737NG机型2016全新题库(有解释)_百度文库
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737NG机型2016全新题库(有解释)
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备用防滞刹车系统工作时可提供保护.当_______时.自动刹车选择活门在0FF位且自动刹车解除预位灯会亮.防滑保护和锁轮保防滑保护护自动刹车压力控制自动刹车压力控制组件内的电磁活门组件内的伺撮活门的压力电门感觉压的压力电门感觉压力小于l0OOpsi力小于10OOpsi触地保护和锁轮保护自动刹车压力控制组件内的电磁活门的压力电门感觉压力大于1000psi当一个轮速传感器失效时，自动刹车系统不受影响对于正常防滞系统，轮速信号来自每个机轮的轮速对于备用防滞系统，轮速信号来自每个机轮的轮速失效每侧主起落架的两个机轮轮速的平均值每侧主起落架的两个机轮轮速的平均值功能降级每侧主起落架的两个机轮轮速最大的值每侧主起落架的两个机轮轮速最大的值防滞控制组件位于：左抡舱右抡舱前设备舱可用于人工刹车和仅应用于正常人工刹防滞刹车功能只应用于自动刹车自动刹车车和自动刹车可以使用自动刹车飞行中,\但不能超过减速率不允许使用自动刹使用人工刹车仍然具着陆后\车有防滞保护飞行中,选定了自动刹车所提供的飞机刹车的某个减速率;减速率不随反喷变着陆后飞机的减速率不变化刹车压力不变飞行中,自动刹车选择电门选择了一个减速率以后,关于\该灯应亮1到2秒钟该灯应亮1到2秒钟,灯,你认为哪种说法后熄灭,说明系统该灯保持熄灭,表如不亮,说明自动刹正确自检合格明系统工作正常车系统有故障仅剩A系统时，自动刹车C在备用方式须先将自动刹车电门选择到“OFF”,再作人工刹车要超控自动须将自动刹车电门作动任一刹车脚蹬动任一刹车脚蹬3秒刹车选择到“OFF”3秒延时后延时后自动刹车系统解除自动刹车系统解除预位,自动刹车选预位,自动刹车选自动刹车系统解除预如果在起飞前将自动择电门自动跳至择电门保留在RTO位,自动刹车选择电刹车选择在RTO位,起OFF位,\位,\门保留在RTO位,\飞后,自动刹车将预位\\车解除预位\失去正常可用如果自动刹车系统能够正常工作,着陆后60KT它可以使飞机最小减速到80KT45KT设置停留刹车时空下列何种情况“停留刹车电门和活地系统出现故障而ANTISKIDINOP”灯不门位置不一致超过不能感受飞机的地会亮3秒面状态空中设置停留刹车下列何种情况会抑制自动刹车选择到“RTO”模式（即自测试失败）防滞系统工作正常轮速大于60节飞机处于地面状态下列哪种情况无法解撤去A液压系统压除自动刹车力人工踩脚蹬作动刹车收回扰流板手柄当飞机在地面大于一当自动刹车选择电当推油门杆并且飞定速度时，RTO将被门扳至“RTO”位机速度达到88节抑制，以防止冲出跑时，系统会自测试时，系统预位道下面关于“RTO”说法错误的是下面哪些部件与自动刹车系统无关自动刹车控制组件轮速传感器下面哪些与刹车防滞系统无关着陆期间,自动刹车选择了一个减速率;着陆后,自动刹车何时开始施加刹车压力自动刹车面板上减速率选择有一个是“RTO”，它的意思是自动刹车选择电门转动到\五个位之一,则自动刹车系统:速度刹车预位电门轮速储压器压力空地逻辑转换为地右主起落架上的\面，两个推力手柄都空/地\在\\机组拉反推手柄时始加速转动后空速中断起飞减速板预位反推开始实施刹车进行自检,正常后处于等待状态处于预位状态自动刹车有几个减速率可供选择4假如只有2号电动马达驱动泵（EMDP）工作并且停留刹车刹刹车压力由储压器住：提供。56刹车压力通过正常刹车计量活门供给刹车压力由A液压系。统提供。如何确定停留刹车已停留刹车手柄在拉刹好起的位置停留刹车警告灯亮脚蹬处于踩下的状态下列关于停留刹车描述正确的是在测试停留刹车系统时，发现停留刹车工作时刹车压力下降太快，下面哪种说法是错误的在进行正常刹车时,停留刹车关断活门应处于________位置.正常情况下，当中央控制台上的停留刹车灯熄灭时，表明只能使用刹车储压作动时将关闭A和B器压力系统的回油路和刹车脚蹬没有关系正常刹车计量活门储压器预充压力可回油系统可能有渗停留刹车关断活门可能太低漏能有渗漏 关闭打开 打开或关闭停留刹车已作动停留刹车关断活门已打开停留刹车系统已预位停留刹车手柄作动的停留刹车电门停留刹车关断活门受什么部件的控制AACU刹车脚蹬的位置关于停留刹车说法正关断正常刹车的回关断备用刹车的回关断正常和备用刹车确的是油路来实现油路来实现的回油路来实现 如果轮胎的中心区域磨损比较厉害轮胎充气压力过大轮胎充气压力过小刹车过度更换磨损比较厉害的轮胎时，下面哪种说为防止损伤轮轴，必须按照规定的力为节省时间，拆卸前法是错误的需要使用轴套矩拧紧螺帽轮胎也可以不用放气下面那些不是主轮的部件释压活门热融塞充气活门释压活门370-450PSI时释放轮胎充气时要使用减压前轮说法不对的是压力阀热融塞在380F时融化轮胎和轮毂上的一条标记线是用来平衡标志错动标记表明为高压轮胎如果轮胎的胎缘区域磨损比较厉害轮胎充气压力过大轮胎充气压力过小滑行时转弯太急 使用方向舵脚蹬或转弯手轮的最大转弯角度是:士7°或±78°±78°或±7°都是士90° 手轮转弯机构和脚蹬转弯机构是通过 转弯计量活门内的旁通活门离合曲柄机构连接液压油路连接在拖飞机时连通转弯作动筒两端,防保持前轮不转弯时止其损坏处于中立位置钢索连接拖飞机时通过插入转弯锁销旁通A系统压力到回油当飞机机头被顶起，前起落架镜面完全伸出时，测试前轮转弯，会发现内筒的长度会随转弯角度的变转弯作动筒作动的化而变化，这是因为结果定中凸轮的影响当飞机起飞离地后，转弯作动筒前轮定中是靠内筒里面气体和液体流动的结果定中作动筒定中凸轮当机组反映飞机滑行时有一定角度的偏行时，下面说法中不正可能是前轮转弯计可能是前轮轮胎压确的是量活门有问题力有问题左转弯作动筒伸，当前轮转弯向左转动左转弯作动筒伸，右转弯作动筒先缩时右转弯作动筒缩后伸反馈随动钢索作动反馈传感器给出位当前轮转弯转到要求加法连杆使计量活置信号，液压控制的角度时门回到中立位，作组件关断液压，作动筒停止运动动筒停止运动当前起落架上下扭力臂连接螺杆和衬套磨损到一定程度时，下前轮定中可能出现起飞收起落架时前面说法不正确的是问题轮可能抖动可能是停留刹车活门有问题左转弯作动筒先伸后缩，右转弯作动筒缩作动筒内部位置反馈机构切断液压，停止运动地面滑行时可能偏斜当液压系统完全失效由于有钢索连接，只可以使用脚蹬转时转弯功能正常弯功能转弯功能完全失效当作动前轮转弯旁通活门时驾驶舱有音响提示驾驶舱有信息提示驾驶舱无任何指示对前轮转弯机构调节时，下面哪个工具是不需要的钢索张力计校装销量角器前轮转弯系统的作动压力来自A系统前轮转弯系统是电传系统B系统电控机械作动系统A和B系统都可以机械和液压作动系统如果A系统增压，当从前轮转弯拖行关断活门拆下锁定销时，应如何防止人员受保持前起落架周围使2号发动机驱动泵伤？没有障碍物。戴上结实的手套。（EDP）减压。如果同时使用转弯手轮和方向舵脚蹬,则手轮超控脚蹬在转弯角度小于7度时,脚蹬超控手轮脚蹬超控手轮飞机在地面，A,B系统油量正常时如何将前轮转弯正常系统转换为备用系统作动备用电门什么信号触发手轮转弯机构和脚蹬转弯机构的连接空地信号正驾驶和副驾驶都下列关于前轮转弯系可以通过手轮控制统叙述正确的是前轮转弯B液压系统释压拔跳开关脚蹬信号液压压力信号测试前轮转弯需要模拟发动机运转状态前轮转弯位置反馈完全是机械系统当机长或副驾驶的在什么时候,方向舵当右主起落架的空无线电高度表的高脚蹬不再控制前轮转/地电门转换到\度达到10英尺以上弯中\时 起落架没有放下和锁定。哪种情况着陆襟翼大于25个单襟翼不在收上位，警告喇叭可能被抑位，并且油门杆收但小于19个单位，制！回。并且油门杆收回。起落架和起落架手空/地安全传感器 起落架指示灯根据柄的位置及推力手和起落架手柄的位什么亮或灭柄的位置置程当起落架绿色指示灯亮，表明起落架放下当起落架绿色指示灯起落架放下亮，表明对于起落架在空中收起后红色指示灯仍然不灭的故障，下面哪些工作是不需要做的飞行中,下面哪一种情况会导致起落架指示灯的红灯都亮起飞期间,当起落架手柄放到\后,如何知道前轮舱门已经关上关于737NG起落架位置指示正确的是当飞机产生正的爬升率时襟翼小于10个单位从起落架和起落架手柄来的电信号起落架放下锁定或收上锁定起落架收上缩定起落架放下锁定或起落架收上缩定收上锁定检查起落架位置传测试起落架传感器的顶飞机操作测试感器的间隙阻值起落架放下锁好，但起落架手柄位置起落架放下过程中电门不在放下位起落架放下过程中看到前起落架的绿看到前起落架的红灯灭了灯亮了看到前起落架的绿灯和红灯都灭了两套传感器交替工有两套传感器，对备用指示是目视观作，每一套都可以控应两套指示灯察镜制两套指示灯
联系客服：cand57il.com飞行员谈B737MAX-8与B737NG差异（设备篇）
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　　飞机外观的基本区别　　MAX发动机CFM LEAP1B 为69inches（175cm） 风扇比CFM56-7的61 inches（155cm）大8inches。前起落架比NG高8inches（英寸）。　　　　　　　　　　发动机排气不一样　　看起来是不是更酷炫了呢。　　　　翼梢小翼不一样　　　　More fuel sfficient　　l 1%at short ranges　　l 1.8%atlonger range　　翼梢离地高度不一样　　　　飞机尾锥不一样　　　　APU进气门不一样　　　　737NG　　　　737MAX的APU进气门在关位和开位图　　MAX无APU排气指示，蓝色的MAINT灯换为琥珀色的DOOR灯，当位置与实际逻辑不相符时灯亮并有相应检查单。APU进气门有三个位置：地面开位、飞行开位（开合度比地面开位要小）、关位。　　　　尾撬不一样　　可选装双位置尾撬：放轮时由A液压将尾撬伸出8inch （20.2cm），落地后自动收回。飞行前位置应该为收回位，若为伸出位则需要查阅MEL及进行相应的性能限制，驾驶舱无任何位置或者故障显示。　　　　　　尾撬在收上还是伸出位驾驶舱没有指示。如果航前尾撬伸出，可以保留放行，但要求对性能进行调整（比如耗油）。　　MAX尾部采用双频闪灯及位置灯，在尾锥的左右两侧各一个。　　　　咳咳，重点来了　　　　驾驶舱设备区别　　以下内容将从空气系统、防冰系统、发动机/APU系统、飞行操纵系统、飞行仪表系统、燃油/FMC系统、起落架系统等方面进行讲解。　　　　蓝圈——从NG中取消　　绿圈——相对于NG的修改　　　　AIR SYSTEM　　电控气动空调引气系统。MAX的引气由NG的5/9级改为MAX第4和第10级。空中单个发动机引起气可以提供双组件运行。自动探测并隔离故障。识别不正确的空调面板开关位置。飞行员程序保持不变。　　RAM DOOR OPEN 灯已经删除因为该灯无相应程序或作用。NG的BLEED TRIPOFF已经改为MAX的BLEED。该灯亮的逻辑为：引气超温或者超压，引气系统故障或者失效，起飞或复飞收完襟翼后45秒后若双发发动机引气在Off位。　　MAX的PACK 灯亮逻辑：组件控制失效或者过热；组件控制阀失效在关位。起飞后襟翼收上45秒后若两组件电门在Off位时亮。　　增加Equip Smoke 灯：设备冷却系统探测到烟时亮起并有相应检查单。　　防冰系统ANTI ICE SYS　　NG的发动机和大翼防冰蓝色灯取消为黄色，并把OPEN一词去掉。为L/R VALVE 或COWL VALVE。过渡时期琥珀色灯亮，到指令位置灯灭。若非正常时6秒后主警告灯亮。MAX起飞马力后大翼防冰灯被抑制以免产生干扰。　　MAX有自动的EEC控制的发动机核心区防冰ENG ANTI-ICE，该灯亮起当：核心防冰系统不工作或发动机整流罩热防冰系统不工作。　　