2024年12月，19*5飞机右侧1号风挡过热，为典型的失效模式–导电条的两条编织导线在长期热循环应力作用下出现断裂，在断裂处发生电弧产生的局部高温导致风挡破裂。
由于双焊点的原因，导电条某一路编织导线断裂时，断裂处两端的电势差并不大（导电条通过另一路编织导线相连）。但当两路编织导线均断裂时，断裂处两端之间产生较大的电势差，由于间距极小，故该处电场强度极大，进而产生电弧并释放热量，最终导致该处受热不均而开裂。
经分析，编织导线断裂是以下两种因素综合作用的结果。
① 在风挡制造阶段，编织导线在层与层压制过程中受力弯曲或出现压痕。
② 在运行阶段，风挡加温使得乙烯基层会有一定形变，编织导线内部产生应力，并在循环热负荷的长期作用下，编织导线（尤其是焊点附近）产生断裂。
上边缘左侧
上边缘右侧
检查要求
① 在任一导电条上发现编织导线出现断裂，需更换风挡。
② 受检查角度和光线的影响，容易看到编织导线上有阴影，实际并非断裂，故检查断裂与否要以编织导线有无断丝为准。
737NG-FTD-34-11004
Dual ATC Fail Caused by Failed Antenna
一、背景
波音公司最近收到了几家运营商关于双ATC故障的报告。在大多数报告中，ATC系统显示两个位置都出现故障，但地面站仍能正常跟踪飞机。这种故障通常只发生在高空，并在着陆时清除。TCAS也经常被报告为故障。波音公司的调查发现，一些ATC天线对寒冷很敏感，无法按照天线规范的要求在中心导体和天线底座之间保持直流短路。该直流短路由应答机的天线BITE监测器用于监测天线的健康状况。当巡航时的寒冷条件导致天线电阻上升时，应答器将指示故障。由于应答器共享两个天线，当机组人员切换到相反的应答器时，它也会检测到有故障的天线并发生故障。应答机故障也会导致TCAS故障。当飞机着陆时，天线预热，直流短路恢复，系统正常运行。这使得解决这个特殊问题变得非常困难和耗时。
二、状态
天线供应商已对天线进行了修改，以防止对冷浸条件敏感。旧的设计使用位于上部散热器中的固定螺钉与中心导体接触，并提供接地的直流路径。新设计将采用铍铜内螺纹触点，该触点将接受中心铜线并允许电线上下滑动。螺纹触点将用螺纹上的镍环氧树脂拧入顶部散热器。将消除固定螺钉接触，并用镍环氧树脂填充孔。压缩螺钉下的锁紧垫圈将被取消，并在螺钉头部和拧入顶部散热器的螺纹处用镍环氧树脂代替。
三、临时措施
如果出现上述描述部分中报告的症状，波音公司建议运营人查看参考的MT737-MT-34-031。对于某些型号，如果不拆除应答器并下载故障历史记录，就无法确定哪个天线发生了故障。（该系统在地面上从未出现故障）对于这些型号，维修ATC系统的最快、最简单的方法是更换两个ATC天线。有关特定型号的建议，请参阅上面相应的维护提示。
四、永久措施
用改进的天线替换天线。修改后的天线可以通过序列号进行识别。所有序列号为64200及以上的天线均已修改。波音公司于2012年5月开始安装新天线。
MT737-MT-34-031
背景：两个天线中任何一个天线内的直流连续性回路的温度引起的故障都可能导致双ATC系统故障，因为转发器共享天线。着陆后，地面温度恢复直流连续性，所有系统测试通过。一旦直流连续性故障发生，任何后续飞行都会出现重复故障。在所有观察/报告的情况下，天线的接收/传输特性都是正常的。
无操作建议。
自编MT
一、背景
近期某737NG飞机多次在起飞后出现TCASFAIL的故障信息，在降落前故障信息自动消失，机组在空中切换ATC1/2无效，期间塔台一直可以看见飞机信息，此故障是由于特定件号的ATC天线导致的，特下发该维护提示。
二、基本原理
TCAS 计算机通过TCAS方向性天线向外发射探测信号，当装有S模式 ATC应答机的飞机进入探测范围时，会通过 ATC天线将飞机识别信息和高度等信息应答回复，TCAS计算机利用来自本机 ATC应答机的高度信息与入侵飞机的高度进行比较,计算出两机的相对高度。再利用来自本机TCAS方向性天线接收的应答信号确定入侵飞机的方位，从而给出两机正确的指令，达到避让防撞的效果。
三、原因分析
