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CHX-CHX-25-0026-01C

2025年5月，B-11*3飞机地面滑跑速度达到大约65节时，前登机门指示灯亮起，导致起飞中断。离开跑道时，前登机门的指示灯自动熄灭。进一步检查发现：

1、PSEU自检，无S199传感器相关的任何故障代码。

2、在S1147开关的垫片上发现了一个明显的凹痕，测量深度为1.2毫米。对整个机队进行比较检查后，未发现如此严重的磨损情况。

就此和波音做了沟通。

1、此次故障的最可能原因是什么？特别是为何会发生如此严重的磨损损坏？

波音确认，当飞机在地面时，临近电门电子组件（PSEU）不会记录相关消息。开关压杆支架（件号141A6118-2）偶尔被确定为警告灯激活的原因。该开关压杆支架设计用于触发S1147开关，是一种简单的航线可更换部件，其设计目的是在门关闭时弯曲或损坏，以避免对开关造成任何物理损坏。开关的任何显著接触可能与开关安装问题或开关弹簧动作迟缓或沉重有关，这可能导致开关压杆支架上的垫片严重磨损，被认为是故障的可能原因。如果有关于门安装的担忧，可以使用AMM TASK 52-11-00-820-801进行检查，或者根据AMM TASK 52-71-11-820-802中概述的规格调整开关。

2、是否建议定期检查S1147开关，包括测量柱塞的延伸量，以确保符合AMM 52-71-11/201图204（见附件2）中规定的要求？

波音同意关于定期检查S1147开关的理解，其中包括测量柱塞的延伸量，以确保符合AMM 52-71-11/201中规定的要求。波音已确认，MP项目52-200-00-06，前登机门传感器检查（S1147），是一项计划维护任务，其阈值和重复测试间隔为5000飞行小时。可以根据公司政策考虑增加这些检查的频率。

3、S1147开关垫片的允许损伤限度是多少，波音公司是否可以提供维护最佳实践，以提高零部件更换的可靠性和成本效益。

没有明确规定的垫片允许损伤限度或厚度值。然而，可以根据开关柱塞压缩调整要求为0.10英寸 ± 0.01英寸来推导出最小厚度。这意味着垫片的最大允许磨损量（或最小剩余垫片厚度）是仍能保持柱塞压缩在这些限制范围内的量。无论垫片磨损程度如何，要么在安装过程中重新调整开关，以恢复所需的0.10英寸 ± 0.01英寸柱塞压缩量，要么如果开关的可调范围已达到极限，则更换垫片。

4、从737-SL-52-061可知，S1147开关被安装在生产线号（LN）为2060及以后的飞机上。这种改装的引入是否可能会增加虚假舱门警告故障的发生率。

鉴于运营商报告的舱门警告的间歇性特点，波音公司提供了相关信息和故障排除建议，以帮助确定根本原因并减少未来事件的发生。波音建议长安航空遵循波音服务信737-SL-52-061-A中的建议，以解决令人烦恼的舱门警告问题。

背景知识：

1、737-SL-52-061-A中涉及S1147的部分如下

由于有报告称指示灯和前登机门状态并不总是一致，因此增加了S1147开关，并将其安装在前登机门的后侧。这个开关确保了舱门被正确地锁住。根据线路图手册（WDM）52-71-11，这个开关还可以为指示舱门打开的灯提供电气接地。建议将检查这个开关和压杆支架作为完整的故障排除计划的一部分，以解决持续的前登机门打开指示问题。

一些运营商报告称，件号为141A6118-2的开关压杆支架出现损坏，有时被认为是警告灯亮起的原因。用于触发S1147开关的开关压杆支架，设计为一个简单的航线可更换部件，其设计目的是在门关闭时弯曲或损坏，而不是对开关造成物理损坏。开关的任何严重接触可能与开关安装或开关弹簧动作迟缓或沉重有关。可以通过AMM任务52-71-11-820-802验证开关的安装。支架安装（垫片堆叠）可以参考参考文献k）服务公告（SB）图7程序进行检查，该程序在早期飞机上安装了件号为141A6118-2的开关压杆支架。S1147开关从生产线号2060开始被纳入生产。通过参考文献k）SB提供改装。如果对门的安装有疑问，可以使用AMM 52-11-00/501进行检查。

2、737-SL-52-097中S1147支架垫片装反

波音收到了关于前登机门P/N 141A6160-7、开关压杆支架P/N 141A6118-2和垫片P/N 141A6119-1的运营人报告。确定垫片安装不正确。可剥离部分的垫片安装在了开关压杆一侧，而不是垫片的实心部分。当开关压杆接触到垫片的可剥离部分时会发生损坏。波音在生产中发现了类似的情况，并已正确安装了所有安装不正确的垫片。