发动机/APU　　增加结冰慢车：发动机防冰开，襟翼起落架收上，FL304以下逐渐增加推力，在FL220获得全结冰慢车推力。（在FL304以上结冰慢车不可用）　　增加THRUST 和FUEL FLOW警戒　　　　THRUST：对比指令推力值和实际推力值，且在N1表上显示N1推力弧。闪亮10秒后显示稳定THRUST亮。起飞落地和复飞闪亮10秒被抑制。　　头顶板发动机灯：REVERSER COMMAND：飞行中使用反推；　　REVERSERAIR/GND：反推失去空地保护。　　两个REVERSER LIMITED ：相应发动机反推限制在慢车或者不可用。　　　　发动机地面启动BRM程序 BOWED ROTORMOTORING：为防止由于热积累导致发动机轴弓起变形，会自动在18-24%N2转动，18%时显示。　　　　MOTORING 时间根据上次关车时间、发动机内部温度和外界温度而变化，BRM约显示6-60秒，只在地面启动时显示，MOTORING消失后和NG启动程序一样。　　　　EEC增加两项关车功能：　　EOS (ElectronicOverspeed)地面或者空中，转子超过结构限速自动关车。　　TCMA (ThrustControl malfunction accommodation。地面推力手柄在慢车而实际非慢车时，EEC自动关车。以上两者均显示PFD上ENG FAIL。　　　　发动机启动手柄提起后EOS /TCMA 功能自测，FF为0，发动机燃油伺服阀打开并关闭，发动机活门关亮，测试完成后正常启动。由于BRM和EOS/TCMA所以LEAP1B发动机启动时间较长，启动限制为3分钟（NG为2分钟）。　　提启动手柄条件：MOTORING指示消失；N1有显示；N2达25%或最大冷转转速20%。　　　　对于发动机冷转时间限制请看上图显示。　　LEAP-1B稳定慢车：到达慢车要比CFM56-7慢；启动红线消失；仅在到达稳定慢车后才能接通发电机电源。　　低温天气操作：　　在地面OAT&3℃时需要发动机防冰：增加每台发动机推力到至少50%N1——收回到慢车——重复（间隔时间不超过60分钟）。　　起飞前：确保按FCOM中的寒冷天气运行补充程序对发动机进行暖车；起飞前5分钟让发动机保持50%N1运转至少5秒钟；设置起飞推力前确认发动机工作稳定。　　发动机地面风限制：侧风最大43节，限制推力在滑行设置；最大风58节，除起飞外限制推力在慢车。　　　　Flight Control飞行控制　　MAX扰流板为电传扰流板，新增功能有Maneuver Load Alleviation（MLA）、Landing Attitude Modifier（LAM）、Emergency Descent Spoilers（EDS）、Elevator jam landing assist（EJLA） system、speed brake logic changes。　　MLA：在大重量使用减速板而过载大于1.3g或者小于0.3g时扰流板自动调节以减轻结构过载。　　LAM：襟翼在30-40时，增加俯仰角使前起落架的离地裕度与NG一样。在VREF +10kts启动最大时为Vref+20kts（速度大姿态小）。在襟翼15-30且油门接近慢车时，产生额外的阻力以便截获和保持在下滑道上（＝737NG）。　　EDS：系统预位条件：飞机高于30000英尺，CABIN ALT亮，减速板手柄在飞行卡位。当飞行机组收起减速板手柄或CABIN ALT消失后解除。　　当机组按紧急下降程序拉起减速板手柄到飞行卡位时，EDS将通过升起比正常位更高的减速板来增加下降率。　　飞行控制面板：　　SPOILERS灯：一对或以上扰流板不工作（有QRH）　　　　增加ELEVATOR JAM LANDING ASSISTsystem电门，有QRH引导。　　使用条件：电门选择ON，襟翼1或以上，自动驾驶脱开。　　EJLA工作时，飞行扰流板伸出到预设中立位置，通过带杆稳杆控制扰流板的伸出和收回，从而增加或减小下降率。　　Speed-brake extend light 逻辑：超过ARM位且襟翼大于10 ，或RA低于800ft，或（MAX新增逻辑）：复飞推力3秒以上或大于慢车推力15秒。　　MAX新功能：飞行中机组不小心将减速板手柄超过飞行卡位，SCE（Spoiler Control Electronics）装置将阻止扰流板伸出超过飞行卡位。　　MAX电动配平电门命名为 PRI 和B/U 两者都可切断主电动和自动驾驶电动配平。　　飞行仪表：四个大液晶屏　　　　PFD下方的COMPASS ROSE在ND失效时可以充当备份Mini map。　　AUX辅助显示　　　　无机械时钟，时间由GPS提供，机务可调时间。　　ELAPSED time 离地计时，落地加30秒停止。30秒是给TOUCH AND GO准备的。防止停止计时。　　遮光板的CLOCK ：按压一次，显示时钟并开始计时，按压第二次，停止计时，按压第三次，取消时钟显示。　　　　MFD控制按钮　　　　显示次要的发动机参数。　　　　显示液压油量和液压压力。　　　　N1 /Vspeed 改为了INFO。INFO的SELECTOR 进行选择和扭动输入。　　调整参数方法：旋转SEL电门内旋钮到相应项目（比如VREF），然后按压SEL电门，旋转SEL电门内旋钮调整VREF参数，按压SEL电门，旋转SEL电门内旋钮到SET位，按压选择。　　若要回到自动方式，只要把旋钮转到AUTO，按压选择就可以。　　　　C/R cancel /recall switch 取消或重现自动落地不工作系统咨询信息。　　　　发动机参数在左右内DU上转换显示。　　　　ND RANGE 0.5nm-640nm。无数值在EFIS但是ND左上角有RANGE。　　　　EFIS处有VSD键，全屏时范围为ND显示range 的x2。半屏则一样范围。　　FUEL FMC　　MAX飞机燃油滤旁通，若第二个也亮了则两个灯保持亮直到落地后关车。　　　　进程5/5页有Fuel progress　　APU耗油是发动机启动后开始计算。　　Totalizer 累加器计算的油量；Calculated 是由EEC根据燃油流量累加计算油量。　　FUEL DISAGREE 警告也在5/5。　　　　当总加器和计算油相差错过特定值并持续5分钟时，出现5/5及燃油表底下显示FUEL DISAGREE。　　FUEL FLOW 警戒：当实际燃油流量与FMC预期流量超过特定阀值并持续5分钟时显示该信息。　　　　MAX油表下增加FUEL DISAGREE、USINGRSV FUEL、INSUFFICIENT FUEL信息。　　　　性能页面燃油可选 SENS /CALC/ MAN　　　　SENS:显示TOTALIZER的油量，默认值为发动机起动时，此油量来自于燃油量指示系统。　　CALC:显示FUEL PROGRESS页面的CALCULATED的油量，显示发动机起动时的总油量，并根据发动机EEC和APU的燃油流量进行更新。　　MAN:当TOTALIZER和CALCULATED的油量无效或不可用时机组人工输入油量。　　起落架　　LOCK OVERRIDE位置改变，变为一个按钮。NOSE WHEELSTEER ALT在起落架位置。　　　　起落架手柄只有UP 和DOWN位置：电信号控制液压信号，无机械连接，起落架收上锁好10秒后液压自动移除。　　F40速度限制改变了（166K）。　　　　自动刹车的显示和储备刹车压力指示位置改变了。　　其他系统：　　PSEU灯被MAINT取代。起飞到落地后30秒被抑制。　　　　风挡位置有CLOCK和PTT按钮。　　　　VSD 一倍RNP转弯时一侧会增加范围。　　VSD最小5nm范围，10-1280nm 。　　VSD实心绿点是目标速度到达点，空心指预计位置不能等待　　　　★★★RCAS ROLL COMMAND ALERTING SYSTEM★★★　　　　显示不正常的驾驶盘偏转；横滚偏航不对称警戒；横滚权限警戒。目的是及时提醒机组飞机状态。或者提醒机组脱开自动驾驶。　　　　单通道AP时，出现横滚偏航不对称信息的条件是：横滚权限超75% 持续20秒以上。消失条件是：脱开自动驾驶；自动驾驶低于50%权限3秒。或激活了ROLLAUTHORITY 。　　单通道时ROLL AUTHORITY 是100%权限，当脱开或条件消失后警戒消失。　　　　　　大于45度，由rollleft/right 红色出来。　　　　　　　　高于25度俯仰角时俯仰姿态latch激活：　　坡度35度时正常坡度警告发出警告，40度和45度将发出语音应该并保持到65度时发出横滚指令警告；　　坡度达到65度时横滚指令箭头（ROLL COMMAND ARROW）标志显示；　　当坡度小于60度时横滚指令方向语音消失。　　俯仰姿态小于10度时俯仰姿态latch消失。
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737NG常见故障处理-仅供参考
737NG 故障经验分析总结第一部分 常见故障处理 ATA21 空调增压系统1. 737-800 飞机空调面板上的区域 ZONE TEMP 灯或 PACK 灯亮（多出现在滑出或关车转 换电源后、或 RECALL 之后 常见原因：主要是区域温度控制器在转换电源时，因瞬间的电磁干扰（EMI）造成平衡活门 （TRIM AIR VALVE）继电器误动作，控制器记录分配活门故障，一般通过复位，故障灯即 可消失 处理措施： 按压主注意牌 CAUTION， 若显示 PACK 灯亮， 重新按压 CAUTION， 确保 PACK 和 ZONE 灯灭，若不能消失可切断空调重新复位调开关 P6-4：A2/B3,A9/A11(左)；B9/B11（右）或 在控制器上重新按压 RESET，确保故障灯灭（BITE 测试时，确保 GO 灯亮，按压 PRE FLT 和 VERIFY 确认故障时，等待时间约 1 分钟） 2. 设备冷却供气或排气“OFF”灯亮 常见原因：流量传感器（S210N701-43）太脏或风扇低速 处理措施：清洁流量传感器（21-27-03） ，更换风扇 3. 驾驶舱噪音大 常见原因：多为消音器故障 处理措施：更换消音器 214A 4. 驾驶舱、前舱或后舱管道温度指示在 0 度左右，很难上调 常见原因：多为驾驶舱或客舱温度传感器太脏或故障所至 处理措施：清洁相应的温度传感器 5. 客舱高度偏高（爬升、巡航或下降时高于 CPC 计划限制值） 常见原因： 发动机供气能力下降、 空调组件的流量调节能力下降或者增压区域有漏气现象 （客 舱门、货舱门、APU 引气管道与后增压隔框连接处、外流活门、地面气源车接口、余水孔 等都可能漏气） 处理措施：在 CPC 进行故障代码查询，按照 AMM 对发动机引气、空调供气能力进行检查，更 换引气和供气能力减弱的活门，对机身进行渗漏检查（特别检查 4.0PSI－2.5PSI 的保持时 间）并修复渗漏点或更换渗漏的活门 6. 起动发动机（特别是右发）过程中 （从 25%转速提杆到起动机快要脱开的 47%转速期间） ， 客舱或驾驶舱有煤油味道，发动机起动好后，异味消失 常见原因：检查左/右空调组件活门在关断时是否有漏气现象，组件活门漏气会导致发动机 起动时间偏慢，发动机富油，富油的混合器被 APU 吸入，经负载压气机而进入引气管路， 经关不严的组件活门进入座舱。 处理措施：更换组件活门。ATA23 通讯系统1. 客舱放音机非正常播放预录语音 常见原因：放音机改装 MOD15 之后，因外部电磁干扰易造成非正常播放 处理措施：复位 CB P6-1：C9，更换放映机 PRAM（或退出预录广播中的系好安全带的禁止吸 烟的插钉） 2. VHF 通讯面板上的 FAIL 灯亮 常见原因： 多出现在装有三部的 VHF 通讯系统飞机上 （我公司全为三部） 主要原因为 CMU ， 向 ACARS 发送数据时，如果数据量太大，会发生溢出，导致面板上的 FAIL 灯亮 处理措施：重新复位 CB: P18-2 D12 VHF-31737NG 故障经验分析总结ATA24 电源系统1. 