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HNA-HNA-25-1405-06B

升降舵皮托管从功能上来说，仅提供感觉压差计算机的作动器腔的气压输入，因此升降舵皮托管加温失效后，最严重的后果就是导致感觉压差灯亮。在QRH执行上，升降舵皮托管失效后要求避开结冰区。但最严重后果，感觉压差灯亮后，反而没有任何的限制要求。就此和波音做了讨论。历次答复如下：

1、波音已经审查了QRH中的NNC 3中关于PITOT HEAT的要求，避免结冰条件（注意：在结冰条件下飞行可能导致飞行仪表指示错误），并发现这是正确的，不需要进行任何更改。 从皮托探头获得的数据仍然可能影响失速警告系统。因此，机组人员仍然需要避免结冰条件，因为在结冰条件下飞行可能导致飞行仪表指示错误。

2、波音对此问题的政策保持不变。如我们在先前的回复Ref /B/中所述，从皮托管探头获取的数据仍然可能影响失速警告系统。

升降舵感觉由升降舵感觉计算机提供。计算机通过升降舵皮托管系统和安定面位置感测空速，通过升降舵感觉和定中组件模拟空气动力载荷到驾驶杆。

升降舵感觉计算机使用系统A和系统B的压力来操作感觉系统。当系统A和系统B测量的压力差达到25%时，开关会闭合。高差压由升降舵感觉计算机测量。如果系统A或系统B中任何一个发生故障，计算机将检测到不平衡，并且当襟翼升起时，FEEL DIFF PRESS灯会亮起。如果只有一个液压系统工作，感觉系统将继续正常运行。

当FEEL DIFFERENTIAL PRESSURE灯亮起并且FLIGHT CONTROL LOW PRESSURE灯亮起时，会导致以下情况：

每个FLIGHT CONTROL LOW PRESSURE监控到襟翼、升降舵、升降舵感觉计算机和方向舵的压力。低压警告开关位于飞行控制阀下游。当它检测到飞行控制低压时，会点亮一个琥珀色灯光。襟翼、升降舵和方向舵的液压系统压力低。

此外，一个液压系统的损失和“FEEL DIFFERENTIAL PRESSURE”和“FLIGHT CONTROL LOW PRESSURE”灯亮起可能导致飞行仪表和自动驾驶系统错误。飞行杆力可能比正常情况高出许多，尤其是在着陆拉平期间。当指令俯仰变化时，自动驾驶可能会脱开。没有自动着陆。更多详细信息请参阅系统描述部分（SDS）第27章“飞行控制”和第22章“自动驾驶”。

鉴于以上情况，机组人员仍需避免升降舵皮托管探头加热失效时的结冰条件，因为在结冰条件下飞行可能导致飞行仪表指示错误和正常飞行操作问题。

3、如果飞行中只有“FEEL DIFFERENTIAL PRESSURE”灯亮，机组必须根据非正常配置（NNC）9.8 FEEL DIFFERENTIAL PRESSURE（继续正常操作）要求执行快速参考手册（QRH）程序。

如果飞行中皮托管加温琥珀色灯亮，包括升降舵皮托管灯（“L ELEV PITOT”和/或“R ELEV PITOT”），为了避免升降舵皮托管失效，继而结冰堵塞，最终导致“FEEL DIFFERENTIAL PRESSURE”灯亮，机组必须根据非正常配置（NNC）3.6 PROBE HEAT要求执行QRH程序，避免结冰条件“结冰条件下可能导致飞行仪表指示错误”。

看来还是思维上存在差异。

SR HNA-HNA-25-0558 & 737NG-FTE-30-10008 & 网络资料

实际运行中常见反映雨刷马达不做动的情况，以及较少见的非指令做动的情况。特做说明。

一、电源转换过程中的非指令做动

机队有飞机反映在电源转换中出现转动中的风挡雨刷马达突然停转的情况，或者在PARKING位的出现突然转到一个位置停住的情况。

在和波音沟通后，波音表示别的用户也反映过这一问题，波音计划在FIM中加入电源转换这一可能，并加入检查步骤。波音给出的检查步骤为：

a. 检查马达电机外壳与机身接地线之间的对地阻值。该值不应超过0.010欧姆。

b. 检查控制开关接地线对地阻值。该值不应超过0.0025欧姆。

从波音的检查步骤看，波音的分析结论应该认为是接地阻值大的原因，导致控制电门或者作动器出现了高位电压做动的问题。

扩大看有博主分享FIX有用户反映类似问题的分析（波音现行FIX和FTD未找到）。以下提出了和波音不同的解释。

HAP在从地面电源切换到APU电源时，偶尔会出现未指令的挡风玻璃雨刮器摆动。(雨刮器开关处于停放位置)。 作为后续损害，在干燥的挡风玻璃上未指令的雨刮器移动可能会导致划痕。 在电源转换期间出现未指令的雨刮器摆动不会影响飞机的适航性，且没有关于进一步飞行的限制。 在故障排除过程中，已将带有集成雨刮器开关（件号233A3204-1）的P5-4面板与一个新的进行了串件。结果：无效。 问题：其他运营商是否遇到过这种现象，最终采取了什么措施？

