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国内有航司反映737NG发生一起A 系统低压故障，检查为系统压力组件释压活门内部弹簧脱出卡在释压位，导致系统压力组件无法输出压力。为机队历史上首次发生，之前该件基本都是往外漏油。目前判断为偶发，收集数据中。

一、概述

机队中前登机门小螺钉剪切是一个机队性的问题。有疑问后登机门等位置为什么不发生。实际上两者是完全不同的设计，可以参见附图的对比，可以看到基本上前登机门是一种构型，其他门是一种构型。实际运行证明前登机门的连接设计是存在典型缺陷的。

在为什么四个门设计还有不同的问题上，咨询波音是由于不同的设计团队的原因导致的。

RESPONSE:
The L1 Door Guide Arm and mechanism were designed by one engineering team while the L2, R1, andR2 Guide Arms and mechanism were designed by another team. Each team has a different concept.

二、断裂概述

前登机门失效的主要形式就是小螺钉被剪切，并非疲劳断裂。

剪切的实物如下图所示，代表了两种典型的剪切模式：

1，被挡片85剪切；

2，被导向盘剪切。

三、基本部件组成

最主要的部件包括如下图所示：

固定销组件[70]件号为141A6076-1，它包括固定销[80] 141A6076-2、弹簧丝套[75] MS21209C0615L、挡片[85] 141A6077-1和螺栓[82] BACS12ER06K6；

而执行过SB52-1175改装的铰链固定销组件[70]件号为141A6076-3（固定销与弹簧丝套装配一体）、挡片[85]141A6077-2和螺栓[82] BACS12ER08K6。

正常装好的螺钉如下图所示，可以看到装好后的螺栓基本和径向连杆是水平的。

安装在飞机上的连接图情况如下图所示

对连接部件抽丝剥茧，组合图如下所示：

四、受力分析

1、舱门、铰链臂、导向臂和机身框架固定点组成一个以ABCE四个支点的四边形（见下示图）；开关舱门时，以A支点为轴心旋转，导向臂机身端部安装有导向滑轮，导向板（上下各一个）安装在机身框架上，滑轮在导向板的S形滑槽中运动来推动舱门绕门端的铰链臂B支点改变方向来实现舱门翻转，D作为导向点沿S导轨盘运动。

2、门依次打开的时候，D作为导向点推动平行四边形变化。被完全打开时，导向D滑轮移动到导向板S形滑槽止动位，使门翻转打开与机身成平行，同时导向滑轮轴中部的锁定销在弹簧作用下进入导向板锁孔内，使舱门保持在打开锁定位；关闭舱门前，必须先按压开锁手柄使锁定销离开导向板锁孔进行解锁。

3、导向臂铰链E支点通过上下铰链[90] [100]、固定销[70]、止挡片[85]和螺栓[82]装配组合与门铰链臂A支点连接，A作为不变支点，E支点与A支点的角位置，随着导向臂滑轮在导向板S形槽内的位移绕A支点改变，也就是说导向臂上下铰链[90] [100]以A点作为轴心支撑E支点使导向臂保持正常移动。

4、当打开门时，在门铰链AB两点和导向臂CE两点长度一定的情况下，导向臂滑轮在S形槽中移动，并且以AB两个点为轴心来改变导向臂的轴向位移使舱门翻转；当导向臂滑轮移动到S形槽中底位置时，舱门向打开方向移动停止；当舱门完全打开位，导向臂滑轮移动到S形槽末端的止动位，在导向臂上下铰链的支撑作用以及E支点与导向滑轮之间的力臂关系，E支点在舱门完全打开时的承载受力最大。

5、在舱门完全打开时，导向臂以E点作为支点承载门的支撑作用力，由于铰链固定销[80]穿过导向臂上下铰链[90] [100]和铜衬套[107] 的固定孔，所以铰链固定销[80]表面和上下铰链[90] [100]固定孔内表面承受所有的剪切力。

6、止挡片[85]的作用是止挡下铰链[100]，螺栓[82]的作用是配合固定销[80]紧固安装止挡片[85]，使导向臂铰链机构[90] [100]与导向臂可靠连接，从部件的装配组成分析，止挡片[85]和螺栓[82]并不需要承载保持舱门在打开位的支撑剪切力，螺栓[82]只受拉力作用。

