電子飛行操縱系統(tǒng)包含ELAC，SEC，飛行操縱數(shù)據(jù)集中器（FCDC）和垂直加速計(jì)。根據(jù)下面的原理建立EFCS：
1、 冗余和不同
EFCS包含二個(gè)ELAC，三個(gè)SEC，二個(gè)FCDCs和四個(gè)加速計(jì)。ELAC和SEC都能夠完成飛機(jī)的橫滾和俯仰控制。這2個(gè)類型的計(jì)算機(jī)的區(qū)別在于他們的內(nèi)部構(gòu)造，硬件，微處理器的類型，軟件。對于每個(gè)計(jì)算機(jī)類型，控制和監(jiān)控軟件是不同的。
2、 監(jiān)控
按下列步驟完成每個(gè)計(jì)算機(jī)（ELAC，SEC）的監(jiān)控：
監(jiān)控頻道：每個(gè)計(jì)算機(jī)包含二個(gè)物理和電氣分離的通道，一是專用于控制功能，另一個(gè)用于監(jiān)控這些控制功能。這兩個(gè)通道使用不同的數(shù)字流程完成作動(dòng)筒指令信號計(jì)算。監(jiān)控通道一直在比較這些計(jì)算的結(jié)果并在發(fā)生偏差時(shí)禁止信號到達(dá)作動(dòng)筒。
自監(jiān)控能力：每個(gè)通道能夠探測它接收或發(fā)射的重要信號故障，通過測試處理器探測內(nèi)部故障，以及監(jiān)控其內(nèi)部電源。
串話：每個(gè)控制和相關(guān)的監(jiān)控通道經(jīng)數(shù)字總線永久地交換信息，以此鞏固和確認(rèn)從不同的傳感器接收的信息。在沒有活動(dòng)舵面的情況下，自動(dòng)的電源接通和壓力接通安全測試執(zhí)行。
3、 安裝
安裝應(yīng)考慮下面的原理：
導(dǎo)線安裝：特定的接頭用于EFCS。
電路1 用于由應(yīng)急電源供電的項(xiàng)目，電路2 用于正常電源供電的項(xiàng)目?？刂菩盘栐谕稴 發(fā)送，監(jiān)控信號在通路M 發(fā)送。將暴露在發(fā)動(dòng)機(jī)氣流的部分，在正常的和偏離路徑間的FCS 鋼索分開。
雷擊保護(hù)：在暴露的區(qū)域，將導(dǎo)線安裝在金屬屏蔽中-對于每個(gè)信號，導(dǎo)線是扭曲的。在暴露的區(qū)域中信號的接地不能達(dá)到。與副翼有關(guān)的導(dǎo)線處于前緣反之與擾流板有關(guān)的導(dǎo)線處于后緣。如果在暴露區(qū)域布置相關(guān)的導(dǎo)線，計(jì)算機(jī)的輸入包含低通濾波器和超壓保護(hù)。
4、控制器法規(guī)
根據(jù)飛行操縱和飛行增益系統(tǒng)和他們的外圍設(shè)備的完整性，可以使用下面所列的不同的操縱法則和有關(guān)的保護(hù)。他們在計(jì)算機(jī)執(zhí)行。如：
（1）橫滾控制法則
（a）橫滾正常法則
這就是根據(jù)優(yōu)先權(quán)邏輯，通過結(jié)合的側(cè)桿控制器，對副翼擾流板表面 2到5和方向舵的組合控制。在飛行中，它完成橫滾率的控制和限制，提供最多33度轉(zhuǎn)彎角的中立旋轉(zhuǎn)穩(wěn)定性，協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎和荷蘭滾阻尼。所需的增益取決于地面/飛行狀態(tài)，空速和構(gòu)型。在地面上它提供在側(cè)桿控制器角和副翼和擾流板偏轉(zhuǎn)之間的固定關(guān)系。機(jī)械地從踏板或從配平電門也能直接地控制方向舵。方向舵偏轉(zhuǎn)受空速限制。