电源灯“ELEC”亮（空中电源灯被抑制） 常见原因：多为静变流机（特别是 2005 年生产的一批变流机存在质量问题）或备用电瓶故 障，部分为电瓶充电器故障 处理措施：重置 E5（P18）等 2 分钟后复位；在电源控制和指示面板上进行 BITE 测试，确 认故障件,长按 MAINT 电门，清除故障信息历史；与主电瓶充电器串件确认故障；更换变流 机或电瓶ATA27 飞控系统1．EFIS 上显示“SPD LIM”信息，RECALL 时 AUTO SLAT FAIL 灯亮，有时可能伴随有瞬间 的抖杆现象 常见原因：SYMD 软件问题，导致 SYMD 做 BITE 显示 AOA 输入故障（但实际 AOA 一般 无故障） ，软件升级到 285A1010-7 或 107 后 SYMD 会综合 AOA 和 ADIRU 的迎角信号 处理措施：做 SYMD 测试，查找显示的故障代码。ATA28 燃油系统1. 飞行中“SPAR VALVE CLOSED”灯亮或 CROSS “VALVE OPEN”灯，有时相应跳开关 B3、 B4 或 B7（P6-3）还跳出，但发动机工作正常 常见原因：发动机的燃油关断活门或交输活门电动作动筒（S343T003-39）容易进水气导致 作动筒短路（升级到 S343T003-39/56B/66 会减少这种问题的发生） 处理措施：过站执行确认活门工作正常的 M 程序（提起动杆确认打开，提灭火手柄确认关 断）予以放行，航后更换或门作动筒（大翼根部发动机外侧）ATA29 液压系统1. EMDP 跳开关跳出，有时在客舱和驾驶舱还能闻到液压油味道 常见原因：加入了过多的液压油或油滤太脏导致单向活门堵塞 处理措施：按规定加入适量的油（放掉多余的液压油） 。更换油滤。ATA30 防冰系统1. 使用防冰时，发动机防冰活门故障灯“COWL ANTI-ICE ”亮（多出现在高功率时） 常见原因：低功率时，表明活门没打开，位置电门故障或活门卡滞，高功率时，表明活门下 游压力超压，多为活门调节器被赃物堵塞（-4 的活门可靠性要高） 处理措施：过站根据实际情况锁定活门在开位（有结冰天气时，同时还要锁定 9TH HPV） ， 或锁定在关位放行，航后更换防冰活门 2. 大翼防冰活门故障灯“VALVE OPEN”亮（发动机高功率或低功率） 常见原因： 多为温度传感器故障或加温控制器故障， 侧风挡也有部门因螺旋线的电接头问题 造成故障(SB737-300-1058 之前的)，部分跳开关跳出导致无供电电源 处理措施：检查并复位 P6-11B9 和 P6-12B8 跳开关，对于前风挡，转换电子设备舱内的电 门改变使用的传感器，对于侧窗，在风挡处改用备用传感器，判断是否传感器故障，通过在 加温控制器进行 BITE 测试判断故障件，测试不显示故障可考虑串控制器判断，更换风挡要 根据手册要求测量风挡电阻后确定使用的接线柱 3. 风挡加温过热灯“OVHEAT”亮或风挡不加温（ON 灯不亮） 常见原因： 多为温度传感器故障或加温控制器故障， 侧风挡也有部门因螺旋线的电接头问题2737NG 故障经验分析总结 造成故障(SB737-300-1058 之前的)，部分跳开关跳出导致无供电电源 处理措施：检查并复位 P6-11B9 和 P6-12B8 跳开关，对于前风挡，转换电子设备舱内的电 门改变使用的传感器，对于侧窗，在风挡处改用备用传感器，判断是否传感器故障，通过在 加温控制器进行 BITE 测试判断故障件，测试不显示故障可考虑串控制器判断，更换风挡要 根据手册要求测量风挡电阻后确定使用的接线柱ATA31 指示与记录系统1. 下 DU 上飞行舵面没指示 常见原因：多出现在滑行检查时 处理措施：复位跳开关 P18-2C9/C10 或 P6-1 E12 （MEL 可以放行） 2. FDR OFF 故障灯亮，警告牌上的 OVERHEAD 灯也亮 常见原因：多发生在地面转换电源时（如启动发动机后） ，FDAU 本身或者 FDAU 的软件都 会导致 OFF 故障灯亮（注 FDAU 的件号与 737－300 的一样， 但软件版本不同，所以不能 混装） 处理措施：在不影响航班的情况下，首先依据 TB 在 DFDAU 上检查确认是 FDR 指示灯亮 还是 FDAU 的指示灯亮，若是 FDAU 的指示灯亮，则在 FDAU 面板上进行自检，查找进一 步的故障信息，确认故障原因。然后复位跳开关 P18-2： C9/C10 3. 滑跑起飞推油门时出现起飞音响警告 常见原因：多为操作翼面设置不在起飞构型位，特别是速度刹车手柄没有在下卡位 处理措施： PSEU 当前或历史故障菜单中查询故障信息和代码， 在 确认故障时的错误构型设 置，对错误构型设置的电门进行做动检查，重做起飞警告测试，确认起飞音响警告系统工作 正常。ATA32 起落架系统1. P5 后顶板上的“PSEU”灯亮（有时在 EADI 上还伴有“RA”故障旗（见 FTD-34-03001 和 SL32-141） 常见原因：多为逻辑混乱造成的（升级到－5 之后可以减少此现象） ，常见原因有应急门， RA1（或 FCC）提供的高度信号有误，地面扰流板控制活门、襟翼起飞或着陆警告电门 S138/S245（因设计缺陷容易短路） 、PSEU 本身软件逻辑或硬件故障等等 处理措施：首先确认是否可以通过按压 MASTER CAUTION，RECALL 使 PSEU 灯灭，若 熄灭（PSEU 记录了可以放行的故障，对升级到－5 的 PSEU，如果发动机关车或设置停留 刹车后 PSEU 灯灭是可以放行的故障）可以放行，不能熄灭即进入 PSEU 的当前故障诊断页 查找到故障代码，确定故障原因，对 PSEU 进行 reset latch，或更换故障件，确保 PSEU 灯 灭 2. 自动刹车解除（DISARM）灯空中亮（有时在面板上测试时，解除灯常亮） 常见原因：多为 AACU 或面板故障（包含内部的解除继电器） ，如果仅 OFF 亮多为活门组 件故障，部分为假信息。防滞灯亮，自动刹车解除灯也亮 处理措施：做 AACU 的 BITE 测试（防滞刹车/自动刹车测试） ，确认故障信息，根据 FIM 的 TASK 排故，如果在 OFF 位时解除灯亮，脱开 A/B 活门组件的电磁活门的压力电门接头 D2572 确认灯是否灭， （注：做 BITE 前确认飞机构型设置正确） 。假信息可以复位 P6-3： E16/E18、A16/A18 3. 防滞刹车时失效（INOP）灯亮 常见原因：多位 AACU，感觉继电器（内、外、备用）和备用刹车 选择活门上的压力电门 处理措施：做 AACU 的 BITE 测试（防滞刹车/自动刹车测试，做 BITE 前确认飞机构型设3737NG 故障经验分析总结 置正确） ，确认故障信息，根据 FIM 排故，若无故障信息，检查备用刹车选择活门，假信息 复位 P6-3：E16/E18、A16/A18 4. 放起落架过程中，起落架放到位后绿灯亮时、红灯仍亮（多为间歇性的亮） ，备用指示 绿灯正常，重新收放后，红灯灭绿灯亮 常见原因：起落架的手柄积聚赃物后，摩擦力增大，导致手柄拉起放下后，没有准确的做动 手柄放下电门（S2）BACS30BV1 处理措施：清洁润滑手柄组件机构，确保手柄运动灵活，若故障间歇出现次数多，更换手柄 组件（273A,-8）ATA34 导航系统1. 空中或地面出现雷达失效”WXR FAIL”和“PWS FAIL”信息,或测试时没有图像显示、 或飞行中显示非正常红色天气图像 常见原因：主要原因为显示数据问题，雷达收发机本身没有故障,部分为收发机故障，特别 是 COLLINS 的件号为 622- 和 822-（据送修报告，绝大多数无故障） 处理措施：拔 WXR 调开关 D13（P6-1）90S 后复位、或清洁重装雷达收发机，更换收发机， 告知机组：如在空中人工调节增益离开 CAL 位，雷达灵敏度增高会使图像变红；重新开关 雷达以重置天线角度，自动位转换人工位比较气象图像。 2. 在导航页面上显示“TERR FAIL”信息，有时还会出现 GPWS INOP 灯亮 常见原因：EGPWC 故障（包括软件故障） ，件号为 965--97 的故障率较高，在 做完 SB965-1690-50 or 965-1690-52 之后，EGPWC 的故障率会降低 处理措施：重置调开关 P18-1：A7/B7，对 EGPWC 进行 BITE 测试，确认故障指示灯进一步 确认故障件 3. 只有一侧 ND 有雷达显示 常见原因：TERRAIN/WXR RELAY 故障 处理措施：可以通过转换 EFIS CP 故障现象可以转移，千万不能盲目判断故障为 EFIS 控制 板故障！ 4. CDU 上 TAKE OFF 页面没有 OAT 输入框，同时自动油门接不通。 常见原因：如果上 DU 的 TAT 指示空白，导致 FMC 认为没有真实环境温度作比较，导致 TAKE OFF 页面没有 OAT 输入框 处理措施：检查上 DU 的 TAT 指示是否正常，不正常可以拔复位 CB（如果在地面打开各大 气数据探头加温，导致 TAT 本身温度过热，使 TAT 指示空白，可关闭加温后再次检查 OAT 输入框） 5. CDS 与备用高度表显示的高度不一致 常见原因： 备用高度表本身的精度就没有电子高度表高， 且使用一段时间后可能会发生漂移 而导致高度不一致。 处理措施：首先参照 FIM TASK 34.13 表格判断差值是否超标，若超标，更换备用高度表 6. CDS 显示 DISPLAY SOURCE 信息 常见原因：多为设置错误 处理措施：检查 DISP SOURCE 旋钮是否位于 AUTO 位。 7. GPS 单侧或双侧无信号 常见原因：常出现于靠桥机位。在特殊位置易导致信号接收不到 处理措施：一般飞机出港后自动恢复正常。 8. 机组按压 RECALL 后，左主警告牌上的惯导灯 IRS 灯亮 常见原因：正常的情况下，若非惯导故障，重新按压主警告牌后，IRS 灯应灭。多为主警4737NG 故障经验分析总结 告牌按下后，没有弹起 处理措施：检查确认惯导工作正常后，检查警告牌是否能够正常弹出，否则人工使其弹出ATA36 引起增压系统1. 发动机的引气压力低（高功率或低功率） 常见原因：低功率多为 HPR 或 HPV： 故障,高功率多为预冷器活门 、390 温度控制器
或引气压力调节器
