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海航技术福州技术支援维修计划控制中心 Tel: (0591) 2801 3976MAINTENANCE PLAN&CONTROL CENTER·刊首语.....................................................................................................................3·排故总结关于 B-5430 实时监控 SPDBRK HANDLE NOT DOWN..........................................................4关于后货舱火警 B 环路间歇性失效故障分析...............................................................13关于 737NG 飞机 ENG VALVE CLOSED 灯亮的故障总结..................................................15APU 进气门推杆断裂导致 APU 启动不成功的故障总结...
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文本内容
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·刊首语.....................................................................................................................3·排故总结
关于 B-5430 实时监控 SPDBRK HANDLE NOT DOWN..........................................................4关于后货舱火警 B 环路间歇性失效故障分析...............................................................13关于 737NG 飞机 ENG VALVE CLOSED 灯亮的故障总结..................................................15APU 进气门推杆断裂导致 APU 启动不成功的故障总结.................................................21关于 737NG 飞机自动增压失效灯亮的故障总结...........................................................24关于 B-1350 右发引气压力跳开的故障总结................................................................28·维护提示
关于 LEAP-1B 发动机漏油故障的工作提示...................................................................32结语.............................................................................................................................35
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刊首语对历史的最好纪念，就是创造新的历史。
对未来的最好期待，就是担当新的使命。
梦想为舟，我们的征途是星辰大海。
奋斗作桨，这是我们和我们的时代。
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SUMMARY OF FAULT
故障总结FILE
编 号
A/C MODEL
机 型
ATA
章 节
PREPARED/DATE
编 写/日 期
REVIEWED/DATE
审 核/日期PAGE页数B737-800 27 王民/2023 年 3 月 8 日 蒋志彬/2023 年3 月8 日7页TITLE
标 题 关于 B-5430 实时监控 SPDBRK HANDLE NOT DOWN一、故障现象：
2023 年 1 月 10 日，实时监控 FU6582 SPDBRK HANDLE NOT DOWN SBHC 063；
2023 年 1 月 14 日，HAK-FOC 航段实时监控 FU6582 SPDBRK HANDLE NOT DOWN SBHC 01.18；2023 年 2 月 6 日，TSN-FOC 实时监控 SPDBRK HANDLE NOT DOWN SBHC 0.82；