五，断裂分析

机队发生小螺钉断裂的绝大部分都是发生在门打开阶段，导致门无法打开。

正常情况下，导向臂上下铰链安装孔内表面与固定销表面接触并由固定销承载支撑和剪切力；止挡片使用螺栓安装在固定销头部使导向臂上下铰链保持连接在固定销上；固定销头部内螺纹孔中安装有钢丝螺套以防止螺栓松动。

可以看出，正常情况下铰链固定销[80]做为主要承受剪切力的部件，但由于门的反复开关，固定销与上下铰链孔表面因机械运动摩擦导致铰链孔与固定销之间不断磨损，当固定销与上下铰链孔表面因机械运动摩擦导致铰链孔与固定销之间磨损使间隙增大到一定量时，铰链孔外的凹槽边缘会与止挡片边缘接触并将承载力传递给止挡片。

另外，由于止挡片与固定销头部有“一字形”止动凸台和凹槽来防止止挡片相对于固定销转动，在长时间开关登机门并且铰链与固定销之间的相对运动摩擦会使固定销和止挡片一起转动，当固定销转动至端头凹槽与铰链臂成一直线或小于90度时，止挡片因下铰链凹槽边缘接触传递支撑力，使止挡片顺“一字形”止动凹槽位移剪切螺栓。

由于上下铰链安装孔与固定销接触面的磨损导致接触间隙增大后，在开关舱门过程中，止挡片[85]与下铰链凹槽旋转摩擦也可能会导致螺栓[82]松动，当螺栓松动到使止挡片[85]下移并且下铰链安装孔脱出固定销后，松动导致与导向盘干涉，这也是螺栓断裂的原因之一。

六、典型的其他失效表象：

1、挡片未有效安装到卡槽内，导致固定销隆起，固定销上端与上导向板表面摩擦或撞击，从而导致舱门卡阻和螺栓[82]受较大的剪切和拉力作用而断裂。

2、没有安装下铰链与导向臂之间的垫片[95]，造成导向臂上预安装的铜衬套[107]因铰链支撑力的作用使铜衬套[107]、固定销[80]和上铰链整体上移，当铜衬套[107]上移到下铰链紧贴导向臂后，在开关舱门过程中会导致固定销上端与上导向板表面摩擦或撞击，从而导致舱门卡阻和螺栓[82]受较大的剪切和拉力作用而断裂。

七、工程政策

针对该问题，波音的改进经历了多轮改进：

第一阶段2015年发布SB改装使用强度更高的销子和小螺钉；

第二阶段2017年改进安装方式，减少安装的预应力；

第三阶段2021年增加湿安装和修订AMM手册，增加安装提醒等。全球机队整体没有明显提升。

机队工程措施，除了跟随厂家的措施外，额外有EO按每30天执行定期检查，和随机配备航材在故障发生时能及时处理。配套的也下发有MT和SOP。

2024年11月12日，波音WTT会议介绍了一种新的改版处置办法，可供参考，整体意思是将盖板GASKET的所有漏油路径用胶封堵，然后使用金属胶带加固。处置后提供2FC的放行。

1. Defuel aircraft per operator’s standard practice (Reference 737NG AMM 12-11-00)
2. Accomplish a General Visual Inspection at the fuel leak location around the entire circumference of the access panel. Look for missing of pulled fasteners, cracks, corrosion.
3. Using best available practice, solvent clean subject access panel clamp ring gaps using MEK per SOPM 20-30-03 in preparation for sealing application.
4. Apply BMS5-45 Class B-1/2 sealant to the clamp ring gaps, ensuring the sealant is flush within the gaps around the full inner and outer circumference of the clamp ring. See Figure 1
5. Locally clean lower skin surface and access panel surface using MEKper SOPM 20-30-03 in preparation for speed tape application.
6. Apply speed tape (3M 425 or similar) over the subject access panel. See Figure 2 for typical tape application
7. Refuel the main and center fuel tanks to the maximum fuel quantity for each fuel tank that can be used per operator’s standard practice (Reference 737NG AMM 12-11-00). Monitor the subject areafor 15 minutes to ensureleak free condition.
8. If no leaks, restore aircraft fuel quantity for operators flight requirements. Otherwise, panel replacement is required.
9. Ensure pilots are notified of the temporary repair.
10. Before and after each subsequent flight, perform a General Visual Inspection of speed tape application integrity and to ensure the speed tape is still fully sealing the leak. Repair or reinforce tape as required.
11. Replace the subject access panel at completion of 2 Flight Cycles..
    If Operator uses the above repair please report back to Boeing the results of the repairand/or repair procedural recommendations.

