2024年3月，有飞机过站滑出后，机组反馈左发N1 上的REV显示琥珀色，N1 推力上不去，本机有左发反推保留。
经读取滑套位置，左发右侧滑套位置为29左右，按手册说明的任意一发反推位置信号大于 10%，发动机的前推油门将被抑制，且 REV 信息将出现。这个和737NG的逻辑是一样的。
执行锁反推M项时，有相关要求，滑套的位置需要满足0.0 ± 4.0的要求，需注意。
后续在安装过程中，出现长度不够的情况。按手册要求是人工拉。对比看737NG还提供了拔具供使用。
如果没有参考这个办法拉长，而采用在同步轴使用人工摇的方式伸长了杆端，安装后，实际上是没有收到上锁位，靶标会挡住传感器。
一个取巧的办法是作动筒两端固定好后，在同步轴连接处，再摇回去，这样就能机械进锁。其实这样做的效果和人工拉出是一样的，
风险提示
对于出现REV的警告，在737MAX和737NG，从机组QRH而言都是空停类的项目。因此务必需要安手册将反推滑套位置调整到手册范围内。否则将出现该警告。极端情况的可能性就是在临界态10%左右的时候，如果地面启动时未发现，但空中出现漂摆就非常危险。
波音737-8飞机使用的LEAP-1B发动机的风扇整流罩比波音737NG飞机的大33%左右，每片风扇整流罩约重73KG，所以在设计上增加了一个Spring。Door。Opening。System（SDOS）作动器，用于辅助开关风扇整流罩,不正确的安装和使用SDOS作动器，可能会造成人员受伤和设备损坏。
在设计时，SDOS作动器与发动机风扇机匣的连接接头为万向结构，在未与SDOS作动器连接时可360度转动，因此安装存在错装风险。
SDOS作动器内部含有弹簧预加载，可以将风扇整流罩打开需要的力降低到35磅以下，但在风扇整流罩闭合过程的最后阶段，会失去助力效果。
维护建议：
1、在安装SDOS作动器时,机匣上的底座接头正确方向如下图，短边朝上，长边朝下，确保底座活动空间充足。
2、在维护过程中安装SDOS作动器时，需要注意作动器底座方向，如安装不当，可能造成部件损伤。AMM手册中安装SDOS作动器时有安装方向的NOTE要求。
3、使用SDOS关闭风扇整流罩时，操作者需要控制风扇整流罩关闭速度，当风扇整流罩到达下部静态位置的最后一英尺行程附近时，SDOS将不再减轻风扇整流罩的重量，操作者必须人工控制风扇整流罩的重量和接近行程末端的关闭速度，轻缓闭合风扇整流罩，避免磕碰。
4、风扇整流罩在打开和关闭时可能会自然向前摆动，每个风扇整流罩上的定位缓冲器可以避免风扇整流罩撞击进气道和发动机部件。
2021年8月17日，一架安装LAEP-1B发动机（TSN/CSN:595/319）的波音737-8飞机发生了中断起飞。起飞滑跑时，左侧发动机发出一声巨响并伴随飞机向左侧偏转，同时有火焰从左发窜出（约两秒），飞机以93节速度中断起飞。
本次事件之前CFM已经收到非同步振动（NSV）趋势的数据，以CNR形式要求该航司提供五个循环内的CEOD（发动机持续运行数据），CFM评估后未超限。该飞机返回后，通过CEOD数据判断失效原因为潜在的非同步振动。进一步拆下发动机进行调查，由于非同步振动水平的提升导致发动机在起飞滑跑阶段失速。后续对发动机进行分解以判断非同步振动的原因为油孔堵塞或阻尼器壳体磨损。
NSV问题总共导致了全球波音737-8机队5起重大事件，其中包含2起中断起飞，1起返航和2起备降。由于监控到滑油压差异常导致120台LEAP-1B发动机被拆下，其中通过下发CNR非计划拆换23台发动机。
一、基本原理
与CFM56-7B发动机三号轴承硬支撑不同，LEAP-1B发动机三号轴承的阻尼系统为油膜阻尼设计，三号轴承阻尼器系统是一种挤压膜阻尼器设计。在发动机运行过程中，阻尼器外壳和三号轴承壳体之间的油膜受到挤压，由此产生的压力对壳体施加反作用力，从而减少高压转子对不平衡的响应。部分三号轴承壳体供应商锻造的壳体存在如下问题：壳体金属晶粒相较于其他供应商的更粗、耐磨性更差，在高压滑油的作用下，封严涨圈将其所在沟槽磨出台阶，而封严环悬挂于台阶上导致三号轴承的径向阻尼减少（见LEAP-1B发动机三号轴承阻尼油膜图示），阻尼的减小会导致高压转子的非同步振动。转子的旋转会影响HPC叶片叶尖间隙，并可能导致大功率下发动机自恢复核心机失速。
非同步振动引起高压压气机转子不稳定，容易引起其尖端间隙不均匀、产生摩擦，有可能导致高压压气机失速。CFM已经更新发动机序号列表SB72-0338，对于滑油滤压差上升快的发动机执行相应措施，受SB影响的客户需遵守CEOD数据覆盖建议。
XAE下级厂家GATD，锻造的部件晶粒粗糙，耐磨度低，CFM自2021年起，不采购XAE的件，故而全球机队受影响的发动机数量只减不增，中国区绝大部分LEAP-1B发动机出厂时没有安装受影响的三号轴承壳体。