2023 年 2 月 15 日，TYN-XFN 航段实时监控 SPDBRK HANDLE NOT DOWN，SBHC0.73；
2023 年 2 月 23 日，CGO-FOC 航段实时监控 SPDBRK HANDLE NOT DOWN，SBHC0.73；
2023 年 2 月 25 日，实时监控 FU6582 SPDBRK HANDLE NOT DOWN （SHC01.27）；
2023 年 2 月 27 日，实时监控 FU6591FOC-NNG 航段 SPDBRK HANDLE NOT DOWN SBHC0.73;
2023 年 2 月 27 日，实时监控执行航班 FU6581（FOC-CGO）SPDBRK HANDLE NOT DOWN SBHC:01.00；2023 年 3 月 1 日，实时监控 FU6581 SPDBRK HANDLE NOT DOWN （SHC01.00）；
二、处理经过：
2023 年 1 月 10 日,福州航后询问机组使用正常。
2023 年 1 月 11 日，福州航后自检 PSEU 和 AACU 正常，人工减速板操作测试正常，减速板手柄下卡位角度为0184，自动减速板操作测试正常，减速板手柄下卡位角度-1.102，在手册范围内。
2023 年 1 月 14 日，福州航后 PESU\\AACU 自检正常，完成减速板手柄机构清洁和润滑，测试正常。完成人工减速板操作测试，测试正常。
2023 年 1 月 15 日，福州航后询问机组使用正常，完成 AACU/PSEU 自检正常，完成人工减速板操作测试，检查减速板手柄能到下卡位下压 S651 电门，读取手柄角度-0.092，完成自动减速板操作测试，检查所有扰流板能正常伸出，操作检查减速板手柄能正常回到 UP 位，前推油门后正常回到下卡位下压S651 电门，读取手柄角度-1.102，完成手柄摩擦力检查，从 DOWN 到 FLIGHT DETENT 位 18 磅，从 FLIGHT DETENT 到UP 位24 磅，从UP到 FLIGHT DETENT 位 20 磅，从 FLIGHT DETENT 到 DOWN 位 15 磅，满足手册要求，测量SBA 和SBB 钢索张力为93 磅，温度 8 度，粘贴提示：
“起飞前，轻压或轻按减速板手柄确保减速板手柄在DOWN 位”，并与机组进行交接。
2023 年 1 月 22 日，福州航后询问机组使用正常，撤除粘贴提示标签“起飞前，轻压或轻按减速板手柄确保减速板手柄在 DOWN 位”。
2023 年 2 月 6 日，福州航后询问机组减速板使用正常，自检 PSEU、AACU 正常。完成减速板手柄机构清洁、润滑，完成人工减速板操作测试，测试正常，核实减速板手柄能到下卡位，手柄角度值0.184。完成自动减速板
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操作测试，核实能到下卡位，手柄角度值 0.092，测试均正常。
2023 年 2 月 15 日，厦门航后自检 PSEU 和 AACU 当前无故障信息，完成人工减速板操作测试，结果正常，完成自动减速板操作测试，结果正常。
2023 年 2 月 23 日，福州航后 PSEU,AACU 自检正常，完成速板手柄机构清洁、润滑，完成扰流板人工操作测试正常，完成自动减速板操作测试正常。
2023 年 2 月 25 日，福州航后询问机组使用正常，测量减速板手柄摩擦力正常，从FLIGHT DETENT 到DOWN位置摩擦力为 13 磅（手册标准 20 磅以下）。执行 PSEU、AACU 自检正常。人工收回扰流板手柄，读取扰流板手柄在 DOWN 位角度为 0.184。完成自动减速板操作测试正常，自动收回扰流板手柄在DOWN 位角度为-1.102。执行扰流板手柄机构以及下部钢索/滚轮机构润滑，测试正常。
2023 年 2 月 26 日，福州航后询问机组使用情况，减速板手柄操作工作正常；检查S/B-1 校装销轻松插入，手柄指针对齐。 完成自动减速板操作测试正常。完成人工减速板操作测试正常。2023 年 2 月 27 日，福州航后测量 SBA/SBB 钢索张力 95/98LB，在手册范围内。完成自动刹车操作测试正常。2023 年 2 月 28 日，福州航后检查发现速度刹车手柄下控制连杆杆端轴承损坏，从B-207C 串件轴承，完成调节校装，完成自动减速板操作测试及人工减速板操作测试，测试正常。
2023 年 3 月 1 日，福州航后完成自动减速板操作测试，检查测试正常，读取角度-0.183。2023 年 3 月 2 日，福州航后询问机组刹车使用正常，参考 AMM27-62-00-820-801 完成速度刹车手柄调节，测试正常。完成人工减速板操作测试，测试正常，读取角度值 0.184，完成自动减速板操作测试，测试正常，读取角度值-1.194，已在手柄处完成提示标牌粘贴。