DAL跟帖表示，曾在一架飞机上遇到过这种情况。当雨刮器开关处于停放位置且电源从外部电源切换到APU时，机长和/或副驾驶的雨刮器会短暂移动。 经过广泛排查，发现直流汇流条连接继电器R9会在50毫秒的时间内从闭合切换到断开，然后再切换回闭合。该继电器的断开和闭合导致直流汇流条上出现电压瞬变，并影响雨刮器控制开关内的电压水平，从而导致未指令的移动。 波音公司已被告知此现象，并告知DAL在西雅图也有类似情况发生。 波音公司表示，这种故障是一种不会影响飞机适航性的干扰故障。DAL已实施了一项程序，用于测试挡风玻璃雨刮器系统，以确定在从外部电源切换到APU电源时，未指令的雨刮器移动是否为干扰故障。 该程序使用驾驶舱内的汇流条转换开关来打开继电器R9。通过这种方式，直流1号汇流条和直流2号汇流条完全隔离，因继电器R9可能产生的电压瞬变不再可能发生。 通过消除继电器R9产生的电压瞬变，TRUs能够为雨刮器开关控制器提供更清洁的电压输出，从而避免雨刮器出现异常。此外，如果测试发现即使将R9从电路中移除，雨刮器仍然继续出现故障，那么系统中存在另一个问题，必须按照适当的维护程序在飞行前解决。

从线路溯源角度看，左雨刷马达来源于28V DC BUS1 SEC1, 右雨刷马达来源于28V DC BUS2 SEC1

通常情况下，1 号直流汇流条、2 号直流汇流条和直流备用汇流条通过交叉汇流条连接继电器连接在一起。在这种情况下，TR1 和 TR2 分别都向 1号直流汇流条、2 号直流汇流条和直流备用汇流条供电。TR3 向电瓶汇流条供电并作为 TR1 和 TR2 的备用电源。R9正常吸合。如DAL验证出来的电源转换的时候会出现R9瞬时断电又吸合的情况，应该和继电器的设计特性相关。理论上讲，在R9断开的瞬间，28V DC BUS 2的供电设计上更简单，TR2和TR3下游只有一个总汇流条，不受其他干扰。而且28V DC BUS 2除了TR1外还可能会收到电瓶电的干扰。

R9继电器的控制来自于28V热电瓶汇流条，继电器开合应该源于上游电瓶汇流条供电的转换间隙。

R9要吸合的条件之一就是电源面板上的汇流条转换电门（BUS TRANS）必须要在AUTO位。

DAL开发的风挡雨刷测试程序，专门用来判断这种假故障。以判断在APU-外部电源转换期间非指令性的雨刷作动是否是一个干扰故障。测试程序将驾驶舱内汇流条转换面板上的BUS TRANS开关保持放在OFF位，让继电器R9 松开，再来进行电源转换。这样，DC BUS1和DC BUS 2完全相互隔离，不再可能发生由继电器R9引起的电压瞬变。

通过消除继电器R9产生的电压瞬变，TRU能够向雨刷控制开关提供更稳定的电压输出，从而不会导致雨刷异常作动。如果测试发现，即使将R9从电路上隔离，故障还会出现，则系统存在别的问题，必须在飞行前完成排故。

R9继电器的断开和闭合导致直流汇流条上出现电压瞬变，并影响雨刷控制开关内的电压值，对马达运动的影响通过CMM可以看出，马达的控制源于电压的大小，在OFF/PARK位也是有电压的。只要存在高于4.8VDC，满足其他档位电压的时候，就可能产生转动的控制逻辑。（而波音的分析看，则可能认为只要有效接地，则可以避免此类的高电压冲击。）