故障，因安装底座的震动导致压力调节 器释压活门漏气而造成引气压力低 处理措施：确认压力低时的发动机功率状态后确认更换部件，或通过 APU 引气检查引气压 力调节器是否有渗漏，更换引气调节器，其中引气压力调节器、390 度温度传感器故障率较 高 2. 发动机引气跳开灯“BLEED TRIP OFF”亮 常见原因：多为高功率预冷器活门或 390 温度传感器故障 处理措施：更换预冷器活门或 390 温度传感器ATA38 水系统1. 地面前后厕所排污系统不工作 常见原因：真空泵不工作，导致 16，000FT 以下厕所废物箱不能排气 处理措施：地面重置电子舱 PDP1（P91）上的 C11 和 F2 跳开关，若无效按 MEL 放行，航 后更换真空泵。ATA49 APU1. APU 的引气压力为零 常见原因：多为压差传感器故障 处理措施：今日 CDU 的 APU 维护页，查找 APU 的故障代码，确定故障的原因 2. APU 维护灯“MAINT”亮 常见原因：多为 APU 滑油量低或起动发电机内的整流二极管故障（见 SL-737-49-058D） 处理措施：在 CDU 内做 APU 的 BITE 测试，通过当前页查找故障代码，确认故障原因， 多数需要情况为需要对 APU 滑油进行勤务，勤务后灯不灭更换启动发电机 3. APU 地面无法起动成功 常见原因：APU 起动转换组件（SCU）为多发故障件 处理措施：更换 SCU 4. APU 地面自动关车，APU 的“FAULT”灯亮 常见原因：油滤容易堵塞，外界温度太低影响 APU 进气燃烧（此时引气压力突然下降或掉 速后又恢复正常） 处理措施：在 CDU 内做 APU 的 BITE 测试，在历史页中查找故障代码，确认故障原因， 油滤虑堵塞情况突出，需更换滑油和滑油滤，天气太冷原因所致时只需重新起动即可ATA73 发动机燃油和控制1. 地面发动机控制灯“ENGIN CONTROL”亮（空中该灯被抑制） 常见原因： 发动机内部出现了不可以放行的故障， 多为失去双通道或者单通道工作时失去控 制的通道(EEC 没电，飞机空中时，该故障灯不亮) 处理措施：进入 CDU 维护页，查找当前的故障信息和代码，并对记录的故障的进行检查和5737NG 故障经验分析总结 测试，确认故障灯消失（有时通过多次试车能消失故障） 2. 空中发动机备用模式灯“ALTN”亮 常见原因：发动机失去 ADIRU 给的 PT 信号，使发动机处于软备用模式或硬备用模式，需 要按压另外一发 EEC 灯，确保双方都处于备用模式控制 处理措施：进入 CDU 维护页，查找当前的故障信息和代码，并对记录的故障的 LRU 进行 测试，确认故障灯消失，ADIRU 和 DEU 故障的可能性比较大 3. 发动机工作时燃油控制面板上的高压燃油关断活门“ENGIN VALVE CLSED”灯亮(活门没 有打开，活门打开时正常应灭) 常见原因：HMU 内部的 HPSOV 的位置电门故障不能正确指示活门的位置，某些情况下起 动杆的电门组件包(提供指令信号)也会因给 HPSOV 输入信号的问题造成指示不准， 处 理 措 施 ： 可 清 洁 HMU 的 电 接 头 和 EEC 电接 头 J5/6 ， 注 意 测 量 线 路 确 认 是 更 换 HMU(P6-3:E5/E6)(73-21-10),还是启动电门组件（AMM76-11-11） 4. 燃油面板上的发动机燃油旁通灯“FUEL FILTER BYPASS”灯亮 常见原因：多为燃油滤快要堵塞或压差电门故障 处理措施：一般需要同时更换燃油滤和燃油压差电门（电门的故障率较高，可能造成 IFSD）ATA74 点火系统1. 左或者右点火失效 常见原因：常见于起动发动机时 处理措施：左点火失效直接放行；右点火失效，依据 AMM74-00-00-750-801-F00 隔离确定 不是 EEC 本体故障；然后依据 AMM74-00-00-040-801-F00 将右点火导线拆下包扎，左点火 电缆连接到右点火激励器放行（新版 MEL 的条款）ATA76 发动机控制1. EEC 间歇性记录故障代码：73-x145n & 73-x146n 常见原因：TLA 油门杆角度超限或 A 和 B 通道油门位置不一致，多为机身与大翼结合处的 电接头接触不良 处理措施：重点检查翼身接合处的电接头（参考 WDM73-21-21）以及内部的插钉，清洁并 紧固此处的接头，LH：DM9/11；DM25/27 RH：DM10/12；DM26/28ATA77 发动机指示1. 发动机振动值在对应的转速下偏大，一般超过 2.0 或更大（但没有超过 3.4） 常见原因：发动机本身为宽弦叶片，易受叶片润滑和隔离垫腐蚀破损的影响，振动值容易偏 大 处理措施：对于振动值超过 2.0-2.5 的，往往需要既润滑风扇叶片又要利用 AVM 进行配平， 单一配平很难将振动值降到一个比较低的水平 2. 发动机关车之后，N1/N2/EGT 指示表上出现红框 常见原因：如果飞行员没有反映空中出现真实的 N1 超限情况，多为 DEU 出现逻辑混乱而 记录超限 处 理 措 施 ： 进 入 CDU 的 发 动 机 超 限 菜 单 AINT&ENGINES&EXCEEDANCES ， 查 看 N1/N2/EGT 红线值记录，确认超限出现的时间，如出现在关车之前，查询故障代码排故； 如超限出现在发动机关车之后，则可 EVENT&SRESET，若无法清除，则复位 DEU1/2 跳开 关（DEU1 P18-2:D5 和 P6-1:D10;DEU2 P6-1:D9/D11） 3. 在 CDU 内对发动机进行 EEC 测试时发现了故障代码6737NG 故障经验分析总结 常见原因：常见的故障代码多为 T49.5 的一个组件失效、N2 转速传感器失效、TBV 或 FMV 的控制超限等等 处理措施：对相应的部件进行测试，确认工作正常，否则更换对应的 LRUATA78 发动机排气1. 发动机的 P5 上的板反推故障灯 “REVERSE”灯一直亮 常见原因：EAU 探测并记录反推收上或放出过程中，DCV、HIV 以及反推锁、反推包皮的 位置与实际位置不符， 多为液压组件活门的位置波动或其内部的位置传感器进油或水汽短路 造成指示偏差所致，也有部分是 EAU 故障所致 处理措施：在 EAU 上找到对应亮的故障灯，按压收上或放出故障灯按扭保持 2 妙，记录故 障灯代码； 按压对应侧 EAU 上复位按钮 2S， 如果是反推放出故障， 则必须将反推放出后 （至 少将反推手柄拉出）再按压复位，记录仍保持亮的故障灯，若所有灯灭，重新收放反推确保 反推故障灯在收上指令后的 10.5S 后灭，更换 EAUATA79 滑油系统1. DU 滑油旁通灯“OIL FILTER BYPASS”亮 常见原因：多为滑油滤快要堵塞或压差电门故障(如果空中出现可能发生人工空停的现象) 处理措施：一般需要同时更换滑油滤和滑油压差电门 2. 发动机冷转或发动机停车后，尾喷管有较多的滑油 常见原因：发动机的油槽采用气压式的蓖齿封严，油槽中有油气分离器，发动机低速时，蓖 齿增压的气压较小， 同时分离器的转速也小， 所以滑油有部分越过蓖齿和通过油气分离器进 入通气管中 处理措施：确认滑油没有继续渗漏的趋势，且发动机高功率时不会渗漏 3. 发动机关车时，下 DU 上的发动机滑油压力垂直指示表现变红 常见原因：多为发动机关车时 EEC 给 DEU2 错误的低压信号，导致 DEU2 错误在下 DU 上 显示滑油压力表现变红的故障 处理措施：转换 P5 板上的 DEU 源选择开关至 DEU1，确认故障现象；在 CDU 上对 EEC 上 进行自检， 检查故障是否消失； 若不消失复位 DEU2 跳开关 （P6-1:D9/D11） 否则更换 DEU2 ， （最好等 5 分钟） 4. 前收油池余油口渗油（超过约６０滴／分） 常见原因：３号轴承后封严为ＴＥＦＬＯＮ复合材料，粘接剂由于性能不高，容易脱胶造成 滑油渗漏，无法通过孔探检查确认（发动机升级改装之后粘结材料加强） 处理措施：连续监控发动机滑油的渗漏和发动机的滑油消耗，确认超标，需要更换发动机ATA80 启动系统1. 发动机起动电门在 55%N2 转速时无法自动脱开 常见原因：多为起动电门保持电磁线圈故障，部分 DEU 故障 处理措施：更换起动电门 2. 起动发动机时起动活门打不开 常见原因：活门内的碟型阀做动不灵敏，常见于航前 处理措施： 检查跳开关是否跳出左发 P18-2 B8 右发 P 6-2 C4 用大扳手人工做动活门几次 （此 时必须关闭所有引气）后再次冷转。外站出现 MEL 可以放行，但不易操作7737NG 故障经验分析总结第二部分 渗漏检查737NG 飞机油液渗漏检查标准部件 管路接头（上紧至正确力矩） 正常运行标准 不允许 放行标准 不允许静封严1drop/10min运营者决定主起落架减摆器1drop/min1drop/min动封严 发动机驱动泵 电动泵 ABEX 电动泵 vickers vickers 备用泵 30drop/min 10 drops/min. 20drop/min 10drop/min 60drop/min 20drop/min 30drop/min 20drop/min(如 可能， 首次发现 时排除) PTU 10drop/min 20drop/min 30drop/min(如 可能， 首次发现 时排除) 其他动封严（运动时） 注 1. 注 2. 1drop/cycle 1drop/cycle 其他动封严（静止时，任何压力下） 1drop/10min方向舵 PCU 的中央通气包含了两个动封严所以计算该处的渗漏时应加倍 刹车组件的渗漏标准为：正常不允许渗漏；放行极限标准为：作动 5 个循环， 在松刹的情况下 1 滴/分钟和在刹车情况下 5 滴/分钟；如果出现落地后冒烟、 刹车组件上有湿油或炭化的油等迹象而怀疑刹车组件漏油，则应更换刹车组件。注 3.起落架减震支柱不允许有渗漏。但因 NG 飞机减震支柱特点，允许镜面上是有油膜， 擦除后应无油液流下。参考维修通告 MA2005006渗漏位置 远离火源，良好的通风区域，例 如机翼上下无整流罩翼面 没有完全封闭，并且没有良好通 风的区域，如后缘襟翼后梁和轮 舱区域stain 1seep 1Heavy seep 2Running leak 312338737NG 故障经验分析总结封闭不通风区域，例如被整流罩 包围的机翼下表面，空调舱，翼 身整流罩，前后梁，加油站 中央油箱增压区 2 3 3 34444提示：渗漏评估应该在使用干净的抹布将渗漏区域擦干 15 分钟后进行。 定义：1. Stain：15 分钟后渗漏区域的宽度不超过 1.5 英寸。 2. Seep: 15 分钟后渗漏区域的宽度不超过 4 英寸。3. heavy seep: 15 分钟后渗漏区域的宽度不超过 6 英寸。 4. running leak: 15 分钟后渗漏区域的宽度超过 6 英寸。 1. 2. 3. 不需要修理，定期检查渗漏区域，确保渗漏区域不在扩大 不需要对渗漏区域立即进行修理，定期检查渗漏区域，确保渗漏区域不在扩大，下次定检时修理 立即对油箱渗漏区域做修理，最低达到 1 或 2 的标准立即修理，不允许有渗漏位置 VSV 作动筒 VBV 作动筒 TBV Burner staging valve HPT ACC valve LPT ACC valve 衬垫或 HMU 主滑/燃热交换器 主燃油泵 主滑/燃热交换器 燃油泵/液压泵/IDG 安装座 IDG 轴封严和冷却系统 前油池 滑油箱排放口油液类型 燃油 燃油 燃油 燃油 燃油 燃油 燃油 燃油 燃油 滑油 滑油 滑油 滑油 滑油门槛值 60drop/min 60drop/min 60drop/min 60drop/min 60drop/min 60drop/min 60drop/min 60drop/min 60drop/min 2drop/min 2drop/mon 无 5drop/min 无 无 60drop/min/无勤务标准 90drop/min 90drop/min 90drop/min 90drop/min 90drop/min 90drop/min 90drop/min 90drop/min 90drop/min 7drop/min 7drop/min 1 立方厘米/小时 10drop/min 仅在加滑油时有油流出 20drop/min 仅停车后 90drop/min 10drop/min备注 1 1 1 1 1 1 1 1 1 2 2 3 2 3 3 1月3日后油池 （发动机外但不包括尾喷部分） 滑油 勤务断开排放口 燃油/液压 油 1. 2. 3.