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CHAPITRE I
PRÉSENTATION DE L'ENTREPRISE « AIR AIGERIE &
L'AVION A330- 200
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I.1 PRESENTATION DE L'ENTREPRISE « AIR
ALGERIE »
Le rôle essentiel de
l'entreprise "Air Algérie" dans l'activité économique est
considéré dés le lendemain de l'indépendance comme
instrument privilégié de l'exercice de la politique
économique du pays qui devait permettre à l'Algérie de
développer et réaffirmer la coopération commerciale et
culturelle avec ses partenaires.
Du niveau national, la principale préoccupation des
pouvoirs publics consistait à promouvoir l'avion de façon
à répondre à de plusieurs aides géographique,
économique, sociaux et touristiques.
Elle a été en 1947, dans le but
d'exploiter un réseau dense et régulier de lignes
aériennes entre l'Algérie et la France.
Le 23 mai 1953 à la suite de la fusion de deux
organismes qui existait auparavant
la compagnie nationale de transport aérien "Air
Algérie" entra officiellement en activité. Dix ans plus tard, en
Février 1963, à la suite de l'indépendance de
l'Algérie, elle devient une compagnie nationale.
L'année 1971 est une date historique dans la vie
de la compagnie, venant de Seattle (U.S.A) deux Boeing 727-200 dotés
d'un perfectionnement technique et commerciale
par cette acquisition "Air Algérie" devient la
première compagnie en Afrique à utiliser des aéronefs
JET.
Toujours en 1972 en conformément à la
politique de récupération des ressources nationales Air
Algérie" devient une entreprise à 100% Algérienne, mais
cette Algérianisation n'a été effectivement et
définitivement réalisée qu'en 1974.
Grâce aux avions JET, le sud et l'extrême sud
sont désormais directement reliés au nord du pays alors qu'Alger
devient un carrefour aérien ouvrant la voie aux pays lointains d'Afrique
et d'Europe, avec lesquelles l'Algérie entretient des relations
économiques.
Le programme d'exploitation est par ailleurs
judicieusement étudié de telle façon à offrir le
maximum de vols à chaque ligne desservie dans le but de satisfaire le
client sur les deux réseaux exploités (domestique et
international) et pour répondre à la demande, la compagnie a du
augmenter et diversifier ses activités, ainsi le nombre d'avion est
passe de 12 en 1970 à 42 en 1992.
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CHAPITRE I
PRÉSENTATION DE L'ENTREPRISE AIR AIGERIE & L'AVION
A330- 200
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A ce jour, AIR ALGERIE compte une
flotte de 30 avions composée de :
Ø BEOING 737-800 10 Avions
Ø BEOING 737-600 5 Avions
Ø BEOING 737-200 1 Avion
Ø BEOING 767-300 3 Avions
Ø ATR 72 -500 6 Avions
Ø AIRBUS A330-200 5 Avions
Voir l'organigramme 1 qui présente la direction
générale D'AIR ALGERIE
I.1.1 LA DIRECTION TECHNIQUE
Son rôle est d'assurer la sécurité et de
faire prolonger la durée de vie et d'exploitation des appareils de la
flotte
Elle est divisée en sous directions, comme nous montre
l'organigramme 2
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CHAPITRE I
PRÉSENTATION DE L'ENTREPRISE AIR AIGERIE & L'AVION
A330- 200
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L'ORGANIGRAMME 1 : DIRECTION GENERALE D'AIR
ALGERIE
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CHAPITRE I
PRÉSENTATION DE L'ENTREPRISE AIR AIGERIE & L'AVION A330-
200
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L'ORGANIGRAMME 2 : LA DIRECTION
TECHNIQUE
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CHAPITRE I
PRÉSENTATION DE L'ENTREPRISE AIR AIGERIE & L'AVION
A330- 200
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II. 2 PRESENTION DE L'AVION A330-200
L'Airbus A330 est un avion de ligne long-courrier de
moyenne capacité construit par l'avionneur européen Airbus. Il
partage son programme de développement avec l'Airbus A340 avec la
différence qu'il s'attaque directement au marché des avions
biréacteurs. L' A330 partage avec cet appareil le fuselage et les ailes,
fuselage qui lui-même est en grande partie emprunté à
l'Airbus A300 tout comme le cockpit dont la conception est partagée avec
l'A320.
Q Histoire
L'A330-200 a été développé
après le -300, il a effectué son premier vol en 1995.
Comparé au -300, il a un fuselage plus court de 5 mètres
(identique à celui de l'A340-200), ce qui se traduit bien sur par une
réduction de l'emport de passagers, mais l'emport de carburant est par
contre largement accru. L'autonomie y gagne 2000 km. Cet appareil répond
donc à la demande crée par la multiplication des vols directs
intercontinentaux, il répond au 767-300ER de Boeing
Les caractéristiques techniques de cet appareil sont
les suivantes :
Q Dimensions
Longueur 58,8 m
Envergure 60,3 m
Hauteur 17,4 m
Aire des
ailes 361,6 m²
Q Masse et capacité d'emport
Max. à vide 120 tonnes
Max. au décollage 230
tonnes
Nombre de places 295 en 3 classes à 335 en 2 classes
Q Motorisation
Deux General Electric CF6-80E1, ou Deux Pratt & Deux Whitney
PW4000 ou Rolls-Royce RR Trent 700
Poussée unitaire CF6 : 300,3 kN,
PW4000 : 286,7 kN, Trent700 : 302,5 Kn
Q Performances
Vitesse de croisière 860 km/h
Vitesse maximale 880
km/h
Vitesse mach 0.86
Autonomie 12500km (A330-200)/ 10500km (A330-300)
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CHAPITRE I
PRÉSENTATION DE L'ENTREPRISE AIR AIGERIE & L'AVION
A330- 200
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Figure I.1 : Dimensions de l'A330-200
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CHAPITRE II
GÉNÉRALITÉS SUR L'OMS & LE CMS
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II.1 INTRODUCTION
Dans un secteur en pleine mutation, soumis à une
forte pression économique et où l'externalisation des
opérations d'entretien continue à s'étendre, les
activités de maintenance sont désormais de plus en plus
externalisées afin d'optimiser des politiques de réduction des
coûts toujours plus drastiques.
L'augmentation de la taille des avions ainsi que le
développent des systèmes électriques impliquent un fort
accroissement dans les besoins de la maintenance c'est pour cela que les
grands concepteurs d'aéronefs AIRBUS et BOEING font évoluer ses
systèmes pour accroître la sécurité, la
fiabilité et surtout la réduction du coût d'exploitation
de la maintenance.
L'un de ses systèmes est
celui ; d'aide à la maintenance embarquée l'OMS
(On Board Maintenance
System), qui a été mis en service sur les A320
dans les années 80, dans le but de minimiser le temps et le coût
d'entretien.
II.2 FONCTION PRINCIPALE DU SYSTÉME
OMS
II.2.1. BUT ET COMPOSANTS DE L'OMS
Le but principal de l'OMS est de fournir une aide à
l'équipe de maintenance dans le but d'accomplir le diagnostic de pannes.
L'exécution de ce dernier est faites comme suit :
· Chaque système inclut le BITE
« Built in
Test Equipment »
utilisé pour la détection et l'isolation des équipements
défectueux.
· un ordinateur central de maintenance
(CMC) acquiert et traite les données transmises par le
système BITE et les avertissements qui sont provenus pendant le vol.
· le résultat de ce diagnostic est
transféré aux opérateurs d'entretien à travers les
interfaces suivantes : imprimante, MCDU
(Multipurpose Control and
Display Unit), ACARS
(Aircraft Communication and
Reporting System) et le MDDU
(Multi Disk Drive Unit).
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CHAPITRE II
GÉNÉRALITÉS SUR L'OMS & LE CMS
|
II.2. 2 L'ENVIRONNEMENT DU SYSTÉME
OMS
L'acquisition, la consolidation, la
récupération et l'analyse de toutes les données à
bord d'un avion s'effectuent par quatre systèmes
électroniques majeurs.
E/WD
CMC
ECAM
SD
MCDU
ACARS
MDDU
PRINTER
ACMS
FDRS
Figure II.1 : Environnement du OMS
· ECAM : Electronic
Centralized Aircraft
Monitoring
· FDRS : Flight
Data Recording System
· ACMS : Aircraft
Condition Monitoring System
· CMS : Central
Maintenance System
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CHAPITRE II
GÉNÉRALITÉS SUR L'OMS & LE CMS
|
1. ECAM : ce système affiche la
panne quand elle survient pendant le vol.
2. FDRS : l'installation de ce
système à bord des avions est obligatoire, pour enregistrer les
paramètres de vol, dans le but d'investiguer les incidents qui
surviennent pendant le vol.
3. ACMS : la performance de l'avion est
importante d'où la nécessité d'installer l'ACMS qui
enregistrer les paramètres significatifs et opérationnelles pour
les faire exploités dans le contrôle des moteurs et l'analyse des
problèmes spécifiques de l'avion.
4. CMS : c'est le système
éminent dans l'OMS, il enregistre les données de
BITE et les anomalies de tous les systèmes puis il
les affiche sur le MCDU.
II.3 PRESENTATION DU SYSTEME CMS
I.3.1 ARCHITECURE DU CMS
Les composants du CMS sont placés dans le cockpit et
dans la soute électronique comme suit :
- BITEs la soute électronique
- CMCs la soute électronique
Et pour les Interfaces d'utilisateurs :
- 3 MCDUs cockpit
- MDDU cockpit
- Imprimante cockpit
- ACARS la soute électronique
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CHAPITRE II
GÉNÉRALITÉS SUR L'OMS & LE CMS
|
CMS
SOUTE ELECTRONIQUE
COCKPIT
BITESS
CMCS
3MCDUS
MDDU
IMPRIMANTE
ACARS
INTERFACE UTILISATEUR
FIGURE II
.2 : Architecture du CMS
II.3.2 FONCTION PRINCIPALE DU CMS
Le CMS est basé sur un concept double :
1. Génération de données et intelligence
décentralisées.
2. Commande, stockage et affichage centralisés
Ä Génération de données et
intelligence décentralisées faites par le BITE de chaque
système en vol (surveillance automatique et permanente) et au sol
(possibilités d'essai manuelles).
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CHAPITRE II
GÉNÉRALITÉS SUR L'OMS & LE CMS
|
Ä Commande, stockage et affichage centralisés
sont faits par le CMC et ces
périphériques ; en vol (emmagasinage automatique et
permanent à l'intérieur du CMC puis un
affichage de pannes sur les périphériques) et au sol
(activation d'un essais manuel où son résultat sera
affiché sur les périphériques, mais sans le stocker dans
le CMC).
II.3.3 LES PERIPHERIQUES DU CMS
La transmission, le chargement, l'affichage et le tirage de
données de la maintenance s'accomplissent par les
périphériques du CMS qui sont :
- ACARS
- MDDU
- Imprimante
- MCDU
II.3.2.1 ACARS
L'ACARS est employé pour transmettre ou recevoir,
automatiquement ou manuellement, des rapports ou des messages via une station
au sol.
Dans le cas du CMS, l'information de maintenance est
envoyée au sol où l'équipe d'entretien peut, selon les
conditions de contenu de rapport et les exigences aériennes:
Préparer les outils requis pour ramener l'avion en
état d'être exploité.
Traiter les données pour faire les statistiques
Contrôler les stocks de pièces de rechanges
|
CHAPITRE II
GÉNÉRALITÉS SUR L'OMS & LE CMS
|
Figure I1.3 : Présentation de
l'ACARS
II.3.2.2 MDDU
Le MDDU permet de charger des données à partir
d'un disque ou télécharger le rapport d'entretien du
CMC dans un disque.
On distingue deux modes d'utilisation de MDDU :
1. mode automatique : ou les transferts de fichier se
produisent sans aucune opération sur le MDDU. Le protocole de
transmission est initialisé quand le disque est inséré
dans le chargeur de données et quand le commutateur est placé
à CMC 1 ou à CMC 2.
2. En mode manuel : le téléchargement se
produit quand l'opérateur choisit la touche de DUMP (DÉCHARGE)
sur le MCDU.
Dans les deux cas, le disque doit être configuré
pour un usage de MDDU.
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CHAPITRE II
GÉNÉRALITÉS SUR L'OMS & LE CMS
|
Figure 1I.4 : Présentation du
MDDU
II.3.2.3 IMPRIMANTE
L'imprimante est conçue pour réaliser le tirage
des rapports qui viennent de divers systèmes tels que FMGES
(FLIGHT MANAGEMENT
GUIDANCE AND ENVELOP SYSTEM), CMS,
EIVMU (ENGINE INTERFACE AND
VIBRATION MONITORING UNIT ), ACARS
et ACMS.
Ce tirage est possible en vol ou au sol
Deux modes d'activation sont fournis :
1. Action manuelle : pour la commande d'impression de
page
2. Contrôle automatique qui est programmée pour
:
Imprimer Le rapport après vol ; ce rapport est
transmis à l'imprimante quand le dernier moteur est
arrêté.
Imprimer le Rapport de téléchargement ;
à la fin de l'opération du téléchargeant, un
rapport est automatiquement imprimé.
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CHAPITRE II
GÉNÉRALITÉS SUR L'OMS & LE CMS
|
IMPRIMANTE
Figure II. 5 : Imprimante
II.3.2.4 MCDU
C'est l'interface la plus
considérable dans le système CMS car toutes les
fonctions de ce dernier sont gérées à travers le
MCDU, il permet aussi de dialoguer avec le
CMC activé ou avec les systèmes reliés
au CMCs
|
CHAPITRE II
GÉNÉRALITÉS SUR L'OMS & LE CMS
|
MCDU
Figure II. 6: MCDU
II. 4 CONCLUSION
Comme il a été reporté dans la
partie précédente, dans chaque partie du système de
l'avion le BITE est destiné à la
détection et l'isolation des pannes, deux ordinateurs centraux et
redondants CMC1 et CMC2) centralisent et
mémorisant ces pannes, ils les ajoutent aux alarmes
générées par le FWCs, en plus de
l'information de défaillance produite par tous les
systèmes de l'avion.
Donc le CMC (Central
Maintenance Computer) est le
cerveau du système CMS qui mémorise les pannes
détectées par le BITE de chaque
système.
