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【行业不安全事件】

2023年11月21日，某航B737-800飞机执行航班，巡航阶段机务监测液压A系统油量低，卫星电话联系机组，证实液压A系统油量低且持续下降。AOC综合评估后决策飞机备降XX，机组报告管制，后在XX安全着陆，落地剩余燃油5.4吨。飞机正常滑行至机位，A系统液压油量54，B系统液压油量98，后续调整其他飞机执行航班。机务航后检查发现左发EDP压力油管漏油，更换左发EDP压力油管，测试正常。

该机机龄11.9年，在附件车间里测试，3000压力，如果平直起来测试，一点儿不漏，弯曲起来就开始漏，分解以后发现一个封圈已经是芝麻点损伤。

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背景知识：

参考737-SL-29-128-D

件号为155012-12-21(Boeing Specification S332A210-21)的 EDP 压力软管于 2000 年 9 月在线号 667开始 投入使用，以解决EDP的QD 锁紧夹具振动引起的磨损报告。在随后的几年中，波音公司开始收到该件号155012-12-21压力软管 QD 组件过早泄漏的报告，通常是在该部件累计服役 5,000 至 7,000 飞行小时之后。为了纠正上述泄漏，波音公司发布了SB，它重新配置了将 EDP 压力软管固定在风扇外壳上的支架，以减少软管 QD 组件上的侧向负载。事实证明，这种 SB 在减轻液压油泄漏方面无效。然而，波音公司仍然建议采用参考 e） SB，因为它有效地减少了其他 QD 组件内部组件的磨损。

2011 年底，波音公司启动了 SRP，以调查并进一步解决件号为155012-12-21的 EDP 压力软管的液压油泄漏问题。广泛的测试表明，内部O形圈被压力脉动蚕食。进一步的分析确定，O形圈承受的内应力高于预期，因为压力脉冲迫使O形圈压在相邻支撑环中的倒角上。为了解决这个问题，从支撑环上取下了倒角，有效地将O形圈应力降低了三分之二。2012 年 8 月，更新后的支撑环设计被纳入-21件号的 EDP 压力软管中，序列号 （S/N） 为 60000 或更高。

波音公司于2015年11月交付的737NG飞机生产线位置5675中采用了改进的EDP压力软管，件号为155012-12-2014 (Boeing Specification S332A210-21)。

机队中155012-12-2014表现较好，对于155012-12-21是采用每7500FH定期拆下更换封圈的方式。

机队工程政策

1）EO-73N-29-2020-010 每1200FH检查和清洁B737机体液压部件。其中针对EDP需检查相关各管路接头无漏油，确认接头正常锁定。

2）EO-73N-29-2020-003/012 每7500FH更换73N飞机左发/右发EDP供压管（旧构型）。

3）实时监控液压油量低并进行预警，通过空地支援协助机组进行处置。

4）管路升级（评估中）

参考波音737-SL-29-128, 针对旧构型155012-12-21供压管漏油，调查分析是由于液压压力脉冲作用下，O型封圈会紧靠相邻的PEEK硬塑料支撑环的倒角，造成O型封圈内应力过高出现损伤，导致漏油。厂家通过去除PEEK支撑环倒角以减少O型封圈应力，可靠性无明显提升。后续发布SB对管路进行了升级，在O型封圈和PEEK支撑环之间加入四氟乙烯支承圈，比PEEK支撑环更软，可以减少脉冲压力影响，提高可靠性。

5）空地协调会，航司同意按新增处置单实施。

2023年10月，60*1 飞机海拉尔过站机务检查发现PTU位置漏油，一分钟接近60滴，手册标准1分钟20滴。

PTU是将A系统的液压压力转换为B系统的液压压力，驱动前缘装置运动。当B系统EDP压力低于正常值时，PTU为前缘襟翼和缝翼提供备用液压源，其中A系统液压压力做为PTU的驱动源，为B系统的液压油增压。PTU系统主要包括：PTU、PTU压力油滤、PTU控制活门、EDP压力电门自动缝翼系统等。

PTU由一个液压马达和一个液压泵组成，马达和泵通过一根轴相连，这根转动的轴和马达/泵之间的封严就是动封严。马达和泵均安装中间的安装座上，安装座上有一个专用的余油孔，从此余油孔漏出的油，即为PTU动封严漏的油，查看上表标准可知，正常运行标准为10滴/分钟，放行标准为20滴/分钟。

PTU控制活门控制A系统的压力油进入PTU马达，包括一个直流马达和一个活门。当EDP压力电门自动缝翼系统感受到B系统EDP压力低于2350PSI时，PTU控制活门的直流马达开始工作，A系统压力油经PTU控制活门进入PTU马达。