低于门槛值无需做维护工作，高于门槛值但低于勤务标准还可以使用 25 循环，高于勤务标准必须立即采取措施 超过门槛值但低于勤务标准还可以使用该发直到采取纠正措施，高于勤务标准需立即采取措施 超过勤务标准必须立即采取纠正措施9737NG 故障经验分析总结第三部分 外部损伤检查 737NG 外部损伤的检查标准 ATA 受损 区域 受损类型边缘损伤 边缘腐蚀手册章节 SRM53-10-72/Page 104 SRM53-10-72检查标准（供参考）最大不能超过 1 英寸 （2.54 厘米） 宽、 0.25 英寸（0.63 厘米）深导电条损伤 没有损伤纤 维结构的刻 痕缺口、沟 槽、 刮划痕、 凹痕、 分层、 小孔洞等AMM53-52-03/801损伤的导电条数量不能超过总数量 的 40％，且应该尽快修复34雷达罩最大 1 平方英寸（6.45 平方厘米）， 并且距离其他的损伤边缘最小 10 英 寸（25.4 厘米）、距离雷达罩边缘和 固定螺孔边缘最小 2 英寸（5 厘米） 裂纹最长不能超过 3 英寸（7.62 厘 米），在裂纹末端打一个直径 0.25 英 寸（6.35 毫米）的止裂孔，止裂孔距 离螺钉孔不能小于 1 英寸，并进行密 封 最长不能超过 3 英寸（7.62 厘米） 最大直径不能超过 3 英寸 （7.62 厘米） 最大直径不能超过 2 英寸（5.08 厘 米），并进行密封 裂纹最长不能超过 3 英寸（7.62 厘 米），在裂纹末端打一个直径 0.25 英 寸（6.35 毫米）的止裂孔，止裂孔距 离螺钉孔不能小于 1 英寸，并进行密 封 最长不能超过 3 英寸（7.62 厘米） 最大直径不能超过 3 英寸 （7.62 厘米） 最大直径不能超过 2 英寸（5.08 厘 米），并进行密封 最大直径不能超过 3 英寸 （7.62 厘米）裂纹 刻痕、 沟槽、 刮痕、腐蚀 货舱地 板铝结 构 凹陷 小孔洞、刺 穿SRM53-00-53 SRM53-00-53 SRM53-00-53 SRM53-00-53裂纹 刻痕、 沟槽、 刮痕、腐蚀 凹陷 小孔洞、刺 穿 分层SRM53-00-53 SRM53-00-53 SRM53-00-53 SRM53-00-53 SRM53-00-5353货舱纤 维结构54发动机 吊架10737NG 故障经验分析总结ATA受损 区域受损类型裂纹、 刻痕、 小洞、腐蚀手册章节检查标准（供参考）SRM57-42-01不允许 深度不能超过鼻梁前部 0.1 英寸 （2.54 厘米）、鼻梁后部 0.06 英寸（1.5 厘 米），两个凹痕之间距离必须大于损 伤区域相距直径的一半，同一块缝翼 上的损伤数目不能多于 10 个 不允许 最长长度 1.5 英寸（4.3 厘米），并在 裂纹的根部打直径为 0.19 英寸（0.48 厘米）的止裂孔，清除裂纹内的所有 水和污染物，距离板表面大于 0.1 英 寸（2.54 厘米），最多 250 个飞行循 环后必须进行检查， 个月内必须永 24 久修复 距离面板边缘大于 2 英寸（5 厘米）， 距离其他的凹痕最小 1 英寸（2.54 厘 米） 深度小于 0.12 英寸 ， （0.3 厘米） ， 大于该尺寸但小于 0.25 英寸（0.6 厘 米）参见 SRM57-42-01/114 的图 H， 大于 0.25 英寸不能放行 最大直径 0.25 英寸（0.63 厘米），距 离边缘、其他损伤或者固定螺钉孔要 不小于 1.0 英寸（2.54 厘米），清除 其中的水和其他污染物，每个 250 个 飞行循环必须再检查一次，在 24 个 月内必须修复 最大直径 2.25 英寸（5.7 厘米），距 离其他损伤的边缘最小 4D（D＝这两 个损伤面积的最大直径），距离面板 边缘最小 1 英寸（2.54 厘米）， 每 250 个飞行循环必须进行检查，24 个 月内修复前缘缝 翼前部凹痕 腐蚀、 沟槽、 刮痕SRM57-42-01 SRM57-43-01蜂窝结构上 的裂纹SRM57-43-01凹痕SRM57-43-01小孔SRM57-43-01前缘缝 翼后部 结构 57 55 前缘襟 翼 垂尾分层SRM57-43-01 SRM57-42-01/105 SRM55-30-01 SRM55-30-01 SRM55-30-01 SRM55-30-0111前缘表面 翼梁表面 后缘面板 前缘腐蚀损容许损伤标准 1 容许损伤标准 2 容许损伤标准 3 容许损伤标准 4737NG 故障经验分析总结 伤 机身上背脊 前缘表面 上、下翼梁 表面 后缘面板 55 56 安定面 风挡玻 璃 前缘腐蚀损 伤SRM55-30-01 SRM55-30-01 SRM55-30-01 SRM55-30-01 SRM55-30-01容许损伤标准 5 允许损伤标准 1 允许损伤标准 2 允许损伤标准 3 允许损伤标准 4第四部分 737NG 飞机 EE 组件和 BITE 测试（指导外站排故用）12737NG 故障经验总结FCCATCAS 计算机ATC1 应答机 DME1 测距机 VOR/MB1 接收机GLU/MMR GPS(ILS)【E1-2-1-翼身 轮舱 过热 探测 组件737NG 故障经验总结EGPWC CPC2IFS 附件组件FSEUVHF1 通讯收发机 PAUASKID 组件E1-1DME2 ATC2 应答机-2-737NG 故障经验总结L 前风挡控制器 APU GCU R 侧风挡 加温控制 器 GCU1TRU1主电瓶 充电器火警探测组件 CPC2 增 压控制 APU 起动转换器 （SCU）静变流机APU 起动电 源组件（SPU）PDP1-3-737NG 故障经验总结DEU1 ADF2DEU2ADF1无线电高度 LRA1 收发机LRA2 收发机数据采 集组件 DFDAU EVM EAU（反推）失速管 理/偏航 计算机 SMYD2SMYD1区域温度控制 组件（ZTC2） -后舱温度控 制区域温度控制 组件（ZTC1） －前舱/驾驶舱 温度控制E3-1/2/3VHF2 通讯收发机电瓶充电器-4-737NG 故障经验总结HGS 计算机SECAL REU 空调附 件组件 ACAU 1&2IFSD 电瓶CMU(通 讯管理 组件)1 BPCU( 汇 流条控制 组件)GCU2ASBU (自动 速 度 刹车)左侧风 挡加温 控制组 件右前风 挡加温 控制组 件TRU2 TRU3E4-5-737NG 故障经验总结L ADIRUL FMCSL FMCS R ADIRU-6-737NG 故障经验总结 ATA21 座舱增压控制系统 DCPC 的 BITE（FIM TASK21-31）-7-737NG 故障经验总结-8-737NG 故障经验总结-9-737NG 故障经验总结 ATA21 737-800/900 飞机的空调的区域温度控制系统(FIM TASK21-62)1， 确保所有引气电门 OFF 位， 空调组件电门 AUTO 位， 隔离活门 OPEN 位；再循环风扇电门 AUTO 位，温 度选择电门自动位，TRIM AIR 电门 ON 位； 2， 按压 RESET/TEST 电门，确保所有灯亮后灭； 3， 按压 BITE 电门（BITE 灯亮） ，等绿色的 GO 灯亮， 检查是否有对应部件的红灯亮－显示最后一个飞行 航段的故障； 4， 按压 PREV FLT 电门， 检查是否有红灯亮－显示最后 9 段的历史故障； 5， 按压 VERIFY 电门，检查是否有红灯亮－显示当前 测试中存在故障(按压 VERIFY 需要等 1 分钟右)； 6．VERIFY 和 GO 灯都亮时按压 RESET，清除所有故障 注：ZTC1-后客舱温度和驾驶舱备用温度控制，左组件和备用右组件控制；ZTC2-前客舱温度和驾驶舱温度主控制，右组件和备用左组件控制-10-737NG 故障经验总结 ATA21 737-600/700 飞机的空调温度控制系统（FIM TASK21-61）BITE 测试程序 1． 确保所有发动机和 APU 引气电门在 OFF 位； 2． 拔出 P6-4 跳开关 C4;温度选择电门 AUTO,组件电门 AUTO; 3． 将测试电门旋转至 START 位，按压测试 GO 和 NO GO 灯， 确保亮； 4． 顺时针按压旋转 BITE 测试电门分别到 TEMP CONTROL BOX，CABIN SENSOR ，DUCT ANTICIPATOR DUCT LIMIT SENSOR ，TEMP SELECTOR 等待 检查 GO 灯火对应的 NO GO 灯是否亮，NO GO 灯亮说明对应的部件故障。-11-737NG 故障经验总结 ATA23 通讯系统的 BITE 程序-12-737NG 故障经验总结 GCU/AGCU ATA24-电源系统故障的 BITE 程序（FIM TASK24-21/31） 电源面板对电源系统的测试 在 GCU 以及 BPCU 上对交流电源系统的 BITE 程序 BITE 程序： 1.将交流和直流选 择 电 门置于 TEST 位 ， 按 压 （ PUSH AND RELEASE） 维 护电门 MAINT，开 始测试； 2.如果存在故障 （可 显示的故障信息共 4 种） ，显示区域将 显示故障信息（一 次只能显示一条） ， 再次按压 MAINT， 显示下一条故障信 息 ， 直 到 显 示 “HOLD BUTTON CLEAR FAULTS” 信息； 3.短按压 MAINT， 保存故障，长按压 （6S）删除故障按压测试 TEST 电门，确保所有灯亮 3S 后灭，如果灯灭后，有相应的故障 灯亮， 记录故障灯， 若测试通过， PASS 灯亮 7SBPCU记录亮的故障灯， 按压测试 TEST 电门，确保所有灯亮后灭，如果 灯灭后，有相应的故障灯亮，记 录故障灯，测试通过，PASS 灯亮-13-737NG 故障经验总结 ATA26-轮舱/机翼/机身过热探测故障的 BITE 程序（FIM TASK26-18）查历史故障 （97 结束）清除历史故障当 前故障不能清查当前故障（显示 90 正在测试，测试结束显示 99） ，继续按压 直至空白。-14-737NG 故障经验总结 ATA26 发动机火警控制与探测系统的组件 BITE 测试（FIM TASK26-10）故障信息 APU - UPPER APU - LOWER APU - TAILPIPE ENG FAN PPER ENG FAN OWER ENG CORELEFT ENG CORE RIGHT LOOP POWER Low Resistance Wiring/Detector(s Detector M M M M1760对应故障件5921 (+/- 297) 3931 (+/- 197) 3011 (+/- 151) 2471 (+/- 124)M279. 面板 M279 或控制板 P8-1 M279. connectors A 和 B 环路同时存在同样的故障 Wring M279. detectors跳开关 F/O Electrical System Panel, P6-2： B19 C01344 APU FIRE SW POWER A 14 C00033 AUX POWER UNIT CONT A 22 C00407 FIRE PROTECTION DETECTION ENG 2 A 23 C00403 FIRE PROTECTION DETECTION APU A 24 C00405 FIRE PROTECTION DETECTION ENG 1BITE 程序： 1．按压 FAULT/INOP TEST 按钮保持 5 秒，确保所有黄灯亮之后灭 2．若测试完之后面板上有故障灯亮，记下对应的故障灯-15-737NG 故障经验总结 ATA26 下货舱烟雾探测的 BITE 程序（FIM TASK 26-16）CEU 的 BITE 程序： 1． 若下货舱烟雾测试（按压 TEST）后，面板上的 DETECTOR FAULT 仍亮，则通过前后舱 A/B 环路旋钮隔离出故障环路； 2． 找到对应货舱的环路，到 CEU 上做 BITE 测试（BIT 之前， 做灯光测试，确保灯光正常),按压 TEST 按钮保持 5S,记下 常亮的灯位置。 灯对应探测器： 前货舱：A1- M2238 A2- M2239 B1- M2240 B2- M2241 后货舱：A1- M2242 A2- M44 B1- M2245 B2- M2246 B3- M2247CAPT Electrical System Panel, P18-3 C 16 CARGO FIRE FORWARD DET B C 17 CARGO FIRE FORWARD DET A C 18 CARGO FIRE AFT DET B C 19 CARGO FIRE AFT DET A-16-737NG 故障经验总结 30ATA 风挡加温的 BITE 程序（FIM TASK30-41）BIT: 1. 