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一、雷达

1、一次雷达

空中飞行飞机的准确位置是空管机构需要掌握的最重要的信息。早期的一次雷达【PSR-Primary Surveillance Radars】工作原理是发射信号，遇到空中能反射雷达信号的飞行物/目标【主要指飞机】，一次雷达接收到反射的信号后就能确定该目标的方位和位置，但不能探测/确定目标的高度。

一次雷达不需要所探测的目标有任何回应，只要所探测的目标能反射雷达波就行，通常都部署在特定的具有战略意义，能覆盖最大区域的位置，除了部署位置以外，衡量一次雷达覆盖范围的另外一个标志性参数是雷达的发射功率，功率越大，覆盖的区域就越广。

使用一次雷达监视空中目标就好比地面交通警察监视和指挥一群聋哑人类似，交通警能看到周围的人，但却不能和他们沟通，只能监视动向。

2、二次雷达

二次雷达【SSR-Secondary Surveillance Radar 】的问世在解决这个难题的方向前进了一步，但需要监视目标的回应和配合，被监视的目标必须回应监视者【空管管制员或其他相关方】的询问，要求被监视目标最起码应该能回应监视方目标身份识别和高度等信息。

地面上二次雷达和飞机装备的应答机使用基本上解决了监视方问询和目标回应的双向交流问题，即监视方起码能掌握目标的身份，方位和高度等基本信息。应答机的使用和不断升级，特别是具备S-模式应答机的应用，使监视方基本上能获得目标的身份识别，高度，航向，航速和航迹等必需的信息。

空管二次雷达使用的7700代码是飞机应答机设置的一个特殊代码，用于向空中交通管制表明航空器正处于(紧急状态)。这是国际民航组织规定的全球通用紧急代码。除此以外，像非法干扰-7500/通讯系统故障-7600和目视飞行规则-1200等也是全球通用的紧急代码。以上这些标准代码是航空安全体系中的重要工具，能快速传递紧急信息，确保机组和乘客安全得到最大保障。

二、ADS-B

1、含义

ADS-B的具体含义解释如下：

A-Automatic: 系统自动工作，无需信号发射方【飞机/飞行员】或信号接收方【以空管管制员为主，和其他接收方】；

D-Dependent: 依赖飞机系统提供，可按需通过卫星传输的数据/信息；

S-Surveillance: 使用于识别飞机飞机多系统提供的运行参数的信息实施监视功能；

B-Broadcast: 飞机多系统提供的信息持续不断地以广播的方式，通过飞机/发射器，向包括卫星在内的，其他有接收功能/能力的飞机和/或其他任何有接收能力的接收站/接收设备发送。

2、工作过程

ADS-B 工作和二次雷达相似，给包括卫星，其他有接收功能/能力的飞机和其他任何有接收能力的接收站/接收设备提供飞机的定位信息。雷达系统监视飞机定位首先需要雷达向监视的目标【主要指飞机】发送讯问信号，被监视目标在通过装机的应答机回复雷达的讯问，回复设定的讯问信息。和雷达监视目标的工作原理相比，ADS-B不依赖雷达的讯问信号就主动以广播的方式自动发送系统设定的信息。

ADS-B 自动发送的信息都来自飞机的系统，这其中最重要的信息就是来自飞机全球导航卫星系统/全球定位系统【GNSS-Global Navigation Satellite System/GPS–Global Positioning System】的定位信息，然后再用装机的发射器【squitter】以1090兆赫的频率【国际民航组织推荐，中国使用的方式】发送出去。

二次雷达监视飞机定位本身使用的就是1090兆赫频率，这也是ADS-B的工作，这使ADS-B系统工作和已广泛使用的雷达监视系统的融合更容易。

当前运行机队的主力机型都装备有具备S-模式的应答机，S-模式应答机本身就自带发射器，但发射器的主要作用是为避让和防撞系统【TCAS-Traffic Avoidance and Collision System】使用，探测和联络临近的其他飞机。

ADS-B功能使用的是能够传输更大数据量的1090兆赫扩展式发射器【1090Mhz Extended Squitter]，它能提供更多飞机的定位信息。ADS-B 发送的信息由地面接收设施/地面接收天线接收后再转发给数据使用方【主要是空管管制员】。