CHAPITRE III Étude descriptive &
fonctionnement du CMC « central maintenance computer »
|
III.1 INTRODUCTION
Dans le projet de développement et
d'évolution des grands systèmes, le management de touts ses
systèmes à bord d'un avion se fait par des ordinateurs qui font
la commande et les traitements de données comme le FWS
(Flight Warning System)
commandé par le FWC (Flight Warning
Computer) et le CMS par le
CMC.....etc.
Le CMC est donc le cerveau du CMS
et ses ensembles, la majorité des pannes détectées sont
traitées par ce dernier.
En outre, on le nome le mouchard car il épie
toutes les opérations fausses qui sont effectuées par
l'équipage dans le cockpit pendant le vol.
III.2 LE ROLE PRINCIPAL DU CMC
Deux ordinateurs de maintenance centraux et redondants
(CMCs) sont utilisés dans le système de
maintenance embarqué.
L'objectif du CMC est de centraliser et
stocker toutes les informations de maintenance fournies par le système
BITE. Ces informations peuvent être lues par le personnel de maintenance
sur le MCDU. En plus, de MCDU et un seul CMC, l'équipe
de maintenance peut exécuter les essais de tous les équipements
dans le but de confirmer l'information de panne.
III.2.1 L'emplacement du CMC
Le CMC est localisé dans la soute
électronique, comme montre la figure ci-dessous
1TM2
CMC2
1TM1
CMC1
 
Figure III.1 : Localisation du CMC
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CHAPITRE III ÉTUDE
DESCRIPTIVE & FONCTIONNEMENT DU CMC « CENTRAL MAINTENANCE
COMPUTER »
|
III.2.2 Architecture Externe du CMC
III.2.2.1 Architecture du CMC
Le CMC est de la forme d'une boite de 5MCU
(Modular Concept Unit)
« unité de conception modulaire ».
Figure III.2 : Architecture du CMC
III.2.2.2 caractéristiques
principales
· Les dimensions : voir la figure
III.3
Longueur = 386mm (15.196in)
Largeur =157.2mm (6.1308in)
Hauteur = 193.5mm (7.716in)
· Poids : Moins de 6.9Kg
III.2.2.3 caractéristiques
environnementales
a- Température
- Température d'exploitation : de - 15c°
à 70c° (-5F° à 158F°)
- Température de survie au sol : de -55c°
à 85c° (-67 F° à 185 F°)
b- Altitude-
Pression
- altitude maximale : 10660m (35000ft).
- pression minimale : 0.2384 bar (3.4577psi).
Le CMC est installé dans une zone
pressurisée.
|
CHAPITRE III ÉTUDE
DESCRIPTIVE & FONCTIONNEMENT DU CMC « CENTRAL MAINTENANCE
COMPUTER »
|
c- Humidité
Le CMC peut supporter un environnement avec
une humidité normale et relative de 95% à +50c°.
III.2.3 Décomposition du Hardware du CMC
(matériel de traitement de l'information)
Le CMC contient :
1. carte de source d'alimentation
2. carte CPU (Central
Process Unit)
3. Deux cartes d'ARINCs (ARINC 1,2)
4. carte d'input / output
5. Ensemble de câble :
· LSP (lightning Strike
Protection) / module interne (carte de LSP, carte
interne)
· Carte d'extension LSP
Chaque carte s'adapte avec le corps de l'équipement par
des connecteurs, La localisation des cartes dans le CMC est
montrée dans la figure III.5
III.2.4 Le module OBRM
Le CMC contient aussi un module
OBRM (On Borad
Replaceabale Module), ce module est en
conformité avec les exigences de conception communes aux fabricants
d'équipement divers :
Mettre en contact via l'arrière pour permettre le
remplacement de l'équipement sans le désinstaller.
Mécanique intégrable prévient
l'installation incorrecte de module.
III.2.4.1 Dimensions du l'OBRM : voir
figure III.4
Longueur: 78.3mm (3.08in)
Largeur : 14.4mm (0.56in)
Hauteur: 108.0mm (4.25in)
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CHAPITRE III ÉTUDE
DESCRIPTIVE & FONCTIONNEMENT DU CMC « CENTRAL MAINTENANCE
COMPUTER »
|
Figure III.3 : Dimensions du CMC
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CHAPITRE III ÉTUDE
DESCRIPTIVE & FONCTIONNEMENT DU CMC « CENTRAL MAINTENANCE
COMPUTER »
|
Figure III.4 : Dimensions du l'OBRM
Figure III.5 : Localisation des cartes
|
CHAPITRE III ÉTUDE
DESCRIPTIVE & FONCTIONNEMENT DU CMC « CENTRAL MAINTENANCE
COMPUTER »
|
III.2.5 les connexions internes et externes des
cartes
Il y a deux types de connexions des cartes internes et
externes, comme il est montré dans les figures III.6
et III.7 : (avec A, B, C, D, E, F dans la figure
III-6 sont des pins de connexions
Figure III.6 : connexion externe
Figure III. 7 : connexion interne
|
CHAPITRE III ÉTUDE
DESCRIPTIVE & FONCTIONNEMENT DU CMC « CENTRAL MAINTENANCE
COMPUTER »
|
III.2.5.1 La commutation de différentes
cartes
Est répartie comme suit :
· commutation automatique dans la carte d' I/O
· commutation manuelle (P/B bouton) dans la carte
d'interconnexion
· relais de commutation dans le panneau de LSP
Le schéma suivant montre cette
répartition :
Figure III.8 : La commutation des
cartes
III.2.6 Décomposition du software (logiciel)
du CMC
Le software du CMC est défini comme
suit pour assurer son bon fonctionnent :
F Le management double du fonctionnement, contrôle le
déroulement interne de l'ordinateur pour ceci le logiciel
examine :
- chaque événement externe (coupe de puissance,
remise manuelle,...)
- événement interne (interruption de
matériel,...)
- chaque événement de configuration
(commutation, pin programming)
- les reconfigurations possibles en fonction des pannes
détectées par le « BITE et l'autotest »
- paramètres généraux et le mode de
fonctionnement opérationnel
- exécuter les checks cycliques pour éviter le
dysfonctionnement et les problèmes dus par les autres
systèmes
F le mode normal contrôle le traitement et le stockage
de :
|
CHAPITRE III ÉTUDE
DESCRIPTIVE & FONCTIONNEMENT DU CMC « CENTRAL MAINTENANCE
COMPUTER »
|
· l'information de panne transmise par le BITE des
systèmes reliés au CMC,
· l'information d'avertissement transmise par le FWCs.
- Ce traitement consiste à regrouper toutes les
informations de pannes ou d'alarmes
- Ce stockage consiste à arranger ces informations pour
les présenter aux opérateurs de maintenance via le MCDU, ACARS,
l'imprimante.
F le mode interactif contrôle les
interfaces d'utilisateurs :
Les connexions avec les deux MCDUs et l'échange avec
les BITEs de système (au sol seulement) sont autorisés :
· le management d'échange
· le management de commande d'opérateurs
· l'arrangement des rapports la commande
d'opérateurs
· le roulement des pages du MCDU
· le management d'ACARS et d'imprimante.
F Le mode I/O (input/output) regroupe les fonctions
associées au management de I/O et le protocole de
communication :
· acquisition et transmission de l'information (DG
-digital I /O, DS- discret I/O)
· protocole de management pour le MCDU, ACARS,
systèmes.....
F autotests : s'effectuent quand l'avion est au sol.
F pannes assurent les traitements suivants :
· analyse et stockage de panne concernant le
CMC et les autres systèmes
· transmission et sous- traitance des messages de pannes
vers les deux CMCs
· le management d'échange entre le BITE et les
opérateurs de maintenance à travers le CMC
master.
|
CHAPITRE III ÉTUDE
DESCRIPTIVE & FONCTIONNEMENT DU CMC « CENTRAL MAINTENANCE
COMPUTER »
|
Mode normal
Input/
Out put
Fonctionnement
Panne
Auto test
Mode interactif
Reset
Application du logiciel
auto essai logiciel
Figure III .9 : Diagramme du software
Il est important de définir le BITE
avant de continuer la présentation du fonctionnement et
l'opération du CMC.
Alors c'est quoi le BITE ?
On a dit que le CMC centralise et stocke
toutes les informations de la maintenance fournies par le système BITE.
III.2.7 le BITE «
Équipement d'essai incorporé »
Chaque système est composé du
LRUs « line remplaceable unit »
ou « élément remplaçable en
escale », qui peut être : calculateur, capteur, actionneur
(vérin), sonde, etc.
Avec la nouvelle technologie, la plupart de ces LRUs sont
contrôlés en permanence par des calculateurs numériques ,et
pour des raisons de sécurité, dans chaque système une
partie du calculateur est consacrée pour ces fonctions elle s'appelle:
Built In Test
Equipment.
|
CHAPITRE III ÉTUDE
DESCRIPTIVE & FONCTIONNEMENT DU CMC « CENTRAL MAINTENANCE
COMPUTER »
|
III.2.7.1 Caractéristiques du BITE
Ø détection des pannes qui affectent le
système (permanente ou intermittente)
Ø identification des pannes au niveau du LRU
Ø distinction entre les pannes (internes) du
système et les pannes d'interfaces de l'avion (externes)
Ø mémorisation de l'information de la
maintenance (en vol et au sol)
Ø transmission des données de maintenance vers
les 2 CMCs
Ø l'échange entre le CMS et ces interfaces pour
les opérations de tests.
III.2.7.2 Fonctionnement du BITE
On a dit précédemment que pour accomplir le
diagnostic d'une défaillance chaque système inclut so propre
BITE, qui fait la détection, l'isolation et la mémorisation des
pannes.
-détection:
Si la panne est survenue elle est permanente
(consolidée) ou intermittente (discontinue)
-isolation:
Après la détection d'une anomalie, le BITE est
capable d'identifier le défaut au niveau du LRUs et donner un flash
(snapshot) instantané dés que la panne survienne.
-mémorisation:
Toutes les informations de la maintenance et du
dépannage sont mémorisées dans une mémoire non
volatile (NVM).
Remarque
Les pannes détectées par le système BITE
sont classifiées dans trois catégories (classe 1, 2, 3) eu
égard à leurs conséquences sur la sûreté et
la disponibilité de l'avion (on va les voir dans le chapitre de la
maintenance).
|
CHAPITRE III ÉTUDE
DESCRIPTIVE & FONCTIONNEMENT DU CMC « CENTRAL MAINTENANCE
COMPUTER »
|
System Z
System X
Figure III.10 : schématisation du
BITE
III .2.8 Les différents types de connexions
externes
Le CMC est connecté avec les autres
systèmes par :
· Input digital (DGI)
· Output digital (DGO)
· Input discret (DSI)
· Output discret (DSO)
III .2.8.1 inputs/outputs digitaux
Ce type de input/output est fait par l'ARINC 429
Alors C'est quoi l'ARINC 429 ?
III .2.8. 1.1 Description
L'ARINC 429 est les plus anciens bus avionique
.développé par l'Aeronautical
Radio INCorporation en 1977, il est encore
utilisé aujourd'hui sur des nouvelles plates formes même si
d'autre bus plus récents sont fréquemment retenus.
|
CHAPITRE III ÉTUDE
DESCRIPTIVE & FONCTIONNEMENT DU CMC « CENTRAL MAINTENANCE
COMPUTER »
|
Ce bus est un bus de données simple utilisant un seul
émetteur et de 1 à 20 récepteurs par bus. On le retrouve
dans des avions tels que les AIRBUS A310/320 et A330/A340, dans
les boeing du 727 au 767 et dans de nombreux autres
systèmes tels que les hélicoptères Bell.
Figure III.11 : Architecture du bus ARINC
429
III .2.8.1.2 Support physique
Il s'agit d'une structure point à point. La
communication est unidirectionnelle et pour une communication bidirectionnelle
entre les systèmes, on utilise deux bus, un dans chaque direction. Un
bus ARINC 429 utilise deux fils pour transmettre un encodage bipolaire avec
retour à zéro. Les mots de 32 bits sont séparés par
4 bits- time NULL, il n'y a donc pas besoin d'un 3ème fil pour le signal
d'horloge. Le bus unidirectionnel utilisé s'appelle DITS ce qui
signifie : Mark33 Digital Information Transfert System. C'est une paire
torsadée.
Le bus ARINC 429 supporte deux types de débit : un
haut débit de 100Kbps pour les `hautes' données (1% des
données) et un faible débit variant entre 12Kbps et 14,5Kbps pour
les `basses' données.
III .2.8.1.3 Niveau de liaison
les données sont transférées sur les bus
séries ARINC 429 par des mots de 32 bits. Chaque mot est
séparé par un `trou inter-mots' de 4 bits (bit-time).
Nous sommes ici dans le cas d'une liaison point à
point, donc le système de contrôle est aussi point à point.
Trois protocoles sont définis dans ARINC 429 pour les données
numériques, discrètes ou fichiers.
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CHAPITRE III ÉTUDE DESCRIPTIVE
& FONCTIONNEMENT DU CMC « CENTRAL MAINTENANCE
COMPUTER »
|
Les transferts de données numériques ou
discrètes sont effectuées en utilisant un champ SAL (System
Address Label) unique pour identifier la donnée contenue dans chaque
mot.
Les transferts de fichiers de données sont
effectués par le protocole Bit-Oriented ou Williams burg. Dans ce
protocole, la source initialise les communications en envoyant des codes
pré-définis. Si un transfert Bit-Oriented est
désiré, la source enverra le mot code `ALO'. Si le
récepteur peut recevoir les données, il répond avec `ALR'.
Dans la plupart des cas, un message consiste en un mot de donnée. Le
label définit le type de donnée du mot. Le Bit de parité
permet de vérifier la validité de la transmission (en
vérifiant qu'un bit ne s'est pas perdu).
Format des mots :
- Bits 18 label (étiquette) : identifier le type
de donnée
256 combinaisons avec 8 bits
Avion 700 étiquette
- Bits 9 et 10 SDI (source/destination
identifier)
- identificateur
source/destination
- code de direction
- Bits 11 29 data (champs de données)
- Bits 30 et 31 SSM (sign status
matrix) : identification des paramètres : Direction, signe,
valeur, nord, sud, etc...
