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Unexpected Vertical Deviation/Airplane Level Off during VNAV Gradient Leg Descents/ VNAV航段梯度下降过程中的意外垂直偏差/飞机掉高度

一、适用性：737MAX: -7,-8,-8200,-9,-BBJ,-10

二、描述：

波音收到了一些运营人报告，称有飞机在航段梯度下降（使用编码垂直角下降）期间，发现FMC计算的垂直路径出现了突发性的掉高度和跳变等不正常情况。此外，在这些非正常情况中，还发生了一起垂直导航（VNAV）脱开的案例。

背景：

GE通过故障再现和译码研究并确定了如下根本原因：

当检测到两个FMC之间存在差异（双FMC构型）时，可能随机发生FMC错误比对，这将导致FMC对系统执行路径重新测算。错误比对可能是构型变化的结果，例如襟翼放出导致瞬时FMC不一致和随后的FMC重新同步。错误比对可快速解决，也不会触发FMC不一致警告逻辑。

然而，作为FMC错误比对和重新同步的结果，FMC会执行路径重新测算。

如果前一个航路点有“At or Above/在或高于”高度限制，则FMC将使用“在或高于”高度重新测算路径。这将导致飞机姿态低于重新测算的FMC路径，以及随后的瞬间拉平，直到截获新路径。

需要注意的是，FMC将继续遵守所有飞行计划高度限制；然而，飞机将执行一个略为陡峭的飞行路径。

为了避免出现上述情况，飞机进近段必须包含AT OR ABOVE历史航路点高度限制。FMC飞行路径重新测算以及FMC错误比对将导致FMC VDEV的跳变。当前一航段的限制条件为AT（而非AT/ABOVE）或限制解除时，FMC垂直偏差（VDEV）不会发生跳变。

波音已将这种情况判定为安全类。波音已经研究了与FMC VDEV水平掉高度相关的条件，目前飞行机组可以识别该条件，并制定了适当的程序。

上述问题主要发生在FMS OPS U10.6至U13版本，同时，737NG机队也存在类似问题（参考737NG-FTD-34-19003）。

三、状态：

此FTD问题的根本原因已经通过更新U14 FMC软件来纠正（参考737MAX-FTD-34-18005）。

四、临时措施：

    当航空公司遇到此种情况，可以查阅AT/ABOVE高度限制所列出的相关程序。

如果明确了AT/ABOVE的限制条款，运营人可以联系其NDB供应商，以确定NDB是否可以进行一些更改（如果有的话），从而用AT限制条款来取代相应的AT/ABOVE限制条款。

五、最终措施：

根据波音发布的服务通告，执行U14或更高版本的FMC软件升级。

Collins MMR INOP and Date shift due to GPS interference / GPS信号干扰导致Collins MMR不工作和日期飘移故障

一、适用性：所有装有柯林斯MMR GLU-925或GLU-2100的737NG飞机

二、描述：

当GPS信号因卫星覆盖率低或GPS干扰而丢失时，MCDU显示屏将显示“GPS L/R Invalid”（GPS L/R无效）。在GPS干扰的某些情况下，会出现不正确的日期和时间。在干扰期间，GPS位置的丢失和不正确的日期和/或时间可能会影响FMS、EGPWS、ADS-B和数据链路功能，此时应使用备用程序。

正常情况下，多模式接收机（MMR）的GPS接收机输出，包括日期和时间，将在干扰后恢复。在极少数情况下，在离开GPS干扰时间超过15分钟的区域后，Collins GLU-925 MMR GPS的输出可能会保持故障状态。此外，在极少数情况下，GLU-925可能会部分恢复位置和时间的显示，但是此时间的日期是错误的。对于某些特定类型的干扰，Collins GLU-2100 MMR在离开GPS干扰后也可能保持错误的数据输出，即使位置和时间输出预计将在干扰区域之外完全恢复。

