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月度归档： 2024 年 11 月

737机型机组关车项目清单

AC MODELFCOM /QRHMANUAL SHUTDOWN ITEMATA 
B73N/CFM56-7BNNC.8.7ENG OVERHEAT26发动机过热
NNC.8.8ENG TAILPIPE FIRE26发动机尾喷管冒火
NNC.7.2Engine limit or Surge or Stall71发动机超限或喘振或失速
NNC.7.6Loss of Thrust On Both Engines73双发失去推力
NNC.7.16ENG FAILURE OR SHUTDOWN71发动机失效或关车
NNC.8.2ENG FIRE OR ENGINE SEVERE DAMAGED OR SEPARATION26发动机失火、发动机严重损坏或分离
NNC.7.31ENGINE LOW OIL PRESSURE79发动机滑油压力低
NNC.7.32ENGINE OIL FILTER BYPASS79发动机滑油滤旁通
NNC.7.20ENGINE HIGH OIL TEMP79发动机滑油温度高
NNC.7.43REVERSER UNLOCKED(IN FLIGHT)78反推松锁 (空中)
NNC.7.46Volcanic Ash71火山灰
NNC.12.6ENG FUEL LEAK28发动机燃油泄漏
NNC.12.18LOW28燃油量低
NNC.12.15IMBAL28燃油不平衡
                              737MAX/LEAP-1B                                        QRH-NNC-7.2Engine Limit or Surge or Stall71发动机超限或喘振或失速
QRH-NNC-7.6Loss Of Thrust On Both Engines73双发失去推力
QRH-NNC-7.18Engine Failure or Shutdown71发动机失效或关车
QRH-NNC-7.22Engine High Oil Temperature79发动机滑油温度高
QRH-NNC-7.33ENGINE LOW OIL PRESSURE79发动机滑油压力低
QRH-NNC-7.34ENGINE OIL FILTER BYPASS79发动机滑油滤旁通
QRH-NNC-7.35ENGINE THRUST73发动机推力
QRH-NNC-7.46REVERSER UNLOCKED (IN FLIGHT)78反推松锁（空中）
QRH-NNC-7.50Volcanic Ash71火山灰
QRH-NNC-8.2ENGINE FIRE or Engine Severe Damage or Separation26发动机失火或发动机严重损坏或分离
QRH-NNC-8.8ENGINE OVERHEAT26发动机过热
QRH-NNC-8.10Engine Tailpipe Fire26发动机尾喷管冒火
QRH-NNC-12.4FUEL DISAGREE28燃油不一致
QRH-NNC-12.6FUEL FLOW28燃油流量
QRH-NNC-12.8Fuel Leak Engine28发动机燃油泄漏
QRH-NNC-12.16IMBAL28燃油不平衡
QRH-NNC-12.20INSUFFICIENT FUEL28燃油不足
QRH-NNC-12.22LOW28燃油量低
QRH-NNC-12.24USING RSV FUEL28使用备份燃油

PSS系统结冰导致双发PS3超限及控制灯亮

2024年11月，737MAX(B-20XC)飞机在某天的某个航段中双发先后出现PS3超限信息：COMPRESSOR DISCHARGE PRESSURE (PS3) SENSOR IS OUT OF RANGE，发动机工作正常，落地后先是维护灯亮，滑行过程中双发EEC控制灯亮，后续滑到位后双发EEC控制灯熄灭，只有维护灯亮，检查状态页有ENG 2 CONTROL和ENG 1 CONTROL信息，OMF当前页面有ENG 2 CONTROL ACTIVE 和ENG 1 CONTROL ACTIV信息，均对应73-43304 | COMPRESSOR DISCHARGE PRESSURE (PS3) SENSOR IS OUT OF RANGE |DETECTED BY: ENGINE-2 EEC CHANNEL-B | Active | Hard | Cruise | 无 | 无 | 22-Nov-2024 06:26:00 新警告
73-43303 | COMPRESSOR DISCHARGE PRESSURE (PS3) SENSOR IS OUT OF RANGE |DETECTED BY: ENGINE-2 EEC CHANNEL-A | Active | Hard | Cruise | 无 | 无 | 22-Nov-2024 06:07:00 新警告
排故工作完成双发PSS、PS3、P3B管路吹除，参考 AMM71-00-00-700-808-G00执行双发 Test No. 32 – Engine Idle System Test测试正常。