最近几年交付飞机就已经将ADS-B的功能整合到了应答机上，只要应答机接通工作，ADS-B就自动开始广播发送设定的信息。关闭应答机（应答机断电）后ADS-B也自动停止工作。当前正在运行，但还没有ADS-B功能的飞机要增加ADS-B功能可通过贯彻执行飞机制造厂家服务通告，单独购买第三方STC，或采用其他局方可接受的方式改装升级。

3、主要部件

大气数据惯性基准系统(ADIRS)-提供气压高度，气压压力设定值，升降率和航向；

全球定位系统(GPS)-提供定位，速度和几何高度；

ATC 控制面板(ATC Control Panel)-提供应答机工作模式和身份识别；

飞行控制组件或模式控制面板MCP(FCU or MCP)-提供机组选择的高度；

防撞计算机(TCAS Computer)-提供避让防撞计算机和无线电高度； 

飞行管理引导计算机(FMGC)-提供飞机识别号，主要就是航班号。

4、ADS-B技术历史沿革和技术应用方式

概念始于上世纪70年代，但直到90年代后期才开始真正的测试和推广应用。上世纪90年代后期，FAA启动了一个旨在演示ADS-B在现实运行环境下的能力，被称为是21世纪安全飞行【Safe Flight 21 Program】的项目，1998年FAA和欧洲航行安全组织【Eurocontrol】合作，进行了更深度的测试和功能开发。

2003年国际民航组织第10次导航会议将ADS-B【广播式自动相关监视】技术应用指定为监视飞机的一种方式，澳大利亚是第一个执行ADS-B【广播式自动相关监视】技术应用的国家，并从2012年开始强制执行，几年后其他国家才开始跟随执行。 包括美国在内的许多国家都从2020年才开始强制执行。

为保障运行安全和提高运行效率，2021年底以前，中国的所有航路，终端区和机场都将具备ADS-B运行能力。到目前为止，全世界绝大多数国家都把ADS-B【广播式自动相关监视】技术应用作为强制性要求，禁止不具备ADS-B能力的飞机进入这些国家的领空。

5、技术应用方式

根据ADS-B信息传递的方向，ADS-B技术应用又划分为ADS-B发送【ADS-B OUT】和ADS-B接收【ADS-B IN】两类。具备发送功能就像是安装了扩音喇叭的飞机，不停地报告/广播自己的定位等信息；而具备接收【ADS-B IN】功能的就可以被认为是长了耳朵的飞机或其他设备，随时接收具备发送功能的飞机和/或其他移动目标广播的信息。

ADS-B发送【ADS-B OUT】指飞机的ADS-B发射机以一定的周期【按规范要求应该是每秒一次】向包括管制员在内的其他接收方发送飞机的定位信息和其它附加信息。发送的典型信息包括但不限于，飞机识别信息，时间，定位【经纬度】，高度，速度，航向和爬升率等。ADS-B发送【ADS-B OUT】是机载ADS-B设备的基本功能，地面站通过接收飞机发送的信息，监视空中交通状况信息，起到类似于二次雷达监视功能。

6、信息内容

7、其他功能

除了ADS-B发送功能外，ADS-B还有一个接收【ADS-B IN】功能。具备接收功能的飞机，其他移动动设备和相应的地面接收站等。飞机上典型的应用就是机组使用的，能看到其他飞机或地面车辆/移动设备（如果装备了ADS-B发送功能）的运行状况，被称为驾驶舱交通信息显示器【CDTI】。ADS-B 的接收功能可为飞行员提供临近交通状况，提高机组情景/周边环境意识【特别是在恶劣环境下的周边环境意识】，以便能及时避让可能影响安全运行的移动物，提高运行效率。

具备初级功能的ADS-B机载显示只提供临近，有ADS-B发射功能的移动设备【像地面勤务保障车辆等】的相对位置和速度；而具备高级功能的设备可为飞行员提供比如飞行曲线，早期报警等信息和目标识别辅助功能。如果飞机所在的机场所有临近飞机或地面移动车辆/设备都装备有ADS-B发射功能，CDTI/或手持平板可以作为一种全方位/多功能的预警工具。