液压回路如下图：

A系统液压油流向

液压油箱→EDP/EMDP→PTU流量限制器→PTU控制活门→PTU马达→热交换器→系统回油滤→液压油箱

B系统液压油流向

PTU壳体回油：液压油箱→PTU泵→B系统EMDP壳体回油滤→热交换器→液压油箱

PTU用户回油：液压油箱→PTU泵→PTU压力油滤→前缘襟翼和缝翼→系统回油滤→液压油箱

电气控制

PTU控制活门打开，即PTU工作需要三种条件：飞机在空中，后缘襟翼位置在放下位且小于15单位，B系统EDP压力低于2350PSI超过0.5秒。

PTU活门自动打开控制逻辑：飞机在空中且后缘襟翼在0-15单位时，若S855感受到B系统EDP压力低，其内部电门接地，R353线圈励磁并吸合内部电门，28V DC经R353来驱动PTU控制活门马达，PTU控制活门打开，A系统液压进入PTU，PTU开始工作。当活门转动至OPEN位后，马达供电触点跳转至OPEN位，马达脱开；若B系统EDP压力恢复正常，由于R353有自保持功能，PTU不会停止工作。（图中绿线为触发电路，红线为供电电路，黄色为R353自保持回路。）

PTU活门自动关闭控制逻辑：当飞机在地面，或襟翼在收上位，或襟翼放下位置大于15单位，任一条件满足时，28V DC驱动PTU控制活门马达，使活门向关闭方向转动，活门截断A系统的液压油，PTU停止工作。当活门转动至CLOSE位后，马达供电触点跳转至CLOSE位，马达脱开。下图以襟翼位置大于15单位为例，红线为供电电路，绿线为PTU控制活门马达通电前的触点状态。

PTU活门人工关闭控制逻辑：将飞控面板的备用襟翼预位电门置于ARM位，并将备用襟翼控制电门置于DOWN位后，位于面板内的前缘备用驱动活门继电器励磁并吸合其内部电门，从而R625励磁并吸合其内部电门，R353失电，来自R625的28V DC驱动PTU控制活门马达，使活门向关闭方向转动，当活门移动至关闭位后，马达供电触点跳转至CLOSE位，马达脱开。在操作备用襟翼控制电门时，瞬时置于DOWN即可，因为前缘备用驱动活门继电器有自保持功能。（图中绿线为触发电路，红线为供电电路，黄色为自保持回路。）

处理上，可以模拟PTU的工作条件，验证当前的实际渗漏率。同时根据译码油量的减少量，从而可以判断出是A端还是B端出现了PTU渗漏。由于在PTU不工作条件下，实际上两端均联通的是回油压力，也就是基本上是油箱压力，这个渗漏在打压情况系啊，应该是缓慢和稳定的。从而可以大概推算出稳定渗漏量，从而为决断做出参考。

历史案例：

60*6飞机2023年8月22日，天府航后发现PTU余油口漏油呈线状。检查机上A/B液压油量93%/97%。更换PTU。

53*2飞机2022年6月21日，武汉航后检查发现PTU余油口漏油呈线状，驾驶舱液压油量指示，A系统69%，B系统98%，更换PTU。

19*3飞机2021年6月23日，西安航后主轮舱PTU区域有液压油漏油，检查A学系统油量67%，更换PTU。

从机队统计看，机队历史以来可查到的共送修过25次。漏油主要分为两类：

1类是从泵端盖漏油

通常是如下图75和60这个地方渗漏，写本描述为壳体渗漏。

1类是从余油口漏油

通常是如下图175/170/165这个地方渗漏，修理报告写本描述为轴封漏油。

针对轴封漏油，PARKER 于 2013 年 PTU 进行升级，主要对泵端固定密封板进行设计更改，将序号大于 5442A的 PTU 泵端固定密封板升级为新构型(件号从 56586 变更为件号27378)，而马达端固定密封板仍保留旧构型(件号 56586)。新、旧构型固定密封板材料均为6061 铝合金，二者在结构、尺寸上存在一定的差异，无法串件和改装回去。新、旧固定密封板结构示意图和实物如下图所示：

从CMM可以看出，泵端给了两种构型件号，需要和特定的保持封严配合。

马达端单一件号。

从如下统计表可以看出，轴封失效的序号大于 5442A的比例较高。

有调查显示，子部件故障多集中在马达端固定密封板 (56586) 和衬套 (马达和泵 8691)，另外，修理报告中未发现泵端新构型固定密封板 ( 27378) 更换记录。分解 PTU 后，多次发现相关缺陷主要集中在马达端固定密封板(56586)，固定密封板多次出现裂纹、磨损等缺缺陷，导致液压马达端轴封无法压紧，内部液压压力向外挤压，导致封圈失效，最终导致 PTU 余油管漏油。