- Bits 32 bit de parité (impaire) : test et
contrôle la validité de transmission de données
Le status du SSM est comme suit :
|
N° de bit
|
Désignation
|
|
31
|
30
|
|
0
0
1
1
|
0
1
0
1
|
Failure warning ( FW)
No computed data(NCD)
Functional test(FT)
Normal operation(NO)
|
Fw : l'équipement détecte la
panne
NCD : donnée non calculée
FT: permet de tester l'état de
l'équipement
NO: fonctionnement de l'équipement est
correct
|
CHAPITRE III ÉTUDE
DESCRIPTIVE & FONCTIONNEMENT DU CMC « CENTRAL MAINTENANCE
COMPUTER »
|
Exemple : comm. VHV, étiquette
030
|
Parité
32
|
SSM
31 30
|
Données
29 28 27 26 25 24 23 22 21 20 19 18 17 16 15 14 13 12 11
|
SDI
10 9
|
étiquette
8 7 6 5 4 3 2 1
|
|
1
|
0 0
|
0 1 0
|
1 0 0 0
|
0 1 0 1
|
0 0 1 1
|
0 0 0 0
|
0 0
|
000
|
110
|
0 0
|
10M Hz 1MHz 100 kHz 10 kHz
kHz 0 0 3 0
2 8 5 3 0
La fréquence = 128.530
(le 1 est implicite).
De par la simplicité de sa topologie et des protocoles
utilisés, ce bus est d'une très grande fiabilité. Et comme
il n'y a qu'un seul émetteur par paire de fils, l'ARINC 429 est bien
évidemment déterministe.
Mais comme la transmission et la réception se font sur
des ports séparés, le nombre de fils entre les différents
systèmes de l'avion est très élevé.
Les schémas suivants montrent les différents DGO
et DGI d'ARINC 429 selon leurs connexions aux CMCs :
Ø DGI de système BITE de type 1et
2 :
Figure III.12 : DGI de système BITE
(1,2)
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CHAPITRE III ÉTUDE DESCRIPTIVE
& FONCTIONNEMENT DU CMC « CENTRAL MAINTENANCE
COMPUTER »
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Ø DGO des bus de communication (C1, C2et
C3) :
Permet de dialoguer avec le CMC
actif
Le bus d'Arinc 429 utilisé est de type
LS (low speed)
Figure III.13 DGO des bus de communication
Ø DGO des bus de maintenance (de M1
jusqu'à M6) :
Tous les systèmes utilise le bus d'Arinc429 LS
sauf : le FWC, BSCU « Brake
System Control
Unit » EIVMU « » en
HS (high speed)
Figure III.14 : DGO des bus de
maintenance
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CHAPITRE III ÉTUDE DESCRIPTIVE
& FONCTIONNEMENT DU CMC « CENTRAL MAINTENANCE
COMPUTER »
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Ø DGI/DGO de bus X-talk (cross talk ou
l'intemodulation) :
Le bus d'ARINC 429 est de type HS.
Figure III.15: Bus d'intermodulation (cross
talk)
III.2.8.2 Inputs/Outputs discrets
Les signaux discrets dans l'avion sont alimentés avec
28V ou avec la masse (GND ,0V), à l'aide du bouton poussoir.
Le CMC acquiert et traite
DSI d'un seul type GND/OC (GND/circuit ouvert), constitue et
génère DSO de type (GND/OC).
Figure III.16: les I/O Discrets
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CHAPITRE III ÉTUDE DESCRIPTIVE
& FONCTIONNEMENT DU CMC « CENTRAL MAINTENANCE
COMPUTER »
|
C'est pour cela que Les systèmes dans l'avion sont
divisés en 3 types, dépendent de leurs capacités de
mémorisation et leurs types de connexions avec les deux
CMCs.
III.2.8.3 Différents types de système
1. Systèmes de type 1
Un système de type 1 est caractérisé par
le bus input/output d'ARINC 429.
Ces systèmes ont:
Ø La capacité de mémoriser les anomalies
détectées pendant les derniers 64 vols.
Ceux-ci assurent la transmission permanente à leur bus
de sortie d'une partie mémoire contenant l'identité du LRUs qui
a échoué pendant le dernier vol.
Ce type permet au sol le dépannage approfondi et le
test d'interaction.
Il y a trois configurations concernant ce type :
1- un seul ordinateur : directement connecté au
CMC
Figure III.17 : syst. de type 1avec 1 seul
CMC
2- ordinateur concentrateur : ordinateur concentré
à la maintenance, directement connecté au
CMC
Figure III.18 : syst. de type 1avec 1 CMC
concentrateur
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CHAPITRE III ÉTUDE
DESCRIPTIVE & FONCTIONNEMENT DU CMC « CENTRAL MAINTENANCE
COMPUTER »
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2. deux ordinateurs : 2 sous -systèmes
connectés au CMC
Figure III.19 : syst. de type 1avec 2
CMCs
2. Systèmes de type 2
Un système de type 2 est caractérisé par
le bus input/output d'ARINC 429 et inputs/outputs discrets.
Ces systèmes ont:
- La capacité de mémoriser les anomalies
détectées pendant le dernier vol.
Ceux-ci assurent la transmission permanente à leur bus
de sortie d'une partie mémoire contenant l'identité du LRUs qui
a échoué pendant le dernier vol
Figure III.20 : syst. de type 2
3. Systèmes de type 3
Un système de type 3 est caractérisé par
inputs/outputs discrets. Ces systèmes dénotent leur état
(valide ou invalide). Le CMC principal peut enclencher
(actionner) leur tests ou les prérégler
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CHAPITRE III ÉTUDE
DESCRIPTIVE & FONCTIONNEMENT DU CMC « CENTRAL MAINTENANCE
COMPUTER »
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Figure III.21 : syst. de type3
III.2.8.4 La liaison ATEC
Il y a une liaison série aux normes RS 232* entre
l'ordinateur (CMC) sous test et l'ATEC
(Automatic Test EQuipment),
Ce type de liaison n'est pas utilisé dans l'avion.
Les liaisons séries permettent la communication entre
deux systèmes numériques en limitant le nombre de fils de
transmission.
III.3 Architecture Interne du CMC
On a dit précédemment que Le
CMC contient:
§ carte de source d'alimentation
§ carte CPU (central process unit)
§ Deux cartes d' ARINCs (ARINC 1,2)
§ carte de input/ output
§ un module d' OBRM
§ Ensemble de câble
III.3.1 La carte CPU
Cette carte accomplit la fonction de CPU (unité
centrale de traitement). Ceci a des interconnexions avec d'autres cartes par
l'autobus d'ECSB (Embedded Computer
System
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CHAPITRE III ÉTUDE
DESCRIPTIVE & FONCTIONNEMENT DU CMC « CENTRAL MAINTENANCE
COMPUTER »
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Bus), elle est structurée autour d'un
microprocesseur 80386 et exécute les fonctions suivantes :
· gestion de système
· génération des signaux d'ARINC 429
· gestion de panne de courant
· gestion de lien avec l'ATEC
· Interface d'ECSB
L'architecture interne de l'ordinateur est basée autour
d'une communication d'ECSB entre chaque carte. Cet autobus (autobus
incorporé de système informatique) est sous la commande de la
carte d'unité centrale de traitement :
· 21 lignes de l'adresse, 32 lignes de données, 15
commandes de signaux
· Modes synchrone et asynchrone
La carte CPU est répartie en plusieurs parties qui ont
les fonctions suivantes :
1. Le coeur du CPU
· 16 Mhz du microprocesseur 80386* (voir
annexe)
· Chip (circuit intégré) 82380
· Contrôle logique
2 Le Monitoring (watchdog* ) voir annexe
· L'activité de contrôle
· L'accès de contrôle
3 Espace de stockage
· espace RAM (265 Ko)
· espace EEPROM (32 Ko).
4 interface d'ECSB
5 ports
· port de position
· port de contrôle
6. inputs/outputs
· liaison d'ARINC 429 LS
· liaison d'ARINC 429 HS
· liaison série RS 232 asynchrone.
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CHAPITRE III ÉTUDE
DESCRIPTIVE & FONCTIONNEMENT DU CMC « CENTRAL MAINTENANCE
COMPUTER »
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III .3.2 La carte I/O
Les fonctions principales de la carte d'I/O sont :
· acquisition des entrées discrètes DSI
· génération des sorties discrètes
(DSO)
· génération des sorties d'ARINC 429
(DGO)
· génération du code de transmission par
la carte d'unité centrale de traitement .
· management de la commande interne de la commutation
CMC1/CMC2 (fonction de commutation
interne)
· support d'extension de la carte mémoire de
CPU.
- espace RAM (256 Ko)
- espace EEPROM (256 Ko).
III.3.3 La carte d'ARINC
Chaque carte d'ARINC effectue l'acquisition de 72 autobus
d'ARINC des systèmes.
Ces cartes sont accessibles dans le mode écriture et
lecture à travers l' ECSB. La fonction principale de la carte d'ARINC
est :
- réception des messages d'ARINC
- sélection des messages d'ARINC
- traitement des mots d'ARINC choisis
- restitution des mots d'ARINC pour la carte CPU
III.3.4 La carte d'alimentation
Cette carte fournit ,115V/400 hertz de l'avion, les
tensions DC Suivantes :
- +5 VL (5 v logique) sections logiques
- +5 VR (5 V RAM) RAMS
- +15 VA/ - 15VA (analogique) circuits analogiques.
Elle contrôle aussi la coupe d'alimentation, surtension
et sous tension.
Ceci produit de 9 signaux de commande
- ACFAIL : indique un échec d'A/C 115 V/400 hertz
- STORAGE : détecte la réservation
d'énergie de modules
- CFAULT : indique si les tensions d'output sont trop basses
ou hautes
- PFIN : interruption de panne de courant
- INIT : initialisation
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CHAPITRE III ÉTUDE
DESCRIPTIVE & FONCTIONNEMENT DU CMC « CENTRAL MAINTENANCE
COMPUTER »
|
- PFEV : événement de panne de courant
- LPFEV : long événement de panne de courant
- RESOR : origine d'init (automatique ou manuelle)
- SAV : contrôle maintenu 5 par VR après une
coupe de puissance.
Figure
III.22 : Carte d'alimentation
III.3.5 Le module OBRM
Module de mémoire 32 bits, incorpore le software
opérationnel de la carte CPU.
Il contient :
- espace EPROM 512 (Ko)
- dispositif d'identification
- Indication de présence.
III.3.6 Ensemble de câble
Assure l'interface entre les différents montages
partiels d'ordinateur et l'avion. Ceci se compose de :
- support arrière de connecteur
- carte d'interconnexion
- la carte LSP (Lightnig
Strike Protection)
- carte LSP d'extension
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CHAPITRE III ÉTUDE
DESCRIPTIVE & FONCTIONNEMENT DU CMC « CENTRAL MAINTENANCE
COMPUTER »
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Figure III.23 : Différents composants
d'ensemble de câbles
La carte de LSP assure :
- les interconnexions entre l'environnement externe et la
carte d'interconnexion
- protection contre les surtensions
- support de commutation des relais
La carte d'interconnexion assure :
- interconnexions entre la carte LSP et les
cartes fonctionnelles du CMC
- l'appui et l'adaptation de l'ECSB,
- génération de la commande de commutation de
relais de carte LSP
La carte d'extension LSP complète la
protection contre les surtensions.
Le schéma suivant nous montre la communication entre
les cartes :
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CHAPITRE III ÉTUDE
DESCRIPTIVE & FONCTIONNEMENT DU CMC « CENTRAL MAINTENANCE
COMPUTER »
|
Figure III.24 : La connexion entre les
cartes
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CHAPITRE III ÉTUDE
DESCRIPTIVE & FONCTIONNEMENT DU CMC « CENTRAL MAINTENANCE
COMPUTER »
|
III.4 L'alimentation du CMC
III.4.1 Source d'alimentation
28 VDC est utilisé pour activer les relais
situés dans le CMC1, ces relais assurent la fonction de
commutation, c'est-à-dire, ils permettent au CMC2
d'être connecté aux systèmes par le CMC1.
115 VAC est utilisé pour alimenter l'ordinateur.
Le CMC1 est alimenté par le
réseau principal en vol. cette bar bus permet aussi d'effectuer les
actions de maintenance au sol, quand seulement l'APU est en marche (groupe de
parc d'énergie au sol n'est pas disponible).
III.4.2 Consommation et facteur de
puissance
- facteur de puissance > 0.85
-la puissance de consommation:115VAC 90VA et 28VDC 15W (pour
l'activation de relais)
III.4.3 Localisation des disjoncteurs
(C/B)
Le tableau suivant montre les disjoncteurs utilisés par
le système:
|
panneau
|
désignation
|
FIN
|
localisation
|
|
721VU
|
Test PLUG 1
|
7TM
|
R 11
|
|
721VU
|
CMC 1 SWTG
|
4TM 1
|
U07
|
|
722VU
|
CMC 2
|
3TM 2
|
D 45
|
|
722VU
|
Test PLUG 2
|
6TM
|
Q 42
|
|
722VU
|
CMC 2SWTG
|
4TM 2
|
W 40
|
|
742VU
|
CMC 1
|
3TM 1
|
N 72
|
|
CHAPITRE III ÉTUDE
DESCRIPTIVE & FONCTIONNEMENT DU CMC « CENTRAL MAINTENANCE
COMPUTER »
|
III.5 LA FONCTION SECONDAIRE (RÔLE) DU
CMC
La fonction principale du CMC est de centraliser et
mémoriser les alarmes générées par le FWC et les
messages de pannes produites par le BITE de chaque système. En plus de
son rôle principal, le CMC assure les fonctions suivantes :
Q Transmission de paramètres généraux
Q Dialogue avec le BITE
Q Interface d'utilisateurs
Q Le management du computer
Q La fonction interactive
Q L'usage de maintenance facultatif (optionnel)
III.5.1 Transmission de paramètres
généraux
III.5.1.1 Définition
Les deux CMCs sont connectés aux
différents systèmes de l'avion qui fournissent les
paramètres généraux et rendent possible l'identification
des pannes. Ces paramètres sont acquis par les 2
CMCs et retransmis par l'un des deux vers les systèmes
de type 1 pour l'élaboration des messages de pannes.
Il y a deux catégories de paramètres
généraux :
F Les paramètres évolutifs : qui peuvent
être modifiés pendant le vol (phases de vol, phases de
maintenance, conditions vol/sol, la date, configuration de
l'avion, la clock de secours.