根据CFM分析，PS3压力超限（Out of Range， EEC故障代码330），PS3压力不一致（Disagree，EEC故障代码329）和P3B压力不一致（Disagree， EEC故障代码298）这些故障信息可能是PS3信号管或PSS组件水汽结冰堵塞的早期迹象，将有可能导致后续的航班延误或取消。CFM建议在下一个方便的机会采取必要的措施来解决观察到的发动机状况。在执行维护工作之前，发动机面临双通道故障（不可放行）的风险增加，此警告可能由发动机当前航段快照报告中的EEC故障代码触发。然而，一个已知EEC软件逻辑问题可能导致故障航段报告增加，当前面的航段被报告为发生在当前航段时，就会发生这种情况。为了解决这一问题并防止在随后的飞行中报告先前的故障，有必要记录EEC生成的故障消息，然后从EEC存储器中删除EEC生成的维护消息。

厂家建议工作通常如下（仅供参考），也可参考EO-COM-73-2022-009的步骤执行。

1. CFM recommends taking the necessary actions to resolve the observed engine condition(s). The following recommendations may aide in the troubleshooting process.
2. CFM recommends applying the PSS system warm-up procedure per Service Bulletin 71-0004 until Service Bulletin 73-0014 is completed, if extended grounds times have occurred per SB 71-0004.
3. CFM recommends performing Service Bulletin 73-0014 on the faulted engine to remove moisture from the PSS unit and PS3 and P3B sense lines at the next convenient maintenance opportunity. Additionally, it is recommended to perform Service Bulletin 73-0014 on the sister engine at the same or subsequent convenient maintenance opportunity. a) If the PSS, PS3, and P3B sensing system blowout and vacuum procedure cannot be performed, the Pressure Sub System (PSS) may be replaced as an alternate action. Replace the PSS per AMM tasks 73-21-11-000-801-G00 and 73-21-11-400-801-G00. NOTE: When removing the PSS, CFM recommends that the PS3 and P3B lines be cleared of any moisture by blowing clean compressed air or nitrogen into the end of lines where disconnected from the PSS (approximately 100 PSI not to exceed 200 PSI) for a minimum of 3 minutes. Continue until no moisture is observed exiting the sense line weep hole located at the 6:00 o’clock position in the aft location of the fan compartment. Reference AMM Task 73-21-11-160-801-G00.
4. The next following steps are necessary to complete with EEC Software Version 6.73 and previous versions to prevent PSS Freezing-related faults from affecting the monitoring capability by generating false indications of new faults detected. False indications could result in an unintended CNR.
5. Make a record of all engine faults present on the Onboard Maintenance Function (OMF) Fault History page.
6. Perform AMM Test No. 35 – Erase All Channel A Faults Special Functions Test per AMM TASK 71-00-00-700-811-G00.
7. Perform AMM Test No. 36 – Erase All Channel B Faults Special Functions Test per AMM TASK 71-00-00-700-812-G00.
8. Make sure the EEC MAINT POWER switch is set to NORM and the GND TESTS switch to NORM after completing the tests per AMM TASK 73-21-00-800-801-G00.
9. Return engine original configuration
10. Please report findings to CFM Diagnostics.

厂家研究资料显示，LEAP-1B发动机PSS系统的PS3/P3B信号管中如果存在水汽的话，则在飞行中易结冰并堵塞感应系统，严重时可能影响发动机推力甚至空停，根据厂家ESB已下发EO每750FH对PSS系统进行去除水汽工作。

12月18日补充说明

问题背景：

LEAP-1B发动机PSS组件主要用来监控HPC出口（10级）压力PS3、引气压力P3B、环境压力P0，将空气压力转换为电信号传递给EEC的组件，用于发动机推力计算与控制。发动机运行过程中，潮湿空气会随着PS3、P3B管路进入PSS组件内部，在起飞等高功率阶段，高压潮气会在PSS组件内部凝结成水或水汽。随着发动机长期运行，PSS内部会集聚过多水汽，冬季寒冷天气易冻结感压膜盒，导致PSS电压力信号错误或波动，造成发动机推力不稳定甚至推力控制丧失（Loss of thrust control），世界机队发生过1起地面中断起飞（ATO）和2起空中推力控制丧失（loss of thrust control）事件。