序号	厂家	现象	失效部件
6674A	航达	PTU壳体漏油，3滴/秒	螺钉、轴承、轴封磨损，衬套和密封件失效
6597A	航达	轴封漏油，22滴/分	螺钉、轴承、轴封磨损，衬套和密封件失效
6325A	航达	PTU壳体漏油，1滴/秒	轴封、衬套和密封件失效
5556A	航达	PTU壳体漏油，20滴/秒	螺钉、轴承、轴封磨损，衬套和密封件失效
5897A	航达	轴封漏油，10滴/分	轴、销子、轴承、螺钉、密封件失效
6432A	上海航新	漏油	螺钉、密封件等损坏
2768A	上海航新	漏油	螺钉、密封件等损坏
K0202A	上海航新	漏油成线	密封件损坏
6335A	上海航新	漏油	密封件损坏
6657A	上海航新	漏油	密封件损坏
K0833A	四川新力	检测	检测合格
6119A	上海航新	漏油	密封件损坏
6096A	航达	轴封漏油，25滴/分	螺钉、轴承、轴封磨损，衬套和密封件失效
6232A	上海航新	漏油	密封件损坏
K0125A	航达	轴封漏油，13滴/分	螺钉、衬套、密封件失效
4509A	PARKER	漏油	重新加工轴密封件，更换垫圈等
2698A	航达	壳体漏油	螺钉、衬套、轴封磨损、密封件失效
K0747A	航达	壳体漏油	螺钉、轴封磨损、密封件失效
4509A	航达	壳体漏油	螺钉、轴承、轴封磨损，衬套和密封件失效
3376A	航达	壳体漏油	螺钉、衬套、密封件失效
5587A	航达	壳体漏油	螺钉、轴承、衬套、密封件失效
5897A	航达	轴封漏油，10滴/分	螺钉、轴承、轴封磨损，衬套和密封件失效
6325A	航达	轴封漏油，15滴/分	螺钉、轴承、轴封磨损，衬套和密封件失效
K1084A	成都华太	漏油	轴承、轴封磨损，衬套和密封件失效
66594A	PARKER	漏油	密封件损坏

整个拆下件的可靠性数据看，新件均值18260FH，修理件3960FH，由于该比例不到机队重量的1/10,因而实际可靠性远高于此。

统计看，机龄周期和失效并无直接关系。

SR 3-5712646420

在近期的案例中，发现一个较为奇怪的现象，B系统液压油已经渗漏到0后，EDP仍然能够提供3000PSI的持续压力，而且时间很长，就此与波音做了沟通。

油量渗漏情况如下图，当B系统压力到零后，实际上EDP还正常提供3000PSI的压力约40分钟的时间。

从系统原理而言，B系统液压油箱与备用液压油箱相连，B系统0%油量指示，则油面已经低到了EDP立管处。

波音表示：

1，从提供的QAR数据看，B系统 EDP和EMDP直到液压系统B油量降至零后才产生低压。在此前的整个飞行过程中压力是稳定的。EDP从液压B系统到零开始，额外花费了40分钟才出现低压，并且在剩余的飞行中没有恢复。液压B系统的泄漏速度缓慢且恒定，从接近100%到0花费了约90分钟的时间。

2，对于液压A系统而言，当液压液位下降到足以露出A油箱立管时，发动机驱动泵（EDP）将产生气穴并指示低压。这大约相当于指示的液压油量的16%。然而，电动泵（EMDP）从储液器底部抽出，因此它将继续运行，直到储液器排空（远低于指示的0%）。

3，对于B系统而言，EDP和EMDP供油来自同一根立管，立管位于约300立方英寸（0%位）处。因此，在达到这个水平之前，我们预计不会开始看到低压灯。飞机攻角和运动的变化也会对这些水平产生影响。基于该信息，在系统B缓慢泄漏的情况下，泵可能直到液压油量达到0很久之后才产生低压。在这种情况下，两个泵都在非常接近无液压流体流动的条件下运行，这导致两个泵的低压至少持续一段时间。在这种情况下，可能会发生气穴损坏。我们建议至少对EMDP和EDP的过滤器进行热降解液压流体或金属颗粒检查，并在必要时采取措施。

点评：从波音的回复而言，感觉并没有完全的解释EDP的长时间有油可用的问题。自主分析认为与备用油箱有一定关系， 备用油箱的油量为3.6 gallons (13.3 liters) ，从油量的减少情况，可以看出渗漏率是相对比较稳定的。初始渗漏点在12:40开始，油量97.25，油量到0是14:04。整个油量减少6.9 gallons，耗时84分钟。相当于每分钟耗油0.082G/M。从油量到0到EDP出现低压，时间点是14:42，耗时38分钟，按稳定渗漏率计算，需要的油量为3.12 gallons。这个量的油只有可能从备用油量提供，且也与备用油量的油量是想匹配的。因而可以大胆的猜测，当B油箱液面降到0位，也就是立杆位置的时候，由于虹吸作用，B系统将备用系统的油源源不断的抽到了B系统油箱里，从而持续为B系统提供了高达40分钟的持续稳定供压。从排故后的加油情况也可以佐证，第一次加到106，试车放气时变65，提示要加。第二次加到102，试车后98。