按压 LAMP TEST 确保所 有指示灯工作正常； 2. 查 当 前 故 障 － 按 压 BIT VERIFY 按钮 1S，记下故 障指示灯； 3. 查历史故障－按压 FAULT HISTORY,记下故障灯 4. 重复测试之前，按压 BIT LAMP TEST 按钮， 复位点 亮的指示灯。BIT 故障灯 WHCU-LRU WINDOW SENSOR BUS POWER WINDOW POWER P5-9 CONGTROL POWER最可能的故障 组件内部故障 温度传感器故障 无 115V 加温电源 风挡加温电阻 控制面板控制电源参考排故 确保供电正常，串组件测试 电阻应小于 362 欧姆 组件或加温供电线路 电阻为 31.4 and 52 ohms 面板开关或组件控制电源-17-737NG 故障经验总结 ATA32-PSEU 近位警告系统（包含起飞警告/门警告控制功能）FIM TASK32-09 801-18-737NG 故障经验总结-19-737NG 故障经验总结-20-737NG 故障经验总结-21-737NG 故障经验总结 ATA32-防滞刹车故障 AACU 的 BITE 程序（FIM TASK32-42 801） 做 BITE 之前，确保停留刹车松开、油门慢车、A/B 液压增压、扰流板收柄 DN 位、惯导 ADIRU“NAV”位、轮挡挡好（以下测试程序在面板上的收藏卡上） 1． 故障再现（查历史故障）－将电门扳置 BIT 测试位，检查窗口显示的故障信息，继续选择 BIT 查找直到窗口显示“TEST END” 2．防滞刹车/自动刹车控制测试（查当前故障）－自动刹车预位电门从“OFF”选至“1” ，AACU 上的选择刹车选择电门至 NORMAL 位，按压 RESET 清除故 障，后按压启动电门 ENABLE VERIFY 保持，同时按压检查 VERIFY 电门，后同时松开，记录窗口显示的故障信息，继续按压 VERIFY 查找直到窗口显示 “TEST END” （10-20S） 。 3．正常刹车测试- 踩脚蹬提供刹车，刹车测试电门至 1（2、3、4） ，按启动电门保持，同时按压检查电门，后同时松开，窗口显示要测试的刹车位置，确认个 对应机轮刹车松开后刹上； 4．备用防滞刹车测试-只提供 A 系统压力，其他同正常刹车测试 5．自动刹车测试-增压 B 系统，自动刹车选择电门放“1” （2、3、MAX） ，AACU 上的刹车测试电门放 A/B，其他同正常刹车测试，确认所有刹车先刹上，后慢 慢释放，后自动刹车解除 故障信息A/B CONT含义自动刹车活门组件故障信息SOL P SW含义自动刹车活门压力 电门A/B SEL A/B SOL A/B SYS A/G 1 或 2 A/G SW ADIRU L 或 R BOX 1-4 或 2-3 BOX 1 或 2 或 3 或4 BOX A/B BOX BITE CNTLP SW GEARSW1 或 2 PARKBRK PRESL 或 R -22PWR 1-4 或 2-3自动刹车选择电门 自动刹车活门组件 A/B 测试故障 空地感应电门（PSEU） 空地感应电门（PSEU）SP CO LI SP CO RO SP SW LI SP SW LO SP SW RI SP SW RO SPLRHDL THR L 1 或 2 THR R 1 或 2 THR SW VLV 1-2 或 3-4 VLV 1 或 2 或 3 或 4 XDCR 1 或 2 或 3 或 4 PWR BITE内侧轮速电门 外侧轮速电门 速度刹车组件 速度刹车组件 速度刹车组件 速度刹车组件 速度刹车手柄电门 油门杆电门左/右惯导外或内侧防滞卡 对应活门或轮速传感器 接口驱动器 自动刹车逻辑卡油门杆电门 油门杆电门 备用防滞活门 防滞活门 轮速传感器 BITE 电源BITE 测试卡自动刹车活门压力电门 起落架收柄不在下位 停留刹车电门 刹车脚蹬电门 内外侧刹车电源737NG 故障经验总结 ATA27 襟翼缝翼指示组件 FSEU 的 BITE 程序 （FIM TASK 27-51）-23-737NG 故障经验总结-24-737NG 故障经验总结 ATA27 SMYD 失速警告计算机 BITE 程序（FIM TASK27-32）各菜单的详细测试程序见下页，注意测试之前确保发动机停车状态、襟翼收上。-25-737NG 故障经验总结-26-737NG 故障经验总结 ATA78 反推 EAU 的 BIT 程序 FIM TASK78-31EAU 的 BIT 程序 一．反推收上故障灯亮的 BIT 步骤 1．按压并保持对应发动机的反推收上故障灯电门，所有故障灯亮 1S 后应灭， 记录所有不灭的故障灯，松开灯电门； 2．按压 RESET 故障复位按钮 2S，等 30S 后记录仍保持常亮的故障灯。 二．反推放出故障灯亮的 BIT 1． 按压并保持对应发动机的反推放出故障灯电门，所有故障灯亮 1S 后应灭， 记录所有不灭的故障灯，松开灯电门； 2． 放出反推，若反推无法放出，应将反推手柄拉至放出位。 3． 按压 RESET 故障复位按钮 2S，等 30S 后记录仍保持常亮的故障灯。 备注：多数情况下，按压 RESET 复位按钮后，所有故障灯全灭，重新收放反推， 确保反推 REVERSE 故障灯在反推收回后 10.5S 后灭-27-737NG 故障经验总结-28-1. 皮托管周边区域划伤相关放行标准参考(节选山太排故组 - 周报) 10 月 28 日，检查发现 5118 飞机右侧备用静压口边缘有划伤，检查划伤尺寸在标准之 内，临时修复放行。737NG 飞机有两个主静压孔区域和两个备用静压孔区域，主静压口区 域属于 RVSM 区域，备用静压口不属于 RVSM 区域。如果在备用静压孔及其附近区域蒙皮 发现损伤，要参照 SRM51-10-01 及 SRM53-00-01 对损伤区域进行检查。对于光铝外的蒙皮 划伤，如果检查发现划伤区域没有凹坑等变形情况，可按照 SRM53-00-01 中蒙皮通用损伤 标准进行检查放行。对于凹坑、变形等损伤要同时符合 SRM53-00-01 及 SRM51-10-01 中的 损伤要求，检查该区域平整度是否符合要求。如果在主静压口及其附近蒙皮区域发现损伤， 不仅要参照 SRM51-10-01 及 SRM53-00-01 对损伤区域进行检查。 还要参照 SRM51-10-03 检 查损伤是否符合 RVSM 飞行要求。在光铝范围内的划伤等损伤，无论是主静压孔还是备用 静压孔，要参照 AMM34-11-02 进行检查。航线排故组 A
山东太古飞机工程有限公司航线部LINE MAINTENANCE DEPART.,TAIKOO (SHANDONG) AIRCRAFT ENGINEERING CO., LTD.航线维修提示 MAINTENACE NOTE 背景资料：编 号：MN34-61-2008056 SERIAL NUMBER:近日某 737NG 飞机推出开车后机组报告两部 PFD 有“NO VSPD”黄色信息及“V1 80”绿色信息，飞机滑回排故，航班延误。 处理措施： 检查发现速度基准选择旋钮置于“V1”位，重置该旋钮于“AUTO”位，信息消 失。 提醒建议： 飞机在起飞前需输入决断速度 V1 和抬前轮的速度 VR，V1 及 VR 有两种输入方 式：（1）机组通过速度选择旋钮手动设置； （2）速度选择旋钮在 AUTO 位，通过 FMC 的 TAKEOFF REF 页设置输入。 V1，VR 默认值是 80，输入 V1 和 VR 值必须都大于 80 为有效输入。当机组利用速 度旋钮进行手动设置时，V1 和 VR 的输入值必须都大于 80，PFD 上的“NO VSPD”黄 色信息才能消失，此时 PFD 正确显示绿色 V1 和 VR 值。 当速度选择旋钮置于 AUTO 档位，通过 FMC 在 TAKEOFF REF 页设置时， V1 和 VR 输入值须为有效值，否则数值会自动删除。正确输入后，PFD 上 NO VSPD 黄色信 息消失，且 V1 和 VR 无显示。 即便机组在 FMC 的 TAKEOFF REF 页输入正确的 V1 和 VR，但速度选择旋钮没有 置于 AUTO 档位，而是置于手动方式 V1 档或者 VR 档时，PFD 上会出现 NO VSPD 信 息。由于手动设置具有较高优先级，手动设置的 V1,VR 的默认值为 80，如果机组此时 不手动调节 V1、VR 大于 80，FMC 会认为输入无效，PFD 上就会出现 NO VSPD 信 息。 在此建议： 1．机务人员在航前、航后工作时应注意检查速度基准选择旋钮置于“AUTO” 位。 2．机组在报告出现“NO VSPD”信息时，应注意提醒其检查速度基准选择旋钮位 置及 V1、VR 速度输入是否有效。编写者：李 欣编写日期： 校对者：曹晓林批准人：郭春廷Page 1 of 2TAT 引起的一起 5119 飞机故障1、 故障描述： 2009 年 3 月 11 日过站机组反映飞机每次离地后，出现 ASA 指示器上 A/T 红灯闪 亮，CDS 上有白色 A/T LIMIT 字符指示，MCP 板上 VNAV 接不通，CDU 上性能页面 和导航页面无数据显示。 2、 排故过程： 由于过站已经更换 FMC， 故首先排除 FMC 的故障可能。 根据 CDS 上显示 A/T LIMIT 信息，通过查询 FIM 22-32 815. A/T LIMIT Problem-Fault Isolation，结合前几天该飞机水 洗过发动机，初步判断有可能是发动机 Ps3 管路堵塞，随后检查 Ps3 管路无堵塞，排除 Ps3 管路原因。 CDU 上做发动机 EEC 自测试， 在 有维护信息代码 73-31711 和 73-31712， 查询 FIM，故障指向 FIM 73-28 808. ADIRU 1 TAT Data and ADIRU 2 TAT Data Disagree-Fault Isolation，根据手册要求更换 TAT 探头，做 EEC 自测试，无故障代码，次 日航班运行正常，故障排除。 3、 故障总结： TAT 探头是一个金属管腔， 装在机身外部没有气流扰动的蒙皮上， 其对称轴与飞机 纵轴平行，感应元件感受腔内的气流温度。TAT 探头内有两个感温元件，一个感温元件 探测的温度信号输入 ADIRU-L，另一个感温元件探测的温度信号输入 ADIRU-R。 ADIRU-L 和 ADIRU-R 又把 TAT 信号分别输入 DEU1 和 DEU2，信号传输过程如下图 所示：当 TAT 探头中某一个感温元件故障时， 两个感温元件的温度信号会产生不一致。 DEU1 和 DEU2 会分别把 TAT 温度信号输出给两个 EEC，此时两个 EEC 中的 TAT 信号就会 不一致，当两个 TAT 温度信号相差超过 5℃时，通常 EEC 就会检测到此差值并产生故 障代码信息。当 TAT 输出的温度信号不准确时，输入 ADIRU 和 DEU 中的温度信号都是不准 确的，这样造成输入 FMC 中的温度信号也是不准确的，造成了 FMC 起飞性能页面和 N1 基准页面的丢失。飞机起飞后 ASA 指示器上出现 A/T 红灯闪亮和 FMA 显示器上 出现 A/T LIMIT 信息，说明 FMC 上飞行员输入的 N1 限制基准失效了，用的是 FCC 内部 A/T 油门计算机本身的限制功能。A/T 计算机不能使用 FMC 的 N1 限制，只能有 本身数据库设定的的 A/T 限制，从而使 A/T LIMIT 指示出现在 CDS 上，伴随 A/T 脱 开和红灯亮，同时 MCP 板上的 VNAV 接不通。