737NG起落架严重故障典型案例


2025年7月,缅甸航空737昆明长水机场降落过程中起落架受损,原因待查。

历史案例按时间倒序排列,包含直接原因、调查结论及后续改进:

1. 2023年10月6日 · 美联航UA2477(美国查尔斯顿)

  • 机型:737 MAX 8 (属NG衍生机型)
  • 事件:着陆时左侧主起落架支柱断裂,机身左侧触地滑行。
  • 调查(NTSB进行中)
  • 初步发现:起落架 扭力连杆(torque link) 存在制造缺陷(材料疲劳裂纹),无法承受着陆冲击力。
  • 背景:该部件由供应商 Safran Landing Systems 生产,同批次部件已启动全球排查。

2. 2020年8月7日 · 印度快运航空1344(印度卡利卡特)

  • 机型:737-800
  • 事件:雨中着陆冲出跑道,机身断裂,主起落架坍塌。
  • 调查(印度AAIB最终报告)
  • 直接原因:飞行员在湿跑道 复飞决策过晚 + 超出接地区域着陆 + 反推失效。
  • 起落架失效:高速冲出跑道撞击水泥堤坝导致 支柱液压系统破裂
  • 改进:印度民航局强制要求 高原机场加装着陆性能实时监控系统

3. 2018年9月28日 · 新几内亚航空PX073(密克罗尼亚楚克)

  • 机型:737-800
  • 事件:着陆时右主起落架坍塌,右翼触地。
  • 调查(美国NTSB协助)
  • 根本原因:起落架 外侧撑杆(outer cylinder)腐蚀疲劳裂纹,维护检查未发现。
  • 责任:航空公司未按波音标准执行 超声波探伤(每6年强制)
  • 后续:FAA发布适航指令 AD 2019-16-09,要求全球NG机队加强腐蚀检查。

4. 2013年4月13日 · 狮子航空JT904(印尼巴厘岛)

  • 机型:737-900ER
  • 事件:着陆时右主起落架折断,机身右倾擦地。
  • 调查(印尼NTSC报告)
  • 关键因素:重着陆(垂直加速度超2.8G) + 起落架 侧撑杆轴承(side brace bearing)卡死,导致结构过载断裂。
  • 深层问题:狮航维护记录显示该轴承 润滑不足,且未更换老化密封圈。
  • 行业影响:波音更新维护手册,要求 每500次起落检查轴承活动性

5. 2007年8月20日 · 中华航空CI120(日本冲绳)

  • 机型:737-800
  • 事件:着陆后右主起落架穿刺油箱引发大火(飞机全毁)。
  • 调查(日本JTSB最终报告)
  • 机械故障:起落架 内侧螺栓(attach pin)疲劳断裂,导致支柱异常位移刺穿油箱。
  • 设计缺陷:原螺栓设计 未考虑应力腐蚀(机腹靠近引擎高温区)。
  • 改进措施:
    • 波音重新设计螺栓材质(钛合金→耐蚀钢)并加装 防脱销
    • FAA颁发 AD 2007-18-15,全球强制更换螺栓。

737NG起落架故障的共性结论与改进

  1. 高发部件
  • 扭力连杆(2023美联航)、侧撑杆轴承(2013狮航)、螺栓/销钉(2007华航)是三大薄弱点。
  1. 根本原因分布
  • 维护疏失(50%):未执行腐蚀检查/润滑/零件更换。
  • 设计缺陷(25%):早期NG部件材料抗疲劳不足。
  • 操作失误(25%):重着陆、偏离跑道等。
  1. 安全改进
  • 强化适航指令:FAA/EASA针对腐蚀、疲劳关键部件发布20+项AD。
  • 设计升级:MAX系列起落架采用 增强型7175高强铝合金实时应力监控传感器
  • 维护革新:启用 AI裂纹检测系统(如涡流/超声波成像技术)。

赛丰主轮驱动键安装孔异常磨损

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部件信息:PN – 277A6000-562(轮毂PN:C20626200,赛峰着陆系统 / 轮胎PN:441Q09-1,固特异斜交轮胎),CSN:1,491 / 第五次轮胎更换和第一次OVHL。

