公用工程控制系统（1B-B-40-41-00-00A-043A-A第004版）

公用工程控制系统（UCS）是一个数字集成控制系统，由连接到双冗余备用STANAG 3838数据总线的七台计算机组成。

UCS计算机如下：

–左右燃油计算机（交替充当总线控制器）

–左右二次电源系统（SPS）计算机

–前端计算机

–起落架计算机

–维护数据面板计算机

总线控制器功能驻留在两个燃油计算机中。计算机通过UCS数据总线与自身以及以下设备通信：

–航空电子显示和控制（D＆C）子系统，通过两个计算机符号发生器（CSG 1和2）和右防眩光屏（RGS）用于前驾驶舱，右防眩光屏双座（RGS-T）用于后驾驶舱

–通过接口处理器单元（IPU）的航空电子综合监控和记录子系统（IMRS）

–飞行控制系统（FCS），并通过两台飞行控制计算机（FCC 3和4）间接与推进系统（PRP）连接

–通过辅助电源单元/控制单元（APU/CU）的二次电源系统（SPS）

–通过两个发电机控制器装置GCU1和GCU2的发电系统

每个UCS计算机提供分配给它的系统或子系统的控制、监控和测试。UCS包含内置测试（BIT）功能，以检查UCS计算机以及公用系统。一些非UCS系统的IBIT也通过维护数据面板（MDP）执行。

有三种类型的BIT实现PBIT、CBIT和IBIT：

–通电位，由所有UCS计算机在通电时同时执行

–连续位，自动和/或在应用软件的控制下执行

–启动BIT，由所有UCS计算机执行，通过MDP启动的制动和防滑子系统除外。

计算机检测到的所有UCS设备故障存储在非易失性存储器中，并通过UCS总线传输到IPU，然后通过直接数据链路（DDL）传输到MDP。这些故障也记录在PMDS上，供地勤人员稍后评估。

UCS由基本直流母线PP3和PP4供电。对于地面维护，可通过维护母线PP5向所选计算机提供直流电源。

UCS计算机（1B-B-40-41-01-00A-043A-A第004版）

UCS计算机和软件主要用于支持通用系统。

前端计算机

前端计算机（FC）控制、监控和测试发动机引气分配子系统、空调系统、挡风玻璃和顶篷系统、氧气系统、雷达液体冷却、除湿功能控制和飞行员背心液体调节监控、生命支持（life sup）NBC；它还监测和测试机组逃生和安全系统。FC的电源由基本母线PP3和PP4（或维修母线PP5）以及主母线PP1和PP2提供。

发动机引气分配子系统的控制与监控

高压压缩机第5级的引擎引气用于环境控制系统（ECS）和/或飞机二次电源系统（SPS）单发动机运行期间的交叉引气操作，以防单引擎熄火或出现故障。

将信号发送至UCS的泄漏检测回路安装在发动机排气SOV和预冷器之间。如果检测到泄漏，引擎排气SOV（EBSOV）关闭：因此停止向所有公用设施供气。正常运行期间，所有ECS监控功能由包含ECS软件的UCS前端计算机完成。如果ECS出现故障，UCS前计算机将保证流向MSOC的空气流量，并提供防静电和顶棚密封。

飞行员将选择ECS主开关（通常定位到ECS）以冲压空气，从而直接控制风扇、风扇SOV、AVSOV、三通阀和ERA阀。

空调系统

FC控制和监控ECS切断阀（SOV）的操作，在正常操作下，该阀打开，并允许预冷空气流过以下子系统：

–冷却

–温度控制

–航空电子舱空气分配

–中央机身舱室空气分配

–驾驶舱空气分配

–顶篷和挡风玻璃除雾空气分配

–设备除湿。

冷却子系统

FC指令打开温度控制阀，使空气进入冷空气装置（CAU）。如果冲压空气不可用，例如当发动机处于地面怠速状态时，计算机命令中冷器推料器切断阀打开，允许冲压空气进入中冷器。根据飞机的速度、高度和迎角，飞行中阀门的开启和关闭是有计划的。中冷器出口处的气流温度也通过传感器进行监测。

