他山之石 – 第 28 页

发动机FF无指示故障

2024年6月，5*38飞机推出后反映触发无燃油流量监控警告，与机组核实启动时右发FF为0.1，启动正常后右发FF无燃油流量指示，与机组核实发动机工作正常，N1 21.9 EGT 480，满足MEL73-05，沟通先执行航班。

译码结果看右发在开始启动EEC上电时有燃油流量显示（指示为0），在提杆后19秒有燃油流量，最大只有96，23秒显示消失（变成乱码），后续一直无指示。全程无燃油流量，FMV开度正常，EEC当前机历史航段无信息。关车后恢复正常。

GROUND TEST/EEC test有单通道EEC内部故障信息，比较罕见的是仅仅测试时有信息，当前、历史均无。怀疑为EEC TEST对EEC内部功能的一个测试不符合其设定的要求，但正常使用没达到故障级别。后更换EEC，测试正常。

背景知识：

EEC测量开始脉冲和停止脉冲之间的差值。启动和停止之间的时间差越大，用于燃烧的计量燃料供应的质量流量就越大。EEC通过ARINC 429数据总线将燃料流量数据传输至DPC。

收起落架时液压泵低压

HNA-HNA-24-1205-02B

机队中常见的收起落架时液压泵低压，多见于A系统EDP供压管更换后，由于管路中排气不充分，导致次段出现大用户用油，收起落架的时候发生液压泵低压的情况。

但是在2024年6月，15*8飞机出现了比较少见的管路中出现来源不明的大量气体，导致收起落架液压泵低压的情况。

1、故障过程：

收起落架时A系统EDP，EMDP低压灯，备用方向舵亮，2秒左右后灭（机组准备进入下DU看液压参数时，灯已恢复）。到位后沟通机组关闭A系统EMDP，核实单独使用EDP，油量89 压力3010；单独使用EMDP压力3060，检查无外漏，核实油箱增压压力64PSI。译码核实收起落架时，A系统EDP和EMDP低压灯亮，飞控A低压灯亮，备用方向舵活门打开，A系统压力最低降至876PSI，起落架收上慢，用时16秒，在起落架收上前A系统在逐渐增加。A系统液压油量从最开始的99.5（此时发动机已启动）增加到最大113.25，收起落架时A系统油量从107.5降至80。译码核实上一段LHW-HGH，A从89.5增加到99.5， B91.75增加到100.75，在落地后，襟翼完全收回后，B系统油量从76.75增加到102，A系统缓慢增加到99。

2、译码情况：

当段

前段

后段

3，各类可能性排除：

1）、由于故障段是当日的第三段，基本排除了勤务问题、前一日也没有执行过EDP供压管、刹车更换这类可以引入大量空气的工作。

2）、油箱增压的压力不足导致回油慢，从而带入气体，这个也是机队历史上发生过多次的，比较典型的是导致液刹车往复活门撞击声，或者刹车尖叫等。但当段核实的气压却达到了67PSI，且在次段落地也是到70PSI（次段收起落架和压力正常）。正常情况下当增压压力大于60-65PSI的时候，释压活门就会作动释压了。

依据AMM29-09-01检查A系统油箱增压气滤无堵塞。.依据AMM29-09-04检查A系统液压油箱增压四通接头cross fitting单向活门进口有类似胶一样的东西，已完成疏通。依据AMM29-09-01检查A系统油箱增压气滤次级单向活门功能正常。依据AMM29-09-05完成更换A系统油箱增压释压活门，测试正常，无渗漏。

3）、刹车储压器漏气进入到液压系统，但经完全泄压后储压器压力正常。

4）、EDP供压管未接好或脱开，导致大用户的时候仅靠EMDP供压，出现低压警告。检查无异常。

由于目前唯一发现的是油箱增压压力偏高的情况，并未有其他异常发生。就此和波音做了沟通和讨论。

波音提供了一些可能性的分析

1、提到了A系统的油量增加可能来自于B系统的串油；

2、提到另一种可能性是，这架飞机可能发生内部泄漏。泵是可变排量的，将调节流量以满足系统的要求。当存在内部泄漏时，在系统运行期间需要额外的流量，因此对泵的需求增加。需求的持续增加将导致系统的稳态温度高于正常温度。这可以解释系统A数量增加而系统B没有减少的原因。对于泵压力模块，有一个安全阀，设计用于在泵对系统加压过大时打开，并将液压油排回储液罐。压力降低，防止了对模块化组件和飞机部件的损坏。但是，在发现压力模块安全阀有缺陷的其他情况下，它可能会卡在打开位置并导致低压。

3、还有一种可能是EDP供压管渗漏导致。

提出一种推理就是，由于cross fitting单向活门堵塞，影响气流的通过，在气流的推动下，下游压力升高，但实际流量不足。因而被监控到的表头压力偏高。但由于堵塞导致真实的供气气流不足，使油箱内真实压力不足，导致回油不畅，油量增加。

还有一种假设是，异物封堵了CROSS FITTING的单向活门，导致液压油箱无法正确增压。而异物的存在，也给增压气路中的水汽提供了附着的可能。由于用于液压油箱增压的引气温度并不高，空中温度较低，随着附着的水汽存的结冰（目前只是一种推测），故障现象会逐渐显现出来。

还有一种就是认为和这个增压无关，而是单纯的EDP输出问题，压力够，但流量不够。

燃油泵本体的驱动盘工艺塞孔漏滑油

2024年6月，5*52飞机检查检查左发燃油泵QAD环下方有滑油，进一步检查本体的驱动盘工艺孔漏滑油。依据厂家文件完成涂胶。

渗漏的位置

对应在盘体的位置。

CFM厂家提供DICA 2024/04726/A，作为在翼修复的批准文件

该缺陷通过使用RTV 102 (CP2266)或 RTV 103 (CP2734)在塞孔表面涂上一层厚度约为3mm的均匀封胶，在23度、湿度为50%的条件下，在4h内对密封剂进行固化。完成慢车渗漏检查。并在为期一个月的飞机检查期间，继续进行AGB燃油泵垫塞区域检查：第一周每三天检查一次，然后每周检查一次。

737NG发动机燃油泵驱动盘上的工艺口为制造时的加工孔，非滑油通路。该处安装有堵头，由于堵头下的密封剂密封性退化可能导致漏油的发生。该堵头航线不可更换和分解，当前厂家已开发涂RTV102/103胶的在翼修理方法。

风挡结构对比

SR 3-4203663198

1号风挡和2号风挡中间层都是乙烯基夹层作为主要的承力结构层。3号风挡加温构型的也使用乙烯基夹层作为主要的承力结构层。波音曾经给我司的一个SR 3-4203663198回复中，提到过当风挡内层和外层均失效的情况下，取证实验显示仅靠中间层能在11.5PSI压差下支持长达6个小时以上。因而是非常重要的安全防护层。

737飞机一号风挡：PPG