三、ADS-B和传统雷达监视对比分析

1、监视方式

ADS-B监视方式

ADS-B地面站建设成本是传统二次雷达的九分之一左右，精度可以提高几个量级，监视数据更新速度更快【能达到1秒2次】。在无雷达覆盖区域，ADS-B可作为唯一的机载监视数据源，不仅可对空中移动目标的监视，从运行层面，还可减小飞机间隔标准，优化航路设置和提高空域容利用率。

雷达监视方式

要实现以上同样的目的，雷达波的信号会受到障碍物的影响如下：

反射影响：当二次雷达询问信号或应答信号遇到山峰，高大建筑物等固定障碍物时可能会导致：1）假目标显示 – 反射回来的信号可能会被雷达接收并处理后造成距离和方位都不正确的假目标显示；2）解码错误 -使信号的输路径和时间发生变化，从而引发解码错误，影响目标信息的准确获取；3）垂直波束分裂 – 垂直方向障碍物的反射可能会使雷达波束分裂成多个波束，导致雷达对目标的高度测量出现误差；4）旁瓣穿透 – 障碍物的位置和形状可能会使雷达波束的旁瓣接收到反射信号，从而使雷达探测到原本不应该探测到的目标/或使目标的回波信号强度发生异常变化，影响雷达的探测性能；5）幻影飞机 – 某些情况下障碍物反射可能会形成类似飞机目标的回波信号，产生幻影飞机的现象。

遮挡影响：如果大型障碍物如山脉和高楼大厦位于雷达与目标飞机之间，直接阻挡雷达波的传播路径，导致雷达无法探测到探测盲区内的目标飞机，低空飞或复杂地形附近飞行的飞机可能会使雷达的监控范围出现较大的缺失。

2、投资和后期维修成本

ADS-B监视方式

ADS-B数据更新速度快，数据精度高，按规范应该至少一秒发射一次，可以比二次雷达以更快的速度获取飞机定位和速度等信息。除了数据更新速度快，数据精度高以外，ADS-B还可以广播飞目标机的其他如航班号，飞机类型，高度，爬升率航向等相关信息， 有助于管制员更全面地了解飞机的状态并做出更准确的决策。

使用卫星中继传输信号时，基本上可以全球覆盖【取决是否签署或购买卫星传输服务】。

ADS-B监视方式：ADS-B的地面设施建设成本相对较低，其接收机价格低廉，地面站选址和建设成本是传统二次雷达的九分之一左右；

机载设备成本：机载设备本身就集成了ADS-B的功能或通过简单的一次性改装升级就能实现，改装价格合理。

日常维修成本：无论ADS-B功能是集成到其他机载设备还是独立的STC设备，基本上没有单独/或独立的维修要求，维修和检查工作起来相对简单，成本低廉。

传统雷达监视方式

二次雷达数据更新速度相对较慢【2~4秒一次左右】，可能导致在一些对实时性要求较高的场景无法及时获取最新的飞机信息。二次雷达获取飞机信息相对较少，通常只包括位置，距离，方位等信息，基本满足空中交通管制的需求。

二次雷达系统建设成本高昂，涉及到大型天线，发射机，接收机，信号处理设备和其他众多复杂且精密的部件。机载设备成本要求机载设备必须要有应答机功能。虽然应答机技术已相对成熟，但价格昂贵并且随着新型应答机的技术改进和垄断等原因，价格随时上涨。

另外，二次雷达系统本身具备体积大，部件多，结构精密，对维修人员的专业技术水平要求较高的特征，维修工作复杂和维护成本也较高。

综合分析对比发现，ADS-B在投入/投资成本上具有明显优势，尤其是地面设施建设和机载设备成本较低，同时在数据更新速度和信息丰富度方面表现出色；而二次雷达监视除前期/一次性的巨大投入/投资以外，后续维修和维护成本都很高，获取数据量不及ADS-B，数据和信息准确度和及时性和抗干扰性等都有所欠缺。

ISO-52-24-47595

日本航空（JAL）发帖，表示在2024年5月（JA301J，L/N：2095）和2024年9月（JA307J，L/N：2450）经历了两次由于前登机门阻尼器（P/N：50150-1）杆断裂导致的航班中断。

这些缓冲器是改进型，通过737-SL-52-044的建议引入。

断裂阻尼器的信息如下：

• 零件号（P/N）：50150-1，
• 案例1：TSI（总服务时间）：33187，CSI（循环服务时间）：26721
• 案例2：TSI：39974，CSI：32730