2024年12月更新，参考该方法执行快速封堵有效，大约工时1个小时。建议优先使用。

2024年11月，737机队发生1起右主起落架收放作动筒放下液压软管和支架相磨出现漏油，导致A/B系统液压油大量渗漏和前轮转弯无法工作的案例。通过进一步的机队普查，发现多起主起落架收放作动筒液压软管以及起落架上方刹车软管和导向支架相磨的情况。为了避免管路磨损漏油导致的AOG事件，特编写材料做一提示。

概述：飞机落地前实时监控液压A系统液压油量低和A系统EDP低压警告，落地后机组反映前轮转弯无法工作，飞机拖回。地面检查A系统液压油量0，B系统油量16。检查右主起落架收放作动筒放下管路漏油。

分析：结合系统原理图，当起落架放下后，来自起落架选择活门的压力油经过软管供到主起收放作动筒放下端，在3000PSI高压下，A系统油量快速下降。飞机落地后机组参考检查单将备用前轮转弯电门放备用位，转换活门作动导致B系统压力油供到起落架放下油路从软管漏出，当B系统油量＜21%后，转换活门不满足作动条件回到正常位，B系统油量下降停止，由于此时A系统无法供压，导致前轮转弯无法工作。

典型损伤一

收放作动筒放下液压软管和安装在作动筒上的导向支架发生干涉，导向支架孔边缘磨损变色，液压软管外部胶皮磨穿，内部金属编织网出现断丝，扎破内部管路导致漏油。可以通过松紧卡箍调整导向支架位置，从而避免和管路发生挤压接触和磨损。

典型损伤二

通过机队普查发现起落架上方的刹车软管和导向支架也同样存在干涉，出现胶皮磨损，可见内部金属编织网的情况。可以通过调节管路固定卡子的方式调整管路和支架之间的间隙，避免干涉损伤。

手册要求

1、参考AMM 20-10-52/401 Flexible Hose – Removal/Installation 安装液压软管，以避免在拧紧软管端部紧固件时发生扭结和扭曲。

2、参考AMM 20-10-52/201 Flexible Hose – Maintenance Practices 执行液压软管的检查，确认没有扭曲、擦伤、腐蚀、断丝、漏油等，根据缺陷的损伤情况进行处置。

3、参考AMM 20-10-52/801 Hydraulic Tubing Repair 确保管路有足够的松弛度、弯曲、间隙、和足够的支撑，并且没有扭曲或弯曲。

措施

为避免软管漏油对机队运行造成的影响，除例行检查措施外，已针对相关的EO和MP工卡进行改版，加入了主起收放液压软管和刹车软管的专项检查步骤，确认管路无漏油和干涉磨损的情况，具体如下：