当GLU-925和GLU-2100不能正常恢复时，GPS的输出将在干扰消失后继续受到影响。此外，FMS、EGPWS、ADS-B和Datalink也可能受到影响。对于737NG飞机，此时，ATC控制面板上的ATC FAIL（ATC故障）指示灯将点亮，以指示ADS-B OUT（ADS-B OUT）功能由于GPS位置数据丢失而出现故障，同时MCDU显示屏中会弹出“GPS L/R INVALID”（GPS L/R无效）警告信息。极少数情况下，GLU-925可能会引起虚假的EGPWS地形拉起警告，特别是在受到重复干扰事件的影响后。最终，错误的日期输出可能导致无法登录到通信系统航空电信网络（ATN）数据链路。

如果出现长时干扰后GLU-925 MMR的GPS功能无法自动恢复，或者装机的GLU-925和GLU-2100的显示日期不正确，波音建议在拆卸和更换MMR之前执行以下的临时措施（见“四、临时措施”）。

三、状态：

FIM 34-31 TASK 885和TASK 828 – 多模式接收机不工作已于2023年6月15日添加至737NG FIM中。

GLU-2100是可通过软件加载的第三代MMR。目前正在进行软件升级，以解决受GPS干扰而导致的MMR时间和日期飘移的问题。

四、临时措施：

波音发布了参考文献所提到的MT/维护提示，以提供一个维护程序，在系统离开干扰区域后无法自动恢复的情况下重置GPS功能。

波音也修订了737NG FIM，以新增34-31 TASK 828 – 多模式接收机不工作的排故程序，此程序包含了与如上维修提示类似的相关步骤。

五、最终措施：仍在研究中。

No.3 Heated Glass Window Fractures Due to Improper Thermal Switch Installation /加热型3号风挡因温度电门安装不正确而破裂

一、适用性： 737飞机

二、描述：

这篇FTD文章的目的是通知737运营商，波音注意到近期3号加热风挡内部结构层玻璃破裂的报告有所增加，这可能是由于温度电门安装不当造成的。

2017年至2023年间，波音收到了共计11份3号加热风挡内部结构层玻璃破裂的报告，破裂的3号风挡件号为：5-89356-41/-42。在所有事件中，风挡的核心玻璃层：乙烯基均发挥了破损安全功能，故障飞机全部安全着陆。

根据营运人提供的照片，全部11块风挡的裂缝似乎都源自相似位置：均位于风挡的后下角。11份报告中，有5份报告的照片显示温度电门要么安装在错误的位置，要么没有安装。

三、背景：

737 3号加热风挡是一种夹层玻璃设计，带有风挡加热系统，以保持风挡内侧表面不会冷凝/结冰（除雾）。风挡由一个内部结构玻璃层和一个外部非结构玻璃层组成，这两层都层压在破损安全乙烯基上。还有一层导电加热膜被施加到内部结构玻璃层的外侧表面。通过被称为温度电门（冰球传感器）的外部温度传感器来控制风挡的加热电源。此风挡使用螺栓固定的下部螺母带组件上的扭力夹箍，将温度电门固定在内部结构玻璃层的内侧表面上。

由于制造过程中离散公差的存在，每块风挡层压板内的热分布、耐热度和热损耗都不尽相同。由于这种差异的客观存在，每块风挡都会有一些特定的区域，这些区域通常会比风挡别的位置（区域）更热或更冷。将温度电门安装在较热的区域将导致电门变冷，而将温度电门装在较冷的区域将使电门变热，这可能使得风挡玻璃产生梯度性的温差（热应力），进而导致风挡破裂。

为了缓解这种情况，风挡制造商将使用热成像来标记安装温度电门的最佳位置。最佳位置将采用标签的形式，标签上面会写着“电门安装位置/LOCATE SWITCH”，该标签将沿着内部结构玻璃层的下边缘放置在不同的位置。

四、状态：

仅供参考。波音正在编写服务信函（SL）。

五、临时措施：

N/A

六、最终措施：

波音建议机队装有加热式3号风挡的运营人执行如下的“营运人措施/Operator Action”。

七、营运人措施 / Operator Action

    建议机队装有加热式3号风挡的运营人验证温度电门是否安装在正确的位置。如果温度电门安装在不正确的位置，或不在OEM标签中心线的1英寸（25.4mm）范围内，请按照下面列出的AMM章节将风挡拆下并重新安装。如果温度电门的位置不正确，航空公司将存在风挡结构层玻璃炸裂/断裂的风险。