F Les paramètres non évolutifs : qui sont
stable pendant le vol (identification de l'avion, numéro de vol, city
pair« FROM/TO ».
III.5.1.2 Phases de vol
Chaque vol inclut 10 phases
1. power-on alimentation -ON
2. engine start démarrage moteur
3. taxi out roulage départ
4. take-off roll décollage roulement
5. climb montée
6. cruise croisière
7. approach approche
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CHAPITRE III : ÉTUDE DESCRIPTIVE &
FONCTIONNEMENT DU CMC « CENTRAL MAINTENANCE COMPUTER »
|
8. rollout décélération
9. taxi in roulage arrivée
10. engine shut down arrêt moteur
Figure III.25: phases de vol
Le CMC est l'interface entre le FWC et le
système BITE concernant la phase de vol, il accomplit à chaque
seconde le traitement chronologique suivant :
Acquisition, contrôle et transmission de la phase de
vole du FWC1
Si cette valeur n'est pas valide, l'Acquisition, le
contrôle et la transmission de la phase de vole du FWC2
si cette valeur reste invalide, le CMC
envoie la dernière acquisition de la phase de vol valide.
Si la panne apparaît durant l'acquisition initiale
(suite à une coupure de courant>300ms), le CMC
envoie donc la valeur défaillante « 01 ».
Nota: les phases de vol sont envoyées
sur les bus M1 M6 et C1 C3 avec le sign status matrix-SSM- toujours
encodé NO (Normal Opération).
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CHAPITRE III ÉTUDE
DESCRIPTIVE & FONCTIONNEMENT DU CMC « CENTRAL MAINTENANCE
COMPUTER »
|
III.5.1.3 Les phases de maintenance
Le CMC élabore les phases de
maintenance indépendamment des phases de vol pour l'attention de tous
les systèmes de type1.
Ces phases indiquent si le CMC doit
mémoriser les messages envoyés par le BITE. Les données
doivent être mémorisées en dessous du LEG condition
seulement (LEG phase maintenance flight phase).
Les phases de maintenance sont supputées et transmises
par le CMC chaque 120 ms.
Le CMC traite aussi la dégradation
des vols comme :
Ø accélération / stop
Ø vol après l'accélération /
stop
Ø touch and go (pose décolle)
Ø angine run-up « essais au
sol » (point fixe)
Remarque :
La condition de maintenance de vol (LEG) est localisée
entre la mise en marche du premier moteur plus de 3 mn pour A330 (le 3eme
moteur plus de 3mn pour A340), si le plan de vol est valide dans le FMS, ou la
vitesse supérieur à 80Kts si le plan de vol n'est pas valide, et
la vitesse inférieur à 80 Kts plus de 30s, pendant le roulement
après touch down (toucher des roues).
Figure III.26 : localisation du LEG
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CHAPITRE III ÉTUDE
DESCRIPTIVE & FONCTIONNEMENT DU CMC « CENTRAL MAINTENANCE
COMPUTER »
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III.5.1.4 Conditions FLIGHT/ GROUND (vol/sol)
- Pour les systèmes de type 1, la condition
FLIGHT/ GROUND est donnée par les phases de
maintenances envoyées aux systèmes par le CMC dans les bus C et M
, étiquette 227.
La condition FLIGHT est encodée par l'état du
LEG (informatique du CMC). La condition GROUND est encodée par
l'état en sol (informatique du CMC)
Nota : la procédure du la
MEL*(voir annexe) permet l'avion de voler avec 2 CMCs
défectueux (on va le voir par la suite), dans ce cas, le système
de type 1 ne peut pas utiliser l'état du leg /ground
supputé par le CMC. Pour savoir la condition vol/
sol, ces systèmes utilisent les paramètres d'avion directement
reçus dans leurs entrées exp : train d'atterrissage
comprimé.
- Pour les systèmes de type2 et 3, ces systèmes
élaborent leurs propres conditions vol/sol par conséquent leur
management du LEG par l'utilisation d'un ou plusieurs données de
configuration de l'avion, Exp: discrets de landing gear et / ou les
moteurs.
Dans ce cas le CMC constitue une la condition FLIGHT/ GROUND
retardé, en utilisant la donnée depuis EIVMU
(ENGINE INTERFACE AND
VIBRATION MONITORING UNIT),
RA (RADIO ALTIMTER),
LGCUI (LANDING GEAR
CONTROL INTERFACE UNIT).
Flight après TO décollage
(train avant étendu par le démarrage moteur+ 45s de
confirmation)
Ground train d'atterrissages
comprimé.
III.5.1.5 Le temps et la date
Dans l'opération normale, le temps et la date sont
acquis, vérifiés et validés dans chaque seconde depuis la
clock (horloge) principale.
Le CMC transmet ces paramètres
à l'ECAM, système de type 1et au CMC
opposé à travers les bus M, C et X-talk.
|
CHAPITRE III ÉTUDE
DESCRIPTIVE & FONCTIONNEMENT DU CMC « CENTRAL MAINTENANCE
COMPUTER »
|
Nota
- Le CMC envoie le temps dans les bus M1 M6
et C1 C3 à travers l'étiquette 125, (et pour la date
l'étiquette 260) avec le SSM encodé toujours NO
- Le CMC envoie le temps dans le bus X-Talk
à travers l'étiquette 125, (et pour la date
l'étiquette260) avec le SSM encodé toujours NO ou NCD (no
computed data).
ECAM
ECAM
SYSTEME
Figure III.27 : la clock de
secours
Dans l'opération anormale, deux cas peuvent
survenir :
1. si la montre tombe en panne, le temps et la date sont
automatiquement élaborés par la montre de secours interne du
CMC master. Ceci est activé après une minute
d'imperfection.
2. si la montre est inexacte, et si les CMCs
sont affectés par la coupure de courant, les valeurs par défaut
sont donc, 01 JAN 00 pour la date et 40.00.0 pour le temps. La date et le temps
peuvent être mis à jour à travers l'initialisation manuelle
sur le MCDU (« UTC/DATE INIT » prompt).
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CHAPITRE III ÉTUDE
DESCRIPTIVE & FONCTIONNEMENT DU CMC « CENTRAL MAINTENANCE
COMPUTER »
|
Figure III.28 : Initialisation du
temps
III.5.1.6 Configurations de l'avion
Ce paramètre est formé par :
software pin programming data
(ADIRUAIR DATA INERTIAL
REFERENCE UNIT,
AMUAUDIO MANAGEMENT UNIT,
FWC,SDACSYSTEM DATA
ACQUISITION CONCENTRATOR)
hardware pin programming data
les données reliées à l'état du
computer (CMC, MCDU, clock.)
Ceci est utilisé par l'état de
l'équipement du système : installé/ non
installé, valide/non valide.
Toutes ces données sont acquises,
vérifiées et validées dans chaque seconde, et transmise
aux bus M, C et X-talk
Nota :
- Le CMC transmet la configuration avion dans
les bus M1 M6 à travers les étiquettes 155 et 156 et C1 C2
à travers les étiquette 157,161 et 162, dans le bus
- du MDDU à travers les étiquettes 156 et 157
avec SSM encodé NO.
- Le CMC transmet la configuration avion dans
le bus X-talk à travers les étiquettes 155, 156, 157, 161, et 162
avec le SSM encodé toujours NO / NCD.
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CHAPITRE III ÉTUDE DESCRIPTIVE
& FONCTIONNEMENT DU CMC « CENTRAL MAINTENANCE
COMPUTER »
|
- Le CMC transmet le code de
l'équipement dans les bus M1 M6, C1 C3 et X-talk à travers
l'étiquette 337 avec SSM encodé NO.
III.5.1.7 Le traitement d'avertissements du
CMC-FDIU-DMU
Le CMC envoie dans chaque seconde
l'avertissement de classe 2 du FDIU
(FLIGHT DATA
INTERFACE UNIT), DMU
(DISPLAY MANAGEMENT UNIT) et
du CMC lui-même. Pour cela, il acquiert
(CMC) la configuration de l'étiquette de ses
systèmes et constitue une étiquette commune (étiquette
270) Cette étiquette est transmise ensuite au FWC et le
CMC opposé.
Nota
Le CMC transmet ce paramètre dans les
bus M1 M6à travers l'étiquette 270 avec SSM encodé NO.
Le CMC transmet ce paramètre dans le
bus X-talk à travers l'étiquette 270 avec SSM encodé NO ou
NDC.
III.5.1.8 Identification A/C, Flight Number
(numéro de vol), City Pair (From/To)
Q Identification de l'avion (A/C) :
- acquise, vérifiée et validée chaque 4 s
(depuis le FDIU)
- 7 caractères
- FDIU faut la dernière identification valide de A/C
(valeur EEPROM)
Si un nouveau CMC est
installé, la valeur de EEPROM indisponible : 7 tirets.
Nota
- Le CMC envoie l'IDENT A/C dans les bus M1
M6 à travers les étiquettes 301, 302, 303,304
- Le CMC envoie l'IDENT A/C dans les bus C1C3
à travers les étiquettes 301, 302,303
- Le CMC envoie l'IDENT A/C dans le bus
X-talk à travers les étiquettes 301, 302, 303,304
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CHAPITRE III ÉTUDE DESCRIPTIVE
& FONCTIONNEMENT DU CMC « CENTRAL MAINTENANCE
COMPUTER »
|
Q Flight Number :
Acquis, vérifié et validé chaque 5s
(depuis FMGEC - FLIGHT
MANAGEMENT GUIDANCE AND
ENVELOP COMPUTER
- 10 caractères
- FMGEC faut le denier numéro de vol
valide
La valeur
défaillante : 10 tirets
Nota 1
- le CMC envoie le N° de vol dans les
bus M1M6 et C1 C3 à travers les étiquettes 233237 avec SSM
encodé toujours NO
- le CMC envoie le N° de vol dans le
bus X-talk à travers les étiquettes 233237 avec SSM encodé
toujours NO ou NCD
Q City pair (from / To) :
- acquis, vérifié et validé chaque 3 s
(depuis le FMGEC)
- 8 caractères
- FMGEC faut le denier city pair valide
La valeur
défaillante : 8 tirets
Nota 2 :
- le CMC envoie la City pair (from/
To) dans les bus M1M6 et C1C3 à travers
l'étiquette 40, 41,42 avec SSM toujours encodé NO
- le CMC envoie la City pair (from/
To) dans le bus X-talk à travers l'étiquette 40, 41,42 avec
SSM toujours encodé NO ou NCD
III.5.2 DIALOGUE AVEC LE BITE
III.5.2.1 Modes d'opération
Le CMS s'opère en deux modes principaux
Ø mode normal
Ø mode interactif
Dans le mode normal, les CMCs reçoivent et
enregistrent :
- les messages de pannes transmis dans le temps réel
par chaque BITE du système.
- messages d'avertissements d'ECAM transmis dans le temps
réel par les FWCs.
|
CHAPITRE III ÉTUDE
DESCRIPTIVE & FONCTIONNEMENT DU CMC « CENTRAL MAINTENANCE
COMPUTER »
|
Le mode interactif, est valable seulement au sol et il est
activé après la réception d'un ordre d'opérateur.
Ceci permet de connecter chaque système BITE avec le MCDU (à
travers le CMC), dans le but d'initier le SYSTEM TEST, ou
afficher le rapport du BITE
III.5.2.2 Le mode normal
Ce mode est basé sur la mémorisation des
données de défaillance en permanence dans un temps réel.
Cette mémorisation est réalisée par les systèmes et
aussi par les CMCs.
Ce mode inclut :
· pour le BITE de système :
- surveillance, détection et l'isolation de panne en
permanence.
- La mémorisation de données de maintenance
- Transmission permanente aux CMCs.
· Pour le CMC :
- Lecture de tous les bus et les discrets de
systèmes
- Sélection et mémorisation des messages
correspondants
Les figures suivantes vont nous montrer la différence
de ce type de dialogue avec les 3 types de systèmes :
Figure III.29 : Le BITE /Système de type
1
|
CHAPITRE III ÉTUDE
DESCRIPTIVE & FONCTIONNEMENT DU CMC « CENTRAL MAINTENANCE
COMPUTER »
|
Figure III.30: Le BITE/ système de type
2
Figure III.31 : Le BITE /système de type
3
|
CHAPITRE III ÉTUDE
DESCRIPTIVE & FONCTIONNEMENT DU CMC « CENTRAL MAINTENANCE
COMPUTER »
|
III.5.2.3 Le mode interactif
III.5.2.3.1 Système type1
Ce mode est basé sur un dialogue interactif entre un
système d'avion et le MCDU, l'opérateur est guidé par
l'information fournie par le système lui même.
Ce mode inclut :
· Pour le système BITE :
- L'interruption du mode normal (détection,
mémorisation, transmission)
- Affichage du menu et l'exécution de fonctions,
lorsque sont ordonnés d'après le CMC.
· Pour le CMC :
- Interruption du mode normal, seulement pour le
système impliqué avec le dialogue interactif.
- Interface entre le système et le MCDU.
III.5.2.3.2 Système
type2 et 3
Ce mode ne constitue pas un dialogue de CMC
/ système puisque l'opérateur est guidé
par l'information fournie par le CMC (et pas par le
système).
Ce mode inclut :
· pour le système BITE :
- pas d'interruption du mode normal (excepté le cas de
TEST)
· pour le CMC :
- interruption du mode normal, seulement pour le
système inclut avec le dialogue interactif.
- Management de dialogue
III.5.3 INTERFACE D'UTILSATEURS
Les systèmes de l'avion se communiquent avec le
CMC par les bus d'ARINC de low speed (LS) et high speed (HS)
et par des liaisons discrètes, en plus Chaque CMC
s'échange les informations de maintenance à travers ces bus avec
les 3 MCDU, imprimante et
l'ACARS.
|
CHAPITRE III ÉTUDE
DESCRIPTIVE & FONCTIONNEMENT DU CMC « CENTRAL MAINTENANCE
COMPUTER »
|
Les bus de communication permettent le dialogue avec le
CMC actif et la transmission des paramètres
généraux. Dans le cas ou le CMC1 est inactif, le
CMC2 se communique avec les interfaces d'utilisateurs via le
CMC1.