JAL初步调查显示，缓冲器杆从内螺纹的谷底开始发生疲劳断裂。此外，日本航空发现安装在缓冲器两端的轴承卡死。

因此，日本航空认为断裂可能是由于在阻尼器伸展或收缩过程中引发的柱屈曲column buckling condition条件所致。

CHX和美西南表示旧构型有过断裂，使用新构型替代。

SHZ航跟帖表示发生过一起。涉及的缓冲器零件号为 50150-1，序列号为 TAS-V02240，发生在 B-5410 飞机（生产线号：2771）上。该阻尼器的使用时间为 44915 飞行小时 / 23989 飞行循环。

点评，轴承确实是可能性之一，实际相当于旧构型的内部卡滞。

自有案例加网络公众号

一、背景

自2024年以来，惯导模式选择面板旋钮脱落的案例呈现增多的趋势。

年份	旋钮脱落事件数量
2019	1
2023	1
2024	3
2025（2月初）	2

典型的表现图片如下所示。

二、基本原理

1、模式选择组件(MSU)将 IR 选择模式传送到 ADIRU，它还提供 ADIRS操作和故障指示。MSU 有两台模式选择器，一个用于左 ADIRU, 一个用于右 ADIRU。

2、每个状态选择器有四个位置：

· OFF位：ADIRU 不可操作

· ALIGN 校准位：使 ADIRU 起动校准程序

· NAV 导航位：ADIRU 在成功校准后进入导航模式

· ATT 姿态位：ADIRU 进入姿态模式。

3、面板有以下指示灯

· ALIGN ：在 ADIRU 校准期间一个白色信号灯持续发亮，当 ADIRU 需要信息时, 信号器会闪亮。

· ON DC：接通直流，当 ADIRU 在 28 伏直流电电源上时琥珀色信号灯持续发亮。

· FAULT：故障，当 ADIRU 的 IR 功能失效时琥珀色信号灯持续发亮。

· DC FAIL：直流故障，当直流电电源低于 18 伏直流电时琥珀色信号灯持续发亮。

4、需要注意的是，模式选择器具有降低飞行机组意外将 ADIRU 正在运行模式意外中止的这一特征。

1)、选择器设置在 NAV 位置时, 操作员必须拉起旋钮, 将它放在 ATT 模式上。

2)、选择器设置在 ALIGN 位置时, 操作者必须拉起旋钮将选择器放在 OFF 位置。

3）、所有其它位置改变不需要操作者拉动旋钮。

因此: 有些电门必须先拉出, 然后再转动。如拉出它们之前试图转动这些开关, 会损坏开关。

三、旋钮脱落问题

从上文可以得知当从NAV位置到ATT位置，或者从ALIGN到OFF位置，需要拉出旋钮再转动，防止工作中的惯导意外停止。也就是说连杆一旦松脱后，就没有了这个功能，同时在实际工作中还发现连杆掉出后是无法再次插到底部、无法校准惯导、航线是无法修复的，需要更换面板。

当一侧导航面板故障后，另一侧功能正常的情况下，可以参考MEL34-35 惯性基准系统(IRS)失效放行。但是规定：执行 CAT II、 RNP/RNAV 运行时，两部 ADIRU 都必须有效。只限于白天目视气象条件(VMC)下飞行，光是这一条就不满足签派放行了，基本上没有放行成功的案例。

进一步看，实际上旋钮是没有问题，主要出问题的里面的电门，件号44HY24962（下图70）。

44HY24962是一个由 Grayhill Inc. （GRAYHILL INC,561 W HILLGROVE AVE,LA GRANGE, IL 60525-5914）制造的多层旋转开关（Multi-deck Rotary Switch），额定电流为 1 安培。

在修理中通常对此类故障的处置方式是：

分解照片

1、起到固定拨杆作用的是一个销子。

2、起到档位限制和需提起才能转换的是如下机构组合。

3、4个档位电门是靠内部转块来实现的。

2025年2月，有19*8(FH30049,11年)反映副驾侧抖杆测试时好时坏，重置跳开关重装插头无效，自检SMYD无信息，敲击马达测试间歇性不工作。检查发现马达供电线路W0147-0001-20和W0147-0002-20在卡子处断裂。案例较少以作记录。