在波音文件 737NG-FTD-34-11004中介绍,件号为DM1601354-001的 ATC 天线在设计方面有一定的缺陷。天线内部有一个监控其工作状态的电路,并把结果返回给 ATC应答机当飞机在高空飞行时，外部气温较冷，这样会导致天线电阻上升，此时会将一个故障信息返回给 ATC应答机。ATC系统的失效会直接导致TCAS系统不能正常工作，所以在ND上会出现 TCAS FAI 的信息。但是当飞机快要降落时，飞机的高度不断下降，外部的气温升高，ATC天线的阻值恢复正常，则TCAS系统又能正常工作，TCASFAIL的信息则会自动消失。
对于 ATC 天线的这个缺陷厂家在序号为64200之后的天线进行过升级，可以防止高空的冷空气对天线阻值产生影响,但是安装了升级过的 ATC天线的飞机依然出现过相同的故障现象，分析即使是升级过的 ATC天线在长时间装机后由于性能下降，依然会在冷空气的作用下导致阻值的改变。
四、排故建议
1.一般情况下出现 TCASFAIL,的故障信息都是优先隔离TCAS计算机和 ATC应答机，由于天线的可靠性较高而且上天线的拆装涉及到高空作业所以在故障隔离的时都是最后隔离天线。排故前与机组核实故障现象尤为重要，需要重点了解:
(1)故障出现的时间处于什么飞行阶段;(2)故障信息出现期间塔台是否能够看到飞机信息; (3)故障信息持续多长时间; (4)ATC面板上的应答机故障灯是否点亮; (5)ATC/TCAS选择面板应答编码窗是否有显示或其他信息; (6)空中是否切换ATC/TCAS 选择面板上的模式(TATARA等)，切换后有哪些变化; (7)切换两部 ATC 应答机时 TCAS FAIL 的故障信息是否会消失 (8)当飞行高度降低后 TCAS FAI的故障信息是否会自动消失。
2.落地后在不复位任何跳开关的情况下进行的检查操作:
(1)TCAS 操作测试;
(2)TCAS 计算机本体上进行 BITE 测试，读取历史故障信息;
(3)ATC系统操作测试;
(4)WOAR译码，对比机组报告的故障时间是否一致。
需要重点注意的是在进行TCAS测试前必须确保惯导完成了校准，根据TAMULT-LKE34-009R1中的介绍如果在惯导未完全校准好之前进行了TCAS测试会在TCAS计算机里锁存一个 TCAS FAIL的状态，这个锁入的失效信息将仅在 ATC/TCAS 控制面板上选择TA/RA 位时显现出来，其结果是在ND上出现“TCASFAIL”信息。此失效状态可以通过拔出再闭合 TCAS 跳开关或在 ADIRU 校准完成后进行一次成功的 TCAS 自测试进行清除。所以测试前重点关注惯导是否完成校准。
当地面检查当前状态都是正常的，而且空中的故障现象是在较高高度出现 TCAS FAI的信息，且切换两部 ATC应答机故障依旧，高度下降后信息自动消失。符合以上情况则优先隔离 ATC 上下天线。
737NG机队在冬季，易发生由于进气道防冰导致的超压事件，此类事件通常发生在TOGA阶段，由于推力的快速上升，导致活门调压不及，因而出现警告，并触发主警告灯亮，产生中断事件。该警告通常仅闪现，或者1-2秒后消失。在这一阶段机组通常关注于V1速度、道面情况，不容易及时识别到瞬时警告，因而很难描述清楚发生的具体现象。最后只有更换双侧活门。
典型的案例译码如下图所示：
由于防冰调节后的压力情况，不被数据监控，因而也没法从实时监控角度进行监控是哪一台发动机的问题。
从操作角度实际上有一些可提升的方案。
也就是说，起飞前使用进气道防冰的时候，如果能在70%N1的基础上再TOGA，由于压力变动和转换的减少，将有助于减少此类SDR事件的发生。参考《737NG飞机5级和9级引气温度和引气压力随功率变化的情况》的数据可以知道：
1，从慢车直接到起飞功率
在慢车时，使用高压级引气，压力为40PSI;
大概在N1=50%-60%（压力100-137PSI），转为5级供气（压力40-50PSI）;
在N1=70%的时候压力达到78PSI;
N1=90%的时候压力达到132PSI;
然后到达起飞功率（估算97%），在138PSI左右。
（会触发灯亮，通常是在9-5级转换的时候，由于先9级，这个时候防冰活门调压关得很小，但突然转5级，压力大幅下降，活门猛开，但5级压力又再次快速上升，需要再次关小。关闭不及就发生超压。但如果到70%N1，就不存在过程中需要反向做动的问题，只需要一点点关闭就行。）