三、故障分析：
报文解读
SPDBRK HANDLE NOT DOWN 报文解读：
当飞机处于起飞构型形态的时候，
减速板手柄不在放下位，
为避免中断起飞事件发生，提供机上打印提醒。
当前有两类情况会在落地时候触发：
1，减速板手柄角度在 30 多、40 多度的，是机组推油门杆不到位，扰流板作动器没有自动作作动所致。这个时候，机组在收襟翼到 5 度，滑行超过 10 秒，会触发。后面会通过限制减速板手柄角度，不大于 5 度来减少触发。这种是假信号，不用处理；
2，落地后机组不直接收到底，而是带襟翼 5 度滑行，超过门限值会触发，这种情况实际上也是一种故障状态，是由于手柄作动器没有推到位导致的。
SPDBRK HANDLE NOT DOWN 标准处理：
该报文用于监控手柄不在放下位的情况，取值是基于机队广泛的译码数据统计结果。在排故处置时注意：
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1，必须采用译码的方式来对手柄数据做分析；
2，当手柄位置在 0.6 度以下时，基本上认为是机组偶然没有将手柄完全归位，就起飞了，无需执行检查；
3，在手柄位置大于 0.6 而小于 1 的时候，这个时候只需检查手柄是否可以顺畅到下卡位，而不被卡槽边缘阻挡。如偶尔有阻挡在边缘的情况，需检查手柄弹簧力和按需清洁手柄。4，当译码出现 1 度以上值的时候，系统存在卡滞的可能性较大，尤其是每段均出现了报文，基本上可以判断是下部刹车组件、系统调节、手柄机构存在问题。
5，对于多段出现排故未完成的情况，务必贴提醒标牌提醒机组下压，或决策停场排故。6，通常机组观察到有起飞警告的最低值是在 0.45 左右，出现报文同时机上有音响警告的时候，才需要检查 S651 电门间隙、电门触点阻值和裂纹与否。
系统原理和故
障现象分析
速度刹车系统的工作介绍：
一、速度刹车系统前半部分控制端相关的机械机构如下图所示。
手动控制：减速板手柄 —操纵杆 —手柄制动 —减速板前鼓轮自动控制：自动减速板作器——手柄制动 —减速板前鼓轮（路径一）自动减速板作器 —手柄制动 —操纵杆 —减速板手柄（路径二）两套控制属于刚性连接。
机组在降落时，一般采用的是自动收放扰流板的方式：手动将减速板手柄放ARMED 位，双发油门杆慢车，自动减速板作动筒一方面操纵前鼓轮，控制钢索升起扰流板，另一方面通过手柄制动，将减速板手柄移到 UP 位。飞机落地后，速度减到足够小时，前推任一油门杆（TRA>44），自动减速板手柄作动筒会收回扰流板，并将减速板手柄移到 DOWN 位。
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二、速度刹车系统的各子部件
1、减速板手柄组件
减速板手柄组件自上而下主要由 3 个基本部分组成：handle 部分、lever 部分与rod 部分。Handle部分即与人的交互界面,与 S651 关联的作动靶标也在此部分，直接影响人工放down 位；lever部分承上启下，并起着固定在控制台的作用，对手动放 down 位与自动回位均有影响；rod 部分则是与下游控制杆相连，只对自动回位有影响。减速板手柄由 hanle 部分的弹簧与止动来保持在DOWN位，止动由销子固定。
2、自动速度刹车作动器
自动速度刹车作动器 M359，是一个可逆电机，电机带动作杆运用,而内置的离合器和限制电门来作动运方向长度。作动器的起步载荷、停止载荷、伸出载荷和收回载荷都存在一定的限制。
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3、手柄制动与控制杆
手柄制动（50179-3A 或 50179-3）接收来自减速板手柄和自动减速板作动筒的输入，并使用这些信号带动前鼓轮。手柄制动有一个无回程组件。这就能够使自动减速板作动筒的运动回传到减速板手柄，但能防止减速板手柄带动自动减速板手柄作动器。
控制杆则是手柄制动与手柄组件间的中转，上与手柄组件 ROD 部分相接，下连手柄制动的输入臂。以下是手柄作动的几种模式。
4、速度刹车警告电门 S651
目前 737NG 飞机使用的件号为 V3L2228 的电门，该电门为触点式电门，构型较为简单，当手柄放至下卡位时，作动靶标压弹簧舌，按压顶杆，带动弹簧片，移动触点到DOWN 位，通过NC和NO输出端到 PSEU 提供电信号。
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5、故障分析：