厂家措施：

  1. 发布SB 73-0014，每750FH定期吹除PS3、P3B管路内部水汽，并真空抽除PSS组件内部水汽。
  2. 开发了PSS结冰CNR，当监控到PSS结冰状态时，在3天或30FH内参考SB73-0014完成PSS系统除湿。
  3. 升级EEC软件至6.72，调整PS3选择逻辑，当PS3结冰时，EEC使用PS3模型计算值来进行推力控制，解决PS3结冰导致的推力不稳定或推力控制丧失问题。
  4. 厂家后续将发布改装SB（3个SB：分别涉及EEC软件、供电线束、PSS硬件），增加PSS组件加温功能，消除PSS结冰问题，SB发布时间暂未确定。

我司措施：

  1. 下发EO-COM-73-2022-009《去除LEAP-1B发动机PSS、PS3、P3B感应系统中的水汽》，每750FH执行PSS除湿。
  2. 全机队已升级EEC软件至6.73。
  3. AHM监控PSS传感器系统故障，收到故障后及时排故。

运行经验：

  1. 世界机队完成EEC软件升级后，未再发生过ATO或LOTC等事件，解决了发动机运行安全问题。
  2. 按照SB 73-0014每750FH定期除冰后，PSS结冰故障明显减少，但是无法完全杜绝，尤其是在冬季寒冷天气条件下容易触发PSS结冰故障，国内各家航司均有类似问题。

工程分析：

  1. 根据系统逻辑，如果PSS单通道故障，只会触发故障代码，不会导致发动机控制灯亮，除湿工作可以安排在航后执行。但如果双通道均出现PSS结冰故障，会触发发动机控制灯亮，导致飞机不能放行，需AOG排故。
  2. 由于发动机双通道的工作环境是一样的，在冬季寒冷天气条件下，比较容易出现双通道故障甚至是双发双通道故障。
  3. PSS除湿需要使用氮气瓶和真空泵等特殊工具，外站或小基地可能会出现无法保障的情况。

以上分析表明，现有措施虽然能解决发动机运行安全风险，一定程度上减少PSS结冰故障发生率。但在冬季寒冷天气条件下，PSS结冰故障仍然发生较多，而且一旦双通道同时结冰故障，容易导致飞机长时间延误或航班取消，对飞机运行造成很大影响。故经综合评估，提出建议如下：

  1. 冬季期间，建议各航司不要安排737MAX飞机在北方寒冷机场过夜。
  2. 冬季期间，建议各航司尽可能减少或不安排737MAX飞机执飞北方寒冷地区航班。
  3. 建议当出现单通道PSS系统结冰相关故障时，安排飞机不执飞北方寒冷地区航班，并尽可能安排在主基地间飞行，同时航后必须完成PSS除湿工作。
  4. 结合B-20*C飞机的数据（故障触发时距离上一次PSS除湿相隔366FH）及国内部分航司的冬季管控经验（N航375FH, X航300FH），调整EO-COM-73-2022-009《去除LEAP-1B发动机PSS、PS3、P3B感应系统中的水汽》的执行间隔:每年11月1日至次年3月31日，EO执行间隔缩短为350FH;除以上时间以往，保持EO间隔不变，仍为750FH

737前登机门螺栓断裂

一、概述

机队中前登机门小螺钉剪切是一个机队性的问题。有疑问后登机门等位置为什么不发生。实际上两者是完全不同的设计，可以参见附图的对比，可以看到基本上前登机门是一种构型，其他门是一种构型。实际运行证明前登机门的连接设计是存在典型缺陷的。

在为什么四个门设计还有不同的问题上，咨询波音是由于不同的设计团队的原因导致的。

RESPONSE:
The L1 Door Guide Arm and mechanism were designed by one engineering team while the L2, R1, andR2 Guide Arms and mechanism were designed by another team. Each team has a different concept.

