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ISO-34-25-50437

山东航开贴

山东航空公司发生了一个0851HT-2皮托管探头故障。在飞机地面滑行时，探头加温灯亮起。移除探头的绝缘电阻检查超出范围。皮托管序号：457924 TSN 1106。

日本航空（JAL）跟帖

自2024年开始安装HT-2以来，已经发生了三（3）起HT-2探头提前拆除的情况。序列号（S/N）和总运行时间（TSN）如下：

• 序列号：454741，总运行时间：2,076飞行小时
• 序列号：457615，总运行时间：2,017飞行小时
• 序列号：452161，总运行时间：2,975飞行小时
  其中两（2）个探头由柯林斯公司进行了调查，确认为加热器故障。
  根据调查结果，柯林斯公司未确定根本原因，且未计划采取任何未来的纠正措施。

截至2025年7月，土耳其航空（THY）已开始逐步更换0851HT1单元，替换为0851HT2。截至今日，已有57台0851HT2单元安装在我们的B737NG和MAX机队中。这些单元的序列号（SN）大多以46XXXX开头。

目前只有1台探头被提前拆除（92飞行小时，序列号45XXXX），但柯林斯公司判定其为“无故障发现”（NFF）。总体而言，目前尚未出现显著的可靠性问题。

全日本航空运输公司（ANA）至今已发生了一起HT-2探头故障。

故障原因尚未确定。

序列号：454510，总运行时间：2,245飞行小时。

厦门航空（XIA）自2024年开始安装HT-2以来，已经发生了一起0851HT-2探头提前拆卸的情况。其序列号（S/N）和总运行时间（TSN）如下：

S/N: 453284, TSN: 542FH

经过柯林斯（Collins）的调查，该探头的加热器在中间部分熔断，但未给出根本原因的结论。

东航跟帖

三个事件S/N: 462149 TSN 1557, S/N: 462971 TSN 570, S/N: 462949 TSN 1682

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。