（b）橫滾直接法則
這就是根據(jù)優(yōu)先權(quán)邏輯，通過結(jié)合的側(cè)桿控制器，對副翼和擾流板表面2 到 5 的控制。它使用取決于該構(gòu)型的增益完成上表面角度的控制。
（c）備用偏航控制
這就是通過踏板或配平電門，輔以使用取決于構(gòu)形的增益的有限授權(quán)荷蘭滾阻尼功能，對方向舵的直接控制。方向舵偏轉(zhuǎn)受空速限制。
（2）俯仰控制
（a）俯仰正常法則
這就是根據(jù)優(yōu)先權(quán)邏輯，通過結(jié)合的側(cè)桿控制器，對升降舵和 THS 的組合控制以達(dá)到荷載系數(shù)控制。所需的載荷系數(shù)和俯仰率反饋，可變增益取決于地面/飛行狀態(tài)，無線電高度，空速和構(gòu)型。它包含一個(gè)無法由機(jī)組人員超控的高迎角保護(hù)和負(fù)載系數(shù)限制，及一個(gè)超速保護(hù)。在地面上，它提供在側(cè)桿控制器角和升降舵偏轉(zhuǎn)之間的固定關(guān)系。
（b）俯仰備用法則
這就是根據(jù)優(yōu)先權(quán)邏輯，通過結(jié)合的側(cè)桿控制器，對升降舵和 THS 的控制（如可工作）以達(dá)到荷載系數(shù)控制。它使用有限授權(quán)載荷系數(shù)和俯仰率反饋及增益取決于構(gòu)型。它包含一個(gè)無法由機(jī)組人員超控的負(fù)載系數(shù)限制和備用保護(hù)。
（c）俯仰直接法則
這就是根據(jù)優(yōu)先權(quán)邏輯，通過結(jié)合的側(cè)桿控制器，以一個(gè)取決于構(gòu)形的增益，對升降舵角的控制?？赡芙?jīng)由THS的機(jī)械操縱完成俯仰配平。
（3）減速板操縱
這就是通過減速板手柄對擾流板表面2到4的位置的控制。
（4）地面擾流板操縱
這就是在接地時(shí)自動(dòng)完全展開所有擾流板表面。
（5）襟翼和縫翼控制器的概述
（a）襟翼操縱
在每個(gè)機(jī)翼上通過一個(gè)內(nèi)側(cè)襟翼和一個(gè)外側(cè)襟翼完成。
（b）縫翼控制器增升裝置
5、國內(nèi)外研究現(xiàn)狀
目前，在民用飛將軍電傳飛行控制領(lǐng)域，波音空客處于領(lǐng)先地位，它們在飛行控制計(jì)算機(jī)結(jié)構(gòu)上都有自己的特點(diǎn)。波音777電傳飛行控制系統(tǒng)中包括主飛行計(jì)算機(jī)（PFC），每臺計(jì)算機(jī)又包括3條通路，這3條通路的硬件非相似但軟件相同。
每條通路在運(yùn)行周期中具有不同的功能，而且這些功能在上電后是循環(huán)確定的。表決技術(shù)被用來檢測各通路間的差異或不一致，而且對于不同類型的數(shù)據(jù)，比較技術(shù)有所變化。PFC與4個(gè)作動(dòng)器控制電子（ACE）單元之間的通訊通過多路ARINC629飛行控制數(shù)據(jù)總線來實(shí)現(xiàn)，ACE單元直接驅(qū)動(dòng)飛行控制作動(dòng)器。一個(gè)獨(dú)立的飛行控制直流電系統(tǒng)為飛行控制系統(tǒng)供電。
在空客飛行控制計(jì)算機(jī)系統(tǒng)結(jié)構(gòu)中的5臺主計(jì)算機(jī)中，3臺式主飛行控制計(jì)算機(jī)，2臺是輔飛行控制計(jì)算機(jī)，每臺計(jì)算機(jī)包括命令和監(jiān)控兩部分，分別加載了不同的軟件。主/輔計(jì)算機(jī)具有不同的體系結(jié)構(gòu)，非相似的硬件與非相似的軟件。輔助計(jì)算機(jī)輸出到副翼、升降舵和方向舵的指令僅作備份使用。電源與信號通路之間是隔離的。
