他山之石 – 第 37 页

发动机风扇包皮上的小孔

2024年5月有外站机务反映在风扇外侧包皮扇上，有一个的孔，使用螺栓封堵。经查为VCD安装堵塞孔。

737MAX燃油箱盖板漏油

ISE-28-22-41015

AEROMEXICO在FIX发帖表示发现两块盖板渗漏，531BB & 631BB。在接近531BB时，发现了一个松动的螺钉，该螺钉根据AMM任务28-11-31-400-801拧紧，但泄漏仍在继续。Access 631BB具有正确的扭矩，但存在泄漏。此前从未发生过拆装。

多家航司跟帖：

***美国联合航空公司收到了3架不同飞机燃油面板泄漏的报告。其中一起飞机事故发生在2023年1月27日，一架737MAX-9飞机的燃料面板531AB和531BB被发现泄漏。第二次飞机事故发生在2023年2月2日，一架737MAX-8飞机的燃料面板532AB被发现泄漏。第三起事件发生在2023年3月29日，一架737MAX-9发现631AB号燃油泄漏。在所有三架飞机上，联合航空公司在发现泄漏之前都没有进入油箱或干扰燃油面板。美国联合航空公司为此提交了SR，并要求波音公司展开质量调查。

***新航表示，在737-8飞机加油期间，631BB检修门发现燃油泄漏。对高抗冲击检修门（631AB、631BB、531AB，
531BB、632AB和532AB）如下：
a）将扭矩扳手设置为60 in-lb（并按扭矩顺序检查燃油检修门631AB、631BB、531AB、531BB、632AB和532AB上每个安装螺栓的扭矩。如果扭矩低于60 in-lb，则扭矩为65±5 in-lb。
631BB检修门的泄漏没有停止。此外，531BB检修门也发现泄漏。油箱已卸油，两个检修门都已拆下并重新安装。
新航已着手对五架具有不同扭矩值（60英寸-磅或30英寸-磅）的737-8飞机进行扭矩检查。如果扭矩低于60 in-lb，则将紧固件拧紧至65±5 in-lb。只有五分之一的飞机通过了扭矩检查。

附加说明：自飞机交付以来，所有这些高抗冲击检修门（631AB、631BB、531AB、531BB、632AB和532AB）均未受到干扰
。此外，737-8高抗冲击检修门的扭矩值为65 In-lb，高于737-800高抗冲击检查门的35 In-lb。

***flydubai（JXB）也经历了中央油箱检修门的燃油泄漏，包括近年来其737MAX机队中的年轻飞机上的531AB、531BB、631AB、631BB，早在生产后的2900个总飞行小时内就发生了泄漏。
报告泄漏的主要原因如下：
1.垫圈损坏P/N：112W8216-1（4次）
2.螺栓松动/扭矩不足（1次）
3.圆顶螺母开裂（1次）
4.橡胶门密封件损坏P/N：112W8214-1（1次）

每个检修门报告燃油泄漏的次数如下：
531AB=4次因垫圈损坏
531BB=2次（1次由于垫圈损坏，另一次由于橡胶门密封）
631AB=1次，因为圆顶螺母出现裂纹
631BB=2次，（1个圆顶螺母开裂，另一个在松动/扭矩不足的螺栓上）

flydubai认为，燃料泄漏不仅具有经济性（除燃料损失外的运营延误/AOG），还具有安全性影响，事故可通过发生燃料泄漏事件的运营商网络向当地监管机构和机场当局报告。
波音公司需要加快对这一问题的坚定审查和解决，因为多家运营商已经在这个FIX论坛上报告了737MAX机队中央油箱检修面板的泄漏。
邀请所有受影响的运营商就这一主题发表评论并分享他们的经验和统计数据，以进行集体努力并加快解决。

从航司报告看，主要是螺栓力矩不足导致的漏油，与此前的盖板乳突裂纹不太一样。机队RTS基本上都有C检，因此该情况不太突出。

关于单发滑行导致防滞灯亮的一种情况

2024年5月，13X2 机组反应关车后防滞灯，自检AACU有VLV 3-4信息，指向备用防滞活门。与机组核实落地后先关闭右发单发滑行，后续到位后设置停留刹车，关闭左发，后续出现防滞灯亮。