温度控制子系统

以下温度控制系统阀由FC控制：

–温度控制阀（TCV）

–座舱温度控制阀（CTCV）。

CTCV位置由前计算机根据座舱温度选择和以下传感器的输出进行控制：

–ETC温度传感器，座舱进气口

–ETC温度传感器，座舱出气口

–ETC温度传感器，除水器

以下传感器的输出也馈送至FC：

–中间冷却器出气温度传感器

–压力传感器座舱ECS进口

–压力传感器座舱ECS进口压差

–压力传感器座舱ECS入口绝对值

–压力传感器MSOC热交换器入口

–差压传感器MSOC热交换器

–绝对压力传感器座舱进口

–压力传感器，座舱绝对值

航空电子和中央机身舱室空气分配

冷却空气对于航空电子和中央机身舱室空气分配，前计算机监控以下阀门的位置，这些阀门不受计算机控制，但根据机组选择打开或关闭：

–航空电子舱SOV，也由右侧SPS计算机（AVSOV）监控

–冷却风扇SOV，航空电子设备舱（风扇SOV）

–航空电子设备舱冷却风扇，也由RH SPS计算机（AVSOV）监控。

驾驶舱空气分配

空气流量控制阀（AFCV）是一个无限定位阀，它根据机组选择保持进入座舱的气流。如果阀门出现故障，则假定中间默认值（60°）。

舱盖和挡风玻璃除雾空气分配

以下阀门由FC控制：

–挡风玻璃除雾切断阀

–舱盖防雾切断阀。

舱盖系统

舱盖系统的以下功能由前计算机监控：

–舱盖打开选择开关和相关接线的完整性

–舱盖关闭选择开关和相关接线的完整性

–舱盖向下并锁定，如果舱盖未锁定，则向飞行员提供警告信号。CSG要求油门位置大于预定限值（>75%NL），然后才会显示舱盖警告

–如果舱盖未锁定，则舱盖的状态向MHDD/ACUE格式提供信号

–舱盖执行器歧管组件上压力传感器的输出

–舱盖蓄能器压力数据以MHDD/HYD格式显示。

驾驶舱梯架监控

当梯子门解锁时，飞行员在地面时会收到MHDD/ACUE格式的通知。如果在飞行过程中梯子未正确收起，则监控机载梯子门的状态，并在MHDD/ACUE格式上显示警告。还有一个硬接线的驾驶舱指示。

生命支持系统（LFE）的控制和监测

FC提供以下LFE子系统的控制和监控：

–呼吸气体

–抗g

–液体调节供应（机组）

–NBC。

氧气系统

MSOG出现故障后，FC自动选择辅助供氧。当氧化锆氧监测器（ZOM）或顺磁氧监测器（POM）检测到氧气分压低于警告限值并选择AOB时，FC产生警告信号。FC监控AOB头中转换阀的位置，并在DWP上提供MSOC或OXY警告。辅助氧气瓶（AOB）的压力和温度传感器使FC能够计算氧气瓶的含量。

飞行员背心液体调节

FC控制和监控作为LIFE系统一部分的液体调节系统。系统监控和备份保护由UCS提供。

除湿空气

飞机在地面时，ECS向驾驶舱、航空电子舱（机身前部和中部）和雷达舱提供除湿空气。除湿功能（由地勤人员通过MDP启动）导致FC/ECS重新配置ECS阀，以允许除湿空气通过系统，从而减少/消除驾驶舱和航空电子/雷达舱内的湿度。

乘员逃生系统监控

FC监控以下各项：

–紧急氧气选择手柄的状态

–待命/安全弹射座椅手柄位置

–双座飞机上指令模式选择器（CMS）的位置

–安全销存放（座椅和舱盖）

–座椅弹出信号。

起落架计算机

起落架计算机（LGC）执行与以下系统及其组成子系统相关的控制、接口、警告和指示生成、监控和测试功能：

–起落架系统：

排序

指示

车轮重量

紧急下降

–制动系统：

制动控制装置

驻车制动冷却

–辅助减速系统：

制动伞

止动钩

LGC是一个单线可更换部件（LRI），包含两个完全分离的系统，称为系统1和系统2。系统1由基本母线PP3供电，而系统2由基本母线PP4供电。PP5维护母线的电源用于地面维护功能。

