2024 年 – 第 12 页

737NG/max加油管破裂

737-FTD-28-24001

一、描述

波音收到了多起中央油箱向右主油箱的非指令串油的报告，从飞行前，空中到着陆滑行均有报告。部分事件里，过量的燃油从右边的通气油箱溢出。

以下视频案例说明：当地时间2024年8月24日，印度尼西亚音乐家Kunto Aji在社媒X上发布的一段视频受到了广泛关注。视频显示，印尼鹰航一架波音737-800客机（注册号为PK-GFW）在苏加诺-哈达国际机场滑行时右翼流出大量燃油，当时客机即将起飞，印尼鹰航对此事件做出了回应。该航班为雅加达-北干巴鲁航线的GA-174航班。机长在例行检查飞机燃油水平时发现了泄漏，机上有一名乘客也报告了这一问题，在了解到这一问题后，机长出于安全考虑，决定返回停机坪，对燃油泄漏迹象进行彻查。

二、适用性

所有737NG与737max机型

三、背景

运营人发现这些非指令漏油的根源都是右主油箱内断裂的加油管。这个管子正常情况下承担着将中央油箱的燃油经右主油箱送往翼梁活门的工作（需要中央油箱泵工作）。当它破裂时，送往翼梁活门的燃油会进入右主油箱，导致右主油箱的燃油过多，甚至溢出。

报告的案例中，一名飞行员起飞时看到右翼有燃油流出，紧急返航，着陆时大量燃油从右大翼通风口涌出。目前已有24个运营人报告了类似案例（16起NG与8起MAX）。波音的持续操作安全程序评估这个问题不属于安全问题。

四、状态

管路破裂的根本原因还没有确定。波音公司已决定推进一项解决方案，该方案将涵盖任何可能的根本原因。一旦设计成熟，波音公司将分享有关该解决方案的更多细节。

五、临时措施

运营人应该注意非指令串油，燃油不平衡与溢油事件。如果燃油是非指令流入右主油箱的，应该考虑加油管破裂是可能的主要原因

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实物接近看，从右侧大翼的632CB进入，比较容易看到，是里面一根，使用反光镜或者手机伸到背面可以很方便拍到。

2025年5月波音WTT会议更新管路设计方案

3/6号船型整流罩中部封严铆钉损伤处理

来源于网络公众号

航线检查中，经常会发现3号或者6号船型整流罩中部外侧封严处的铆钉松动或者丢失，位置见下图：

对于此处铆钉的松动在SRM 57-53-70-2R-2给出了修复方案。在修复前，需要确定该处衬板件号113A9380-1或113A9380-2，衬板件号不同选用的修复方法不同：对于113A9380-1的衬板，有两种修复方法，其中方法1为临时修复，方法2为永久修复。对于113A9380-2的衬板，只能使用方法3进行永久修复。下面通过翻译SRM了解下这三种修复方法。

方法1：为临时修复，每500个飞行循环或间隔更短，需要对该修复区域进行详细目视检查，当发现新的损伤时，完成永久修复。

确保铆钉孔尺寸不大于0.325IN，拆下松动紧固件。
安装BACB30NN3K( )螺钉，注意从整流罩内侧向外侧穿螺钉，也可以使用BACB30XD3K( )螺钉。
安装BACW10U-D( ) dimpled washer，注意该垫片从整流罩外侧安装，也可以使用BACW10U-C( )。
在第3步的垫片上安装NAS1149D0416J的垫片。
在最外侧安装BACN10JC3C螺帽，也可以使用BACN10JC3CD。

方法2：

拆下5颗紧固件。
拆下113A9380-1衬板及113A9350-11封严。作为备用方式，也可以在此安装113A9380-2的衬板，但须执行方法3的修复方案。
将113A9380-1衬板上的铆钉孔扩至0.210in.(5.334mm)-0.215in. (5.461mm).
在整流罩的内外侧贴上玻璃纤维预浸料，件号为BMS 9-3 H2 or H3，玻璃纤维的粘贴范围至少在各个方向超出第5步制作的补片0.25IN，将玻璃纤维上边缘与整流罩边沿修剪平齐。
制作一个厚度为0.063IN（1.60MM）的2024-T3补片（件号2024-T3-0.063），处理掉补片上的划伤等，补片尺寸见下图（需要金工支援）：