Le tableau ci-dessous montre la distribution de bus entre
équipements :
|
C1
|
C2
|
C3
|
|
MCDU1
|
MCDU2
|
MCDU3
|
|
ACARS
|
imprimante
|
|
III.5.3.1 Dialogue CMC/ MCDU
L'autorisation de connexions avec les MCDUs est seulement
donnée par le CMC master. Ce dernier permet
l'utilisation de 2 MCDUs seulement par 3. Il existe deux modes de dialogues
avec le MCDU et le CMC :
- Mode normal à travers l'interrogation des
données de maintenance via les rapports : rapport du LEG dernier,
rapport du LEG précédent, rapport de classe3.
- Le mode interactif à travers l'interrogation du BITE
de système lié via les rapports SYSTEM REPORT TEST.
Chaque MCDU est aussi lié aux CMCs par
(ON/ OFF) discrets.
Figure III.32 : connexion du CMC avec ces
périphériques
|
CHAPITRE III ÉTUDE
DESCRIPTIVE & FONCTIONNEMENT DU CMC « CENTRAL MAINTENANCE
COMPUTER »
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III.5.4 LE MANAGEMENT DE COMPUTER
III.5.4.1 Le management d'activités de
computer
Le computer assure ses propres opérations
dépendantes de ses propres fonctionnement du hardware et
software :
- il contrôle la cohérence entre le hardware et
le software.
- Il transmet le numéro de référence
(P/N)
- Il exécute le reset dans chaque coupure de courant
- Il détermine ces conditions opérationnelles
dominantes (maître / esclave)
III.5.4.2 Le management de données de
maintenance
Le CMC est responsable du management de
stockage des données de maintenance. Dans chaque ouverture de transition
LEG du CMC :
- Classe le vol actuel
- Met à jour les derniers 64 LEGs dans le rapport de
vol précédent
- Mémorise l'en-tête du nouveau LEG : date,
flight Number, city pair from, UTC de départ, IDENT A/C et
numérotation DB/N (si l'option de filtrage de données est
activée).
Dans chaque fermeture de transition LEG le
CMC mémorise UTC END, et le city pair TO.
Remarques :
Le CMC gère aussi le contenu du
mémoire de données, capacité de mémoire pour un
seul vol est 64 avertissements et 64 pannes.
Le CMC a la capacité de
mémoriser 256 avertissements et 256 pannes qui sont classés dans
le rapport de vol précédent.
III.5 .4.3 La fonction d'auto
test
Le but de cette fonction est de contrôler
l'opération correcte du computer à travers la
génération des tests internes. Les résultats d'auto test
sont analysés par la fonction du BITE.
- Pannes de classe 2 : arrêt du
CMC maître et la commutation de
CMC2
- Pannes de classe 3 : différents
résultats.
Note : le CMC
génère les messages de classe 1 « interruption
d'alimentation » quand il est excité après la coupure
de courant.
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CHAPITRE III ÉTUDE
DESCRIPTIVE & FONCTIONNEMENT DU CMC « CENTRAL MAINTENANCE
COMPUTER »
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III.5.4.4 Contrôle de commutation
Dans l'opération normale, le CMC1 est
le maître, il est connecté à la sortie de tous les
systèmes (les liaisons entre le CMC et le
système BITEs de type 1et le CMC et les
périphériques : MCDU, imprimante, ACARS) voir la figure
précédente : figure
La commutation peut aussi être le résultat d'une
commutation interne ou avec l'action sur le bouton poussoir dans le cockpit.
L'étage de commutation est alimenté avec le
28VDC d'après le réseau d'avion. A la détection d'une
panne du CMC1 classe 2, la commutation automatique interne de
CMC1 permet au CMC2 d'être directement
connecté aux différents systèmes
Le bouton-poussoir permet les opérations
suivantes :
- La position AUTO : c'est la position normale, la
surveillance internes des dispositifs est activée et permet la
commutation automatique d'être effectuée dans le cas d'auto
détection d'une panne.
- La position OFF : forçage externe est
activé, la commutation des ordres à travers la surveillance
interne inhibée, le CMC2 est connecté (via le
CMC1) aux items des équipements.
Figure III. 33 : Contrôle de
commutation
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CHAPITRE III ÉTUDE
DESCRIPTIVE & FONCTIONNEMENT DU CMC « CENTRAL MAINTENANCE
COMPUTER »
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III.5.4.5 Traitement des paramètres de
configurations avioniques
Le rapport de configuration avionique est disponible
seulement si le CMC 1 est le master (maître) et aussi
pendant la phase ground de maintenance.
Les données (part number (P/N), serial number (S/N)
et data base number DB/N) sont utilisées dans la constitution du
rapport de configuration avionique, sont acquises depuis l'étiquette
354 de différents BITE de chaque système et
mémorisées dans une mémoire non volatile
(CMC stocke les informations suivantes : le nom du
système BITE, le nom du LRU correspondant au système BITE et le
P/N et DB/N
Le CMC compare en permanence, pour
chaque LRU, les paramètres de configurations concernées (P/N,
DB/N et S/N) acquis avec l'information de configuration
mémorisée
NOTA : les S/Ns ne sont pas
contrôlés.
Le management et la Transmission du numéro de
configuration avionique mémorisée sont dans le but de
permettre l'opérateur
- identifier la configuration avionique
mémorisée, spécialement avant et après le transfert
au CMC2
- identifier que la configuration a été
effectivement transférée au CMC2.
- confirmer est ce que le transfert (du CMC1
vers le CMC2) a réussi.
P/N : Part
Number Numéro définissant l'identité d'un
équipement. Deux équipements de même PN sont
interchangeables.
S/N : Serial
Number Numéro individuel d'un équipement qui appartient
à une famille de PN. Le SN est un numéro unique et permet le
suivi individuel de toutes les pièces montées sur avion.
DB/N : data base Number
c'est un numéro inclut dans le software de différents
systèmes (se fait sur commande par la compagnie aérienne)
NOTA :
La configuration avioniques mémorisée sera
effacée dans deux cas :
- modification de IDENT A/C
- changement de version d'A/C (330/340)
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CHAPITRE III ÉTUDE
DESCRIPTIVE & FONCTIONNEMENT DU CMC « CENTRAL MAINTENANCE
COMPUTER »
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III.5.4.6 Traitement de pannes et
d'avertissements :
III.5.4.6.1 Traitement
d'avertissements
Le CMC acquiert et contrôle les
messages d'avertissement de FWC1 et FWC2 en dessous de phases de maintenance,
sur l'étiquette 357.
Ces messages sont transmis comme suit :
- ATA
- Sous ATA
- Code d'avertissement calculé
- Type d'avertissement calculé
Pour l'affichage, si l'un de ces messages est transmis au
CMC plusieurs fois pendant le même vol, ils seront
englobés dans le PFR (rapport de vol) dans la colonne COCKPIT EFFECTS
III.5.4.6.2 Traitement de pannes
L'acquisition de toutes les pannes de système BITE
est fournie en dessous de la phase de maintenance en vol seulement. (Les pannes
de BITE valides sont les pannes de systèmes et aussi les données
BITE internes du CMC et le BITE son opposé) .Ensuite
le CMC indique les paramètres (temps, date, phase de
vol).
Pour l'affichage, ces défauts sont englobés
dans le PFR colonne de pannes.
III.5.4.6.3 Messages d'avertissement / panne et
l'option de filtrage
Le but de cette fonction est d'améliorer
l'opération d'impression du PFR dans la fin de chaque vol par le
filtrage de pannes /avertissement faux et injustifié.
NOTA
Le filtrage peut être activé ou
désactivé à travers le MCDU.
Les critères de filtrage peuvent aussi être
chargés par le MDDU.
Quand un PFR est filtré le numéro DB/N sera
affiché dans la zone de l'en tête de page
III.5.4.6.4 Les fonctions de
corrélation
Le CMC utilise cette fonction pour regrouper
tous les messages de pannes reliés au même événement
(ATA REF), en plus la fonction de corrélation est accomplie quand le
rapport
de vol CURRENT ou POST ou PREVIOUS est requis par
l'opérateur.
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CHAPITRE III : ÉTUDE DESCRIPTIVE &
FONCTIONNEMENT DU CMC « CENTRAL MAINTENANCE COMPUTER »
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Quand le message de la panne A
apparaît, le CMC ouvre la fenêtre de
corrélation, pendant 1 mn, il associe tous les message de panne qui
ont le même chapitre ATA( 3 ou 4 digits) , Puis il mémorise les 6
premiers systèmes qui ont envoyés les messages de pannes
NOTA
Si plus de 6 identificateurs peuvent
être associés à un message, seulement 6
qui vont être mémorisés, le reste seront perdus.
III.5.5 LA FONCTION INTERACTIVE
Dans cette partie on va décrire la fonction interactive
qui permet l'interrogation de BITE du CMC1 (2) à
travers le MCDU. La sélection de menu principal nous permet
l'accès aux items suivants :
1. LE PFR (RAPPORT DE VOL)
2. LRU REPORT
3. GND SCANNING
4. TSD -TROUBLE SHOOTING DATA-
5. PANNE DE CLASSE 3
6. GROUND REPORT
III.5.5.1 LE PFR (RAPPORT DE
VOL)
Le PFR peut être imprimé par l'imprimante du
cockpit ou envoyé à l'ACARS, il expose les effets du cockpit (les
pannes de type 1 et 2 affichées sur l'ECAM) et les messages de pannes
guidés par le CMS (figure)
Q Post flight report (rapport après vol):
son but est de présenter les pannes de classe 2 et 3 internes
et externes qui ont été détectées par le
CMC1 (2) pendant le dernier vol. Il est disponible au sol
Q Previous flight report (rapport du dernier vol:
son but est de présenter les pannes de classe 2 et 3 internes
et externes qui ont été détectées par le
CMC1 (2) pendant les deniers 63 de vols + le vol actuel.
Q Current report (vol actuel): le but de cet
item est de présenter les informations d'opérations
reliées au CMC, il est disponible seulement pendant le
vol. Il engendre les fonctions suivantes :
§ PIN PROG : contient les données de
configurations d'avion
§ Données spécifiques : permet
d'afficher les informations concernant :
- téléchargement des données de bases
depuis le MDDU vers le CMC
- mémorisation initiale de la configuration avion et
acquisition incorrecte.
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CHAPITRE III ÉTUDE
DESCRIPTIVE & FONCTIONNEMENT DU CMC « CENTRAL MAINTENANCE
COMPUTER »
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26
13
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17
18
16
1
2
3
4
5
24
23
19 20 21 22
Figure III .34 : LE PFR
1 identification de l'avion
13 zone du UTC/phase de vol
2date
14N° d'effets dans le cockpit (par le FWS)
3 numéro de vol
15 N° de pannes mémorisées
4 city pair
16 panne n'est pas affichée
+ Avertissement supputé par le FWC
5le temps de départ / arrivée
17ATA ref (4 digits)
6le non du LEG : post/current/previous
18état de maintenance + par le computer/ syst
700 pour post ¤t, 01,02...pour previous 19msg
texte de panne
8en tête de page
20msg par le système
(hard/intermittente)
9le temps de print
21classe de panne (1 & 2 seulement)
10 la date de print
22ATA+ATA ref de la panne (6 digits)
11le N° de page du PFR
23pied de page
12le print à travers le CMC master
24zone de msg de panne (CMS)
25source de la panne si elle existe + le système
qui transmet la panne
(Si le syst. est suivi par (*) : syst.
affecté par une panne de classe 2
26systèmes (6 fois max) qui détecte
toujours la panne
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CHAPITRE III ÉTUDE
DESCRIPTIVE & FONCTIONNEMENT DU CMC « CENTRAL MAINTENANCE
COMPUTER »
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III.5.5.2 Rapport LRU
Il montre la configuration du hardware et
software du CMC 1 (2) : part number (P/N), serial number
(S/N) et data base number (DB/N).
Figure III. 35: l'accès au rapport
LRU
III.5.5.3 TSD (trouble shooting data)
Il sert à
présenter les données codées (hexadécimal)
qui associent chaque panne stockée dans le CMC 1(2) et
affichée dans les rapports LAST/PRIVIOUS REPORT et GROUND REPORT
 Figure III.36 : l'accès au rapport TSD
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CHAPITRE III ÉTUDE
DESCRIPTIVE & FONCTIONNEMENT DU CMC « CENTRAL MAINTENANCE
COMPUTER »
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III.5.5.4 GND scanning
Cette fonction est basée sur le
contrôle et l'analyse de pannes. Toutes les pannes
détectées pendant l'utilisation de cette fonction (internes ou
externes, classe 1,2 et3) sont exposées sur le MCDU dans un temps
réel et mémorisées dans une mémoire non volatile.
Figure III.37 : l'accès au GND
scanning
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CHAPITRE III ÉTUDE
DESCRIPTIVE & FONCTIONNEMENT DU CMC « CENTRAL MAINTENANCE
COMPUTER »
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III.5.5.5 GROUND report
Donne la liste de défauts internes et
externes qui ont été détectés par le
CMC 1(2) et qui sont survenus pendant l'atterrissage
Figure III.38 : l'accès au
Ground report
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CHAPITRE III ÉTUDE
DESCRIPTIVE & FONCTIONNEMENT DU CMC « CENTRAL MAINTENANCE
COMPUTER »
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III.5.5.6 Panne de classe 3
Son but est de montrer toutes les pannes de classe 3
internes ou externes qui ont été mémorisée dans le
CMC1 (2) pendant le vol.
Figure III.
39 : l'accès au rapport de CLASSE 3
III.5.5.6 Test
Cet item permet l'initiation du test de CMC
1(2) depuis le MCDU.
Nota
Le test du CMC master est impossible,
seulement le test du CMC slave (esclave) est permis.
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CHAPITRE III ÉTUDE
DESCRIPTIVE & FONCTIONNEMENT DU CMC « CENTRAL MAINTENANCE
COMPUTER »
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 Figure
III .40 : l'accès au rapport du TEST
III.5.6 Le groupe facultatif de la maintenance
Airbus industrie, en coopération avec les
opérateurs A330/A340, a développé un lot de nouvelles
fonctions pour agrandir les capacités du Système Central de
Maintenance, c'est
Le groupe facultatif de la maintenance, Ce
groupe peut être divisé dans trois catégories :
1. Le Rapport d'Entretien (Servicing Report) réunit un
certain nombre de paramètres, comme les niveaux huiles/liquides,
l'état de filtres, etc... ; dans le but de réduire la
charge d'entretien.