通过这次的排故工作，我们可以看到，很多电子系统的故障现象都比较复杂，涉及 的系统也比较多，排故过程中如果漏掉很小的一个现象或者一个环节，都有可能使排故 工作陷入困境。这就要求我们电子系统的工作人员平时加强对电子系统以及相关系统的 学习， 多积累排故经验， 遇到问题要结合相关的系统和以往的排故经验进行全面的分析， 抓住典型的故障现象，多利用手册，这样才能更快的排除故障。山东太古飞机工程有限公司航线部LINE MAINTENANCE DEPART.,TAIKOO (SHANDONG) AIRCRAFT ENGINEERING CO., LTD.航线维修提示 MAINTENACE NOTE编 号：MN34-61-2008056 SERIAL NUMBER:附：仪表板选择旋钮位置图附图 1：仪表板选择旋钮位置图编写者：李 欣编写日期： 校对者：曹晓林批准人：郭春廷Page 2 of 2山东太古飞机工程有限公司航线部LINE MAINTENANCE DEPART.,TAIKOO(SHANDONG) AIRCRAFT ENGINEERING CO., LTD.排故组工作周报（日期：－）5347 飞机起飞警告故障二零零九年第 26 期2009 年 6 月 21 日，5347 飞机北京过站机组反映着陆时，当拉出反推时，出现起飞构型警告。 造成航班延误，济南过站时查阅 PSEU，历史故障代码为：31-51001，依据 AMM27－62－61 更换地面 扰流板内锁活门压力电门，测试正常。后续航段正常。 6 月 22 日，5347 飞机机组反映落地放反推时出现起飞警告。航后查询 PSEU 上故障代码为 31-52102，判断为左自动油门电门组件(M1766)内的油门杆 53 度电门 S8 故障。依据 AMM76-11-07 更换左自动油门组件 M1766，测试正常。 FIM32-09 中此故障代码的解释为： Maintenance message number 31-52002 is set for this condition: 1) The left thrust lever resolver angle is less than 53 during takeoff. 2) The left thrust lever resolver angle is not less than 53 while landing. Possible Causes： 1) Autothrottle microswitch pack, M1766 (left) or M1767 (right) 2) Wiring problem 3) Proximity switch electronics unit (PSEU), M2061 起飞警告和着陆警告都属于音响警告系统的一部分，音响警告用于飞机系统故障或者系统设置 不正确来提醒机组采取相应的措施。例如火警，自动驾驶脱开警告，超速警告，高度警告等也都属 音响警告系统。起飞警告和着陆警告逻辑均是 PSEU 来触发，通过音响警告电子组件发出警告声。 这里针对此次故障只是做起飞警告和着陆警告原理说明。 起飞警告是对飞机起飞时飞机不安全构型的警告，但是空中有些条件也会触发起飞警告。 在地面，飞机准备起飞时，飞行员油门杆向前推到超过 53 度时，如果存在以下任何一种条件， 就会触发起飞警告： 1） 水平安定面不在绿区。 2） 襟翼不在起飞位置（后缘襟翼小于 1 单位或者大于 25 个单位，前缘装置收缩或者非指令性 动作，后缘襟翼不对称，跳跃，非指令性动作） 。 3） 地面扰流板升起。 4） 速度刹车手柄没有在下位卡槽卡住。 5） 停留刹车设置。编写：律广宾 校对： 郭华第 1 页（ 共 5 页）山东太古飞机工程有限公司航线部LINE MAINTENANCE DEPART.,TAIKOO(SHANDONG) AIRCRAFT ENGINEERING CO., LTD.排故组工作周报（日期：－）二零零九年第 26 期飞机在空中，地面扰流板互锁活门打开，会触发起飞警告。警告机组地面扰流板互锁活门打开 了，地面扰流板有可能升起，影响飞行安全。如果下面的条件全部存在就会触发空中状态的起飞警 告： 1） 飞机在空中。 2） 前缘襟翼收上。 3） 地面扰流板互锁活门打开。编写：律广宾 校对： 郭华第 2 页（ 共 5 页）山东太古飞机工程有限公司航线部LINE MAINTENANCE DEPART.,TAIKOO(SHANDONG) AIRCRAFT ENGINEERING CO., LTD.排故组工作周报（日期：－）二零零九年第 26 期着陆警告是飞机着陆时飞机不安全构型的警告，警告着陆形态不正确或系统故障，促使机组采 取一定的动作和措施。如果飞机着陆时存在以下任何一种条件会触发着陆警告： 1） 飞机起落架没有放下锁定位置。 2） 襟翼不在着陆位置。 3） 油门杆没有收回到着陆位置。 4） 无线电高度不正确。 此次故障现象来分析，并不是很明确，因为机组落地后拉反推时出现起飞警告，收上反推时警 告消失。从起飞警告触发的条件来看，并不涉及反推的条件。但是从 PSEU 故障代码来，查阅 FIM 可以知道是油门杆 53 度电门 S8 故障，传感的数据不正确。也就是说，当飞机落地后放出反推，油 门杆本来在慢车位置，但是 S8 电门指示在大于 53 度，相当于油门杆没有收回，这样就符合起飞警 告飞机在地面，油门杆大于 53 度时的警告逻辑。因为这个时候，至少地面扰流板时升起的，所以 会触发警告。 至于为什么拉反推会导致油门杆 53 度电门传感不正确，事后分析，反推手柄的连杆连接到油 门杆微动电门组件上，拉反推时，可能连杆摩擦或者振动造成 S8 传感位置不正确。编写：律广宾 校对： 郭华第 3 页（ 共 5 页）山东太古飞机工程有限公司航线部LINE MAINTENANCE DEPART.,TAIKOO(SHANDONG) AIRCRAFT ENGINEERING CO., LTD.排故组工作周报（日期：－）二零零九年第 26 期起飞警告和着陆警告逻辑都是由 PSEU 触发的，遇到此故障先看故障代码，如果有故障代码查 阅 FIM，但是有效故障代码很重要，因为 PSEU 非易失性存储器只能存储最后一次的起飞警告原因。 如果油门杆在发生起飞警告后，油门杆在地面再次超过 53 度，故障代码消失。 如果没有故障代码要译码分析，核对分析起飞警告触发的几个条件，看那个条件触发了起飞警 告，对相应的系统进行分析处理。 发生起飞警告有时是机组飞机构型设置的不正确造成的，当然这种概率很小。机组起飞前会进 行检查起飞构型设置的。编写：律广宾 校对： 郭华第 4 页（ 共 5 页）山东太古飞机工程有限公司航线部LINE MAINTENANCE DEPART.,TAIKOO(SHANDONG) AIRCRAFT ENGINEERING CO., LTD.排故组工作周报（日期：－）二零零九年第 26 期编写：律广宾 校对： 郭华第 5 页（ 共 5 页）液压部件渗漏引起的延误（内含常用的渗漏标准章节号）：DDDDD节选山太 2008 年 12 月份航班延误分析1、5331 右发 EDP 漏油故障 12 月 5 日， 5331 飞机航前 7 点外场检查发现右发下有一滩油， 检查为右发 EDP 壳体接合处漏油，属于静封严在静止状态下渗漏达到 20 滴/分钟，超出手册标准。更 换 EDP 后试车测试正常。另外提醒各位，737NG 飞机目前山航选装有两种件号的 EDP，分别为 66087 和 849589，如需将这两个件号的 EDP 互串，需要将快卸卡环、 封圈和 EDP 底座法兰盘（整体件号为 60827）一同更换。且件号为 66087 的 EDP 为山航重点监控的 EDP，更换后挂签上详细填写 EDP 的故障现象。 2、5333 飞机升降舵调整片锁作动器漏油故障 12 月 7 日，5333 飞机航前检查发现右升降舵调整片锁定作动筒漏油，青岛有件， 9 点到件，依据 MM27-31，更换右升降舵调整片锁作动器，地面测试正常，9 点半恢 复正常。本次漏油故障航前发现的比较及时，并且更换件也比较容易，如果济南有航 材应该是可以避免延误的。 这两起故障都属于突发性故障，航前发现渗漏并且超出放行标准，必须更换故障 件从而导致航班延误。部件渗漏故障属于冬季多发性故障，在秋冬季节，特别是换季 时，由于昼夜温差或地区温差较大，容易造成液压部件内部封圈密封性能下降，从而 造成液压油渗漏。尤其在夜间温度下降以后，封圈受冷收缩，达不到密封效果，于是 出现漏油。所以经常是在航前发现有部件渗漏。对于 737 飞机来说，常见的容易渗漏 的部件有襟翼齿轮盒、 前轮转弯计量活门、 液压导管旋转接头、 EDP、 液压保险、 737NG 液压消音器等。对于此类故障，预防措施就是加强航前航后检查，不放过任何蛛丝马 迹， 及早把渗漏消灭在最初阶段， 避免潜在的延误威胁。 尤其对于主轮舱等重要区域， 发现有渗漏迹象后尽早更换或订件，不要等到快超标的时候再进行更换。现在航线部 已经加强了检查力度，排故组每天航前也派人协助检查渗漏，以确保飞机顺利出港， 减少延误。如果航前发现有渗漏但在标准之内，要尽量安排放行人员跟机，从而避免 外站的延误。 对于航前及过站，发现渗漏要能够及时查到渗漏标准。对于标准之内的渗漏可以 及时放行从而避免延误。下面是一些常用的渗漏标准章节号，给大家一点参考。CRJ200 飞机 部件 Leakage Test of the Aileron PCU 章节 TASK 27?14?01?790?802leak check of the ground?spoiler manifold Subtask 27?63?05?160?001 assembly Leakage Test of the Rudder PCU Leakage Test of the Elevator PCU Leak Check of the Flap Actuator Gearbox Leak Test of the spoiler PCU External Leak Check of the Landing Gear Leakage Check of the Brake Unit Brake Unit Piston Leakage In?Service Limits TASK 27?23?01?790?801 TASK 27?33?01?790?801 TASK 27?53?00?790?801 TASK 27?62?01?790?801 TASK 32?00?00?790?801 TASK 32?43?26?790?801 TASK 32?43?26?790?802External Leak Check of the Steering Actuator TASK 32?52?10?790?801 Swivel?Valve Engine Vents and Drains Fuel Tank TASK 71?00?00?868?804 TASK 28-11-00-790-802737-300 飞机 部件 Hydraulic System External Leak Check INTEGRAL FUEL TANKS ENGINE VENTS AND DRAINS 章节 TASK 29-00-00-796-001 AMM 28-11-00-601 AMM 71-71-00-601737NG 飞机 部件 Hydraulic System External Leak Check FUEL TANK LEAKS Engine Vents and Drains Inspection 章节 TASK 29-00-00-790-801 TASK 28-11-00-300-801 TASK 71-71-00-200-801-F00Main Landing Gear Shock Strut Seal Leakage TASK 32-11-21-200-801Check Nose Landing Gear Shock Strut Seal Leakage TASK 32-21-11-200-801 Check5119 飞机开车后机长皮托管加温灯亮DDDDD节选山太 2008 年 12 月份航班延误分析2008 年 12 月 8 日航前 5119 飞机开车后机长皮托管加温灯亮，检查跳开关状态 正常，重置加温电门后正常，航后更换机长皮托管。 