電傳飛行控制系統(tǒng)是民用飛機(jī)發(fā)展的重要里程碑，它可以減輕飛行員的工作負(fù)擔(dān)，提高乘坐的舒適性，優(yōu)化飛機(jī)設(shè)計(jì)。世界各大航空制造廠商都從電傳飛行控制系統(tǒng)改善飛機(jī)效能及增強(qiáng)市場商業(yè)競爭能力，并取得了巨大成功。在我國民用飛機(jī)電傳飛行控制系統(tǒng)的設(shè)計(jì)中，應(yīng)充分考慮系統(tǒng)的先進(jìn)性、安全性、經(jīng)濟(jì)性與可擴(kuò)性。
我國已經(jīng)啟動(dòng)了大型民用飛機(jī)研制項(xiàng)目，目前國產(chǎn)C919型民用客機(jī)也將采用電傳飛行控制系統(tǒng)。為了更好地保障型號研制工作的順利進(jìn)行，應(yīng)不失時(shí)機(jī)地大力推進(jìn)民用飛機(jī)電傳飛行控制技術(shù)的研究，提高自主研發(fā)的水平，開發(fā)出具有自主知識產(chǎn)權(quán)的產(chǎn)品。
6、飛機(jī)電傳飛控制系統(tǒng)的發(fā)展趨勢
電傳飛控的一個(gè)主要關(guān)注點(diǎn)是可靠性，余度電傳操作系統(tǒng)就是引入多重（套）系統(tǒng)來執(zhí)行同一指令，完成同一項(xiàng)工作任務(wù)，也稱余度系統(tǒng)。在余度系統(tǒng)中各個(gè)部分都具有故障監(jiān)控和信號表決能力，一旦系統(tǒng)或系統(tǒng)中的某一部分出現(xiàn)故障，系統(tǒng)本身具有故障隔離和自動(dòng)切除故障信號的能。當(dāng)系統(tǒng)中出現(xiàn)一個(gè)或多個(gè)故障時(shí)，系統(tǒng)則具有組織余下的完好部分，能夠繼續(xù)完成相應(yīng)的工作，使系統(tǒng)具有故障安全或雙故障安全的能力。目前電傳操作系統(tǒng)大多采用具有雙故障/工作能力的余度系統(tǒng)。
四余度電傳操作系統(tǒng)全稱應(yīng)該叫做三軸四余度數(shù)字式電傳主動(dòng)控制系統(tǒng)，所謂的三軸是指俯仰軸、橫滾軸、偏航軸，四余度是指三條數(shù)字信道和一條用來備用仿真式信道。電傳操作系統(tǒng)除了用四余度技術(shù)而獲得了較高的可靠性外，還具有很大優(yōu)點(diǎn)。
余度電傳控制技術(shù)在西方國家已經(jīng)發(fā)展成熟，余度電傳操作系統(tǒng)設(shè)計(jì)可使系統(tǒng)可靠性大大提高，這種可靠性的提高除了增加飛行操作系統(tǒng)本身結(jié)構(gòu)可靠性外，還可以排除像維修疏忽、自然界的影響或是飛行中機(jī)務(wù)人員或乘客的動(dòng)作之類的因素造成的不可預(yù)知的故障影響。電傳操作系統(tǒng)的重要性在于打破了飛機(jī)設(shè)計(jì)中需要保持靜穩(wěn)定性的布局，目前世界各國已經(jīng)將電傳操作系統(tǒng)做為一個(gè)基本的主操作系統(tǒng)，在此基礎(chǔ)上只要再增加一些其他功能的線路，就可以實(shí)現(xiàn)主動(dòng)控制技術(shù)的各種功能。
A320系列飛機(jī)飛控系統(tǒng)的核心是電控液壓作動(dòng)，主要是通過計(jì)算機(jī)的控制實(shí)現(xiàn)的。電控的原理：