二、断裂概述

前登机门失效的主要形式就是小螺钉被剪切，并非疲劳断裂。

剪切的实物如下图所示，代表了两种典型的剪切模式：

1，被挡片85剪切；

2，被导向盘剪切。

三、基本部件组成

最主要的部件包括如下图所示：

固定销组件[70]件号为141A6076-1，它包括固定销[80] 141A6076-2、弹簧丝套[75] MS21209C0615L、挡片[85] 141A6077-1和螺栓[82] BACS12ER06K6；

而执行过SB52-1175改装的铰链固定销组件[70]件号为141A6076-3（固定销与弹簧丝套装配一体）、挡片[85]141A6077-2和螺栓[82] BACS12ER08K6。

正常装好的螺钉如下图所示，可以看到装好后的螺栓基本和径向连杆是水平的。

安装在飞机上的连接图情况如下图所示

对连接部件抽丝剥茧，组合图如下所示：

四、受力分析

1、舱门、铰链臂、导向臂和机身框架固定点组成一个以ABCE四个支点的四边形（见下示图）；开关舱门时，以A支点为轴心旋转，导向臂机身端部安装有导向滑轮，导向板（上下各一个）安装在机身框架上，滑轮在导向板的S形滑槽中运动来推动舱门绕门端的铰链臂B支点改变方向来实现舱门翻转，D作为导向点沿S导轨盘运动。

2、门依次打开的时候，D作为导向点推动平行四边形变化。被完全打开时，导向D滑轮移动到导向板S形滑槽止动位，使门翻转打开与机身成平行，同时导向滑轮轴中部的锁定销在弹簧作用下进入导向板锁孔内，使舱门保持在打开锁定位；关闭舱门前，必须先按压开锁手柄使锁定销离开导向板锁孔进行解锁。

3、导向臂铰链E支点通过上下铰链[90] [100]、固定销[70]、止挡片[85]和螺栓[82]装配组合与门铰链臂A支点连接，A作为不变支点，E支点与A支点的角位置，随着导向臂滑轮在导向板S形槽内的位移绕A支点改变，也就是说导向臂上下铰链[90] [100]以A点作为轴心支撑E支点使导向臂保持正常移动。

4、当打开门时，在门铰链AB两点和导向臂CE两点长度一定的情况下，导向臂滑轮在S形槽中移动，并且以AB两个点为轴心来改变导向臂的轴向位移使舱门翻转；当导向臂滑轮移动到S形槽中底位置时，舱门向打开方向移动停止；当舱门完全打开位，导向臂滑轮移动到S形槽末端的止动位，在导向臂上下铰链的支撑作用以及E支点与导向滑轮之间的力臂关系，E支点在舱门完全打开时的承载受力最大。

5、在舱门完全打开时，导向臂以E点作为支点承载门的支撑作用力，由于铰链固定销[80]穿过导向臂上下铰链[90] [100]和铜衬套[107] 的固定孔，所以铰链固定销[80]表面和上下铰链[90] [100]固定孔内表面承受所有的剪切力。

6、止挡片[85]的作用是止挡下铰链[100]，螺栓[82]的作用是配合固定销[80]紧固安装止挡片[85]，使导向臂铰链机构[90] [100]与导向臂可靠连接，从部件的装配组成分析，止挡片[85]和螺栓[82]并不需要承载保持舱门在打开位的支撑剪切力，螺栓[82]只受拉力作用。

五，断裂分析

机队发生小螺钉断裂的绝大部分都是发生在门打开阶段，导致门无法打开。

正常情况下，导向臂上下铰链安装孔内表面与固定销表面接触并由固定销承载支撑和剪切力；止挡片使用螺栓安装在固定销头部使导向臂上下铰链保持连接在固定销上；固定销头部内螺纹孔中安装有钢丝螺套以防止螺栓松动。

可以看出，正常情况下铰链固定销[80]做为主要承受剪切力的部件，但由于门的反复开关，固定销与上下铰链孔表面因机械运动摩擦导致铰链孔与固定销之间不断磨损，当固定销与上下铰链孔表面因机械运动摩擦导致铰链孔与固定销之间磨损使间隙增大到一定量时，铰链孔外的凹槽边缘会与止挡片边缘接触并将承载力传递给止挡片。