二、雨刷马达的不做动。

马达返回，有不少是可能出现NFF的情况的。在运行中的时候，也有些不工作的马达等待一段时间后，就能再次恢复工作正常的情况。这个和设计是密切相关的。

从CMM的测试环节可以看到，对应的电流是不同的。

过热保护的测试要求是，放HIGH位，将雨刷在零度位置止动，确保马达工作不能超过10分钟。

之后再测试过热保护的复位，要在5分钟内能恢复正常工作。

因此可以看出，风挡雨刷马达使用时间长了，就一定会停止工作。取决于两个因素，一个是压紧力，一个是外部温度。

737NG机队在冬季，易发生由于进气道防冰导致的超压事件，此类事件通常发生在TOGA阶段，由于推力的快速上升，导致活门调压不及，因而出现警告，并触发主警告灯亮，产生中断事件。该警告通常仅闪现，或者1-2秒后消失。在这一阶段机组通常关注于V1速度、道面情况，不容易及时识别到瞬时警告，因而很难描述清楚发生的具体现象。最后只有更换双侧活门。

典型的案例译码如下图所示：

由于防冰调节后的压力情况，不被数据监控，因而也没法从实时监控角度进行监控是哪一台发动机的问题。

从操作角度实际上有一些可提升的方案。

也就是说，起飞前使用进气道防冰的时候，如果能在70%N1的基础上再TOGA，由于压力变动和转换的减少，将有助于减少此类SDR事件的发生。参考《737NG飞机5级和9级引气温度和引气压力随功率变化的情况》的数据可以知道：

1，从慢车直接到起飞功率

在慢车时，使用高压级引气，压力为40PSI;

大概在N1=50%-60%（压力100-137PSI），转为5级供气（压力40-50PSI）;

在N1=70%的时候压力达到78PSI;

N1=90%的时候压力达到132PSI;

然后到达起飞功率（估算97%），在138PSI左右。

（会触发灯亮，通常是在9-5级转换的时候，由于先9级，这个时候防冰活门调压关得很小，但突然转5级，压力大幅下降，活门猛开，但5级压力又再次快速上升，需要再次关小。关闭不及就发生超压。但如果到70%N1，就不存在过程中需要反向做动的问题，只需要一点点关闭就行。）

2，从70%直接到起飞功率

70%使用5级供气，压力为78PSI，到达起飞功率（估算97%），在138PSI左右。

背景知识

737NG发动机进气道防冰，引入未调压的发动机热气（PRSOV上游），经防冰活门调压后进入进气整流罩中，以提高整流罩温度，防止发动机进气口整流罩结冰。

进气道防冰活门为电控气动活门，通过弹簧加载在关闭位，当防冰开关放ON位后，未调压的发动机引气克服弹力打开活门，活门内部调压器调节活门开度，限制下游压力不超过50PSI。若下游压力超过65PSI，防冰压力电门接通，触发COWL ANTI-ICE琥珀色灯点亮，同时点亮六灯组件的ANTI-ICE灯和主警告灯。

进气道防冰活门受运行环境的影响，活门内部会慢慢出现污染和尘屑集聚，造成活门内部调压阀和节流孔不畅，使活门调压能力下降。当在稳定功率下或缓慢功率变动时，调压正常，但当出现快速推力变动则会出现调压不及，输出压力瞬时高于65PSI的情况，触发COWL ANTI-ICE琥珀色灯亮。

2024年7月7日,B-5*72机组反馈在使用左发进气道防冰时候，头顶面板的蓝色COWL VALVE OPEN灯在暗亮和熄灭交替。DU上显示正常。由于此类情况较少见，且不被实时监控捕获，特做说明。

发动机防冰活门灯的基本原理解析：

SSM为活门在关闭位时的示意，CLOSE电门闭合，OPEN电门断开，P5-11板PIN15不接地，PIN12接地，C148向两个触发器触发端供电，此时Q10不触发，灯无地灭（Q11应该是触发）。

防冰活门打到ON位，防冰活门电磁阀作动，closed电门断开，OPEN电门未闭合，PIN12和PIN15都不接地（若PIN12虚接，则Q10断开，灯熄灭！），Q10和Q11都触发，灯明亮。

当活门完全活动到ON位后，CLOSED电门断开，OPEN电门闭合，PIN15接地，PIN12断开。（此处若PIN12接地，则Q10断开，灯熄灭！）故Q11不触发，Q10触发，灯暗亮（稳压二极管提供压降）