2. le rapport de configuration permet à la compagnie
aérienne de savoir quels sont les numéros (P/N, S/N, DB/N)
adaptés sur leurs avions ; chaque changement de configuration est aussi
détecté par le CMC, mémorisé et transmis
après.
3. Caractéristiques améliorant le processus de
dépannage en fournissant des informations supplémentaires comme
drapeaux (flag) et consultatifs
( Advisories ) sur le PFR et les nouveaux
moyens de transmission :
Le téléchargement d'informations sur à un
disque et l'envoi des rapports du BITE.
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CHAPITRE III : ÉTUDE
DESCRIPTIVE & FONCTIONNEMENT DU CMC « CENTRAL MAINTENANCE
COMPUTER »
|
III.5. 6.1 Servicing report (SRR) (rapport
d'entretien)
C'est une fonction qui englobe ou réunit un certain
nombre de paramètres qui nécessitent des checks
périodiques, son but principal est de faciliter la maintenance en
préservant le temps. Cette particularité précieuse
utilisée quand l'avion est en opération de préparation
pour le vol, et quand il a des régulations spécifiques, comme les
opérations ETOPS
(Extended
Twin-Engine
OPerationS : opération étendue en
bimoteurs)et les checks additionnelles exigées.
Ce rapport est accessible à travers le MCDU, il est
disponible ou bien en vol ou au sol.
Le Servicing Report (SRR) est disponible en
deux formats :
1. Format complet : Il est
composé de différents items, qui ont besoin d'un entretien ou
non.
· Moteurs
· IDG
« Integrated
Drive Generator »
· APU
· Hydraulique
· Carburant
· Train d'atterrissage
· Oxygène
· Eaux usées
· Air conditioning (climatisation)
· Porte et slides (glissades)
Où les paramètres contrôlés
sont :
· Nivaux d'huiles
· Carburant, fluide hydraulique
· Etat des filtres
· Pression des bouteilles, pneu, réservoir
· Détecteur de limaille etc....
2. Coupon format : présente
seulement les systèmes qui ont au moins un paramètre qui
nécessite un entretien. Un résumé qui sera toujours
édité en premier dans le but d'indiquer l'état de chaque
système (par OK ou CHECK). Ce résumé est suivi par
certains nombres de coupons, chacun donne l'entretien des paramètres de
chaque
système déclarés CHECK dans le
résumé.
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CHAPITRE III ÉTUDE
DESCRIPTIVE & FONCTIONNEMENT DU CMC « CENTRAL MAINTENANCE
COMPUTER »
|
Remarque 1 : Il existe
un autre type de présentation du SRR, c'est la
présentation dans le MCDU qui contient 11 pages, on peut aussi
programmer à travers ce dernier, certaines fonctions reliées au
SRR, il est possible de programmer le Format complet du
SRR ou le coupon format du SRR.
Figure III. 41 : l'accès à la
programmation du SRR
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CHAPITRE III ÉTUDE
DESCRIPTIVE & FONCTIONNEMENT DU CMC « CENTRAL MAINTENANCE
COMPUTER »
|
Remarque 2 :
On peut aussi programmer une transmission
automatique soit à l'imprimante, l'ACARS ou bien le
MDDU.
III.5.6.2 Rapports de configuration d'avion
Cette caractéristique du CMC donne la capacité
de diriger les configurations d'avion, pour ce but, trois rapports sont
été conçus :
1. le rapport de configuration d'équipement
(Equipment Configuration
Report) ECR : il donne la liste complets
des P/N, S/N et DB/N des équipements connectés au CMC
2. le rapport de configuration de changement
(Configuration Change
Report) CCR : il est crée
à chaque fois ou il y a un changement détecté par le CMC
concernant le P/N ou DB/N.
3. le rapport de configuration de disquette
(Diskette Configuration
Report) DCR : c'est une liste de disques
associée aux avioniques, ayant la donnée de
référence, ils contiennent (téléchargement du le
logiciel par le disque, données de base de navigation ...).
Figure III-42 : Partie d'un Rapport de
configuration d'avion
|
CHAPITRE III ÉTUDE
DESCRIPTIVE & FONCTIONNEMENT DU CMC « CENTRAL MAINTENANCE
COMPUTER »
|
III.5.6.3 Flag et Advisories
On a vu que le PFR contient les alarmes de l'ECAM
montrées dans la colonne EFFECT COCKPIT.
Quand la panne survient pendant le vol, elle sera
reportée par l'équipage dans le livre de vol (LOG
BOOK) et si elle est identique aux alarmes d'ECAM, sera facile de la
récupérer à partir du PFR. Dans le cas contraire la
corrélation entre le livre de vol et le PFR sera faite en utilisant le
UTC, la phase de vol et le N° de l'ATA.
Innovation de l'option du CMC c'est d'enregistrer les flags et
les advisories affichés sur les PFD, ND et SD du captain (pilote) ou
first office (co-pilote) dans la colonne EFFECT COCKPIT du PFR, pour rendre la
corrélation entre le PFR et le LOG BOOK possible, en
donnant moins de place pour l'interprétation et plus de place pour
l'efficacité.
Figure III.43 : Exemple sur un flag
affiché sur le PFR
III.5.6.4 Rapport AIR/ SOL de BITE
Depuis la station sol, un opérateur peut
requérir (demander) le rapport AIR/ SOL de BITE de tous les
systèmes à travers l'ACARS. Ce rapport est accessible à
travers SYSTEM REPORT / TEST FUNCTION.
III.5.6.5 La fonction de téléchargement
La nécessité d'exploiter les informations de la
maintenance dans un PC, est devenue importante, c'est pour ce la que le
contenu du CMC ainsi que les rapports de BITE peuvent maintenant
transférées directement sur une disquette insérée
dans le MDDU.
La disquette doit être porter le fichier de
configuration, en utilisant au sol le logiciel du MOT (Maintenance
Option Tool).
CHAPITRE IV
LA maintenance de ligne « line maintenance
» du cmc
|
IV.1 INTRODUCTION
La maintenance en aéronautique, est la clef de
voûte de la sécurité des vols, indispensable à toute
exploitation d'aéronefs. Sans cesse plus exigeante, elle connaît
de profonds changements avec la prolifération des avions de
dernières technologies.
Dans cette partie on va présenter un type de
maintenance, qui est la maintenance de ligne du CMC, car ce
dernier, ces risques de tomber en panne sont minimes et son dépannage
dans le cas contraire se fait dans l'atelier ou à l'étranger
IV. 2 GÉNÉRALITÉS DE LA
MAINTENANCE
IV.2.1 Définition
générale
La maintenance est définie comme étant
"l'ensemble des actions permettant de maintenir ou de rétablir un bien
dans un état spécifié ou en mesure d'assurer un service
déterminé. Maintenir c'est donc effectuer des
opérations qui permettent de conserver le potentiel du matériel
pour assurer la continuité et la qualité de la production.
L'organigramme de différentes formes de
maintenance
|
CHAPITRE IV
LA MAINTENANCE DE LIGNE « LINE
MAINTENANCE » DU CMC
|
IV.2.2 Les différentes formes de
maintenance
IV.2 .2.1 La maintenance corrective
Il s'agit d'une "maintenance effectuée après
défaillance". C'est une politique de maintenance qui correspond à
une attitude de réaction à des évènements plus ou
moins aléatoires et qui s'applique après la panne.
IV.2.2.2 La maintenance préventive
Q Maintenance systématique
"Maintenance préventive effectuée
selon un échéancier établi en fonction du temps ou du
nombre d'unités d'usage".
Q La maintenance conditionnelle
Maintenance préventive subordonnée
à un type d'évènement prédéterminé
révélateur de l'état de dégradation d'un bien.
IV.2.3 la maintenance embarquée
L'augmentation de la taille des avions ainsi que le
développement des systèmes avioniques ont impliqué une
croissance du fardeau, qui est la maintenance.
Pour assurer la sécurité, la fiabilité et
surtout la réduction du coût d'exploitation de la maintenance, le
système embarque de maintenance vient à ses buts.
IV.2.3.1 Niveaux de maintenance
L'information de défaillance délivrée par
le CMS correspond à plusieurs niveaux de maintenance.
Q maintenance de ligne :
Cette maintenance est caractérisée par
l'intervention rapide du personnel de la maintenance en un court délai
et elle se limite à l'isolation et remplacement de l'équipement
défaillant
Cette action consiste à identifier et /ou confirmer la
condition de la défaillance, l'isolation de la défaillance et le
remplacement de l'unité défaillante LRU.
|
CHAPITRE IV
LA MAINTENANCE DE LIGNE « LINE
MAINTENANCE » DU CMC
|
Un test est effectué avant la procédure du
remplacement et de l'installation afin de vérifier si le système
de l'opération est correct.
Q Hangar ou maintenance de base
principale
Cette maintenance est caractérisée par une
intervention du personnel de la maintenance en une plus longue durée. Et
elle concerne généralement les actions qui ne peuvent être
effectués en maintenance en ligne parce que les procédures sont
très longues ou parce que l'intervention du personnel plus
qualifié est nécessaire.
Q Maintenance dans l'atelier
Ces actions de maintenances sont effectuées dans des
intervalles réguliers
(Check A, A2, B.)
L'intervention personnelle de la maintenance est donc
programmée suivant l'utilisation de l'appareil et concerne les items des
équipements dont lesquelles certaines pièces mécaniques ne
sont pas testées. Ses défaillances sont appelées les
défaillances cachées.
IV.2.4 l'équipement d'essai incorporé
(BITE)
On a décrit le BITE dans le chapitre
précédent, dans cette partie on verra le test BITE du
CMC.
Le BITE fournit dans un avion les fonctions suivantes.
-Mise en mémoire des pannes rencontrées en
vol
- La déclaration de l'état des pannes en vol et
au sol
- Les fonctions d'essais incorporées servaient à
isoler les unités défectueuses, la vérification de la
performance spécifiée d'un équipement et les essais au
niveau du système.
IV.2.4.1 BUT DU BITE :
- Aider le technicien à accomplir les taches de
maintenance de l'avion
- L'amélioration de l'efficience des activités
de maintenance.
- Réduction des coûts de maintenance.
- Les simplifications des procédures de maintenance
(technicien).
- En plus faciliter la correction des problèmes en
labo.
IV .2.4.2 ROLE DU BITE :
1- Détecter les conditions de défaillance du
système hôte.
2- Assister le mécanicien lors de l'isolation d'une
défaillance
|
CHAPITRE IV
LA MAINTENANCE DE LIGNE « LINE
MAINTENANCE » DU CMC
|
3- Aider le mécanicien à établir le bon
fonctionnement du système hôte
IV .2.4.3 Diverses classes de
pannes
Les pannes détectées par le système BITE
sont classifiées dans trois catégories (classe 1, 2,3) eu
égard à leur conséquences sur la sûreté et la
disponibilité de l'avion.
Pour une panne donnée, MMEL
« Master Minimum
Equipment List »* (voir
annexe) indique au pilote si l'avion peut continuer de voler ou pas
selon trois catégories :
· GO : l'avion (A/C) peut continuer
de voler sans instruction.
· -GO IF : conditions a respecter
(essais, disponibilité de système, conditions
atmosphériques).
· NO GO : intervention obligatoire
avant la sortie de l'avion en service.
IV .2.4.3.1 1es Pannes de classe 1
Ces pannes sont détectées par les
systèmes, qui peuvent avoir une conséquence opérationnelle
(aspect de sécurité) sur le vol courant. Elles sont
indiquées à l'équipage en vol
· par les messages (niveau 1, 2,3) sur EWD"
Engine/warning display (EWD)
· par des drapeaux sur PFD (primary flight display ou sur
le navigation display (ND) ou sur le SD system display
· par des messages sonores dans le cockpit.
IV .2.4.3.2 1es Panne de classe 2
Ces pannes sont détectées par les
systèmes, qui n'ont pas une conséquence opérationnelle
(aspect de sécurité) sur le vol courant ou sur le suivant vol
mais peut avoir une conséquence si une deuxième panne
apparaît Elles sont indiquées au sol par les rapports de l'ECAM
après l'arrêt des moteurs.
IV.2.4.3.3 1es Panne de classe 3
Ces pannes sont détectées par les
systèmes, qui n'ont pas des conséquences ni sur la
sécurité de l'avion ni sur la disponibilité. Elles
peuvent être corrigées pendant l'opération
programmée de maintenance et elles ne sont pas indiquées à
l'équipage.
Le tableau ci-dessous résume cette classification:
|
CHAPITRE IV
LA MAINTENANCE DE LIGNE « LINE
MAINTENANCE » DU CMC
|
|
Classe1
|
Classe 2
|
Classe 3
|
|
Indication à l'équipage
|
-Message affiché dans le cockpit
-alarmes\ avertissement sur le EWD
-drapeau sur le PFD, ND ou SD
-alarmes locales
|
Lumière clignotante à la fin du vol
|
Pas d'indication à l'équipage
|
|
Expédition Conséquences
|
Entrée du MEL :
GO
GO IF
NO GO
|
Préambule du MEL : GO
|
MEL non applicable
|
|
TRAITEMENT
|
Correction en conformité avec le contenu du MEL
(Délai du temps...)
|
La correction peut être reportée pendant 500 heures
de vol.
|
Aucun temps fixe pour la correction: mais, elle est
recommandée pour améliorer la fiabilité
d'expédition
|
|
Indication à l'équipe
Maintenance
|
Présenté automatiquement à la fin de vol
:
Tirage du rapport de vol le PFR
|
Idem pour classe1
|
Présenté en demande quand il est nécessaire
:
Messages de pannes sur le CMC rapport classe
3
|
IV.2.5 Les tests
Un test a pour but d'assurer le bon fonctionnement de
différents éléments d'un appareil. Son déroulement
peut être divisé en 4 groupes:
Q test spécifique
Q test de démarrage
Q test cyclique (périodique)
Q test du système
|
CHAPITRE IV
LA MAINTENANCE DE LIGNE « LINE
MAINTENANCE » DU CMC
|
IV.2.5.1 le test de démarrage
Ce test est le premier test de sécurité, son but
est d'assurer la conformité avec les objectives de
sécurité.
Il est exécutable seulement au sol après un long
délestage (coupure de courant supérieur à 200ms), sa
durée est en fonction du système qui n'est pas
opérationnel durant le test de démarrage.