对于安装受影响壳体的发动机（GATD厂家），CFM下发了SB72-0369。监控滑油滤压差（OFDP）。一旦超过OFDP门槛值限制，在25个循环内拆下发动机。所有由GATD供应的壳体将在发动机第一次大修时更换和报废。CFM建议同一架飞机上不要安装两台GATD供应壳体的发动机。
对于非XAE/GATD的发动机监控手段也进行了调整，非XAE/GATD的轴承壳体磨损发展较慢。CFM下发了SB71-0009监控NSV问题。SB适用于整个LEAP-1B机队和所有的壳体，根据对SB72-0369适用性的不同而有不同的推荐措施，建议按照SB要求执行。
作为改进措施，CFM使用氮化钛（TiN）涂层对三号轴承壳体沟槽进行施涂（如下图所示）。在发动机台架测试的多个阶段，模拟无涂层和涂层部件的油阻尼器系统运行，包括在滑油中加入碎屑以模拟污染，涂层的性能得到了成功的验证。CFM评估TiN阻尼器环槽涂层的耐磨性，计划在2024年1季度关闭服务评估请求（SER）72-0004。76台运行的发动机安装有TiN涂层的壳体，到目前为止累计运行80,000循环。根据收集到的滑油滤分析，油滤中未发现TiN磨损迹象。滑油滤压差数据亦无磨损的显示。检查了两台发动机的外壳(因其他原因拆卸)，没有发现TiN涂层磨损的迹象。从目前的实验效果来看，TiN涂层很好的解决了三号轴承壳体磨损的问题。测试后效果满意，该改装计划2024年推出，新出厂的LEAP-1B发动机均有涂层，发动机返厂可执行，建议及时跟进SB下发情况并视情评估执行。
1.事件背景：近期出现多起737MAX（LEAP-1B）飞机滑油箱口盖封圈膨胀脱落，掉落至发动机风扇包皮下部的不安全事件； 2.缓解措施： 1.要求执行发动机滑油添加工作的工作者（具备技术员授权及以上人员）了解相关风险，每次执行滑油添加工作前务必核实封圈状态，如出现封圈膨胀需立即更换。 2.滑油添加后务必确认封圈在位再关闭滑油箱口盖，关闭滑油箱口盖后务必检查封圈有无夹带，确认完全处于正确位置，保证滑油箱的密封性。
Blockage of Tailcone Fluid Drainage / 尾锥液体排放路径堵塞
一、适用性：737MAX：737-8/8200/9
二、描述：
一家737 MAX运营人报告称，机长侧六灯组件出现间歇性过热信号灯指示。
在首次故障时，工程师发现隔舱过热和探测组件（CODM/Compartment Overheat and Detection Module）中记录了一条内部故障信息，此后更换了CODM之后，没有发现其它明显的故障，且飞机恢复正常运营。
随后的飞行在着陆后表现出与前一次飞行相同的驾驶舱故障现象，由此展开了更深入的调查。在故障排除过程中，工程师发现辅助动力装置（APU）尾锥排水管堵塞，APU过热探测器被沉浸在水中，APU排气隔热毯也被沉浸在水中；此外除冰液和积水还混合在一起，形成一种混合液体。
请参阅标题为“排水孔堵塞”、“尾锥排水管”和“积水示意图”的插图（图1-3）。
三、背景：
多名航司在MAX机型的尾锥中发现积水。研究发现液体是通过升降舵控制连杆的开口区域进入尾锥。当液体排出时，发现排水孔被凝结的除冰液堵塞。随着时间的推移，液体的积聚是由于除冰液、水、污垢、碎屑、昆虫或进入尾锥的废弃物质的组合堵塞了排水孔。由于APU尾管排气尾锥中的热量，混合物可能产生凝胶型物质。
进入尾锥的液体可能会损坏APU排气隔热毯，但不会进入APU或APU防火区，因此不会影响APU的运行。现有的MPD检查项目用于检查隔热毯是否损坏。此外，现有的排气封严检查需要拆除排气管，此时也有机会发现排气隔热毯的任何明显损坏。
由于排水管堵塞导致与液压油接触的持续点火源不存在，故不会发生飞机着火的风险。经评估，此故障也不存在导致升降舵卡阻的风险。到达后升降舵控制组件下部的液体所产生的助力，可以用低到中度的驾驶员操纵力来超控。尾锥液体的流体计算动力学（CFD）分析表明，在各种标称飞行条件下，尾锥流体无法到达升降舵功率控制单元（PCU）输入臂。另外由于液体的积聚导致的重心（CG）的变化，对操纵特性、可控性和整体持续安全飞行和着陆的影响可以忽略不计。
四、状态：
波音公司发起的服务相关问题（SRP）737MAX-SRP-53-0669，以确定运营商缓解该问题所需的必要服务措施。
五、最终措施：
波音公司将发布MAX机型标准服务通告（SB），通过每侧增加两个新的排水孔（左右各一个），并向营运人提供执行检查附加排水孔的相关施工步骤和改装器材包。对于生产线上的飞机，将扩大现有排水孔的直径。
图1：排水孔堵塞
图2：尾锥排水管
图3：积水示意图