（1）此次实时监控在 1 月 14 日、2 月 25 日、2 月 27 日、3 月 1 日均监控到手柄角度≥1的情况，当速度刹车角度出现 1 度以上值的时候，系统存在卡滞的可能性较大，尤其是每段均出现了报文，基本上可以判断是下部刹车组件、系统调节、手柄机构存在问题。（2）通过译码显示自动减速板收回后的位置角度为-0.2，减速板预位角度为3.9，人工操作减速板到 DOWN 位置角度为 1.3（自动减速板手柄位置在 DOWN 位，译码参数数值为负数，一般为-1.2左右，人工操作减速板手柄位置在 DOWN 位，一般为 0.2 左右），通过译码可以判断为减速板位置角度存在问题；译码如下：
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（3）参考 AMM TASK27-62-00-820-802 完成扰流板控制钢索的检查，钢索张力满足手册要求，插入 S/B-1 和 S/B-2 的校装孔的销子正常，说明减速板手柄钢索机构正常；（4）参考 AMM TASK27-62-00-820-801 完成扰流板控制手柄调节，调节前发现自动减速板操作到收回和人工减速板操作到 DOWN 位置均不满足标准，通过调节减速板手柄LOWER CONTROLROD直到在 MCDU 内查看的 SBRK 值满足要求（自动减速板手柄位置在 DOWN 位，译码参数数值为负数，一般为-1.2 左右，人工操作减速板手柄位置在 DOWN 位，一般为 0.2 左右，此值为译码经验值），具体操作如下。
a.参考 AMM27-62-00-710-801 完成人工减速板操作测试，并进入MCDU 读取手柄角度反馈（MCDUACMS--ALPHA CALLUPS--SBRK）反馈减速板手柄下卡位数据；
b.参考 AMM27-62-00-820-806 完成自动减速板操作测试，进入MCDU 读取手柄角度反馈（MCDUACMS--ALPHA CALLUPS--SBRK）反馈减速板手柄下卡位数据；
NOTE：调节 rod 的过程，切忌勿大幅度调整，以半圈一次为宜；调节连杆切勿调节的太短，这样会压到减速板预位电门，现象是减速板手柄在 DOWN 位置，SPEED BRAKE ARM 灯亮。与故障相关的
技术信息
减速板手柄角度大于 1 度，可能会使手柄无法放到 DOWN 位，触发起飞警告，根据机组快速检查单内容，若在地面，当前推推力手柄至起飞推力时，机舱高度/形态警告喇叭间歇性响，或TAKEOFFCONFIG（起飞形态）灯（如安装且工作正常）亮。需要确认飞机起飞形态正确，若确认完后，仍出现起飞警告，机组将会选择滑回。
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该机历史故障、
维修信息 无
放行风险分析
针对减速板系统问题导致减速板手柄不能到 DOWN 位，而引起起飞警告，若是航前或过站确认是减速板手柄引起的，过站时可参考 MEL27-07 失效自动减速板系统来放行，需确认人工减速板操纵是完好的，并减速板手柄能正常顺畅到 DOWN 位，放行人员需详细检查确认减速板手柄能在DOWN位，并在减速板手柄上贴提示牌“起飞前，轻压或轻按减速板手柄确保减速板手柄在DOWN位”，每一段与机组交接说明，避免中断起飞滑回，触发 SDR 事件。
四、总结：
此处故障主要由于减速板手柄操纵杆的校装出现偏移导致，通过调节减速板手柄LOWER CONTROL ROD到正确的位置后故障消失，因手册没有提到自动刹车收回位置和人工操作刹车到 DOWN 位置在MCDU 对应的角度数值标准，通过译码分析：自动减速板手柄位置在 DOWN 位，译码参数数值为负数，一般为-1.2 左右，人工操作减速板手柄位置在 DOWN 位，一般为 0.2 左右，此值可作为参考。
五、附件：
参考文件：
1、737 飞行机组使用手册。
2、海航集团 737 机队起飞警告故障白皮书。
PREPARED
编 写
REVIEWED
审 核
APPROVED
批 准
ISSUED
海技福州技术支援席王民
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机 型
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章 节
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审 核/日期PAGE页数B737-800 26 郑壮雄/2023.3.10 蒋志彬/2023.3.11 2TITLE
标 题 关于后货舱火警 B 环路间歇性失效故障分析
一、故障现象：
航后执行工卡时后货舱 B 环路探测间歇性失效，自检 CEU 时 B2 间歇性闪亮，更换探测器和 CEU 后故障依旧，检查B2 探测器后部插头D13488 SOCKET10 缩钉，重新进退钉后测试正常。二、故障分析：
系统原理介绍
1、货舱电子组件（CEU）监控货舱的烟雾探测器， 如果探测器探测到烟雾或过热情况，就发送警告信号到CEU，CEU然后发送警告信号到货舱火警控制面。