防冰电门打到off位,防冰活门电磁阀失去电，此时CLOSE电门还未闭合，OPEN电门断开，PIN12和PIN15都不接地，Q10和Q11都触发，灯明亮。

完全到位如图

故障时面板电门应在ON位，暗亮时应符合

当活门完全活动到ON位后，CLOSED电门断开，OPEN电门闭合，PIN15接地，PIN12断开。故Q11不触发，Q10触发，灯暗亮（稳压二极管提供压降）

灯熄灭的原因推测是防冰活门 CLOSE位置电门有虚接地的情况

如果面板电门ON位，活门内电磁阀将CLOSE位置电门吸引到位，则活门给DEU的指示会与面板电门给DEU的指示一致，那么DEU上的TAI指示不会出现。

如果PIN4处存在间断接地，不会影响TAI的指示，因为TAI的指示被PIN5,PIN6提供为正常。但是PIN4的接地会导致面板的PIN12也接地，从而三极管Q10断开，导致灯熄灭。

当PIN4不接地时，PIN12不接地，Q10接通，灯经稳压二极管压降暗亮。

点评：可能是防冰活门关闭电门PIN4处存在虚接，导致活门灯在暗亮与熄灭间变化，这种情况DEU TAI指示为正常，同时由于活门位置电门、面板电门给实时监控系统的数据也是正常，也不会触发监控。

来源于网络公众号“ 楚虽三”

2024年6月，有飞机因引气跳开，航路有结冰条件导致了备降事件。因此就备降必要性展开了讨论。

一、大翼防冰和进气道防冰的气源差异

1、发动机整流罩防冰使用引气活门上游的气源，所以关闭引气，亦或引气活门跳开，都不影响发动机整流罩防冰的工作。

2、机翼防冰使用引气活门下游的气源，故而单引气或APU供气状态下，由于引气量不足无法使用机翼防冰系统。这也是为什么《引气跳开检查单》只限制机翼防冰系统，而不限制发动机整流罩防冰的使用。机翼防冰只对机翼前缘内侧的三块缝翼进行加热，最外侧的前缘缝翼以及前缘襟翼是没有加热能力。实拍的视屏显示，最外侧缝翼的积冰是除不掉的。

二、发动机防冰的使用

OAT(在地面)或 TAT(在空中)为 10 摄氏度或更低并且存在下列任何情况时，存在结冰条件：

• 可见湿气[云、能见度 1 英里（1600m）或以下的雾、雨、雪、雨夹雪、冰晶等]存在，或

• 在停机坪、滑行道、或跑道上积留有冰、雪、雪浆或积水。

警告：当 OAT（在地面）或者 TAT（在空中）高于 10 摄氏度，不要使用发动机或机翼防冰。

——《B737机组操作手册》（FCOM 辅助程序 恶劣天气）

发动机防冰操作 — 在地面当存在结冰状况或者预期存在结冰状况时，在两台发动机起动后必须立即选择发动机防冰在 ON 位，并在整个地面操作过程中保持接通。警告：启用发动机防冰之前不能仅靠机身上的目视结冰现象。使用温度和可见湿气作为标准，因为过晚使用发动机防冰可能会造成发动机吸入过量的冰，并导致发动机损害或失效。

警告：当 OAT 高于 10 摄氏度，不要使用发动机防冰。——《B737机组操作手册》（FCOM 辅助程序 恶劣天气）

发动机防冰操作 — 在空中在所有的飞行操作过程中出现或预计出现结冰情况时，都必须接通发动机防冰；但是当温度低于-40 摄氏度 SAT 爬升和巡航期间不要使用发动机防冰。在所有结冰条件下下降之前及下降过程中，包括温度低于-40 摄氏度 SAT 时，都必须接通发动机防冰。在有可能结冰的区域飞行时，进入结冰区之前接通发动机防冰。

警告：启用发动机防冰之前不能仅靠机身上的目视结冰现象。使用温度和可见湿气作为标准，因为过晚使用发动机防冰可能会造成发动机吸入过量的冰，并导致发动机损害或失效。

警告：当 TAT 高于 10 摄氏度，不要使用发动机防冰。

——《B737机组操作手册》（FCOM 辅助程序 恶劣天气）

总结一下：在地面：如果OAT低于10℃，且存在能见度 1 英里（1600m）或以下的雾、雨、雪、雨夹雪、冰晶等或停机坪、滑行道、或跑道上积留有冰、雪、雪浆或积水，则应在发动机起动完成后立即接通发动机整流罩防冰，并保持到起飞后。