Si l'avion est en vol, le test de démarrage est
limité aux quelques pièces seulement pour permettre un retour
rapide de l'opération du système.
Les taches typiques de ce test sont:
-test de microprocesseur
-test de mémoire
-test de l'ARINC et les divers circuits I/O
-test de configuration
IV. 2.5.2 test cyclique
Ce test est effectué en permanence, il ne perturbe pas
l'opération du système
Les taches typiques de ce test sont:
-le test de watchdog (dispositif capable de redémarrer
le microprocesseur si le logiciel échoue).
-le test de RAM
-contrôle permanant, effectue par le programme
opérationnel (ex:l'ARINC 429validité de messages).
IV.2.5.3 test de
système
Le but de ce test est de fournir au personnel de la
maintenance les possibilités de tester les systèmes et les
dépanner.
- peut être effectué après un remplacement
de LRU pour vérifier (contrôler) l'intégrité (qui
est en bon état) du système ou sous-système.
- il est similaire au test de démarrage mais plus
complet, il s'effectue avec le fournisseur de tous les
périphériques.
IV.2.5.4 test spécifique
Le but de ce test est de produire un stimulus aux diverses
commandes tel que les vérin ou les valves, il peut avoir une
conséquence importante sur l'avion (déplacement automatique des
volets ou du bec de bord d'attaque, ventilation du moteur sec).
|
CHAPITRE IV
LA MAINTENANCE DE LIGNE « LINE
MAINTENANCE » DU CMC
|
IV. 3 Test de BITE du CMC
Le CMC peut être affecté par
F Pannes internes
F Pannes d'interfaces
IV.3.1 pannes internes du CMC : les
résultats du BITE associé dirigent depuis les résultats
de contrôle BITE dans le CMC, le software et le
hardware.
A- définition de monitoring
(contrôle) interne du CMC : cette fonction peut
être activée suite à :
Ø Test cyclique
Ø Apres un reset manuel
Ø Après POST Power
On Self Tests
Ø D'autres tests
Le tableau qui suit montre un exemple sur la liste des
composants compliqués dans ces tests
|
Désignation du test
|
Composants internes testés
|
Composants externes testés
|
Durée
|
Condition d'activation
|
|
Cyclique
|
-l'étage de commutation : contrôle la
source de courant
-contrôle de input ARINC d'interface
- test de panne du CMC opposé
- contrôle de output discret
d'interface ....
|
|
|
|
|
Après un reset manuel
|
-contrôle du microprocesseur
-contrôle
d'alimentation de la RAM
|
|
|
|
|
Après POST
|
-conformité du
software/hardware
- contrôle de composants électriques
d'atterrissage
- contrôle de RAM/ EEPROM/EPROM
-auto test du watchdog
|
|
40 s
|
Coupure de courant > 5s et train d'atterrissage
comprimé
|
|
autres tests
|
- erreur du watchdog
-contrôle de inputs discrets
-erreur de la carte ARINC
|
|
|
|
|
CHAPITRE IV
LA MAINTENANCE DE LIGNE « LINE
MAINTENANCE » DU CMC
|
B - structure de message de panne : il
existe deux messages internes du CMC
|
ATA ref
|
Messages
|
Classe de panne
|
Type de panne
(interne /
externe)
|
Détection
|
|
Power up
test
|
Test depuis le MCDU
|
Permanent
|
|
451334
|
CMCi (1TMi)
i = 1 ou 2
|
2
|
INT
|
OUI
|
NO
|
OUI
|
|
451334
|
CMCi (1TMi)
i = 1 ou 2
|
3
|
INT
|
OUI
|
OUI
|
OUI
|
|
451334
|
CMCi (1TMi)
i = 1 ou 2
|
2
|
EXT
|
OUI
|
OUI
|
OUI
|
|
451334
|
CMCi (1TMi)
i = 1 ou 2
|
3
|
EXT
|
OUI
|
NON
|
OUI
|
IV.3.2 définition du contrôle
d'interfaces (bus de réception ARINC)
Input ARINC est contrôlé par le
CMC, à travers les étiquettes de maintenance.
Le CMC accompli le monitoring d'interface
suivant :
Q NO REFRESH (pas de rafraîchissement)
Le NO REFRESH de bus vaut dire la confirmation de l'expiration
du temps correspondant
Le temps limite = le max de
|
CHAPITRE IV
LA MAINTENANCE DE LIGNE « LINE
MAINTENANCE » DU CMC
|
F 5 cycles nominaux de l'étiquette la plus lente de bus
utilisé par le CMC
F 5 secondes minimales
Q INVALIDITY (invalidité)
Les événements ci-dessous sont
considérés comme des invalidités
- le SSM de l'étiquette dans le cas
FW (Failure Warning) ou
FT (Functional Test)
- la donné acquise n'est pas compatible avec
l'étiquette (ex : l'étiquette 126- phase et vols- la
donnée doit être entre 1 et 10).
IV.3.3 structure de message de panne (bus de
réception ARNIC)
Cette structure dépend de l'architecture de
système connecté au CMCs, (un seul
CMC ou les deux) , le tableau
- NO REFRESH détecté par les
deux CMCs : structure de message est comme suit
|
ATA réf
|
messages
|
Classe de panne
|
Type de panne
|
Détection
|
|
Power up test
|
Test depuis le MCDU
|
Permanent
|
|
xxxxxx
|
B (FIN de B)
B=non du périphérique
xxxxxx = ATA n° de périphérique
|
Généra-lement
3 ou 1
|
EXT OU
INT
|
Dépend de la connexion au CMC
|
OUI
|
OUI
|
|
212634
|
AEVC (2HQ)
|
1
|
EXT
|
OUI
|
OUI
|
OUI
|
|
316234
|
DMC2(1WT2)/ DMC3(1WT3)
|
3
|
EXT
|
NON
|
OUI
|
OUI
|
|
231233
|
VHFi (1RCi)
i= 1 ou 2 ou 3
|
1
|
EXT
|
OUI
|
OUI
|
OUI
|
|
261234
|
FDUi (2DGi)
i = 1 ou2 ou3 ou 4
|
1
|
EXT
|
OUI
|
OUI
|
OUI
|
|
304234
|
WHCi (2DGi)
i = 1 ou 2
|
1
|
EXT
|
OUI
|
OUI
|
OUI
|
|
312121
|
CLOCK (2FS)
|
1
|
EXT
|
OUI
|
OUI
|
OUI
|
NOTA :
Dans le cas d'INVALIDITÉ la
structure de message de panne est identique au cas NO REFRESH
indiquée dans le tableau précèdent
IV.3.4 pannes d'interfaces avec les outputs
discrets
|
CHAPITRE IV
LA MAINTENANCE DE LIGNE « LINE
MAINTENANCE » DU CMC
|
Les outputs discrets sont cycliquement contrôlés
par le CMC avec un feedback
|
ATA ref
|
messages
|
Classe de panne
|
Type de panne
|
Détection
|
|
Power up test
|
Test depuis le MCDU
|
Permanent
|
|
451334
|
CMCi (1TMi)
i = 1,2
|
3
|
INT
|
NON
|
OUI
|
OUI
|
IV.3.5 pannes d'interfaces : coupure de
courant
· 1ER CAS : coupure de
courant >5s
La structure de message est la suivante :
|
ATA ref
|
messages
|
Classe de panne
|
Type de panne
|
Détection
|
|
Power up test
|
Test depuis le MCDU
|
Permanent
|
|
240000
|
Interruption de l'alimentation
|
1
|
EXT
|
OUI
|
NON
|
NON
|
· 2éme CAS : coupure de
courant < 5s
Pas de message dans le BITE
· 3éme CAS : reset manuel
Le message de panne identique au 1er cas
· 4éme CAS : étage de
commutation (28 V) (>5s)
La structure de message est comme suit
|
ATA ref
|
messages
|
Classe de panne
|
Type de panne
|
Détection
|
|
Power up test
|
Test depuis le MCDU
|
Permanent
|
|
240000
|
CMCi (1TMi)
Alimentation de commutation
|
3
|
EXT
|
OUI
|
NON
|
NON
|
|
CHAPITRE IV
LA MAINTENANCE DE LIGNE « LINE
MAINTENANCE » DU CMC
|
IV.3.6 contrôle de systèmes de type
3
La structure de message est comme
suit :
|
ATA ref
|
messages
|
Classe de panne
|
Type de panne
|
Détection
|
|
Power up test
|
Test depuis le MCDU
|
Permanent
|
|
xxxxxx
|
B (FIN de B)
B=non du périphérique
xxxxxx = ATA n° de périphérique
|
1 (pour les syst controlés en vol)
2 (pour le contraire)
|
EXT
|
Non
|
NON
|
yes
|
Nota :
· Systèmes contrôlés en
vol comme ICE D1 (ice detector), PAX OXY (oxygène de passagers)
etc ...
· Systèmes non contrôlés en
vol comme GCU EMERGENCY (Generator
Control Unit), APU AFE (APU
Automatic Fire shut down) etc....
IV .4 PRESENTATION DE LA MAINTENANCE EN LIGNE
« LINE MAINTENANCE »
Il en existe trois sortes. Elles sont effectuées dans les
escales ou sur la base de maintenance et concernent l'ensemble de
l'avion.
- visite de transit, après chaque vol
- visite journalière (VJ), toutes les 24 heures
-
visite hebdomadaire ou 'weekly' (S ou W)
Les taches de la maintenance de ligne sont des taches sur la
ligne de vol entre deux vols consécutifs :
· L'identification / Confirmation d'une condition de
défaillance
· L'isolation de la défaillance à 1
unité / composante unique
· Le remplacement de l'unité / composante
défective
· Vérification du Bon fonctionnement du
système rétabli suite à la réparation /
remplacement
|
CHAPITRE IV
LA MAINTENANCE DE LIGNE « LINE
MAINTENANCE » DU CMC
|
· L'exécution des essais de vérification de
fonctionnement du système assujettie au temps disponible /
réglementation de navigabilité aérienne (systèmes
critiques / essentiels au vol).
IV .4 .1 CONFIGURATION DE MAINTENANCE ET
PANNES
On a dit que le CMC est affecté par
· Pannes internes du CMC
· Pannes d'interfaces
Type de panne du CMC
généralement sont des pannes de classe 2 et 3 seulement
Figure IV. 1 : Configuration de maintenance et
pannes du CMC
On a présenté déjà les messages de
pannes du CMC dans la partie BITE TEST du CMC
Les deux tableaux suivants vont les résumer :
Tableau 1
|
CHAPITRE IV
LA MAINTENANCE DE LIGNE « LINE
MAINTENANCE » DU CMC
|
Tableau 2
NOTA : Défaut de
collage
Présence de points figés en permanence au niveau
logique « 0 » ou « 1 ».
IV .4 .2 PARTICULARITES IDENTIFIANTES
IV .4 .2.1 TSD (trouble shooting data):
Le TSD associe chaque défaillance et donne d'autres
informations de son origine.
Pour le CMC, TSD sont composés de 48
digits affichés sur l'écran du MCDU.
Ceci contient deux différents champs (zones) :
1. TSD COMMUN les 12 premiers digits (numéro)
"C"
2. TSD SPECIFIQUE les 36 digits suivants
"S"
NOTA : Le décodage de TSD COMMUN
est obligatoire pour la recherche de panne, il est décrit dans la page
suivante du rapport TSD, Le décodage de TSD SPECIFIQUE il n'est pas
utilisé dans la recherche de panne.