起落架系统

排序

LGC控制起落架选择阀歧管，根据飞行员的需求和实际起落架/舱门位置，将液压切换至起落架、前舱门和主舱门的执行器。当相关子系统报告轮重时，LGC使baulk电磁阀断电，以将起落架选择器锁定在“向下”位置。LGC为整个序列和所有相关组件提供连续的故障检测和隔离。

指示

LGC根据实际档位/车门位置控制四个显示要素。此外，LGC在接收到来自驾驶舱的数据总线的灯测试信号时打开所有显示元件。

车轮上的重量（Weight on Wheels）

LDG的每个系统根据相关起落架的轮重情况独立控制WOW继电器，相关继电器始终反映实际轮重情况。

系统1和系统2分别控制WOW继电器。它为整个车轮承重子系统提供连续的故障检测和隔离。LGC向UCS数据总线和其他系统/子系统提供关于整个轮重子系统的状态和状态的数据。

紧急下降

即使在LGC完全失效的情况下，也可以紧急起落架伸出。对于紧急下降系统，LGC监控紧急档位开关的位置、相关控制线路的接线连续性和电源。

制动系统

制动控制装置

LGC提供双冗余备用制动系统，控制和监控两个完全独立的液压回路。根据供油压力和/或故障监测的结果，由先导或计算机本身选择相关回路。

LGC控制所选回路，根据先导需求和车轮速度信息，通过相关伺服阀调节每个制动器处的压力。

LGC根据实际飞机速度提供以下功能：

–制动器计量低于10 kts

–10 kts以上的自适应防滑控制

–接地保护

–车轮锁定保护

–交叉轮（cross over wheel）保护。

驻车制动器

即使在LGC完全失效的情况下，也可以进行选择。LGC监控驻车制动阀的位置和驻车制动蓄能器的状态。

 制动器冷却

LGC系统1完全自动控制车轮制动器冷却风扇的操作，以减少着陆后的转弯时间，并降低滑行过程中的制动器热组件温度。车轮制动器温度由LGC系统1控制的冷却风扇保持较低。

辅助减速系统

LGC监控整个辅助减速系统。

制动伞

即使在LGC完全失效的情况下，也可以展开和丢弃制动降落伞。LGC（系统2）监控以下部件的状态：

–制动滑槽开关

–降落伞锁定和释放装置

–门锁单元。

LGC还生成相关的驾驶舱警告。

止动钩

即使在LGC完全失效的情况下，也可以展开止动钩。LGC监控止动钩释放电磁阀的运行状况，并检测止动钩的位置和释放按钮的位置。它还生成相关的驾驶舱警告。

此外，LGC在接收到来自驾驶舱的数据总线的灯测试信号时，打开释放按钮内的指示灯。

左右燃油计算机

左侧和右侧燃油计算机自动控制和监控燃油系统，并且可以作为总线控制器（BC）在UCS数据总线A和B上进行所有信息交换。

左侧和右侧燃油计算机控制和监控增压和通风系统、燃油输送系统、地面加油和卸油、空中加油、燃油计量和油位感应。两台燃油计算机监控燃油油位，输送燃油以满足所有机动和任务要求，并匹配平均燃油消耗量以避免主油箱过度耗竭。

温度和压力传感器提供监控增压系统的信号，数据由燃料计算机处理，以显示在MHDD/燃料格式上。地面加油和卸油程序由地勤人员使用MDP启动和监控。

左侧燃油计算机由PP3基本母线供电。右侧燃油计算机由PP4基本母线供电。PP5维护母线的电源用于地面维护功能。

燃油输送系统

燃油输送是全自动的，由燃油计算机通过从计量和液位传感系统接收的信号进行控制和监控。传输阀的位置和可用性由阀门执行器中的微动开关发送至UCS的信号进行监控。输送泵的运行由每个泵出口处的压力开关监控。阀门和泵的状态连续显示在MHDD/燃料格式上，任何故障都记录在MDP上。