飛行員的操縱輸人轉(zhuǎn)換為電信號傳到助力器的液壓伺服活門，控制液壓傳動(dòng)舵面的飛行主操縱系統(tǒng)稱為電傳操縱系統(tǒng)。操縱時(shí)，飛行員的操縱輸人轉(zhuǎn)換為電信號傳到助力器的液壓伺服活門，控制液壓動(dòng)作筒傳動(dòng)舵面電傳操縱系統(tǒng)是在操縱，信號電力傳遞中結(jié)合飛行控制計(jì)算機(jī)，飛行控制計(jì)算機(jī)接受操縱信號或自動(dòng)駕駛儀的信號等，經(jīng)過處理后向液壓助力器發(fā)出操縱指令傳動(dòng)舵面偏轉(zhuǎn)，而助力器的傳動(dòng)位移和飛機(jī)狀態(tài)信號的響應(yīng)又反饋給計(jì)算機(jī)，使其發(fā)出的操縱指令與操縱信號和飛行狀態(tài)相適應(yīng)。
A320飛機(jī)上有7臺飛行控制計(jì)算機(jī)，包括2臺升降舵副翼計(jì)算（ELAC）、3臺擾流板升降舵計(jì)算機(jī)（SEC）和2臺飛行增益計(jì)算機(jī)（FAC）。ELAC提供了對飛機(jī)升降舵、水平安定面及副翼的正常控制。SEC提供了對擾流板、升降舵和水平安定面的備用控制。FAC提供了對方向舵的控制， 在飛行員側(cè)向壓桿時(shí)，F(xiàn)AC 向方向舵助力器發(fā)出控制信號， 使方向舵偏轉(zhuǎn)，實(shí)現(xiàn)飛機(jī)的協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎。增加了2臺飛行操縱數(shù)據(jù)計(jì)算機(jī)（FCDC），F(xiàn)CDC從ELAC和SEC獲得數(shù)據(jù)并將數(shù)據(jù)送至電子儀表系統(tǒng)（EIS）和中央故障顯示系統(tǒng)（CFDS）。
A320系列飛機(jī)采取多冗余度設(shè)計(jì)，同樣A320系列飛機(jī)的飛控計(jì)算機(jī)也是采用多余度的，在A320系列飛機(jī)上有7臺飛行控制計(jì)算機(jī)， 包括2臺升降舵副翼計(jì)算（ELAC）、3臺擾流板升降舵計(jì)算機(jī)（SEC）和2臺飛行增益計(jì)算機(jī)（FAC）。
ELAC提供了對飛機(jī)升降舵、水平安定面及副翼的正?？刂啤EC提供了對擾流板、升降舵和水平安定面的備用控制。FAC提供了對方向舵的控制， 在飛行員側(cè)向壓桿時(shí)， FAC 向方向舵助力器發(fā)出控制信號， 使方向舵偏轉(zhuǎn)， 實(shí)現(xiàn)飛機(jī)的協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎。增加了2臺飛行操縱數(shù)據(jù)計(jì)算機(jī)（FCDC），F(xiàn)CDC從ELAC和SEC獲得數(shù)據(jù)并將數(shù)據(jù)送至電子儀表系統(tǒng)（EIS）和中央故障顯示系統(tǒng)（CFDS）。
對每個(gè)舵面的控制至少有兩臺計(jì)算機(jī)，兩臺計(jì)算機(jī)的功能一樣，當(dāng)一臺計(jì)算機(jī)故障時(shí)，另一臺計(jì)算機(jī)會代替故障的計(jì)算機(jī)完成其功能，從而不影響飛機(jī)的操作。提高了飛機(jī)的安全性。