机队实例发现如下，有可见的可剥离材料。与后面磨损的典型图有明显差异。

垫片很薄，主要用来微调间隙。

3、S1147由于是后加，所以在737NG上不过PSEU，直接将信号给到面板（注意：MAX机型为经过PSEU）。但 不能据此认为PSEU不记录信息的前登机门指示故障都来自于S1147，因为地面故障不被PSEU登记。

4、间隙确定的原理

1）、传感器量化数据

实物测量传感器全长为47.02MM，接通46.47MM，最大压缩42.27MM。

2）、调节原理

S1147电门和靶标配合从而能起到门警告的作用，其调节原理是三步

A、根据导向槽上的安装板的位置，先确定电门伸出量。 between 0.56 in. (14.22 mm) to 0.59 in. (14.99 mm).

B、使用胶泥测量压缩度，看是否满足要求。depressed is 0.100 ±0.010 in. (2.540 ±0.254 mm)

C、调整电门伸出量或者在靶标安装垫片。

根据AMM 52-71-11-820-802，S1147的压缩量为0.10+/-0.010 inch（2.54+/-0.254mm），也就是2.5毫米多一点，随着支架调整片磨损凹坑逐渐加深，S1147的压缩量随之变小，当压缩量小到一定程度时，S1147内的触点电门不再作动，将触发前登机门门警灯亮。波音737-SL-52-061-A提到，NG机队出现过几起类似缺陷导致门警灯亮的故障。作动支架上最多可以安装4片调整片，每片调整片自身厚度0.032 inch，另可叠加最多10片厚度为0.003 inch薄片，即每片调整片的调节厚度为0.032-0.062inch。如果支架磨损超过一个调整片，门警灯可能点亮。

5、典型的S1147失效模式包括

1）、靶标支架断裂

2）、磨损过量（深度测量为1.37）

这两种模式即有长时间使用，支架材料的问题，也可能与电门处置安装位置导致的伸出量有关。

6、外部航司经验

1）检查前登机门传感器(S1147)支架垫片是否磨损，如损超过0.5mm，则参考AMM Task 52-71-11-820-802更换垫片。如磨损未超过0.5mm，参考AMM TASK52-71-11-710-802对S1147传感器进行测试。如有磨损，记录如下:——

2）对支架进行无损探伤。

7、当前工程措施

1）、MP 73N-52-STR-005检查并调节登机门、勤务门临近传感器和货舱门临近电门的间隙，间隔7200FH。

2）、EO-73N-52-2024-004检查并调节登机门、勤务门临近传感器和货舱门临近电门的间隙（737NG飞机），间隔2400FH。

3）、MP 52-200-00 登机门和勤务门传感器操作检查，间隔10400FH。

4)、EO-73N-53-2021-055检查登机门，勤务门和货舱门周围区域，间隔1200FH。（仅有断裂的图示，建议增加凹坑）

5)、EO-737-52-2023-001详细检查前登机门上开关负压支架的填片，一次性EO，要求自2024年2月18日EO生效之日起7000CY完成检查。

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SWA发帖

SWA一直在关注轮子胎压。发现在轮胎压力检查（TPC）之间，停在登机口的轮胎瘪气的情况有所增加。经过调查，发现阀芯被拧松并从阀杆中突出，超过了轮胎和轮圈手册允许的0.010英寸。SWA怀疑这种阀杆芯的松动导致了压力损失。问题似乎集中在Collins/Goodrich 主起落架轮组件（件号3-1674）上。SWA已经要求供应商对阀杆芯进行第二次扭矩检查，这一措施在6个多月前就已经实施；然而，问题仍然存在。

两个附件显示了两个突出的阀芯，并怀疑它们在泄漏。

跟帖

1、ASA在我们的Max-9上使用3-1709件号轮胎时也遇到了这个问题。我们在轮胎压力检查中增加了一个步骤，使用肥皂水检查阀杆是否有空气泄漏，以查看是否有气泡。如果发现气泡，他们会被指示尝试拧紧芯子，直到停止泄漏。如果不行，他们就更换轮子。

2、KNA在2025年5月17日也遇到了同样的问题。轮子件号：3-1674，阀芯件号：TRC4。

点评：机队暂无该构型。

2025年5月，B-55*3飞机触发滑油渗漏警告，拉直航线后飞机执行原航班正常落地，空中油量最少到8，落地关车后剩11。该机近一个月无相关故障和维修工作。左发2018年1月6日装机，TSR为18094FH。计算渗漏率大概为0.045夸脱/分钟，从数据看是在飞行一段时间后开始有明显的渗漏斜率。