飞行员可使用MHDD/燃料格式上的软键重新配置燃料输送。

地面加油和卸油

换料程序由UCS根据MDP的命令进行控制。换料程序通常由UCS自动终止。地面除油可通过两种不同的方法实现：加压或抽吸。燃油计算机和MDP提供必要的监控功能。

空中加油

燃油计算机通过燃油油位传感器和阀门监控加油过程。

–检查空中加油探头的相关设备是否存在故障

–检查驾驶舱IFR探测开关的状态和条件

–如果探头未能机械锁定或锁定，则产生故障指示

–DWP上提供IFR探头未机械锁定的警告。

发动机进料

燃油计算机为以下元件提供监控功能：

–增压泵、前机身和后机身总成

–发动机燃油交叉供油阀（仅由左侧燃油计算机监控）

–燃油温度传感器，发动机供油

–低压燃油旋塞。

发动机燃油流量

燃油计算机确定与每个发动机相关的燃油流量。燃油流量数据从DECUs接收，并通过FCCs设置到燃油计算机。

燃油计量和油位感应

位于燃油箱内部的电容测量液位和仪表探头向UCS燃油计算机提供模拟信号，该计算机确定每个燃油箱或燃油箱组中的燃油质量，并提供MHDD/燃油格式和HUP上以Kg为单位的数字读数。

燃油计算机执行以下功能：

–计算储罐内容物

–计算油箱液位

–验证所有探针和液位传感器输入

–计算燃油特性

–生成燃料计量输出，以便在驾驶舱和MDP中显示，并供FCS使用

–提供低燃油油位警告，以便在驾驶舱内显示

–为燃油管理生成燃油油位数据

–FCS燃料惯性计算

–监测IFR探头。

AC/DC升压泵休眠检查

燃油计算机监控2号增压泵和前后机身油箱总成中的相关泵出口压力传感器的状态。右侧2号增压泵（位于后收集箱中）有一个双电机，在正常运行期间为交流供电，在发生双交流故障时为直流供电。PBIT期间，对直流电机执行休眠检查。如果直流电机在PBIT期间或在要求的直流操作期间出现故障，MHDD/燃料格式上会显示“红色泵”故障指示。

飞行控制功能

燃料计算机提供燃料重心计算，以便飞行控制系统（FCS）计算飞机重心（CG）。

左右SPS计算机

有两台相同且可互换的SPS计算机。左侧SPS计算机由基本母线PP3供电。右侧SPS计算机由基本母线PP4供电。对于地面维护，电源可从PP5电池母线获得。SPS计算机提供以下功能。

二次电源系统

接地检查

在此模式下，SPS计算机控制并监控相关齿轮箱驱动操作，以便使用APU或气动地面车发电和液压发电。

发动机在主模式下起动

在此模式下，SPS计算机识别发动机起动请求，使用APU或气动地面推车控制和监控相关齿轮箱和耦合发动机加速，直至发动机点亮。

发动机在替代模式下起动

替代发动机起动模式使用与上述相同的功能，但使用运行中的发动机气动电源为ATS/M供电。

飞行中发动机熄火（SPS交叉引气）

在此模式下，SPS计算机使用运行中的发动机气动电源将相关齿轮箱转速保持在60%标称值（±4.5%瞬态）。如果先前在着陆和滑行过程中启动（即在飞行中失去发动机）以获得全部液压和电力，则保持交叉引气工作。

辅助发动机重新点火

在此模式下，SPS计算机接合熄火发动机，并使用运行中的发动机气动电源将其加速至发动机点火速度。

运行状况监视

在所有操作模式下，提供SPS齿轮箱、ATS/M和CV、PTO轴、SPS PRSOV、气压传感器和SPS漏气传感器的健康监测。

寿命监测

在所有操作模式下，持续监控以下数据：

–ATS/M寿命消耗

–变速箱寿命消耗。

SPS漏气检测

在地面和飞行操作期间，每个SPS计算机采集管道V形夹周围的八个温度数据。内部进程将这些数据温度值与250°C的阈值进行比较。如果这些值中至少有一个大于250°C，则在DWP上提供SPS泄漏说明。相关警告信号也发送到MDP，指示涉及哪个传感器。