线路是使用了管套加以保护，相对较硬。整体布线以线卡为对称点，形成了类似M形的一个布置。从断裂点看，是从线卡出来过边框的位置，因为和边框并无接触，因此排除了直接干涉。而断裂点的上游（供电端）线路相对宽松，排除了直接拉扯的问题。该线路唯一受到的影响就是抖杆马达工作时的抖动。因此断裂的较大可能性是，在初始布线的过程汇中，由于线路较硬，在装进线卡后，对线在该位置做了弯折和扭转（从上游的线路看，有大概90的转动），因此有初始的应力集中点损伤。在后续抖动的随动中损伤逐步的扩展。

机队历史上还出过1次，后续根据案例样本，看要不要列为老龄化的管控。因为是纯施工问题导致的，因此在更老龄的飞机不一定存在这个典型问题。

当前的工程措施如下：

1、MP失速警告系统功能检查27-088-00，间隔20000FH；

2、每日航线工卡执行抖杆马达测试；

3、EWIS系统有EZAP项目20-290-00覆盖此区域，间隔36000FC；

4、区域检53-804-00里也覆盖前电子舱内EWIS（EZAP）检查，间隔11000FC；

HNA-HNA-24-2507-08B和网络公众号

2025年1月，有飞机发生N1参数摆动的故障，自检右发EEC有75-20392 VSV Position Signal is Out of Range长时故障信息和75-30402 VSV Position Signals Disagree短时故障信息。

摆动共发生4次，典型的数据如下所示：

排故更换了左右作动器、HMU、EEC。

从故障的根本原因分析，应该是左侧作动器（B通道）LVDT故障原因导致。正常情况下，EEC使用A通道和B通道，即左侧和右侧作动器LVDT的反馈值来综合计算。当判定一个通道不可用的时候，则使用工作正常的那个通道的数据。这类失效模式，分析是其中一个LVDT提供了虚假的数据，但EEC并未判定其不可用，而是参与了计算。从而得到一个未到位的结论，给出了VSV做动的错误指令。从而导致气流通道的瞬时停滞，引气PS3的变小，FF变小。发动机为维持N1值，马上主动提供FF，出现短时富油燃烧。

波音的分析，更趋向于 VSV Bellcrank的磨损，认为磨损的Bellcrank可以使超出范围的信息激活，并使通道失能。在实际的排故检查中除衬套轻微磨损外，并未发现主连杆的磨损。也没有发现空行程的存在。

针对该故障，有几个在分析和讨论中的要点提出来：

一、是否存在喘振

从结果看，有喷火，有放炮声，都认为存在喘振的情况。但CFM厂家在对数据进行分析后，认为不存在喘振。

A5. Please be informed CFM has reviewed QAR data and confirms ENG 2 VSV position having a noisy signal which can affect erroneous VSV scheduling. CFM does not observe any engine stall and CFM confirms fuel package is behaving as expected. CFM recommends performing FIM task for the related Fault codes which can be aligned to flight observations. A brief summary of QAR analysis is being attached.

从喘振的定义看，发动机喘振是指发动机压气机在非正常工况下，气流沿压气机轴线方向发生的低频率（通常几赫兹到十几赫兹）、高振幅的气流振荡现象。这种现象通常表现为气流的周期性倒流，即气流在压气机内时而向前流动，时而倒流，导致压气机出口压力和流量出现大幅度波动。

从数据看，仅发生一秒的数据波动，并未发现反复振荡的现象。因此认同厂家对于并未发生喘振的判断。

二、LVDT的基本工作原理

1、 LVDT（线性可变差动变压器）是一种基于电磁感应原理的位移传感器，其工作原理主要基于法拉第电磁感应定律。LVDT由一个初级线圈、两个次级线圈和一个可移动的铁芯组成。初级线圈和次级线圈绕制在线圈骨架上，铁芯可以在中空的线圈内自由移动。

LVDT 的初级绕组 P 由恒定振幅交流电源进行通电。由此形成的磁通量由纤芯耦合到相邻的次级绕组 S1 和 S2。如果纤芯位于 S1 和 S2 的中间，则会向每个次级绕组耦合相等的磁通量，因此绕组 S1 和 S2 中各自包含的 E1 和 E2 是相等的。在该参考中间纤芯位置（称为零点），差分电压输出 (E1 – E2) 本质上为零。