– AMM TASK 30-41-31-000-801 – 温度电门拆卸

– AMM TASK 30-41-31-400-801 – 温度电门安装

如有必要，修剪装饰板以匹配温度电门的新位置。对装饰板（内饰板）的当前缺口保持原样是可以接受的。

如上列出的所有步骤均依据AMM程序。

八、附件：

    图1：温度电门位置

Potential Fuel Drainage onto Engine Exhaust Nozzle Due to Non-Conforming Form-In-PlaceGasket / 原位成型的密封垫不符合工艺标准导致燃油可能排放至发动机排气尾喷

一、适用性：

1、737NG飞机：737-600/700/800/900/BBJ中线号为（L/N）1981、2093和3834-8592的飞机；

2、73M（737-7、-8、-8200、-9、-10）中线号（L/N）为5788–8550的飞机，不包括以下所列：

• 线号为L/N 5602、5668和5782（1A001、1A002和1A004）的飞机已经用于大翼前缘渗漏测试认证，且已经通过验证；

• 线号为L/N 6250、7260、7273、7451、7471、7488、7573、7616、7620、7653、7746、7779、8040、8087、8134、8147、8150、8209、8331、8417、8508、8510、8512–8519、8523–8524、8529–8531、8533–8540、8543–8550、8551及以后的飞机不受影响。因为从2023年3月13日开始，对L/N 8551（含）之后的所有737 MAX飞机，已经通过NCR（Non-Conformance Record/不合格记录）要求生产线必须执行此渗漏检查。

二、描述：

2023年3月，波音生产部门对一架737-8飞机的部件件号（P/N）116A8510-602发动机燃油关断活门接近盖板进行了不合格记录（NCR）。

发动机燃油关断接近门包含一个成型（FiP/form-in-place）密封垫，该密封垫提供了一个燃油密封接口，以防止易燃液体渗漏或滴落到发动机排气尾椎表面。

执行燃油关断接近盖板渗漏检查的AMM测试步骤，通过漏斗倒入16盎司水，不仅发现漏水，而且水还滴到发动机尾喷上。有关漏水迹象，请参阅标题为“漏水测试”的图3。

将NCR扩展到所有737 MAX飞机，要求生产线必须执行此渗漏检查，以验证燃油密封垫的气密性。

三、背景：

2005年9月，一架737-700飞机的营运人报告称，5号前缘缝翼内侧的大翼前缘区域发生了浇注式大量燃油泄漏（泄漏量超过2500磅）。渗漏的燃油流到右侧发动机核心整流罩和排气区域。

随后的调查发现，渗漏发生在没有合适排水路径的大翼前梁区域。具体由于连接的下止点固定螺帽从螺栓上松开，导致燃油排放到发动机排气尾喷上。松动的螺帽卡在缝翼导轨壳体中。当5号缝翼收上的过程中，此壳体被刺穿，形成一个穿孔，导致燃油渗漏。

波音启动了服务相关问题（SRP）737NG-SRP-28-010，以纠正易燃燃油排放路径。安全审查委员会认为，动态式燃油渗漏属于人身安全问题。 渗漏的燃油漏到高温度的发动机排气锥容易引燃火灾，而随着时间的推移，火势存在沿着吊架和机翼下表面区域向上蔓延的机率。这可能会伤害地面人员、乘客或机组人员。故作为大翼前缘的改装变化，将在发动机外侧的翼梁活门接近盖板上添加一个FiP密封垫。

由于设计上的相似性，737 MAX在发动机燃油关断活门接近盖板上加入了一个等效的就地成型密封垫，以防止渗漏的燃油排放到发动机排气表面。

2005年12月，随着服务信函（SL）737-SL-57-084的发布，波音关闭了此问题。

燃油接近盖板存在离位公差，而此盖板的紧固要求FiP密封垫上涂抹了薄薄的密封剂。密封胶与FiP密封垫相接触，造成盖板的密封面不平，最终导致燃油渗漏。所以不允许使用密封剂修补。FiP密封垫的目的在于确保万一发生翼梁活门盖板处的燃油渗漏时，燃油可以通过大翼前缘易燃燃油渗漏区域的正确路径排放至机外。请参阅标题为“易燃区域”的图1。