2，从70%直接到起飞功率
70%使用5级供气，压力为78PSI，到达起飞功率（估算97%），在138PSI左右。
背景知识
737NG发动机进气道防冰，引入未调压的发动机热气（PRSOV上游），经防冰活门调压后进入进气整流罩中，以提高整流罩温度，防止发动机进气口整流罩结冰。
进气道防冰活门为电控气动活门，通过弹簧加载在关闭位，当防冰开关放ON位后，未调压的发动机引气克服弹力打开活门，活门内部调压器调节活门开度，限制下游压力不超过50PSI。若下游压力超过65PSI，防冰压力电门接通，触发COWL ANTI-ICE琥珀色灯点亮，同时点亮六灯组件的ANTI-ICE灯和主警告灯。
进气道防冰活门受运行环境的影响，活门内部会慢慢出现污染和尘屑集聚，造成活门内部调压阀和节流孔不畅，使活门调压能力下降。当在稳定功率下或缓慢功率变动时，调压正常，但当出现快速推力变动则会出现调压不及，输出压力瞬时高于65PSI的情况，触发COWL ANTI-ICE琥珀色灯亮。
LKY-LKY-24-0221-01
HNA-HNA-24-2607-01
2024年12月，有11*2（737MAX）飞机出港滑跑时，两次速度20节左右，按压TOGA电门后都会触发起飞构型警告。飞机滑回。滑回后检查维护灯不亮，无状态信息，OMF有 32-02001 PSEU PARKING BRAKE SWITCH A AND B SIGNALS DO NOT AGREE 信息；完成起飞警告系统测试，测试正常； 完成S100-PSEU之间线线路检查：S100 term 2NC-D10984 pin 28：1.0欧姆 ,2NO-D10982 PIN61:0.1欧姆；更换停留刹车锁定电门S100和PSEU，测试正常。
因为是MAX首次发生起飞构型警告，就该问题与波音做了交流：
1，波音认为，停车制动器开关S100的可能故障模式机械地卡在中间位置（在断开位置和设定位置之间）。PSEU比较A和B的触点信号，并在停车A信号与停车B信号与内部表不匹配时生成故障信息。所有PSEU（从-1到-5及以上）都具有此功能。
在某些情况下，开关位置可能会卡在中间位置。例如，飞机可以正确设置驻车制动器（驻车制动器灯亮起等），但松开停留刹车时会发生故障。如果S100开关有这样的故障，PSEU会误解停留刹车的状态（尽管停留刹车实际上已经松开），当机组人员推进油门杆时，PSEU将产生起飞警告信号。
2，波音认为，之所以没有将该电门的不一致设定为MAINT级的警告，是因为这个会触发起飞构型警告铃音。
因为双方的理解不一致（我们认为有MAINT灯点亮，会避免中断事件的发生），估计推动波音修改警告等级也比较困难。拟自主开发机上打印。
背景知识：
1，代码含义： 32-02001 PSEU PARKING BRAKE SWITCH A AND B SIGNALS DO NOT AGREE
This maintenance message shows that the parking brake A and B switch conditions are not both true or both false.
The parking brake A input is true when the input is grounded. The parking brake B input is true when the input is open.
2，线路图
2024年有飞机在定检试车后左发有ENG 1 CONTROL和ENG 1 REVERSER状态信息，伴随NOT ACTIVE 73-42701 ENGINE-1 EEC CHANNEL-B AIRCRAFT POWER IS NOT AVAILABLE维护信息，参考IFIM完成信息清除，完成EEC系统测试、收放反推测试、慢车测试均正常，无状态和维护信息。此类信息机队首次发生，以做记录。
后量线检查EEC B DP2B pin P/R–DP21B pin 10/3导通阻值正常；预防性更换了EEC B和R576继电器，试车测试正常。