另外，由于止挡片与固定销头部有“一字形”止动凸台和凹槽来防止止挡片相对于固定销转动，在长时间开关登机门并且铰链与固定销之间的相对运动摩擦会使固定销和止挡片一起转动，当固定销转动至端头凹槽与铰链臂成一直线或小于90度时，止挡片因下铰链凹槽边缘接触传递支撑力，使止挡片顺“一字形”止动凹槽位移剪切螺栓。

由于上下铰链安装孔与固定销接触面的磨损导致接触间隙增大后，在开关舱门过程中，止挡片[85]与下铰链凹槽旋转摩擦也可能会导致螺栓[82]松动，当螺栓松动到使止挡片[85]下移并且下铰链安装孔脱出固定销后，松动导致与导向盘干涉，这也是螺栓断裂的原因之一。

六、典型的其他失效表象：

1、挡片未有效安装到卡槽内，导致固定销隆起，固定销上端与上导向板表面摩擦或撞击，从而导致舱门卡阻和螺栓[82]受较大的剪切和拉力作用而断裂。

2、没有安装下铰链与导向臂之间的垫片[95]，造成导向臂上预安装的铜衬套[107]因铰链支撑力的作用使铜衬套[107]、固定销[80]和上铰链整体上移，当铜衬套[107]上移到下铰链紧贴导向臂后，在开关舱门过程中会导致固定销上端与上导向板表面摩擦或撞击，从而导致舱门卡阻和螺栓[82]受较大的剪切和拉力作用而断裂。

七、工程政策

针对该问题，波音的改进经历了多轮改进：

第一阶段2015年发布SB改装使用强度更高的销子和小螺钉；

第二阶段2017年改进安装方式，减少安装的预应力；

第三阶段2021年增加湿安装和修订AMM手册，增加安装提醒等。全球机队整体没有明显提升。

机队工程措施，除了跟随厂家的措施外，额外有EO按每30天执行定期检查，和随机配备航材在故障发生时能及时处理。配套的也下发有MT和SOP。

油箱盖板渗漏新的处置办法

2024年11月12日，波音WTT会议介绍了一种新的改版处置办法，可供参考，整体意思是将盖板GASKET的所有漏油路径用胶封堵，然后使用金属胶带加固。处置后提供2FC的放行。

  1. Defuel aircraft per operator’s standard practice (Reference 737NG AMM 12-11-00)
  2. Accomplish a General Visual Inspection at the fuel leak location around the entire circumference of the access panel. Look for missing of pulled fasteners, cracks, corrosion.
  3. Using best available practice, solvent clean subject access panel clamp ring gaps using MEK per SOPM 20-30-03 in preparation for sealing application.
  4. Apply BMS5-45 Class B-1/2 sealant to the clamp ring gaps, ensuring the sealant is flush within the gaps around the full inner and outer circumference of the clamp ring. See Figure 1
  5. Locally clean lower skin surface and access panel surface using MEKper SOPM 20-30-03 in preparation for speed tape application.
  6. Apply speed tape (3M 425 or similar) over the subject access panel. See Figure 2 for typical tape application
  7. Refuel the main and center fuel tanks to the maximum fuel quantity for each fuel tank that can be used per operator’s standard practice (Reference 737NG AMM 12-11-00). Monitor the subject areafor 15 minutes to ensureleak free condition.
  8. If no leaks, restore aircraft fuel quantity for operators flight requirements. Otherwise, panel replacement is required.
  9. Ensure pilots are notified of the temporary repair.
  10. Before and after each subsequent flight, perform a General Visual Inspection of speed tape application integrity and to ensure the speed tape is still fully sealing the leak. Repair or reinforce tape as required.
  11. Replace the subject access panel at completion of 2 Flight Cycles..
    If Operator uses the above repair please report back to Boeing the results of the repairand/or repair procedural recommendations.

2024年12月更新，参考该方法执行快速封堵有效，大约工时1个小时。建议优先使用。

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