大气数据传感器使用电阻丝加温来实现探头的防冰功能。大气数据传感器使用两 种电源：115V AC 和 28V DC。115V AC 为各探头加温器供电，28V DC 为风挡/皮托 管加温控制面板内的涌流探测电路供电。 在涌流探测电路不工作或探测不到加温器电 路有电流通过时，加温控制面板上相应的加温灯、主警告灯和信号牌上的“ANTI-ICE” 灯就会燃亮。机长皮托管加温控制原理图风挡/皮托管加温控制面板上的探头加温控制开关闭合后如果有加温灯亮，则在 以下四个环节可能存在问题： 1． 相应的大气数据传感器； 2． 风挡/皮托管加温控制面板； 3． 跳开关； 4． 相关线路。 ① 如果全部加温灯燃亮，风挡/皮托管加温控制面板故障的可能性很大；如果某 一 侧 加 温 灯 亮 ， 则 首 先 需 要 检 查 涌 流 探 测 电 路 跳 开 关 ――PROBEINDICATION CAPT (F18, P6-3)，PROBE INDICATION F/O (F16, P6-3)；如 果某一加温灯亮， 则需要检查相应的探头加温跳开关和探头加温状态， 在条件 允许的情况下可以通过测量加温电阻丝的电阻来判断加温器的状态。山东太古飞机工程有限公司航线部LINE MAINTENANCE DEPART.,TAIKOO(SHANDONG) AIRCRAFT ENGINEERING CO., LTD.排故组工作周报（日期：－）5352 飞机 DEU 故障：二零零九年第 27 期2009 年 7 月 1 日航后，5352 飞机航后检查发现 EEC 存在故障代码：73-332，故 障原因为 DEU-1 DATA IS MISSING。进一步详细检查发现 1 号 DEU 记录故障代码 31-60031（DEU-1 RESET） ，31-60011（DEU-1 FAULT） ，2 号 DEU 记录故障代码 31-67082（NO DEU-1 DATA） 。依据 AMM31-62-21 更换 1 号 DEU，升级构型数据库软件后测试正常。 DEU 用于从其它系统收集并处理数据，与其它部分系统交换数据以及实现字符显示。DEU 通过 这些数据监控各系统状态，同时两部 DEU 对收集到的数据进行交叉比较。DEU 内部采用插槽式结构， 共有九块电路板：两块 ARINC 429 输入/输出总线及控制器、两块离散数据输入/输出电路板、一块 模拟数据输入/输出电路板、一块处理器电路板、两块显卡、一块供电线路板。DEU 有两种故障信息 提示：CDS MAINT 和 CDS FAULT。故障信息提示只有当飞机在地面且至少一发关车时出现。当任意 一部 DEU 中有下列电路板存在故障时，DU 显示 CDS MAINT 信息：显卡、离散数据输入输出电路板或 模拟数据输入/输出电路板。在以下任一情况发生时 DEU 会显示 CDS FAULT 信息：ARINC 429 输入/ 输出总线及控制器故障、处理器故障、供电线路故障；如果在任意一部 DEU 中以下两块或两块以上 电路板故障，或在每台 DEU 中有以下一块电路板故障时，DU 也会显示 CDS FAULT 信息：显卡、离散 数据输入输出电路板、模拟数据输入输出电路板。 EEC 内部有两个通道，分别通过两条数据总线向 DEU 传送数据。DEU 通过这些数据来实现发动 机数据显示并监控发动机状态，同时 EEC 通过 DEU 反馈的数据也会监控 DEU 的工作状态。编写：王巍巍 校对： 裴海洋第 1 页（ 共 2 页）山东太古飞机工程有限公司航线部LINE MAINTENANCE DEPART.,TAIKOO(SHANDONG) AIRCRAFT ENGINEERING CO., LTD.排故组工作周报（日期：－）二零零九年第 27 期DEU 在更换时需注意 DEU 的 OPS、OPC 和 DU 的 DB 版本号，如果软件版本号不符需加载相应软 件。DEU 在通电时会执行自检及初始化设置，此时 DU 会显示 CDS FAULT，完成初始化该字符会自行 消失。编写：王巍巍 校对： 裴海洋第 2 页（ 共 2 页）山东太古飞机工程有限公司航线部LINE MAINTENANCE DEPART.,TAIKOO(SHANDONG) AIRCRAFT ENGINEERING CO., LTD.排故组工作周报（日期：－）二零零九年第 14 期自动刹车解除预位灯亮故障5111 飞机自动刹车解除预位灯亮，经判断为自动刹车计量活门故障。 自动刹车系统主要包括：自动刹车/防滞控制面板、AACU、自动刹车控制组件、刹车计量活门 自动刹车解除预位灯亮条件： A. 任一个正常计量压力高于 750psi B. 飞机落地 3 秒后，任一油门杆前推离开慢车位 C. 扰流板放出后速度刹车手柄从 UP 位放到 DOWN 位 D. 正常防滞系统故障 E. 自动刹车系统故障 F. 从 ADIRU 输入数据无效 因故障出现在空中刚预位自动刹车时，因此排除 B、C 的可能性。正常防滞系统故障会导致防 滞失效灯亮，故排除 D，几次航后自检正常，可以排除 F，现在只剩下 A 和 E。下面谈谈对 A 和 E 的隔离方法： 依据 FIM32-42，task801 在 AACU 做 Memory Recall 和 antiskid/autobrake control test，若有故障 代码，按附表排故，如果没有，执行第二步 1. 检查自动刹车活门组件及两个自动刹车往复活门上的电插头及线束 2. 如果不存在线路故障，建议与其他飞机互串自动刹车活门组件上的两个压力电 门，若故障转移，串回其中任意一个，确认故障件。 3. 如果故障未转移，建议与其他飞机互串自动刹车活门组件，若故障转移，则更换 自动刹车活门组件。 4. 如果故障仍未转移，建议与其他飞机互串两个自动刹车往复活门上的压力电门， 看故障是否转移，如果故障转移，串回其中任意一个确认故障件。编写：律广宾校对：郭华第 1 页（ 共 2 页）山东太古飞机工程有限公司航线部LINE MAINTENANCE DEPART.,TAIKOO(SHANDONG) AIRCRAFT ENGINEERING CO., LTD.排故组工作周报（日期：－）二零零九年第 14 期编写：律广宾校对：郭华第 2 页（ 共 2 页）山东太古飞机工程有限公司航线部LINE MAINTENANCE DEPART.,TAIKOO(SHANDONG) AIRCRAFT ENGINEERING CO., LTD.航班延误分析B5352 起落架手柄紧故障(二零零九年四月份 )编写日期 B5352 飞机到机队后不久，机组就开始反映手柄比较紧。后又发生在放下位红灯绿灯全亮及在 OFF位保持不住故障。到目前为止我们所做的工作：（1）4 月2 日，更换起落架手柄后测试正常， 后续航班机组未反映在OFF 位保持不住，但实际测试手柄仍然紧。（2）4月15日调节手柄推拉钢索 后， 操作测试依然有涩感 （2） 4月27日航后脱开钢索进行逐段隔离时发现后扇形盘轴承有异常摩擦， 因航材无料，临时润滑，已定件轴承。通过近一个月不断的排故与总结，目前对此故障已有比较明 确的结论： （1）推拉钢索和钢索环路共同导致了手柄重这个故障现象，27日晚用两架飞机验证了这 个结论。（2）手柄有涩感，主要的问题在钢索环路，目前看应该是后扇形盘上的支撑轴承，需更 换后确认。（3）在钢索环路没有异常机械摩擦时，钢索的张力无论偏大还是偏小，只要在手册要 求的范围内，对手柄都不会产生明显的力量变化。 以下是杨胡广工程师对此故障的总结： 如图 1、2 和 3 所示，737NG 飞机起落架收放控制系统由收放控制手柄通过推拉钢索传到机头 舱的齿轮盒，齿轮盒与前扇形盘连接，前扇形盘通过钢索连接到后扇形盘，后扇形盘与起落架选择 活门输入连杆连接，作动选择活门。 当感觉起落架控制手柄紧时，首先个人人为应该首先确认是手柄拉出时紧还是上下移动时紧， 因为单独手柄拉出时，并不作动推拉钢索。如果单独手柄拉出紧，脱开手柄处推拉钢索，检查此时 手柄拉出如果还紧，更换起落架手柄。如果脱开后感觉不再紧，或不是单纯手柄拉出紧，首先目视 检查前后扇形盘及其连接钢索、滑轮是否正常，钢索有没有与其它部件摩擦情况，钢索是否正常在 滑轮中。如果这些目视检查正常，可以采取分段隔离。首先，泄掉液压。将起落架控制手柄放在 OFF 位，松开图 5 中的连接螺帽 5，脱开里面的推拉钢索内芯。检查图 3 所示的销子能否自如插入， 如果连接前后扇形盘的钢索调节不正确，会导致钢索对扇形盘有一个偏转力，从而在手柄上下移动 时会引起某一方向上手柄力偏大。同时，当手柄在卡槽里时，该偏转力会通过齿轮盒内部的齿轮传 递给钢索内芯，使钢索内芯产生一个推拉力，由于推拉钢索传递推拉力能力强，该力会作用在起落 架控制手柄的推拉钢索连接曲柄上，从而产生一个偏转力拒，由于起落架手柄杆与推拉钢索曲柄内 壁直接配合，该力拒会通过曲柄内壁直接作用在起落架手柄杆上，从而增大了起落架手柄与推拉钢 索曲柄的接触力，从而增大拉出时的摩擦力，产生手柄涩感。当起落架手柄拉出后，会压缩手柄内 部弹簧，从而使弹簧产生一个回中力，推住手柄一端压在起落架卡槽环壁上（如图 4） ，起落架卡槽 环设计为临近卡环的三个卡槽时有一平滑过渡，因此正常情况下，手柄在临近卡槽位时会在弹簧力编写：徐一胜校对：张松强第 1 页（ 共 6 页）山东太古飞机工程有限公司航线部LINE MAINTENANCE DEPART.,TAIKOO(SHANDONG) AIRCRAFT ENGINEERING CO., LTD.航班延误分析(二零零九年四月份 )编写日期 作用下滑进卡槽内，但在本情况下，一方面，由于增加的摩擦力会抵消一部分弹簧力，另一方面， 当移动手柄向由于钢索偏转力而导致的移动力变大的方向移动时，该力也会抵消掉一部分弹簧力， 从而会导致手柄在 OFF 位不能顺利进入卡位，需要人工推一下。情况严重时，可能会导致增大的摩 擦力抵消了弹簧力，从而使起落架手柄无法正常弹出，导致找不到 OFF 位（因为 UP，与 DOWN 位在最上和最下，不存在找不到位置情况。而 OFF 位在中间，从外部没有参照） 。但这种情况下， 如果脱开图 5 中的连接螺帽 5，脱开里面的推拉钢索内芯，用手推拉齿轮盒中与钢索内芯相连部分， 单独感觉力，应该感觉不到明显偏大情况，因为此时静摩擦力已经转化为扇形盘的移动，但可能该 移动位移较小，不易感觉到。 如果销子能平滑插入，用手推拉齿轮盒中与钢索内芯相连部分，看是否轻松自如。如果感觉偏 紧，则说明故障出于齿轮控制盒及后部。插上销子，检查钢索张力，钢索张力偏大，会在前后扇形 盘处产生额外的侧向力，从而增加扇形盘转动时的摩擦力，引起起落架控制手柄上下移动时紧；如 果钢索张力正常，脱开图 6 所示钢索 TURNBUCKLE，检查前后扇形盘轴承是否转动灵活，轴承的 异常摩擦会导致起落架手柄紧。如果转动灵活，则故障来自齿轮控制盒。 若用手推拉齿轮盒中与钢索内芯相连部分时感觉轻松平滑，则连接齿轮盒处钢索，依据 MM32-31-22，做推拉钢索及齿轮盒调节测试。该项目的是检查推拉钢索外套长度是否合适，手册 对于该尺寸要求很严格。因为如钢索外套长度不合适，会导钢索与手柄连接后钢索内芯移动，从而 使齿轮盒标记无法对齐，影响手柄对起落架收放选择活门的控制精度。同时，由于钢索外套两端均 是固定不动的，长度的改变会改变外套弯曲度，会使外套与钢索之间产生附加摩擦，并且外套会对 钢索内芯产生一个附加推拉