|
CHAPITRE IV
LA MAINTENANCE DE LIGNE « LINE
MAINTENANCE » DU CMC
|
|
CMC 1 XX/XX
TROUBLE SHOOTING DATA
DATE UTC
05 JUN 1209
C C C C C C C C C C C C S S S S S S S S S S S S S S S
S S S S S S S S S
S S S S S S S S S S S S S S S S S S S S S S S S
S S S S S S S S S S S S
DATE UTC
06 JUN 1845
C C C C C C C C C C C C S S S S S S S S S S S S S
S S S S S S S S S S S
S S S S S S S S S S S S S S S S S S S S S S S S
S S S S S S S S S S S S
< RETURN PRINT *
|
TSD
COMMUN
TSD
SPECIFIQUE
Ci-dessous un exemple sur un TSD imprimé :
Figure IV.2 : TSD du CMC
|
CHAPITRE IV
LA MAINTENANCE DE LIGNE « LINE
MAINTENANCE » DU CMC
|
IV .4 .2.1.1 Le décodage de TSD COMMUN
Ne sont pas utilisés (000)
Type de test:
0: pas d'infos
1: auto test
2: test cyclique
4: test opérationel
C1C2C3 C4 C5 C6
C7 C8 C9 C10C11C12
: Type de défaillance :
Initialisation :
0 : pas d'infos
1 : reset manuel
2 : coupure de courant
4 : initi software
8 : test MCDU
0: carte CPU
1: carte ARINC 1
2: carte ARINC 2
3: carte I /O
4: OBRM
5: alimentation
6: commutation
7: software
8: ECSB
E: indeterminé
F: externe
Code
D'erreur :
(Voir les tableaux
Dans les pages suivantes)
OCCURRENCE :
0 : 1
OCCURRENCE
1 : 2
OCCURRENCE
2 : 3 OCCURRENCE
apparition de défaillance :
1 : au sol
2 : en vol
3 : en vol, puis elle disparaît ensuite elle
apparaît au sol
3 : 4 OCCURRENCE
Type de coupure de courant :
O : pas d'infos
1 : T< 200 ms
2: 200 ms< T< 5s
3 : T > 5s en vol
4 : T > 5s en vol
IV.4 .2.1.2 Les tableaux de décodage du code
erreur
Tableau 01
|
CODE ERREUR
(hexa)
|
SIGNIFICATION
|
Cartes concernées
|
classe
|
nature
|
|
01 E
|
--
|
SOFTWARE
|
2
|
INT
|
|
020
|
--
|
SOFTWARE
|
2
|
INT
|
|
021
|
--
|
SOFTWARE
|
2
|
INT
|
|
023
|
--
|
SOFTWARE
|
2
|
INT
|
|
03B
|
Problème pendant la construction de message de
défaillance
|
SOFTWARE
|
2
|
INT
|
|
03C
|
Défaillance de CPU
|
CPU
|
2
|
INT
|
|
03D
|
Défaillance de RAM (parité)
|
CPU
|
2
|
INT
|
|
CHAPITRE IV
LA MAINTENANCE DE LIGNE « LINE
MAINTENANCE » DU CMC
|
Tableau 02
|
CODE ERREUR
(hexa)
|
SIGNIFICATION
|
Cartes concernées
|
classe
|
nature
|
|
226
|
Acq ARINC suivant test de bus BCL2
|
--
|
3
|
EXT
|
|
227
|
Acq ARINC suivant
Le test de bus CPC1
|
--
|
3
|
EXT
|
|
228
|
Acq ARINC suivant le test d'un bus qui n'est pas
utilisé
|
--
|
3
|
EXT
|
|
229
|
Acq ARINC suivant le test de bus DMC EFIS
capt
|
--
|
3
|
EXT
|
|
22A
|
Acq ARINC suivant le test de bus FWC1
|
--
|
3
|
EXT
|
|
22B
|
Acq ARINC suivant le test de bus SDAC1
|
--
|
3
|
EXT
|
|
22C
|
Acq ARINC suivant le test de bus GPSSU1
|
--
|
3
|
EXT
|
IV.4 .2.1.3 Exemple sur le décodage du
TSD
1/2
2/2
|
Jan 21 0430
jan 21 0405
0AA131141000000000000000
0C8034412000000000000000
0000000000000000000000000
000000000000000000000000
|
|
- C1/C2/C3
- C4
- C5
-C6
-C7
-C8
-C9
|
DGO M1, carte I/O
OCCURRENCE 2
I/O carte
Auto test
Reset manuel
T> 5s au sol
Au sol
|
- C1/C2/C3
- C4
- C5
-C6
-C7
-C8
-C9
|
DGO M1, carte I/O
OCCURRENCE 1
I/O carte
Test opérationel
Initi software
T< 200 ms
En vol
|
|
CHAPITRE IV
LA MAINTENANCE DE LIGNE « LINE
MAINTENANCE » DU CMC
|
IV .4 .3 Test rapid
Figure IV.3 : l'accès au test du
CMC
IV .4 .4 Les données
spécifiques
Ne sont pas utilisées dans les recherches standard de
panne
Figure IV.4 : l'accès aux données
spécifiques
|
CHAPITRE IV
LA MAINTENANCE DE LIGNE « LINE
MAINTENANCE » DU CMC
|
IV.4 .5 Le CMC et la MMEL (Master Minimum Equipment List)
idem pour la MEL
Dans la MMEL on a :
- CMC1 GO
- CMC2 GO
Comme il est montré dans la page suivante
« Exemplaire de la MEL du chapitre 45 »
IV.4 .5.1 Les réglementations *(Voir
Annexe)
Les documents suivants doivent être
présentés et lus pendant l'opération de maintenance
TFU Technical Follow Up
SB Service Bulletin
SIL Service Information Letter
IV .4.6 TRUCS DE LINE MAINTENANCE
IV .4 .6 .1 To check (vérifier) dans le
cockpit
vérifier si « <
CMS » (ligne) est affichée sur chaque MCDU
Comme nous montrons l'image :
si non « <
CMS », les cas suivants peuvent être
présentés :
§ panne du CMC1 commande la commutation
automatique ; CMC2 devient défectueux, pas
d'interrupteur inverse envers le CMC1 CMC1 et
CMC2 défectueux.
§ Panne de classe 3 du CMC1 ; la
majorité de fonctions du CMC1 est disponible pas de
commutation envers le CMC2, et la perte du
« < CMS
|
CHAPITRE IV
LA MAINTENANCE DE LIGNE « LINE
MAINTENANCE » DU CMC
|
perte d'un « CMCx »
§ erreur permanente du CMCx
§ possibilité de check « pannes de
CMCx », en utilisant le menu du
CMCy
si les 2 « < CMC1 »
et « < CMC2 » disponibles, mais
« pas de réponse » message sur le MCDU, avec l'un de
CMC une panne permanente du l'un des 2
CMCs.
IV .4 .6 .2 Procédures
Chercher la panne d'un CMC
essayer de déterminer le CMC
master
§ le CMC master n'a pas «
test > »
§ Impression des rapports par Le CMC
master « CMCx printing »
1. Exécuter le scanning au sol «
l'état réel du computer »
2. Puis, Exécuter le ground report
3. Apres, Lire le TSD de différents rapports de vols
4. Ensuite, Exécuter le test
5. Apres, Exécuter une longue coupure de courant (C/B
tirés pendant un temps >5s)
6. Puis, Permuter les CMC pour confirmer
Si le système a un problème fonctionnel,
comparaison d'effets entre les deux CMCs :
si y a pas « < » pour accéder
au système, commuter le CMC vers l'autre
CMC, pour contrôler le fonctionnement identique.
Si le PFR est incomplet, commuter le CMCx
vers le CMCy, et contrôler si les rapports sont
identiques, permuter les CMCs, ensuite contrôler de
nouveau les PFRs.
IV.4 .6.3 Sommaire d'écran du MCDU
|
Information
|
Source sur le MCDU
|
Système
|
|
P/N- S/N- A/C ident
|
LRU IDENT
|
rapport /test ATA 45
|
|
Pannes
stockées
|
§ Post flight report: pervious flights
reports
§ Last leg report : ground report + TSD
associé
|
CMS
rapport /test ATA 45
|
|
Test d'unité
|
System test:
Ground scanning + TSD associé
|
rapport /test ATA 45
|
|
CHAPITRE IV
LA MAINTENANCE DE LIGNE « LINE
MAINTENANCE » DU CMC
|
Figure IV.5 : l'écran du MCDU
IV .4 .6.4 Tous les renseignements utiles à
prélever
Il y a trois types de
renseignements :
Q Nécessaire
Q Nécessaire pour un TS (trouble shooting) rapide et
facile
Q Optionnel
IV.4 .6.1 Nécessaire
§ P/N computer
§ S/N computer
§ Date
§ A/C MSN (Manufacturer " fabricant
" Serial Number)
§ PFR/ TSD
§ Informations de LOG BOOK (livre de vol, ou journal de
bord)
IV.4.6.2 Nécessaire pour un TS dépannage
facile
§ Ground report
§ Recomposable (imprimerie) / non recomposable
§ Confirmation d'élément
|
CHAPITRE IV
LA MAINTENANCE DE LIGNE « LINE
MAINTENANCE » DU CMC
|
- C/B (6>s)
- Ground scanning
- rapport /System test
- Permutation
IV .4.6.3 Optionnel
- TSI (Time Sin ce
Inspection - temps depuis inspection-)
- TSN (Time Since
New- temps depuis neuf-)
IV.5 INSALLATION ET DEMONTAGE DU CMC (1TM1,
1TM2
On a parlé précédemment sur
l'opération de permutation du CMC 1/ (2), mais cette
dernière est une procédure, a des étapes bien
déterminée à les suivre, il faut qu'on sache d'abord
comment installer et démonter le CMC
En utilisant le TSM( Trouble
Shooting Manuel) avec le CMS, pour
trouver les étapes à suivre dans cette opération ;
Autrement dit comment exploiter le TSM et CMS dans la maintenance (comme nous
indique le schéma ci-dessus) :
Figure IV. 6 : schéma présentant
l'utilisation du TSM / CMS
|
CHAPITRE IV
LA MAINTENANCE DE LIGNE « LINE
MAINTENANCE » DU CMC
|
IV.5 .A DEMONTAGE DU CMC (1TM1, 1TM2)
TACHE / TASK 45-13-34-000-801 DEMONTAGE DU CMC
(1TM1, 1TM2)
1- référence d'informations et les informations de
travail depuis le TSM
|
Référence
|
Désignation
|
|
24-41-00-861-801
|
Alimentation des circuits elec de l'avion depuis l'alimentation A
de parc
|
|
45 -10 -00 -610 -804
|
Transmission de configurations avioniques
mémorisées au CMC opposé
|
|
45 -13- 34 -400 -801
|
Installation du CMC (1TM1, 1TM2)
|
|
45 -13- 34 -991 -001 FIGURE 401
|
2- les informations de travail
· montage d'assemblage
· test et matériel de support
· liste des outillages et équipements
3- les étapes de travail
A Alimentation des circuits électrique
de l'avion depuis l'alimentation de parc.
B Configuration d'avion de la
maintenance
Note : vérifier d'abord si
l'accès aux configurations avioniques mémorisées est
possible après faire le transfert de ces configurations au
CMC opposé, être sur que le transfert est fait
avec succès.
(1) être sur que le rapport de CONFIG CHANGE est
disponible (à travers le MCDU).
(2) Transmission de configuration avionique du
CMC 1(2) au CMC 2 (1)
Figure IV.7 : l'accès au CONFIG CHANGE du
CMC
|
CHAPITRE IV
LA MAINTENANCE DE LIGNE « LINE
MAINTENANCE » DU CMC
|
C prend l'accès dans le compartiment
avionique
· Mettre l'accès de la plate-forme dans la
position de la porte- d'accès 811
· Ouvrir la porte- d'accès 811
D Ouvrir, les sauvegardes et les cosses de
ses disjoncteurs (1TM1 ou 1TM2) comme nous montre le tableau des disjoncteurs
suivant :
|
panneau
|
Désignation
|
FIN
|
localisation
|
|
POUR 1TM1
|
|
721 VU
|
CMC1 SWTG
|
4TM1
|
U07
|
|
742 VU
|
CMC1
|
3TM1
|
N72
|
|
POUR 1TM2
|
|
722 VU
|
CMC2
|
3TM2
|
D45
|
|
722VU
|
CMC2 SWTG
|
4TM2
|
W40
|
4- procédures
Figure
IV.8 : démontage du CMC
45 -13
-34 -991- 001 FIGURE 401 (TSM)
|
CHAPITRE IV
LA MAINTENANCE DE LIGNE « LINE
MAINTENANCE » DU CMC
|
4.1 Démonter le
CMC
desserrer les écrous (4)
les écrous inférieurs (4)
tirer le CMC (1) de son boîtier
(3) pour déconnecter les connecteurs électriques
(2)
démonter le CMC (1) de son
boîtier (3)
mettre le capot obturateur dans le déconnecté
des connecteurs électriques
Note : si on démonte le
CMC1 et on transfère les configurations avioniques
mémorisées au CMC2, on peut :
- démonter le CMC 2
- puis, installer le CMC2 à la place
de 1.
IV.5. B INSTALLATION DU CMC (1TM1,
1TM2)
TACHE / TASK 45-13-34-000-801 INSTALLATION
DU CMC (1TM1, 1TM2
1- référence d'informations et les informations de
travail
|
Référence
|
Désignation
|
|
24 -41 -00- 861 -801
|
Alimentation des circuits elec de l'avion depuis l'alimentation
A de parc
|
|
45 -10- 00- 610- 802
|
Transmission du filtre de données de base au
CMC opposé
|
|
45 -10 -00 -610 -803
|
Mettre en service/hors service le filtre du PFR
|
|
45 -10 -00- 610- 806
|
Première mémorisation de configuration avionique
|
|
45 -10 -00 -610 -809
|
Procédure de charger les données de base du
CMC
|
|
45 -10 -00- 740 -801
|
Test de bite du CMC
|
|
45 -10 -00 -750- 801
|
Initialisation du UTC/Date
|
|
45 -10 -00 -860- 825
|
Procédure de prendre l'accès au rapport du
système / test
Page de maintenance
|
|
45 -13 -34 -991- 001 FIGURE 401
|
2- Pour les informations de travail c'est idem au
démontage
3- étapes de travail
A Configuration d'avion de la maintenance
1- Alimentation les circuits électriques de
l'avion
2- être sur que l'accès de la plate-forme est
dans la position de la porte- d'accès 811
|
CHAPITRE IV
LA MAINTENANCE DE LIGNE « LINE
MAINTENANCE » DU CMC
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3- être sur que la porte- d'accès 811est
ouverte.
B soit sur que les
sauvegardes et les cosses des disjoncteurs sont ouvertes (le tableau des
disjoncteurs précédent).
4
procédures
4.1 Installation du
CMC
Nettoyer l'interface de composants et / ou la zone
adjacente
Faire une inspection visuelle de l'interface de composants et
/ ou la zone adjacente
Démonter le capot obturateur depuis les connecteurs
électriques
Etre sur que les connecteurs électriques sont bien
nettoyés et dans une condition correcte
Installer le CMC (1) dans son boîtier.
Pousser le CMC (1) dans son boîtier
(3) pour connecter les connecteurs électriques
Engager les écrous (4) sur les cosses et puis serrer
Etre sur que l'OBRM est correctement installé. Si
n'est pas le cas, pousser l'OBRM jusqu'à ce que le dispositif de
verrouillage est bloqué.
4. 2 Démonter
les barrettes de connexion et les cosses et fermer les disjoncteurs
Pour 1TM13TM1, 4TM1
Pour 1TM2 3TM2, 4TM2
NOTE : Les CMCs
utilisent IDENT A/C depuis LAST LEG. Si on démonte les deux
CMCs, IDENT A/C ne se trouve pas dans l'en tête des
rapports.
4.3 faire le test du
BITE
NOTES :
Si le test montre un message de panne classe 1 relié
au computer modifié pour l'avion par le remplacement du OBRM dans
l'atelier, on doit :
- démonter le computer
- le renvoyer à l'atelier
si l'horloge est défective, on peut
réinitialiser UTC/ DATE dans le MCDU
à travers le MDDU, on peut charger les données
de base (le filtre, sevicing report, rapport de configuration de disquette) et
s'il est nécessaire, d'activer aussi les données de base
à travers ce dernier.
4.4 contrôle
supplémentaire
- suivre la procédure montrée dans le
schéma suivant pour accéder à la page de maintenance.
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CHAPITRE IV
LA MAINTENANCE DE LIGNE « LINE
MAINTENANCE » DU CMC
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- être sur que le P/N indiqué dans la page LRU
IDENT est identique au P/N du computer (indiqué à la face
arrière)
Figure IV.9 : l'accès au LRU
IDENT
5 Fin de taches
A- configuration initiale
1- dans le MCDU, pousser la touche adjacente vers
l'indication RETURN jusqu'à avoir la page de maintenance ½
2- dans le MCDU, mettre le bouton BRT dans
l'état OFF
B- fermeture d'accès
- Etre sur que la zone de travail est propre et
dégager les outils et les autres items
- fermer la porte d'accès 811
- démonter l'accès de la plate-forme.
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