在空中（爬升、巡航阶段）：如果TAT低于10℃，且SAT高于-40℃，在可见水汽中飞行则应接通发动机整流罩防冰。

在空中（下降阶段）：如果TAT低于10℃，且存在可见水汽，不论SAT是否低于-40℃均应接通发动机整流罩防冰。

三、机翼防冰的使用方法

AT(在地面)或 TAT(在空中)为 10 摄氏度或更低并且存在下列任何情况时，存在结冰条件：

• 可见湿气[云、能见度 1 英里（1600m）或以下的雾、雨、雪、雨夹雪、冰晶等]存在，或

• 在停机坪、滑行道、或跑道上积留有冰、雪、雪浆或积水。

警戒：当 OAT（在地面）或者 TAT（在空中）高于 10 摄氏度，不要使用发动机或机翼防冰。

——《B737机组操作手册》（FCOM 辅助程序 恶劣天气）

机翼防冰操作 — 在地面

当存在结冰状况或者预期存在结冰状况时，在发动机起动与起飞之间的整个地面操作过程中，使用机翼防冰，除非根据批准的地面除冰程序，通过施加 II 类或 IV 类防冻液进行保护。

警告：不要使用机翼防冰作为备用的地面除冰/防冰措施。起飞时仍需要仔细检查，以确保机翼、前缘装置、安定面、操纵面或其它关键部件无霜、雪或冰。

——《B737机组操作手册》（FCOM 辅助程序 恶劣天气）

机翼防冰操作 — 空中

当驾驶舱风挡框架、风挡中央柱或风挡雨刷臂上有积冰时，都表明存在结构结冰情况，此时需要接通机翼防冰。

在空中，机翼防冰系统可作为除冰设施或防冰设施。

使用该系统的主要方法用作除冰器，即接通机翼防冰之前先允许积冰。采用本程序可提供最光洁的机翼表面，并使重新结冰的可能性最小，而且推力和燃油的损耗最低。除非有必要在穿越结冰情况下长时间飞行(等待)，一般不需要定期除冰。

第二种方法是在积冰之前使用机翼防冰。只在中度或严重的结冰情况下长时间飞行时，如等待，才使用机翼防冰系统作为防冰器。

警戒：当 TAT 高于 10 摄氏度时，不要使用机翼防冰。

警戒：大约 FL350 以上使用机翼防冰可能会造成引气跳开，并且座舱压力可能损失。

总结一下：

在地面：除非机翼表面已经完成了除冰程序且喷涂了II 或 IV 型防冰液，否则接通发动机防冰的同时接通机翼防冰系统。在起飞推力调定后机翼防冰活门关闭，“L/R VAVLE OPEN”灯由暗变明。飞机离地后机翼防冰电门自动跳至OFF位。

在空中：机翼防冰系统仅能对前缘缝翼加热。如果长时间接通机翼防冰系统，在前缘融化的水会流向机翼后部再次冻结，并累积形成“驼峰”破坏翼型。所以除非必须长时间在严重积冰环境飞行，否则禁止长时间接通机翼防冰。

也正是出于对“驼峰积冰”的考虑，发动机防冰和机翼防冰对失速速度的影响时效也是不同的。

那么如何在空中使用“机翼除冰”呢？

首先在结冰条件下，如果驾驶舱风挡框架、风挡中央柱或风挡雨刷臂上有明显积冰，则说明机翼应当也开始积冰了。

过往的经验证明，如果B737飞机前风挡出现如下图般的积冰，则机翼也一定存在积冰。

此时先不要接通机翼防冰系统，让水汽均匀的在机翼前缘累积冻结。

当机翼积冰累积到相当厚度，或脱离结冰区后接通机翼防冰电门。前缘积冰会由底层开始融化，然后突然瓦解，并被气流“掀起”带动整片积冰飞脱。

当冰块基本飞脱干净后，立即关闭机翼防冰系统。

小结：

进气道防冰	在所有的飞行操作过程中出现或预计出现结冰情况时，都必须接通发动机防冰；但是当温度低于-40 摄氏度 SAT 爬升和巡航期间不要使用发动机防冰。在所有结冰条件下下降之前及下降过程中，包括温度低于-40 摄氏度 SAT 时，都必须接通发动机防冰。在有可能结冰的区域飞行时，进入结冰区之前接通发动机防冰。
大翼防冰	当驾驶舱风挡框架、风挡中央柱或风挡雨刷臂上有积冰时，都表明存在结构结冰情况，此时需要接通机翼防冰。积冰之前使用机翼防冰。只在中度或严重的结冰情况下长时间飞行时，如等待，才使用机翼防冰系统作为防冰器。

附FCOM:

1，发动机防冰的使用–地面

2，发动机防冰的使用–空中

3，机翼防冰的使用–地面

4，机翼防冰的使用–空中