1）73N-29-SYS-003 每4800FH详细检查主轮舱和前轮舱区域的液压部件和液压管路的安装是否牢固,有无损和渗漏。

2）EO-73N-29-2024-004/EO-73M-29-2024-003 每30天详细检查主轮舱液压部件。

       一线人员在执行液压软管日常维护工作时，需注意参考AMM手册和MP工卡要求进行管路检查和更换，避免运行中管路磨损导致的漏油事件。

附：737-SL-29-122

波音曾发布737-SL-29-122对2013年1月到2014年2月之间生产的飞机，认为存在管路安装问题。本机不在1其列。

2025年5月案例补充，15*9（738）飞机，落地后A系统渗漏，B系统剩余17。软管爆裂件号：AS115-06F0324，与周边无干涉。

译码看发生在落地后

HNA-HNA-24-2355-02B

HNA-HNA-24-2358-02B

2024年11月，有5*79飞机反映机长侧脚蹬无法调节，现场核实调节手柄无法固定，伴随踩脚蹬时有异响。视频如下所示：

这里面表现出来有两个问题：1，无法固定的问题；2，所谓的异响的问题。

从机构原理分析看：如下图，踩脚凳动的是连杆PUSHROD，而摇把是软轴的钢性反馈的回馈。那么可能促使摇把作动的只能是曲柄机构。

整套系统的工作过程如下图所示：737飞机方向舵脚蹬前后调节包括驾驶舱脚蹬上方的调节手柄、调节手柄带着一起旋转的调节软轴（钢索）、位于前下舱内的顶升机构（类似螺杆螺帽运动机构 jackshaft assemble）。转动调节手柄带动保护套内的钢索软轴转动，软轴转动输入到顶升机构进一步转化为前后移动，从而通过两根拉杆带动脚蹬前后移动。脚蹬前后移动保证满足不同身高的驾驶员获得最佳的脚蹬操纵位置。脚蹬前后调节机构正负驾驶员各一套，相互独立。

进一步看曲柄组件主要分成以下几个部分。

组合在一起时如下图所示。

其实最重要的就是以下两个部件：就是CMM图中对应的30（NUT）和80（SCREW）

实物这部分全部被遮挡住，可见的就是

对应于手册的这个图。

验证过程中发现，踩脚蹬轴出现了跟转的情况。

正常的作动情况，对比副驾，是不跟转的。

地面验证的情况如下

1.地面打A.B泵，踩左右脚蹬核实方向舵工作正常，无空行程。
2.踩脚蹬时，机长侧脚蹬调节手柄从左上位置开始，随着右上位置顺时针转动，直到右侧止动点，未感受到脚蹬有空行程；
3.拆下前轮舱盖板接近，踩脚蹬测试时，观察JACKSHAFT组件有作动；
4.拆下机长侧座椅和脱开驾驶舱机长侧手柄调节组件，踩机长侧脚蹬时JACKSHAFT组件作动筒端伸出（非软轴连接端）；
5.进一步检查JACKSHAFT组件与软轴连接的衬套无间隙，曲柄与软轴可视部分检查无异常;
6.在打压和不打压情况下，踩脚蹬，调节手柄会从非止挡位顺时针移动，最后停在右上或者左下止挡位。手柄不在止挡位时，左右脚同时往后蹬，脚蹬均无空行程现象。现场核实主要的响声来自脚蹬踩到底止动回弹的碰撞声（正常现象）。

进一步对怀疑的NUT做了检查，看不到间隙和活动点。

因而判断产生的来源有多重可能性：

1、例如还是下部轴的连接结构出了问题，比如62的PIN 断裂，这个时候80与后部失去了刚性连接，使每次踩脚蹬的时候，曲臂作动，拉出后部筒的微量行程，回位的时候顶到80，使其转动小角度。

2、蹬的力太大导致的回趋，这个在SDS有相关说明。

正常情况下摇把压回去的时候，实际在底座的右上和左下都会形成一个摇把的止挡，由于是刚性连接，此时就不会产生跟转了。但需要座椅和摇把都调整到合适的位置。

通过和波音的沟通，两份SR沟通的相关信息如下：

1、波音公司也收到了类似的报告。如果同时对方向舵踏板施加力，方向舵踏板调节曲柄手柄可能会发生旋转（反向驱动）。移动踏板所需的力取决于从曲柄总成到中间轴总成的舵踏板调节机构中的累积摩擦力。旋转量取决于释放弹簧加载手柄时曲柄的位置。如果手柄在离开止动区域时松开，手柄锁销将在延伸到止动区域之前滑过保持器，并继续旋转，直到接触到止动块。

2、如果摇把不能向前推并锁定，飞机在修好之前无法放行飞机：

3，波音公司也收到了其他运营商的一些类似报告。方向舵踏板调节曲柄有两个止动器：一个在12点钟位置，另一个在6点钟位置。曲柄可以放置在这些止动器中的任何一个内。然而，如果曲柄移动超过这些止动器，则表明止动器没有正确接合。为了验证方向舵踏板调节机构的操作，确保方向舵踏板在完全向前、完全向后和大致中点调节时平稳运行。这可以通过执行AMM任务27-21-00-700-813-001来确认，该任务涉及舵踏板调整和极限行程测试。如果曲柄止动器之间出现间隙，但调节机构功能正常，我们认为这是一种可接受的情况，并不表明方向舵踏板调节系统存在故障。