737飞机PTU漏油

2023年10月，60*1 飞机海拉尔过站机务检查发现PTU位置漏油，一分钟接近60滴，手册标准1分钟20滴。

PTU是将A系统的液压压力转换为B系统的液压压力，驱动前缘装置运动。当B系统EDP压力低于正常值时，PTU为前缘襟翼和缝翼提供备用液压源，其中A系统液压压力做为PTU的驱动源，为B系统的液压油增压。PTU系统主要包括：PTU、PTU压力油滤、PTU控制活门、EDP压力电门自动缝翼系统等。

PTU由一个液压马达和一个液压泵组成，马达和泵通过一根轴相连，这根转动的轴和马达/泵之间的封严就是动封严。马达和泵均安装中间的安装座上，安装座上有一个专用的余油孔，从此余油孔漏出的油，即为PTU动封严漏的油，查看上表标准可知，正常运行标准为10滴/分钟，放行标准为20滴/分钟。

PTU控制活门控制A系统的压力油进入PTU马达，包括一个直流马达和一个活门。当EDP压力电门自动缝翼系统感受到B系统EDP压力低于2350PSI时，PTU控制活门的直流马达开始工作，A系统压力油经PTU控制活门进入PTU马达。

液压回路如下图：

A系统液压油流向

液压油箱→EDP/EMDP→PTU流量限制器→PTU控制活门→PTU马达→热交换器→系统回油滤→液压油箱

B系统液压油流向

PTU壳体回油：液压油箱→PTU泵→B系统EMDP壳体回油滤→热交换器→液压油箱

PTU用户回油：液压油箱→PTU泵→PTU压力油滤→前缘襟翼和缝翼→系统回油滤→液压油箱

电气控制

PTU控制活门打开，即PTU工作需要三种条件：飞机在空中，后缘襟翼位置在放下位且小于15单位，B系统EDP压力低于2350PSI超过0.5秒。

PTU活门自动打开控制逻辑：飞机在空中且后缘襟翼在0-15单位时，若S855感受到B系统EDP压力低，其内部电门接地，R353线圈励磁并吸合内部电门，28V DC经R353来驱动PTU控制活门马达，PTU控制活门打开，A系统液压进入PTU，PTU开始工作。当活门转动至OPEN位后，马达供电触点跳转至OPEN位，马达脱开；若B系统EDP压力恢复正常，由于R353有自保持功能，PTU不会停止工作。（图中绿线为触发电路，红线为供电电路，黄色为R353自保持回路。）

PTU活门自动关闭控制逻辑：当飞机在地面，或襟翼在收上位，或襟翼放下位置大于15单位，任一条件满足时，28V DC驱动PTU控制活门马达，使活门向关闭方向转动，活门截断A系统的液压油，PTU停止工作。当活门转动至CLOSE位后，马达供电触点跳转至CLOSE位，马达脱开。下图以襟翼位置大于15单位为例，红线为供电电路，绿线为PTU控制活门马达通电前的触点状态。

PTU活门人工关闭控制逻辑：将飞控面板的备用襟翼预位电门置于ARM位，并将备用襟翼控制电门置于DOWN位后，位于面板内的前缘备用驱动活门继电器励磁并吸合其内部电门，从而R625励磁并吸合其内部电门，R353失电，来自R625的28V DC驱动PTU控制活门马达，使活门向关闭方向转动，当活门移动至关闭位后，马达供电触点跳转至CLOSE位，马达脱开。在操作备用襟翼控制电门时，瞬时置于DOWN即可，因为前缘备用驱动活门继电器有自保持功能。（图中绿线为触发电路，红线为供电电路，黄色为自保持回路。）

处理上，可以模拟PTU的工作条件，验证当前的实际渗漏率。同时根据译码油量的减少量，从而可以判断出是A端还是B端出现了PTU渗漏。由于在PTU不工作条件下，实际上两端均联通的是回油压力，也就是基本上是油箱压力，这个渗漏在打压情况系啊，应该是缓慢和稳定的。从而可以大概推算出稳定渗漏量，从而为决断做出参考。