给补片上涂一层化学转化涂层阿洛丁。
在补片上涂一层底漆，件号BMS 10-11, Type I 或者 BMS 10-79, Type II
用BMS5-95将补片粘到整流罩上，确保补片的前边缘距离第一颗铆钉为0.63in. (16.00mm).
在补片上钻出五个紧固件孔。
重新安装 113A9380-1衬板和113A9350-11的封严。
安装五颗紧固件。
用BMS5-95填充补片四周与整流罩结合处。

方法3：

拆下5颗紧固件
拆下113A9380-2衬板及113A9350-11封严。
确保113A9380-2衬板上的铆钉孔孔径为0.210in.(5.334mm)-0.215in. (5.461mm)，如果孔径小于此，扩至0.210in. (5.334mm)-0.215in. (5.461mm).
在整流罩的内外侧贴上玻璃纤维预浸料，件号为BMS 9-3 H2 or H3，玻璃纤维的粘贴范围至少在各个方向超出第5步制作的补片0.25IN，将玻璃纤维上边沿与整流罩边沿修剪平齐。
制作一个厚度为0.063IN（1.60MM）的2024-T3补片（件号2024-T3-0.063），处理掉补片上的划伤等，补片尺寸见下图：

给制作的补片上涂一层化学转化涂层阿洛丁。
在补片上涂一层底漆，件号BMS 10-11, Type I 或者 BMS 10-79, Type II
用BMS5-95将补片粘到整流罩上，确保补片的前边缘距离第一颗铆钉为0.63in. (16.00mm).
在补片上钻出五个紧固件孔。
重新安装 113A9380-2衬板和113A9350-11的封严。
安装五颗紧固件和垫片。
用BMS5-95填充补片的四周。

方法2和方法3中用到的紧固件件号如下图：

有次航后工作者发现某飞机3号船型整流罩外侧上部封严处的一颗紧固铆钉松动，如下图：

通过查阅装机信息，该处衬板件号为113A9380-2，需要使用方法3进行修复。由于航材等原因，无法第一时间进行修复，于是给波音发了SR，波音答复：

对于件号为113A9380-2的衬板，该处的紧固件松动，按SRM只能进行永久修复，如果遇到航班无法调整、航材保障困难、没有专业人员（制作铝板补片、打铆钉）等情况，给波音发个SR还是很有必要的，毕竟仅仅修复一个紧固件相对容易的多，办个保留，等后续协调到人力和航材后再按SRM从容处理。

737MAX的N1传感器导致发动机控制灯亮

自有案例

2024年8月，有1*00飞机出发实时监控警告，出发ENG 2 EEC C1的SMT信息，故障代码为77-43014 | FAN SPEED (N1) SENSOR CHANNEL-A AND CHANNEL-B SIGNALS DO NOT AGREE。

可能性原因

线路检查DJ510B pin1-pin2阻值83.2欧，pin1，pin2对地无穷，DP510B到DP5B，pin1-pin77阻值0.3欧，pin2到pin78阻值0.4欧，都对地绝缘，检查线束正常。

次日航前，发动机启动后控制灯亮，触发信息为73-44634 FAN SPEED (N1) SENSOR LOW TOOTH SIGNAL IS INVALID和77-43024FAN SPEED (N1) SENSOR IS OUT OF RANGE 。

73-44634 FAN SPEED (N1) SENSOR LOW TOOTH SIGNAL IS INVALID

(1)The low tooth signal that indicates fan position has failed.

(2)The low tooth signal amplitude is not sufficiently different from the other tooth signal amplitudes. Selected N1 must be valid and be greater than 34%.

(3)The fault is also set when 67% of single channel N1 sensor data contained noise for more than 90 cumulative seconds and the engine is running at or above idle.

(4)The fault is inhibited if the N1 sensor out of range (77-4302X) or the N1 soft sensor shift fault (77-4301X) is set. The cumulative persistence is latched until an EEC power cycle.

(5)The EEC resets the cumulative noise count after each power cycle, which typically occurs after the engine is shut down. If the EEC power is left on through multiple consecutive flights, normal levels of sensor noise may accumulate enough time to set this fault. It is important to check for indications that the EEC power was left on prior to performing additional fault isolation. Additional fault isolation is not necessary when this fault is set due to power that is accidentally left on.

77-43024FAN SPEED (N1) SENSOR IS OUT OF RANGE

(1)Engine fan speed (N1) signal exceeds valid range (less than 0.00% below idle or 4.36% above idle, or greater than 141.50%) or EEC input circuitry is failed.

