时排除这个故障保证了飞机在应急情况下的安全裕度。
　　故障现象：在飞机上模拟主供应电源供电全部失效情况下，ELAC2计算机不能自动转换至备用供电导致了ELAC2失效，触发了故障和音响警告。
　　故障分析：在否定了计算机本身问题后，检查出现故障时飞机的测试构型：蓝泵增压，跳开关58GA（LGCIU/BAT SPLY/SYS1），52GA（HYDRAULIC/LGCIU/SYS1/GRND SPLY），1GA（L/G/LGCIU/SYS1/NORM）和15CE2（FLIGHT CONTROLS/ELAC2/NORM/SPLY）断开，再断开19CE1后，ELAC2应该由704PP HOT BUS经过53CE直接供电。因此在备用供电的情况下，53CE的A1脚应当有28V直流电，所以先行测量A1和电压，发现A1电压为16V左右，而且会的波动。仔细研究电路图可以发现53CE上还有个B1脚，这个B1脚和A1脚是处于一个同电位点，是通往THS的供电控制路线。测量发现B1的电压稳定27V左右稳定。B1和A1测量出来的电压却完全不同。可以判定出是电瓶2以及10CE2跳开关后面的通往A1，B1分开的线路上有问题。
　　由前面这两张线路图可以看到：53CE的A1点和B1点到16CE2之间虽然都经过1846VT，1837VT，37VC，1240VC。但是它们所通过的模块和线钉都不同。问题就出现在53CE的A1点到16CE2之间的1846VT的模块5号点，1837VT的模块18号点，37VC的47号点，1240VCA的