CFM56-7B发动机HMU内部液路图
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分类： 他山之石
关于升降舵皮托管加温失效后QRH执行的讨论
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。
传感器下位锁线束与扰流板控制液压管干涉
SR HNA-HNA-25-1402
2025年6月，GCAM定检中检查发现，多架飞机左主轮舱隐蔽区域的起落架传感器下位锁线束与扰流板控制液压管间隙较小，产生干涉，存在磨损超标情况。
管路件号272A1552-80和 272A1552-135 TUBE ASSY-B RETURN SPOILER 为B系统的扰流板回油管。建议：
- 将识别到的风险点加入定期检查中，缓慢消化。
- 跟踪GCAM发的SR的波音后续答复，如何彻底避免。
- 向航材提备件需求。
CFM56-7B发动机在高原机场启动阶段短时高振动
HNA-HNA-25-0893
2025年近期，由于安监把全航段的发动机振动值参数纳入监控，且不做延时处理，导致多台发动机出振动值超过3的警告，而厂家监控和机上读取振动值均正常。在对几台发动机执行高振动检查后，孔探、磁堵、指示均无异常。总结其高振动特征为：
1，均发生在高原机场；
2，均出现在启动阶段，达到高原启动峰值后，70多N2开始回落到慢车稳定的时候。
3，有时候仅触发HPC，有时候是HPC+HPT，低压段振动值均低。
4，慢车稳定后，发动机全航段振动值正常。AVM自检无信息，振动值无超3的情况。
5，同台发动机在相同场景下，重复出现的概率高。
（注意，有案例表明，如果超过3的值显著高于20秒，甚至达到50多秒，有可能存在叶间缝隙，存在减震垫脱出风险，需执行排故检查。）
典型的数据如下：
回跑的案例如下：
由于该类型问题，具备典型特征，且对发动机无损伤表现，就此和厂家做了沟通。
1、波音感谢Ref /A/的回复，已将其分享给CFM，CFM仅有关于两种振动模式响应的经验： • 第一种模式发生在大约65-75% N2飞行怠速阶段，这是由于高压压气机不平衡造成的。 • 第二种模式发生在起飞时，大约在90-100% N2，这是由于高压涡轮不平衡造成的。 报告的情况更符合第一种振动模式响应，在怠速阶段发生，这可能是高压转子不平衡造成的。
2、进一步追问中，表示完成所有排查均未发现问题，有无排故建议。厂家表示，根据 CFM 的经验，当报告的核心振动高且与第一模式（在 65-75% N2 时）一致时，问题可能是由于高压压气机不平衡引起的。最后，如前一个答案所述，对于真正的发动机高核心振动，机翼上的故障排除能力有限，但识别模式将有助于发动机车间检查。
3、波音和CFM已经审查了Ref /A/消息，并建议，基于迄今为止提供的发动机数据和解释，在启动阶段不需要监控VIB值，在除非显示单元记录的值超过3个单位或记录了需要进一步故障排查的维护消息的情况下，也不需要进行发动机孔探检查和其他检查步骤。CFM同意这种做法，因为在机翼上对真正的发动机高核心振动进行故障排查的能力是有限的。
Boeing and CFM have reviewed the Ref /A/ message and advise that, based on the engine data and explanations provided thus far, it is not necessary monitor the VIB value in start phase and it is not necessary to carry out engine borescope and other check steps unless a value over 3 units as recorded by the display unit or if a maintenance message is recorded prompting further troubleshooting. CFM agrees with this approach as there is limited on wing troubleshooting that can be accomplished for true engine high core vibration.
备注：
1、详细波音沟通过程参见SR HNA-HNA-25-0893，CFM初始阶段直接联系的答复，并未有正面答复，只参考了手册。
2、当触发GE监控或自主监控时（主要差别在时长），需检查排故。
551GB/651GB盖板的典型缺陷
SE-57-17-15261
一、背景
2025年6月，有飞机过站反映合肥过站检查三号船型整流罩有一个螺帽，自带保险丝，检查发现左大翼三号船型整流罩上部大翼551GB盖板（115A2714-21）的一个固定连杆（115A2950-85）断裂。
二、基本原理
551GB和651GB位于发动机吊架尾部的固定后缘。
盖板551GB/651GB使用拉杆连接，
170为此次失效的连杆，件号15A2950-85。
针对该问题，扩大看有FIX描述过该问题
在左右内侧固定后缘下部面板的对称位置同时发现了缺失的铆钉头。详细情况请参阅附图。该问题于2016年9月23日在JA807X/YR423（TFH 9070/ TFC 6819）上报告。随后重新安装了新的铆钉。然而，重新安装的铆钉头再次丢失。这一情况发生在重新安装后两个月，即2016年11月26日（TFH 9598/ TFC 7207）。在同一架飞机的左右机翼位置同时出现了相同的情况。因此，在C02 C检（TFH 9973/ TFC 7469）期间进行了进一步详细检查。检查结果如下。详细情况请参阅附图。
左机翼内侧固定后缘下部面板（551GB）
a) 前侧转向节组件（件号：115A2950-85）上部叉耳组件分离。
b) 转向节组件上部螺纹磨损和腐蚀。
右机翼内侧固定后缘下部面板（651GB）
a) 支撑梁组件（件号：115A2759-14）的两个轴承孔扩大。
b) 轴承本身存在松动情况。
Solaseed希望其他运营商提供任何类似的经验。
零部件信息：
转向节组件件号：115A2950-85
支撑梁组件件号：115A2759-14
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作为2017年2月在东京举行的PDA会议的一项行动事项，全日空（ANA）发布了我们关于这一问题的经验。
全日空在以下机翼后缘结构（围绕相关区域）上经历了相同类型的紧固件丢失和磨损损坏：
件号115A2759-13/-14的梁，（波音公司建议，自2009年10月起，向运营商或MRO发送了（195）梁115A2759Y14和（210）梁115A2759Y13。）
件号115A2750-1的支架，
件号115A2179-6的梁，
件号115A6250-6的偏转控制肋，
件号115A2183-1/-3的锯齿板。
请参阅附件中的飞机数据和损坏细节。所有受影响的飞机均在服务通告SB 737-57-1284/PRR 38275-86之后。
全日空认为，根据服务通告SB 737-57-1284/PRR 38275-86进行的修改无法阻止服务通告SB 737-57-1284背景中讨论的问题，且该问题是一个机队范围内的问题。
我们认为需要针对此问题提供额外的永久解决方案。
如果其他运营商在服务通告/适航性限制（SB/PRR）之后的机翼固定后缘支撑结构上经历了相同类型的损坏，请在FIX ISE-57-17-15261或FTE-57-16009上发布有关您经验的评论。
以下是向波音公司的请求：
- 请在ISE-57-17-15261或FTE-57-16009上发表评论，包括以下信息：
- (a) 向波音公司报告的与服务通告或适航性限制相关的机翼固定后缘支撑结构的磨损或裂纹损坏案例有多少。
- (b) 根本原因以及计划的永久解决方案。
当前工程政策
1、MP 57-858-01(左)和MP 57-928-02(右)，外部-区域(整体目视检查):后梁到后缘-内侧襟翼的外侧-固定后缘的内侧 -左，周期 6600FC。
2、MP 57-848-01(左)和MP 57-918-02，外部-区域（整体目视检查）：大翼后梁到起落架支撑梁, 周期6600FC。
将在MP 57-858-01(左)和MP 57-928-02(右)中加入相关检查要求。