检查过程：

1、打开左发风扇包皮、反推包皮，检查核心机尾喷下部滑油管有滑油痕迹；
2、检查机上核实左右发滑油量11/17。打开风扇包皮，核实风扇段无明显滑油渗漏，左发起动机，左发起动机叶片，格栅和底座无滑油痕迹。
3、打开反推包皮检查左发中央通气管和消焰器位置有少量滑油滴落。检查反推包皮内部有滑油痕迹，滑油回油管位置（件号2497M71G01）有渗漏痕迹。

4、清洁后慢车检查，风扇段和余油口未见渗漏，滑油供油管无渗漏，滑油回油管位置有滑油从核心机内部渗出。试大车检查滑油回油管明显渗漏。

5、供油管340-177-801-0（荧光探伤有裂纹）

该管管径细小，对静态应力更加的敏感，世界机队中发生过因安装时残留静态应力导致焊缝附近产生裂纹，最终导致漏油的案例，故安装时须严格遵守标准施工及手册规定的安装步骤。拆下后如原件装回需对管路根部，焊缝处和弯颈处做局部FPI荧光探伤（优先）或详细目视检查，有条件最好更换管子。

6、孔探检查回油管内壁未发现裂纹。

7、试车中再次发现回油管存在渗漏，更换该管试车不漏。

历史案例

B-15*7飞机，2018年3月13日昆明过站检查发现左发尾椎余油口有疑似挂油，滑油回油管接头处挂明显，荧光探伤检查回油管接头处确实存有裂纹，回油管接头在翼无法更换，更换发动机。

附：打开后全景图

一、Crab Landing操作原理：

在有侧风的情况下，飞机沿着跑道的中心线下降，并且将机头稍为转往向风的方向，保持飞机在侧风之下的飞行方向与跑度保持平衡，但同时飞机的姿态却会与跑度形成一个夹角，称为蟹型着陆。基本上就是如下图的一个过程。有些也叫CROSSWIND LANDING。

SINGLE CRAB LANDING：自定义的一种操作姿态，即蟹形着陆时，还伴随有单起落架着陆的情形。类似于以下这种形态。

二、监控背景：

由于MBD碳刹车主轮为悬臂梁设计，内半轮毂不直接受力，飞机落地后的所有冲击力均由外半轮毂承受，在较大的落地载荷（较大滚转角和横向加速度）的情况下，可能出现主轮内轴承位移等损伤，导致主轮和刹车损伤和卡滞。通常是在侧风的情况下着陆调整姿态时出现较大滚转角和横向加速度。（参见对应可靠性分析）

三、预防措施：

基于历史案例的数据.开发了Single crab landing，实时监控飞机落地时的滚转角和横向加速度（基本上认为滚转角的绝对值大于1.6度，同时横向过载值的绝对值lateral load大于0.25可能产生损伤），超过门槛值后则触发警告，以便及时对机轮和刹车进行检查，识别可能出现的损伤并及时处置。

四、历史案例汇总：

1、2017年5月16日，B15*9飞机左外主轮轮毂中心毂环切，译码数据回溯发现，前一日Single Crab Landing ,滚转角-2.1（ROLL逆时针）,横向载荷0.377，垂直过载1.17。

2、2020年3月25日，B-20*F飞机右外主轮中心毂被环切，译码数据回溯发现，前段Single Crab Landing ,滚转角2.6（ROLL顺时针）,横向载荷-0.477，垂直过载1.43。

3、2020年6月9日,B-69*5左内刹车跳槽，译码数据回溯发现横向过载-0.229的，最大滚转角-1.4,垂直过载1.17。

4、2020年7月12日,B-20*V右外主轮在第二级跳槽，11号有一段看到，横向过载-0.253的，最大滚转角2.1，垂直过载1.42。

5、2020年外部航司环切案例，译码数据回溯发现横向过载-0.278的，最大滚转角-4.2,垂直过载1.06。

6、2025年4月13日，B-79*0飞右外主轮有热熔冒烟,译码数据回溯发现，前段Single Crab Landing ，横向过载0.299，最大5.63的滚转角。

7、2025年5月9日，B-62*8飞机触发告警，译码看滚转角最大1.58，横向加速度最大0.407。完成主轮更换，发回调查，轴承杯的间隙塞尺插了满足要求。轴承转动顺畅，没有明显的撞击凹点。轮轴圆度正常。

（从监控角度看，可以分开为跳槽和轴承杯错位两个表象，跳槽从历史数据看较小滚转角和较小横向加速度，就可能产生。由于机队已经解决了驱动键的缺陷。可以但从产生轴承杯错位的方向进行监控）