外部案例：

有航司案例表示，发现B系统EDP本体上一堵头漏油，初始油量89.5，60分钟后油量降到0，然后EDP泵又正常工作了约30分钟。从这个比例计算，也几乎是用掉了3.35左右的油。与我司案例基本一致，差别只是在渗漏率不同。

SR 3-5726022554

2023年6月，有飞机实时监控有HYD ENG 2 LOW PRESSURE、L.E. AUTO SLAT、L.E. TRANSIT信息，进近阶段B系统EDP低压灯亮，将B系统EDP关闭后，低压灯熄灭，落地收反推后，右发反推灯亮。地面检查右发反推未收上，检查B系统液压油箱指针为0，机上B系统液压油量显示0。B系统液压油量损失的情况如下图所示：

检查发现为接头封圈存在形变

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由于该接头上面还连接着拐脖，再接快卸管，需注意后面的调整角度，避免预应力，注意封严是否存在挤出的情况。同时重视复查和试车后的渗漏检查质量。

波音手册中，对于该处接头的安装步骤还是比较清晰的，先要将UNION安装妥当。

然后才是按间隙要求安装好FTITING【16】,最后才安装快卸的供压管路。

就步骤的先后次序和间隙要求与波音做了沟通，波音表示：

波音公司表示，参考AMM步骤是为了确保不会因部件未对准而产生预应力，例如与快卸接头连接的液压软管。波音公司过去曾收到报告称，由于方向问题和/或缺乏扭矩紧固性，液压活接头在使用中出现松动。如果接头松动/断开，可能会发生液压系统事件（低压、系统失效等）。

R1. Boeing finds that the reference AMM step is to ensure there isnt a preload due to misalignment of components, such as the hydraulic hose that would interface with the quick disconnect fitting.

R2. Boeing has received past reports of the hydraulic pressure union fitting being found loose in service due to the orientation and/or lack of torque tightness to the AMM guidance. A hydraulic system event (low pressure, system loss, etc) can occur if the fitting were to come loose/disconnected.

2023年4月，机组绕机检查时，发现位于右主轮舱壁上的空气压力表指示为0。机场机务检查液压油箱气压指示器指示为0，过站打开引气后指示正常，关闭引气后，又指示为0，航后检查为四通接头有漏气，更换后测试正常。

737NG飞机液压系统增压是由油箱增压系统来完成的，油箱增压系统由油箱增压组件、定量孔组件、油箱释压活门、空气压力表、释压活门、限流器、通气装置等组成。

液压油箱的增压空气可以来自发动机引气、APU引气或外部气源。增压空气经过气滤，过滤杂质后进入液压油箱增压。通常情况下，引气系统或外部气源给液压A、B系统邮箱增压至45-50PSI，当引气系统释压时，液压油箱仍能保持增压状态。

在增压组件与液压油箱之间有一个充/放气活门，维护中可以通过这个活门将液压油箱中的空气压力释放掉。空气压力表，用于指示油箱压力。

在A、B液压油箱顶部附近，各装有释压活门，当油箱压力到60-65PSI时，释压活门打开并通过APU燃油管排放桅杆排出过量的增压空气。

开孔堵头起到调压和排水气的功能保证液压油箱正常增压，正常会有少量气排出。

油箱增压的目的是提供液压系统的有效回油压力，减少气体的混入，保障液压系统的正常循环。

表头压力手册允许的范围为12-65PSI，表头压力与驾驶舱引气压力表差值不超过10PSI。 航前只用APU引气，此表不在绿区是正常的。短停或航后，由于空中有发动机引气压力能到50PSI左右，所以飞机落地后正常都应该在绿区附近。

如检查情况所述，该机在打开引气的情况下是正常的，满足绿区的要求。对于在正常构型下建立液压油箱压力是没有问题的，也能保障液压系统的正常工作。缺陷是系统的四通接头存在漏气，在关闭气源的情况下，油箱压力无法保持，经更换后正常。

油箱增压受不同气源的影响，可能出现压力的波动，正常情况下，与引气系统压力的差值在10PSI范围内。当提供引气的情况下，满足压力要求，对系统正常工作是不会产生影响的。

当有箱增压在提供气源的情况下，仍然过低。可能导致回油收到影响，混入较多的气泡。引气液压部件如滑阀等产生工作异常，包括啸叫、装机声等，都是发生过的。