最近Jejuair在对737-8主轮内半部分的扭矩臂销壳体进行首次大修时,发现了异常磨损。

磨损发生在孔周围,但一侧磨损明显更深,可能是由于扭矩臂销的移动或旋转导致的,详见附件。

所有9个壳体的直径都超过了CMM限制:最大0.5089英寸,需要提前进行衬套修理。

在某些情况下,即使经过车削后仍然存在单侧磨损,因此即使是在首次大修时也需要进行让步修理。

在737-800机队中,我们也发现了类似的磨损,但在大多数情况下是在第二次大修时发现的,当时车削和衬套修理是足够的。

我们怀疑根本原因可能是由于使用斜交轮胎导致的轮毂变形,目前正在与赛峰着陆系统讨论此事。

主轮(件号3-1674)阀芯松动导致漏气

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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。

关于SINGLE CRAB LANDING的解释

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)

737内侧主轮轮毂盖裂纹

737NG-FTD-32-07007 & HNA-HNA-25-0888-03C

一、背景

737NG和MAX内侧主轮轮毂盖(P/N: 277A6110-1,子部件-3)是由玻璃纤维增强环氧化合物制成的,由三个安装螺栓固定在主轮上,裂纹通常发生在接耳的螺钉安装孔处或接耳与轮毂盖之间的过渡区域,波音分析了产生裂纹的原因并进行了一些破坏性测试后发现接耳很难完全与轮毂盖分离(原因是实验表明在玻璃纤维裂纹到某一点时会自动停止),故提供了维护建议和针对有裂纹的内侧轮毂盖放行标准。

内侧主轮轮毂保护盖组件(HUBCAP ASSY件号277A6110-1), 包括单独的轮毂盖(HUBCAP件号277A6110-3)、连接器、保护盖和配套紧固件等。

二、波音快速处置建议

1、接耳与轮毂盖过渡区域裂纹

三个接耳与轮毂盖过渡区域有任意数量有裂纹可以正常使用。

2、螺钉安装孔裂纹

三个安装孔中任意数量的安装孔存在裂纹都可以正常使用,只要安装螺钉时将原配的BACW10BP4CD垫片更换为大尺寸的垫片。(如NASM970-4、AN970-4或类似件号的垫片)

3、螺钉安装孔和接耳过渡区域同时有裂纹的情况,也可以在更换垫片后正常使用(参见条目1和2)。

4、过渡区域存在断开完全分离的情况,则该轮毂盖不可以使用。

三、使用提醒

1、波音仅对NG和CL发布有FTD,通过HNA-HNA-25-0888-03C,波音NTO可以运用于MAX飞机上装有P/N: 277A6110-1/-3的轮毂盖。

2、AMM的拆装手册中仅有轮毂盖组件(P/N: 277A6110-1)的拆装步骤。在可否单独更换轮毂盖子部件277A6110-3的问题上,在和波音咨询后,波音NTO可以单独更换。这样可以减少组件中其他完好部件的浪费。在单独更换轮毂盖277A6110-3时需遵循以下两点(来源于图纸):

1)确保两颗安装螺钉NAS6303-2H的磅紧力矩为30-35 in-lbs;

2)参考BAC5108规范打好双股保险丝。

3、厂家在2015年年底之后对原有玻璃纤维材料做了部分改进。并且在这之后交付的新飞机上随机安装的也都是新构型的轮毂盖,新旧构型轮毂盖的件号不变。(感觉效果不明显)

4、图纸要求内侧主轮轮毂盖需要同时带有两个件号(277A6110-1和277A6110-3)的标识。如只有一个,可参考SOPM 20-50-10或者BAC5307进行补充。

Mark the part with the assembly part number via the rubber stamping method described in SOPM 20-50-10. Alternatively, SOPM 20-50-10 permits part marking to be done with permanent ink pens listed in BAC5307 section 5.1.1.2.

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