當(dāng)某臺計(jì)算機(jī)出現(xiàn)故障時(shí)，會在電子儀表系統(tǒng)EIS（上ECAM頁面顯示警告信息），并且中央故障顯示系統(tǒng)（CFDS）上留有故障信息及故障代碼。維修人員可以通過故障代碼參考手冊去排除故障。但由于加入了太多的計(jì)算機(jī)和電子元件，其穩(wěn)定性不高，經(jīng)常會出現(xiàn)一些假故障，或時(shí)有時(shí)無的故障，給排故工作增加了難度。對于計(jì)算機(jī)類個(gè)故障可以分為兩類一類是穩(wěn)定的計(jì)算機(jī)故障，另一類是時(shí)有時(shí)無的不穩(wěn)定故障。
1、穩(wěn)定的計(jì)算機(jī)故障
對于穩(wěn)定的計(jì)算機(jī)故障處理比較簡單，當(dāng)計(jì)算機(jī)故障時(shí)根據(jù)CFDS讀取的故障信息參照空客的維護(hù)手冊通過CFDS系統(tǒng)做測試確認(rèn)是否是計(jì)算機(jī)故障，測試未通過，參照空客維護(hù)手冊更換故障的計(jì)算機(jī)，更換后再通過CFDS系統(tǒng)做相應(yīng)的測試，測試通過故障排除
案例1：ELAC計(jì)算機(jī)故障
2013年11月25日，某架飛機(jī)地面檢查發(fā)現(xiàn)E/C ：F /CTL ELAC1 FAULT信息。這個(gè)信息表明是飛行控制系統(tǒng)的ELAC1號計(jì)算機(jī)故障，查看CFDS系統(tǒng)有ELAC1的信息。參照TSM27-93-00-860-082-A 排故程序重置ELAC1電門，若重置后故障沒有消失，更換ELAC1計(jì)算機(jī)。更換ELAC1后做EFCS地面掃描，掃描正常故障排除。最終是更換了ELAC1計(jì)算機(jī)后排除故障。由此可見此類計(jì)算機(jī)的故障明確容易判斷，容易排除。
翼尖剎車故障：
某架飛機(jī) ECAM警告F/CTL FLAPS LOCKED或F/CTL SLATS LOCKED不能放行飛機(jī)。
分析原因：
（1）每側(cè)大翼翼尖各有一個(gè)襟翼 WTB以及一個(gè)縫翼 WTB，每個(gè) WTB作動(dòng)器各有兩個(gè)電磁閥，分別受 SFCC1、2控制，驅(qū)動(dòng)的液壓源也不同，縫翼 WTB兩邊均由藍(lán)、綠系統(tǒng)驅(qū)動(dòng)，左大翼襟翼 WTB由黃、綠液壓系統(tǒng)驅(qū)動(dòng)，右大翼襟翼 WTB由綠、蘭液壓系統(tǒng)驅(qū)動(dòng)。
（2）翼尖剎車作動(dòng)器安裝在襟 /縫翼傳動(dòng)軸的末端，當(dāng) SFCC探測到相關(guān)故障時(shí)，作動(dòng)器內(nèi)的線圈通電鎖住系統(tǒng)。
（3）導(dǎo)致翼尖剎車作動(dòng)有4種故障原因：
（a）ASYMMETRY（不對稱）：左右 APPU比較；
（b）RUNAWAY（分離）：APPU與 FPPU之間比較；
（c）OVERSPEED（超速）：APPU探測到速度太大；
（d）UNCOMMANDED MOVEMENT（非指令移動(dòng)）。
（4）正常情況下當(dāng)一部 SFCC探測到上述故障情況時(shí)，就會向另一個(gè) SFCC計(jì)算機(jī)發(fā)出一個(gè) “WTB ARM”信號來確認(rèn)故障，當(dāng)故障被兩部 SFCC計(jì)算機(jī)確認(rèn)后，且相關(guān)的液壓存在就會實(shí)施鎖定。如果第二部 SFCC計(jì)算機(jī)沒有探測到故障，則認(rèn)定第一步計(jì)算機(jī)故障，會給出相關(guān)的故障信息。
（5）如果一部 SFCC故障，另一部 SFCC就會自動(dòng)接收到 “WTB ARM”信號，只有好的 SFCC探測到故障就會實(shí)施翼尖剎車。