波音已确定发动机上存在燃料渗漏的可能性为适航安全问题（飞机级别），并已为737机队启动了737NG-SRP-57-407（737MAX-SRP-57-0407）服务相关问题。请参阅标题为“燃油渗漏位置”的图2。

由于737 MAX的燃油接近门设计与NG相似，请参阅机队文章737MAXFTD-57-23004了解详情。

四、状态：

波音目前正在研究此问题的缓解方案，后续将给相关737NG运营人提供解决此问题所需的补充工程措施。

生产:

• 修订适用图纸（通过放宽整流罩要求（relaxing the fairing requirement）、增加渗漏检查要求和添加不允许使用密封剂修补的说明，以解决此设计偏差）。
• 新增一项燃油渗漏操作检查的维护程序，以验证发动机燃油关断活门接近盖板是否具备液体气密性。

改装：

• 发布紧急服务通告（ASB）737-57A1359，通知营运人对发动机燃油关断活门接近盖板进行渗漏测试。如果发现任何渗漏，拆下并更换FiP密封垫。
• 修订AMM 57-41-02，提供相应警告说明。

五、临时措施：

无

六、最终措施：

波音将提供以下服务：

•发布紧急服务通告ASB 737-57A1359

•修订AMM 57-41-02

七、附件：

图1：易燃区域

图2：燃油渗漏位置

图3：漏水试验

737 MAX Buffeting/Vibration Due to APU Inlet Door Fully Open / 737 MAX APU进气门全开导致机身抖动/振动

一、适用性：737MAX：737-9,-8,-BBJ,-7,-8200,-10

二、描述：

有不少营运人报告了飞行中机身抖动/振动事件，部分机身抖动/振动的故障还导致飞机返航或备降。此后当飞机着陆时，发现辅助动力装置（APU）进气门处于全开位/地面位。此类故障的多数情况下可依据MEL 49-11-01确保APU不工作而放行。当APU电门关断时，APU进气门正常应完全关闭。在此类事件中，由于APU电子控制组件（ECU）在APU电门置于OFF位后5分钟内断电，故驾驶舱内不会显示“APU DOOR”故障信息。

三、状态：

波音目前仍在研究这些故障缺陷，并评估此类问题可能的根本原因。此外，波音也在评估更新主最低设备清单（MMEL）/放行偏差指南（DDG）49-11-01条款，以核实确保APU进气门完全关闭。

四、临时措施：

    如果要使用APU MEL条款，波音建议确保将APU进气门置于关闭位时再放行，并在起飞前放行飞机时完成APU进气门的目视检查以确保其完全关闭。

此外，波音还建议，在关闭APU和关闭电瓶电门之间应预留足够的时间，以允许进气门关闭。根据飞行机组操作手册（FCOM）程序，在APU GEN OFF BUS灯熄灭后需延时约5分钟，并在APU进气门完全关闭之后再将电瓶电门（BATTERY）置于OFF位。如果APU保持不工作，则在次日的首次航班前，APU进气门可能会处于稍微打开的位置，而且没有任何APU进气门的驾驶舱指示。

如果在飞行过程中感觉到机身振动或抖颤，波音建议根据FIM 05-51-00-810-812和AMM 05-51-67-280-801进行排故。

为了进一步了解这些事件的起因，如果航司有发生类似案例，波音建议运营人通过波音通信系统（BCS）服务请求（SR）提供以下信息：

•检查APU进气门和进气门作动器是否损坏。提供任何已知损伤部件的详细信息。

•提供APU进气门作动器件序号。

•提供APU飞行小时/循环数。

•是否使用了任何APU MEL条款放行？如使用了MEL，执行了具体哪项MEL？

•是否对进气门执行了MEL M项操作（即是否限动进气门在关闭位或飞行开位）？

•APU进气门是否曾经作为维护或排故的一部分而被手动打开？当发现进气门打开时，作动器人工操纵手柄/电切换手柄是处于手动模式还是处于电动位置？

•排故时拔出了哪些APU跳开关？

•提供APU BITE/自检相关维护信息。

•提供驾驶舱效应（如有）。

•发现进气门打开后，进气门是如何关闭的（即手动关闭或电门指令关停APU？）

五、最终措施：

待定/TBD。