液压系统

SPS计算机提供以下功能。

液压泵降压

发动机起动期间，SPS计算机控制液压泵减压阀，在故障情况下，通过UCS数据总线向IMRS提供故障数据。

公用设施（Utilities Isolation）隔离

SPS计算机控制和监控公用设施隔离阀，以保护相关飞行控制电路免受外部泄漏造成的压力损失，并向UCS数据总线提供公用设施隔离阀的状态和状态数据，供其他系统使用。

液压发电和分配（Hydraulic Power Generation and Distribution）

SPS计算机控制和监控整个液压发电系统。SPS计算机对所有液压系统部件执行连续故障检测和诊断，并向驾驶舱提供计算的状态和状态数据（显示/警告）。

液压警告抑制

为防止在飞机启动和关闭过程中向飞行员发出干扰警告，SPS计算机提供警告抑制。直到变速箱达到一定速度后，才会产生公用设施和控制装置低压警告（HYD TOT、L/R CONT P、L/R UTIL P）。这适用于正常数据总线警告、返乡警告和灾难性双液压故障警告。

消防系统

SPS计算机监控以下输出：

–发动机火灾探测系统

–APU火灾探测系统（仅限左侧SPS计算机）

–发动机灭火系统。

每个SPS计算机监控其相关发动机火灾探测系统的输出。左侧SPS计算机控制和监控APU火警探测/灭火系统。当检测到火灾时，相关计算机通过驾驶舱显示器和音频报警提供视觉报警。计算机还向综合监测和记录系统（IMRS）提供故障数据。SPS计算机监控灭火器瓶的压力和电爆炸装置（EED）的电气完整性。

T2探头

每个SPS计算机控制地面T2探针加热器的激活。在首次通电时（发动机不运转时）执行控制，然后在发动机起动期间（当达到的发动机转速为40%NH时）执行控制。

ECS故障警告

右侧SPS计算机监控冷却风扇的航空电子设备编码，并在冷却风扇不工作时发送风扇警告（需要时）。

生命支持系统

左侧SPS计算机提供分子筛氧浓缩器（顺磁氧监测器）的监控和辅助氧气瓶（AOB）的备份监控，并向驾驶舱显示器提供报警数据，向IMRS提供故障数据。

结冰探测

左侧SPS计算机控制和监控结冰检测系统，并向驾驶舱提供警告数据，向IMRS提供故障数据。

维护数据面板（MDP）

MDP是飞机维修行动输入/输出的中心点。

MDP以两种模式运行：

–地勤人员行动

–飞行期间。

MDP的目的是允许地勤人员快速访问飞机维修数据。MDP将接收并记录飞机系统的状态、故障和疲劳数据。地勤人员可根据要求通过面板上的普通语言显示和/或便携式维修数据存储（PMDS）访问数据，飞行后应将其移除以进行地面分析。

MDP执行五个主要功能：

–记录

–维护

–数据加载

–监控

–显示。

在飞行过程中，MDP自动运行；它从飞机系统接收以下维护和维修数据，并将其存储在PMDS上：

–飞机识别

–系统/LRI故障数据（最多5次飞行）

–超出数据（上次飞行状态）

–发动机健康监测数据

–结构健康监测数据

–SPS寿命监测数据

–SPS漏气数据

–水力趋势数据

–事件标记数据。

在地面，地勤人员可以进行数据采集，然后进行飞机检查。

UCS数据总线和接口（1B-B-40-41-02-00A-043A-A第005版）

七台UCS计算机相互连接，设备通过双备用冗余串行数据总线连接到数据总线。

设备的每个部分作为远程终端（RT）连接到数据总线（参见图1.83）。UCS与各种系统（如航空电子设备、驾驶舱、飞行控制和推进系统）交换信息和数据。

燃油计算机作为总线控制器控制这些变速箱。

UCS-数据总线

UCS数据总线和电气接口的通信方法符合STANAG 3838标准。UCS数据总线是一种串行、双、时分多路数据总线，由两条屏蔽电缆（称为数据总线a和数据总线B）以及变压器耦合器和短截线组成。数据总线接口电路位于连接到总线的设备内部。

总线控制器

总线控制器（BC）位于每个燃油计算机中。除了燃油系统功能外，这两个模块还能够执行总线控制器功能。两个UCS燃油计算机都可以作为数据总线A和上所有传输的数据流控制器运行，但不能同时运行

B、 当一台燃油计算机控制总线时，另一台计算机作为备用BC运行，并作为RT交换数据。

当作为BC激活时，每个燃油计算机通过首选或主总线指导数据交换，该总线是L/H燃油计算机的数据总线a和R/H计算机的数据总线B。

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