解決方案：
（1）出現(xiàn)警告時(shí)可以先進(jìn)行 WTB的復(fù)位（對于襟翼參考 AMM TASK 27-50-00-869-006，對于縫翼參考AMM TASK27-80-00-869-004），復(fù)位時(shí)，注意程序中要求的斷開 FAC的跳開關(guān)。
（2）使用電瓶啟動(dòng) APU時(shí)可能會出現(xiàn) ECAM警告F/CTL FLAPS LOCKED和/或F/CTL SLATS LOCKED，同時(shí)WTB激活，這時(shí)需執(zhí)行 WTB復(fù)位和 SFCC的BITE測試，根據(jù)測試結(jié)果再排故（參考 TSM TASK 27-51-00-810-849、TSM TASK 27-81-00-810-834及TFU 27.51.34.026）。
（3）注意不能在發(fā)動(dòng)機(jī)啟動(dòng)時(shí)同時(shí)復(fù)位兩部 SFCC。
2、不穩(wěn)定的計(jì)算機(jī)故障
對于時(shí)有時(shí)無的故障處理比較復(fù)雜，難點(diǎn)主要是在故障源的判斷上。因?yàn)檫@種故障時(shí)有時(shí)無反復(fù)出現(xiàn)，通過一次的測試結(jié)果不能確保其始終保持在正常狀態(tài)下，對故障源的判斷不能一次確認(rèn)。
對于此類故障通常采用串件的方式來確認(rèn)故障。即將多次出現(xiàn)故障信息而測試正常的計(jì)算機(jī)與另一套或領(lǐng)一架飛機(jī)工作正常的計(jì)算機(jī)對倒。若故障轉(zhuǎn)移則可以確認(rèn)故障源。故障源確認(rèn)后故障排故就很簡單了。剩下的就和正常的排故方法一樣了。
案例2：襟翼傳感器故障
CFDS故障信息：
1、 FLP LH PROX SNSR 1 37CV OR LGCIU 1；
2、 FLP RH PROX SNSR 1 38CV OR LGCIU 1；
3、 FLP LH PROX SNSR 2 39CV OR LGCIU 2 ；
4、 FLP RH PROX SNSR 2 40CV OR LGCIU 2有時(shí)會觸發(fā) ECAM維護(hù)信息 SFCS。
分析原因：
襟翼內(nèi)聯(lián)支柱的兩端分別連接到內(nèi)外側(cè)襟翼，當(dāng)內(nèi)外側(cè)襟翼運(yùn)動(dòng)不一致時(shí)，內(nèi)聯(lián)支柱上的傳感器與標(biāo)靶相對外置發(fā)生改變，襟翼傳感器給 LGCIU發(fā)出“TARGET FAR”信號， LGCIU將該信號處理后傳給 SFCC，SFCC控制襟翼 PCU停止工作并給出警告。
解決方案：
（1）排故參考TSM TASK 27-51-00-810-810或 27-51-00-810-810。
（2）維護(hù)經(jīng)驗(yàn)表明，故障原因中線路可能性較大，排故時(shí)建議串走 SFCC和襟翼傳感器，并側(cè)重檢查線路。
飛行增穩(wěn)計(jì)算機(jī)（FAC）故障
計(jì)算機(jī)故障的ECAM警告： FAC1 FAULT、FAC2 FAULT、FAC1+2 FAULT。
功能失效的ECAM警告： YAW DAMPER 1、YAW DAMPER 2、YAW DAMPER SYS；RUD TRIM 1 FAULT、RUD TRIM 2 FAULT、RUD TRIM SYS；RUD TRV LIM 1、RUD TRV LIM 2、RUD TRV LIM SYS。