历史案例：

60*6飞机2023年8月22日，天府航后发现PTU余油口漏油呈线状。检查机上A/B液压油量93%/97%。更换PTU。

53*2飞机2022年6月21日，武汉航后检查发现PTU余油口漏油呈线状，驾驶舱液压油量指示，A系统69%，B系统98%，更换PTU。

19*3飞机2021年6月23日，西安航后主轮舱PTU区域有液压油漏油，检查A学系统油量67%，更换PTU。

从机队统计看，机队历史以来可查到的共送修过25次。漏油主要分为两类：

1类是从泵端盖漏油

通常是如下图75和60这个地方渗漏，写本描述为壳体渗漏。

1类是从余油口漏油

通常是如下图175/170/165这个地方渗漏，修理报告写本描述为轴封漏油。

针对轴封漏油，PARKER 于 2013 年 PTU 进行升级，主要对泵端固定密封板进行设计更改，将序号大于 5442A的 PTU 泵端固定密封板升级为新构型(件号从 56586 变更为件号27378)，而马达端固定密封板仍保留旧构型(件号 56586)。新、旧构型固定密封板材料均为6061 铝合金，二者在结构、尺寸上存在一定的差异，无法串件和改装回去。新、旧固定密封板结构示意图和实物如下图所示：

从CMM可以看出，泵端给了两种构型件号，需要和特定的保持封严配合。

马达端单一件号。

从如下统计表可以看出，轴封失效的序号大于 5442A的比例较高。

有调查显示，子部件故障多集中在马达端固定密封板 (56586) 和衬套 (马达和泵 8691)，另外，修理报告中未发现泵端新构型固定密封板 ( 27378) 更换记录。分解 PTU 后，多次发现相关缺陷主要集中在马达端固定密封板(56586)，固定密封板多次出现裂纹、磨损等缺缺陷，导致液压马达端轴封无法压紧，内部液压压力向外挤压，导致封圈失效，最终导致 PTU 余油管漏油。这个与实际运行表现是吻合的，运行中的表现基本上都是A系统油量减少，因此多是从马达端发生渗漏。

整个拆下件的可靠性数据看，新件均值18260FH，修理件3960FH，由于该比例不到机队重量的1/10,因而实际可靠性远高于此。

统计看，机龄周期和失效并无直接关系。

2026年8月补充

厂家的失效分析

Seal retainer 上未使用的螺钉孔成为应力集中点 → 在循环载荷下产生疲劳裂纹 → 裂纹扩展到断裂 → retainer 失去对 O-ring 的支撑 → O-ring 在压力下被挤出间隙 → PTU 内部密封失效、漏油

厂家的改进思路

Option A — 强化 seal retainer 本体

• 材料升级 为钢(原应为铝合金/不锈钢较低强度材料,具体需查设计图)
• 去掉非用孔 (remove non-used holes) — 减少应力集中点
• 加大唇部圆角 (increase lip radii) — 改善圆角处的应力分布
• 本质:从结构/材料层面解决裂纹源头

Option B — 保留原 retainer,加 backup-ring

• 在 housing 和 cup seal 之间的 O-ring 旁 加装 backup-ring(支撑环)
• 即使 retainer 上的螺钉断裂,backup-ring 也能防止 O-ring 被挤出
• 本质:容错设计,不解决裂纹,但解决”裂纹后导致的失效后果”

最终确定的方案是，将retainer的材质从铝合金修改为不锈钢，同时原有的空洞孔不再预留。

针对retainer疲劳断裂的原因，厂家解释的原因是实验结果，该retainer在承受0-600-0的压力波动情况下，只能支持300000CY。而对应为13000CY航段，这个数据与机队失效表现数据接近。由于正常情情况下，PTU马达基本上不可能达到工作条件，因此对于为什么会经历这样的波动循环。波音和PARKER给出了不同的解释。

PARKER:PTU 在马达侧系统回油管路中受到其他用户或部件所产生的压力波动影响，大约有 600 psi。在产品设计之初，波音没有为 PTU 回油/壳体排放口设定冲击要求。所以，这个0-600psi的压力波动并不是来自与PTU本身，而是来自液压系统的回油管路。与PTU的工作与否也并无关联。

BOEING（HNA-HNA-26-1996）:R1. 波音公司认为，所提及的 0-600-0 是液压回油系统压力曲线，它属于内部设计要求，被视为供应商与波音公司之间的专有信息。该信息本不应向运营商公开，因为它是内部设计要求。R2. 波音公司认为，动力转换组件（PTU）可以在没有飞机系统告警/指示的情况下运行，并且也会受到飞机整体系统压力的影响。

所以，其实两者都没有正面解释和回答，但可以确认的是PTU收到了整体压力系统波动的影响。retainer是存在疲劳失效物理特征的，和在翼时间正相关关系。

R1. Boeing finds the 0-600-0 mention is the hydraulic return system pressure profile, which is meant to be an internal design requirement and considered proprietary information between the supplier and Boeing. This information was not suppose to be shared with operator(s), as it is an internal design requirement.

R2. Boeing finds the PTU can operate without airplane system annunciation/indications, and can also be subject to overall airplane system pressures.