2024 年 – 第 18 页

PSU电磁锁销子伸出导致面板脱落

ISE-25-19-28529

2024年6月，B-57X9反映42排ABC座位的PSU氧气面罩小盖板脱落。

经检查发现电磁阀顶针凸出，导致内部机械挂钩偏移，重新复位后正常，测试氧气面罩盖板固定正常。

一旦作动器电磁线圈通电后，解锁作动器顶针，在弹簧力的作用下作动器内的顶针伸出，推动旋转手柄（LEVER），旋转手柄顶着可旋转锁钩条，可旋转锁钩条克服弹簧力旋转，锁钩与盖板边缘脱离。盖板在重力作用下绕另一端旋转打开，氧气面罩脱落。

正常情况下电磁线圈是不会通电的，目前分析是初始装配问题，在震动过程中顶针脱出。

FIX中DAL提出了一种方法，来识别安装不到位，或者在震动中容易脱落的隐形缺陷，还是有一定的借鉴意义的。

DAL认为非指令驱动是由振动引起的，并通过测试发现，与事故相关的致动器往往在比新装置低得多的电压下释放。这支持了柱塞在致动器内的保持力会随着时间的推移而降低的理论。假设释放销与弹簧加载柱塞上的机加工边缘相连，由电磁阀控制-所谓的“保持力”与克服它所需的电压成比例。因此，那些在较低电压下释放的致动器也更容易通过振动触发。

737MAX发动机进气道腐蚀鼓包

HNA-FUZ-24-0114-01C

2024年6月，B-20XC飞机检查发现左发进气道6点钟位置有多处鼓包（The FH/FC of the inlet cowl is 4727FH/2595FC），核实手册不允许有分层现象，向厂家申请偏离未果，更换进气道。

波音对本案的说明如下：

由于潜在的发动机进气道防冰过热风险，对超出SRM允许范围的维修，波音并没有数据支撑其符合FAA的要求和临时运行批复。在进行超出SRM允许范围的维修之前，必须解决由于发动机防冰潜在过热条件而在进气结构上发现的现有不合规问题。波音公司目前没有能够针对参考/a/消息中指出的进气道损坏进行临时或永久维修。

背景原因：

一、厂家文件说明

波音737MAX-FTD-71-23001提到：在一定的飞行参数条件下（如：空速、环境温度、N1转速），发动机防冰气源可能由4级引气切换为10级引气。波音认为10级引气温度超出了进气道复合材料内层的结构设计上限，如果在干燥条件下开启发动机防冰可能导致进气道结构过热，造成复合材料的进气道内层消音板性能衰退，甚至可能造成进气道或者风扇整流罩从发动机脱落。为此，波音改版了AFM和MEL，FAA也下发了相应的FAA AD2023-15-05，具体要求如下。

(1). 机组操作方面：在空中不结冰的情况下，不允许使用发动机防冰系统发动机防冰活门失效在开位时不允许放行。 737MAX机队已修改AFM，要求在飞行中不在实际或预计结冰条件下，不要使用发动机防冰系统。

(2). 飞机维护方面：发动机防冰活门失效在开位时不允许放行。我司已修改MEL30-21-01B和 MEL30-21-03B，明确这两个项目失效不可放行。

由于波音和FAA是在2023年中才发布了以上措施，分析B-207C左发进气道鼓包的原因可能是在AFM改版前，机组在干燥条件下使用过发动机防冰系统，进气道内层消音板在长期的高温状态下运行，性能逐渐衰退并出现鼓包。

据悉，国航也在近期有一台发动机因此而停场待料。

二、对比分析

1、材料

737MAX飞机发动机进气道此处为复合材料

737NG飞机发动机进气道此处为铝合金。

2、根据波音2023年8月22日的737 MAX Out-Of-Sequence (OOS) Call会议材料，对于737MAX飞机，“在特定的高度、空速、TAT温度、发动机N1转速”的组合下，存在EAI系统超温导致进气道复材降级损坏，最终导致部件脱落（PDA）的风险。对于737MAX飞机，发动机防冰气源为发动机4级或10级压气机的热引气。引气通过发动机防冰活门进入进气道前缘起到防冰作用，最终通过进气道下部的排气口排出机外。

3、机组提醒

FCOM Bulletin, TBC-33R1对进气口整流罩的损坏风险已做出提醒。

FCOM的“发动机防冰的使用-在空中”也明确了“不要在全温高于10摄氏度时使用发动机防冰”的要求。

波音正在评估最终的措施，预计到2026年2季度发布改进措施。

发动机推力方式显示A/T LIM

来自于网络公众号

2023年7月，一架NG飞机起飞后不久机组反馈起飞爬升过程中发动机推力方式显示A/T LIM，CDU上N1限制值和性能数据消失，后续航班过程中推力方式一直显示A/T LIM，下降期间，ND和CDU便签行上显示FMC DISAGREE信息持续约10分钟。