(2)The fault will also be set if the engine fan speed (N1) signal on both channels have been invalidated due to exceedance of noise.

测量DP5B pin77-78阻值无穷大（手册标准70-90欧），DP510B pin1-DP5B pin77 阻值0.6欧，DP510B pin2-DP5B pin78阻值0.6欧。DP510B PIN1-PIN2无穷（手册标准70-90欧），判断传感器故障。

在更换N1传感器的过程中，发现发动机侧的SHIM不在位。按手册要求孔探检查内部未发现SHIM的存在。

经核实，sensor安装有两种情况：（1）带shim安装。（2）不带shim安装。原因是让sensor和不同长度孔的发动机适配。所以依据手册需要先确认当前是否是带shim的构型，核实要求一是看sensor本体再一个是孔探看发动机安装孔内壁。目前现场通过本体检查和孔探均没有看到shim，应该就是不带shim的情况，安装sensor不需要shim适配。

对于N1速度传感器，厂家认为当前装机的这些件号的N1传感器可靠性较差，发布了LEAP-1B-77-00-0006-01A-930A-D对传感器进行改装，厂家认为目前的设计对环境振动具有很高的灵敏度，这会在信号上产生噪声，从而产生EEC故障信息。新件号为VIN 3224KGB00 (P/N 364-044-903-0)

关于感觉压差灯反复点亮的案例

国内航司分享

有航司反映一架737NG飞机在滑行道上速度20来节时感力压差灯亮，停下后持续亮，直到循环4个液压泵电门后灯灭，后续就一切正常了，第一次出了换了感觉压差计算机，吹了皮托管和限流阀，第一班又出现了几乎相同现象，飞机在不动的状态，压差灯长亮，循环4个泵就好了。后拆检A系统EMDP发现很多金属屑。完成系统换油并更换泵和相关油滤。

有公司跟帖，反应有类似的故障，后续是检查各油滤，A系统EDP/EMDP壳体回油滤脏，换了液压油和各油滤和继电器。当时油滤仅安装1个月，照片如下：

有航司更贴分享感觉压差计算机膜盒损坏的案例，膜盒其实就是橡胶材料，循环作动次数多了就会产生疲劳了。

大翼下表面盖板裂纹

机队曾发生过多次盖板裂纹的案例，以53*5飞机为例，右大翼521CB盖板，机龄15年。

经了解，其他航司也存在类似的问题。

1、原因分析：

大翼受到的弯矩 /扭矩会通过紧固件传到表面蒙皮盖板上，还有运行中的气动力作用，导致在盖板最薄弱位置先出现纤维层的分象，以及金属条接缝处脱胶，最初观察到就是金属条接缝处油漆开裂。出现盖板纹损伤的飞机都是运行超过 12 年，这是长期受疲劳应力应力产生的裂纹。从最开始盖板金属条脱胶，到风蚀、分层如果没有及时进行修理，复合材料实心板会一步步受雨水侵蚀，最终失去基本结构强度，最终导致裂纹产生。

2、工程措施

1）、该航司针对防风蚀条脱胶，已经联系波音申请了全机队的临时修方案和放行偏离：允许用双层金属胶带做临时修理后，每日检查金属胶带状况，飞行 50 飞行循环，之后完成永久性修理；针对盖板紧固件孔的贯穿性裂纹，需联系了波音申请到临时修理方案和放行偏离。
2）、鉴于目前机型维修方案中没有针对大翼缘下表面盖板的专项检查任务，决定龄 10 年以上的飞机，在 C检中增加对此区域盖板的专项查，确保将损伤暴露在C检中，以便有充分的时间对损伤进行修理。

背景知识：

来源于网络公众号

737NG/MAX机翼前缘可拆卸盖板总共 43 块，它们的缺陷类型，包括裂纹、分层、风蚀/掉漆等，比如风蚀/掉漆就不太要紧，择机处理就好；分层大多在盖板拆下时才会被留意到，航线人员也极少需要动；划伤大抵是某个大哥下手不慎。

裂纹有两种。为更细致判断损伤类型，建议拆下盖板进一步检查。

一、铝制导电条处的漆层裂纹

（盖板本身没有缺陷，只是需要补补漆，不补也没事）

特征：裂纹为均匀直线（某些位置可能是圆弧的），为导电条边缘轮廓位置。