遇到此類故障時(shí)，首先可以嘗試復(fù)位駕駛艙頭頂板上 FAC1/2電門，或者復(fù)位 FAC1/2跳開關(guān)來復(fù)位系統(tǒng)。
分析原因：
（1）飛行增穩(wěn)系統(tǒng)的主要部件有： 2部 FAC，2個(gè)偏航阻尼作動(dòng)筒、 2個(gè)方向舵配平作動(dòng)筒、 1個(gè)方向舵行程限制組件（內(nèi)有 2個(gè)馬達(dá)）和 1個(gè)方向舵配平控制面板。
（2）FAC有兩個(gè)主要功能：
（a）方向舵控制功能：包括偏航阻尼、方向舵配平、方向舵行程限制。正常情況下， FAC1主用，控制相應(yīng)的作動(dòng)筒， FAC2備份。脫開駕駛艙頭頂板 FAC電門，該功能即失效。
（b）包線保護(hù)功能：包括性能速度計(jì)算、迎角平臺探測、風(fēng)切變探測、低能量警告。此時(shí) FAC1、FAC2不分主、從關(guān)系，獨(dú)立工作。脫開駕駛艙頭頂板 FAC電門，該功能仍然有效。
解決方案：
（1）該系統(tǒng)存在作動(dòng)筒內(nèi)部電磁活門線圈阻值減小或斷路導(dǎo)致 FAC計(jì)算機(jī)損壞的可能，在對 FAC與作動(dòng)筒接口的 CFDS信息排故時(shí)，應(yīng)參考相應(yīng)的 TSM程序，并注意其中線路測量阻值的要求，如：
（a）CFDS信息FAC1（2）/YD ACTR1 3CC1（2），排故時(shí)應(yīng)測量偏航阻尼作動(dòng)筒電磁活門與線路的阻值，如果小于 40歐姆，作動(dòng)筒內(nèi)部或線路則存在接地可能，應(yīng)先對此排故，檢查線路或更換作動(dòng)筒，否則換上 FAC會導(dǎo)致 FAC的損壞；
（b）CFDS信息 FAC1（2）/RT ACTR 10CC、FAC1（2）/RTL ACTR 4CC，排故時(shí)也應(yīng)有測量要求，應(yīng)確保作動(dòng)筒電子組件與線路的阻值大于 70歐姆。
（2）為不影響放行，串換件時(shí)注意：
FAC1時(shí)，考慮到備件有零裝機(jī)件或流氓件的可能，建議先對串 FAC1、2，然后再更換 FAC2； 串件判斷故障時(shí)，應(yīng)將懷疑故障的 FAC1與其它飛機(jī)的 FAC2對串。
通過對A320系列飛機(jī)飛控系統(tǒng)故障的案例分析使我了解到。對于一個(gè)故障的排除重要的關(guān)鍵因素是要找到故障源。那么這就需要我們有扎實(shí)的系統(tǒng)基礎(chǔ)知識，對系統(tǒng)的部件和工作原理要了解透徹，能靈活運(yùn)用各種排故手冊，還有有豐富的實(shí)作經(jīng)驗(yàn)。
通過對A320系列飛機(jī)的飛控系統(tǒng)的學(xué)習(xí)了解和多年的各種經(jīng)驗(yàn)，對A320系列飛機(jī)飛控系統(tǒng)的常見故障進(jìn)行分析和總結(jié)，分享經(jīng)驗(yàn)。對故障案例進(jìn)行全面深入的剖析有助于維修人員在日常的維護(hù)中，增加系統(tǒng)知識提高工作效率。遇到故障時(shí)能夠思路清晰，快速準(zhǔn)確的判斷故障找出故障源，進(jìn)一步提高排故能力。對于航空公司而言，縮短了排故時(shí)間，節(jié)約航材，減少維護(hù)成本提高了飛機(jī)可用率。
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