飞机落地后机组反馈空中接通发动机防冰时，CDU便签行出现TAI ON ABOVE 10 DEGREES C信息，但上DU显示的TAT数值小于10°C。
地面查看TAT指示27°C，进行FMCS自检正常，ADIRS自检正常，A/T自检当前正常，EEC自检有代码73-31711、73-31712 左右惯导的TAT数据不一致。

进入EEC BITE INPUT MONITORING页面发现给2号惯导的TAT数据错误。

尝试复位TAT跳开关、惯导跳开关均无效，左右对串惯导故障不转移。
根据故障现象和测试结果基本上可以判断为TAT内部的2号感温元件故障导致测温不准。但由于当地无航材，在等待航材的过程中，又测量了一下TAT内部的两个感温元件的电阻，1号感温元件电阻549.9欧，2号感温元件电阻533.5欧。参考电阻曲线，环境温度27°C对应的电阻标准约为550欧。

后续航材到件后更换了TAT，测试均正常。

背景知识：

1、推力方式显示

发动机推力方式正常为绿色，当变为A/T LIM时，显示为白色，且周围有白框。

1）—推力方式显示
N1 限制基准是现用的 N1 限制，既用于自动油门又用于人工推力控制。
N1 限制基准也可由 N1 游标来显示，此时 N1 调定控制处于自动位置。
N1 限制基准通常是由 FMC 计算的。

推力方式显示如下（不同构型的飞机推力方式显示不完全一致）：

TO — 起飞
TO 1 – 减功率起飞 1
TO 2 – 减功率起飞 2
D-TO – 假设温度减推力起飞
D-TO 1 – 减功率 1 结合假设温度减推力起飞
D-TO 2 – 减功率 2 结合假设温度减推力起飞
CLB — 爬升
CLB 1 – 减功率爬升 1
CLB 2 – 减功率爬升 2
CRZ — 巡航
G/A — 复飞
CON — 连续
— — FMC 未计算推力限制

2）自动油门限制 (A/T LIM) 显示
亮（白色） — FMC 没有向 A/T 系统提供 N1 限制值。A/T 正在使用来自相应 EEC 的降级的 N1 推力限制。
灯亮时代替推力方式显示信号牌。

2、FMC性能计算

FMC使用以下数据进行性能计算：

大气数据
巡航高度
成本指数
燃油重量
发动机引气传感器
模型/发动机数据库MEDB

其中大气数据主要包含来自ADIRU的TAT、高度、空速。

TAT用于计算推力限制
高度用于计算速度、推力目标和推力限制
空速用于计算DFCS、A/T指令

正常情况下，FMC的源选择电门放在NORMAL位，此时两部FMC同时工作，包括性能计算等功能。两部FMC会实时比较以下静态数据：

飞行计划数据
性能数据
起飞基准页面数据
进近基准页面数据
N1限制页面数据
可转换离散数据

发动机防冰电门分别给FMC、DEU发送电门位置信号，FMC据此判断发动机防冰是否开启。

FMC接收来自惯导的TAT数据，在TAT探测到的温度大于10°C的情况下开启发动机防冰时，FMC会通过CDU的便签行显示TAI ON ABOVE 10 DEGREES C。

案例分享：

1、2024年天津航后机组反馈爬升穿云期间TAT温度显示由10度变为0度，并出现A/T LIM信息，持续约20秒，出云后恢复正常。航后TAT加温测试正常，ADIRS BITE测试正常无代码，EEC BITE测试输入监控页面查看TAT数据正常，测量两个探测元件电阻565、563欧（参考电阻曲线，环境温度32°C对应的电阻约为560欧），加温元件电阻30欧（标准12~30欧），更换TAT探头，测试正常。

2、2024年6月，一架NG飞机过站机组反馈起飞按压TO/GA电门后双侧飞行指引和起飞模式信息消失，后续切换俯仰、横滚模式后恢复正常。地面DFCS自检A通道有历史代码：22-11210 FGN FAILS TO ENT TOGA，B通道有历史代码：22-11209 FGN FAILS TO ENT TOGA、22-11734 TAS INV。ADIRS BITE测试发现2号惯导历史09段有代码：34-21022 TAT PROBE SIGNAL FAIL。

小结

当TAT探头的一个或两个感温元件失效时，都可能会引发一系列的故障现象，可能出现的故障现象有：