模拟了下先接A泵，防滞灯亮，再接B泵灯灭。分析是由于单发滑行关闭的是右发，那么B系统EDP先关闭，如果机组在执行关车程序的时候，先关闭了B系统EMDP，那么正常刹车就会失去压力，转备用刹车。从而导致防滞灯亮。

关于近进阶段水平安定面持续前后配

部分来自网络

一、案例

早期运行时，曾有飞机反映以下的表象

1、近进时襟翼放5度，速度180节，水平安定面配平持续前后配；约8分钟，速度减小后现象消失。

2、襟翼放5度，A/P接通情况下，在上升/下降阶段安定面配平前后反复运动频繁。在前3圈后3圈反复配平，范围7-8个单位。

经测试：襟翼放5度后，左侧升降舵调整片和升降舵一致，右侧升降舵调整片和升降舵摆动相反（没有anti-balance模式）。进一步检查发现D46622P的15＃有26VDC,14＃对地电阻600多千欧。检查GD654接地块内的相应接地插针在接地块内晃动（插针偏小，接地不实）。重新做地线插针后接地阻值正常。测试升降舵调整片作动正常。

二、工作原理背景：

1、737NG飞控系统的调整片只在副翼和升降舵上面有，方向舵上没有调整片。这里又数升降舵上的调整片最为特殊，根据资料，它有两种工作模式–平衡模式和反平衡模式，改变模式使用到的部件有电磁线圈控制活门及调整片控制机械机构。

2、Balance mode平衡模式

当襟翼收起时，配平片控制活门线圈失电，此时任何液压都无法进入调整片机械机构的作动筒内，升降舵配平作动筒在四个弹簧力的拉力下固定于收回位，弹簧保持初始的压缩状态。升降舵调整片在平衡模式下工作。当升降舵移动时，调整片的移动方向与升降舵的移动方向相反，调整片空气动力矩部分抵消升降舵空气动力矩，从而减少飞行员所需操纵力。

3、Anti-balance mode反平衡模式

当襟翼放出且有主液压工作时，FCC将电信号发送至左控制活门线圈。A系统液压压力经过左控制活门进入左升降舵配平片作动筒，作动筒驱动离合，将摇臂顶出，此时左升降舵配平片与升降舵的运动运动方向一致；同时，襟翼放下时，28V DC经过S1051襟翼位置电门、R782延时继电器发送至右控制活门线圈。B系统液压压力经过右控制活门进入右升降舵配平片作动筒，作动筒驱动离合，将摇臂顶出，此时右升降舵配平片与升降舵的运动运动方向一致；升降舵调片在反平衡模式下工作。当升降舵移动时，调整片的移动方向与升降舵的移动方向相同，弹簧在作动筒的作用下保持拉伸的储能状态。

在anti-balance模式下，当升降舵偏转时，配平片与升降舵的偏转方向相同，作用在配平片上的空气动力矩与升降舵的空气动力矩方向相同，调整片成为升降舵的一部分，提供飞机的俯仰操纵，升降舵配平片操纵机构改变配平片的功能，在襟翼放下低速飞行时，有助于增加飞机抬头操纵。

4、mode 3 Transfer转换过程

襟翼从收起到未收起（或刚放出）时，右侧调整片控制机构将有10秒延迟，后继电器才接地。10秒延迟继电器的目的是提高飞机自动驾驶性能。也就是说，在10秒钟内，左侧调整片与升降舵偏转方向相同，右侧调整片与升降舵偏转方向相反。

从上图图上可以看到，在10秒的时间内，左右两侧的调整片工作方式是不同的，导致出现这个情况的原因主要是两侧的压力来源不同。飞行员操作襟翼，正常情况下所有增升装置都是使用液压B系统放出。此时B系统的压力需要实现两个功能：1，增压伸出襟翼，2，给调整片机械机构作动筒增压，改变弹簧的状态。伸出襟翼初始阶段，B系统会有比较大的压力下降，为确保右侧弹簧完全拉伸，延时10秒后再供压，B系统提供完全的液压压力。根据早期的文件，右侧加装10秒延时的作用也可以改善自动驾驶的性能。