如果移动纤芯，使其与 S1 的距离小于与 S2 的距离，则耦合到 S1 中的磁通量会增加，而耦合到 S2 中的磁通量会减少，因此感生电压 E1 增大，而 E2 减小，从而产生差分电压 (E1 – E2)。相反，如果纤芯移动得更加靠近 S2，则耦合到 S2 中的磁通量会增加，而耦合到 S1 中的磁通量会减少，因此 E2 增大，而 E1 减小，从而产生差分电压 (E2 – E1)。

2、VSV的LVDT

从波音的SR回复可以知道，做动筒的伸出长度是 从0 (fully retracted) to approximately 3.5 fully extended，对应VSV指示的角度是从  -5 degrees to 40 degrees。

从VSV的CMM可以看出，测试的时候，外接电源向主线圈提供的电源为7.07（正负 0.14） VAC RMS（Root Mean Square，是一个用来描述交流（AC）信号大小的量度，它表示交流信号在一个周期内的平均功率与相同功率的直流（DC）信号的电压或电流值。），3000HZ (正负300 Hz) ， 30 mA max的供电。推测EEC的供电也是这个品质。

次级线圈1和线圈2，分别产生一个输出电压。在伸出过程中V1值变大，V2的值变小。收回时，反之亦然。

测试中的范围为：（从得值可以看出，在伸出的时候磁芯离S1线圈近一些，收上的时候S2线圈离线芯近一些，但整体还是S1线圈更近，出现正负值，只不过是电流方向变化而已。）

3、故障代码的含义

1）代码75-X040Y表示通道间LVDT差值超标（0.3inch）但满足指令值标准（与指令差值小于5%）。

2、代码75-X039Y表示X通道探测到VSV的LVDT反馈信号超限。该代码主要由于作动筒LVDT到EEC的阻值超标导致。

具体表示：

①VSV的位置信号指示小于-0.09英寸或大于3.62英寸；

②V1、V2（在输入监控页可看到）任一小于0.313V或任一大于7.205V；

③V1+V2小于4.0V或大于6.5V。

3、代码75-X038Y表示X通道探测到VSV的指令值与反馈值不一致，差异大于5.78%，且没有探测到HMU中马达故障；

4、 代码75-X037Y表示HMU中VSV马达返回EEC线路的电流超标，或者EEC到HMU中VSV马达的电流与返回电流差值绝对值超标。

三、解决办法探讨

1、收紧组合代码的放行。代码来源于两个方面，一个方面是通过航后自检的方式获取，一个是通过报文下传，因为EEC的ICD文件尚未获得，实时报文尚未建立。从历史数据看组合数据累积发生28起，数量如下。按严控的半夜也可以接受。但并非所有的组合数据均会发生。且发生的案例中，一般都在1-2段后出现，给航后读取方式的获取带来困难。
2009：2；2014：1；2019：1；2021：7；2022：2；2023：5；2024：10；2025：1

2、使用QAR数据进行抓取。逻辑原理就是在运行过程中如果该发的参数较另外一台发动机的参数，出现反复低频摆动，作为警告。这种方式有一定的可行性，但会生成较多的干扰报文。因为受推力变化、左右发性能差异、某些空行程、外部环境等。需要谨慎使用，否则会带来机队的较多的工作量。

典型的波动数据如下图所示。

3、利用单台发动机的A/B通道值，进行自身对比。这应该是最有效的监控手段。由于DAR记录的是综合计算值是不可用的。只能看通过ACMS实时报文有没有可能。由于现有的文档规范，仅给出了如下的，从规范看，应该也取得是综合值。因为从CDU能读出A通和B通的分别参数，波音表示部分构型使用了双通提供的规范，因此在购买ICD文件后，是可行的。

2025年2月案例补充

B-5*13实时监控TYN-HFE阶段触发R ENG CONTROL报文，自检右发EEC 当前和历史LEG1段有 75-10382 VSV Demand and Position Signals Disagree控制信息。

代码表示A通道探测到VSV的指令值与反馈值不一致，差异大于5.78%，且没有探测到HMU中马达故障；全航段的数据如下：

从数据表现看，存在主动过调的行为。