2、前货舱有 4 个烟雾探测器（2 个 A 环路的 2 个 B 环路的），在货舱电子组件（CEU）前面标明有1A、1B、2A和2B的红色 LED 灯分别连接各个烟雾探测器。其余的 LED 灯用跳线连接。后货舱有 6 个烟雾探测器（3 个 A 环路的3 个B环路的），在货舱电子组件（CEU）前面标明有 1A、1B、2A、2B、3A 和 3B 的红色 LED 灯分别连接各个烟雾探测器。其余的LED灯用跳线连接。
3、货舱火警控制面板测试：
按压火警控制面板的 TEST 按钮时，火警面板给 CEU 提供测试信号，CEU 执行相应探测器自检，正常有如下指示： EXT FWD 和 EXT AFT 绿灯亮:
FWD 和 AFT 红色电门灯亮;DISCH 琥珀色灯亮。
P7 板的 FIRE WARN 灯亮
音响警告组件火警铃响。同时，CEU 上的 16 个红灯亮。
如果有故障，DETECTOR FAULT 灯会亮。
4、CEU 组件上按压 LAMP TEST 或 PRESS TO TEST 按钮时，正常有如下指示：
LAMP TEST，所有 16 个红灯亮
PRESS TO TEST，所有 16 个红灯亮。
若相应 LED 未亮，则说明相应探测器存在故障异常。
故障现象分析
探测器安装在货舱顶部凹槽内，探测器与机身线路中间通过短线束 W5054 连接。通过隔框插头，连接至CEU。D13844 pin10 缩钉，导致探测器对地信号间接触不良，阻值不稳定，自检时故障信号间歇性无法接地。CEU 显示自检无法通过，B2 灯间歇性不亮。
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探测器位于货舱顶部凹槽内，工作者安装时一般采用手感对准插头。若插头安装不当，则可能造成短线束W5054 的插头销钉缩钉。短线束 W5054 一端连接隔框插头，一端连接探测器。可以拆下隔框固定螺钉，拆下壁板，断开隔框后部插头，整个线束即可取下，进行离位检查线束两端销钉或者更换线束。
结论
此次故障为插头安装不当，插头 SOCKET 缩钉，接地阻值不稳定，导致 B 环路间歇性故障。机队故障案例 无
放行风险分析 无
四、总结：
无
五、附件：
无
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审 核/日期PAGE页数MCC-73N-2023-03 B737-800 73 梁乐辉/2023 年 3 月 16 日 6页TITLE
标 题 关于 737NG 飞机 ENG VALVE CLOSED 灯亮的故障总结一、故障现象：
一架飞机过站出港时机组反映右发启动时启动手柄在 IDEL 位，右发 ENG VALVE CLOSED 灯明亮，后续恢复正常。二、处理经过：
航后询问机组空中 ENG VALVE CLOSED 灯闪亮几次，后续恢复正常，航后依据 FIM73-06 TASK 805 测量CUTOFF位DP1203 PIN 1 到 2 电压 26.15V，IDLE 位 DP1203 PIN 1 到 2 电压 0.34V，检查 HMU 本体DP1203 无油污或销钉腐蚀，脱开 DP1207 测量电门本体的 1 和 3 号钉的阻值为 0.3Ω，1 和 2 号钉的阻值无穷大，符合手册要求，由于航材无料，依据 MEL73-10 完成 M 项，办理 DD 保留。
次日航后参考 FIM 73-06 TASK 805 E（2）-（7）完成初始评估，作动 10 次启动手柄，测试均正常，参考FIM73-06TASK 805 以及 SSM 6-21-21 检查 D1207 和 D1203 接头以及线束正常，测量 DP1203 pin2-地导通阻值为0.4 欧，DP1207pin1-地导通阻值为 0.6 欧，测量 DP1207 pin3-D628 PIN12 导通阻值为 4 欧，测量 P1203 pin1 对地电压为26.35DV，试车验证 M 项正常。
第三日航后依据 AMM73-21-09 更换右发 HMU HPSOV SWITCH，参考 AMM28-22-43 更换P5-2 面板，测试检查正常三、故障分析：
系统原理介绍
ENG VALVE CLOSED 灯点亮逻辑：
发动机活门指示系统主要由启动手柄、启动手柄微动电门 S1029、HPSOV、HPSOV 位置电门和P5面板的指示灯组成。
正常情况下 ENG VALVE CLOSED 灯点分为三种情况：
1、当发动机关车状态，启动手柄处于 CUTOFF 位，此时如果 HPSOV 位置反馈也在关闭位，手柄命令位置与活门实际位置一致，则 ENG VALVE CLOSED 灯处于暗亮状态。2、当启动发动机（或关闭发动机）的过程中，到达提杆转速提起启动手柄到IDLE 位（或者CUTOFF位）后，此时 HPSOV 正在从关闭位往打开位运动的过程，活门位置反馈非关也非开，处于开关的过渡状态，启动手柄位置则与 HPSOV 位置不一致，ENG VALVE CLOSED 灯处于短时明亮状态。3、当 HPSOV 完全打开后，活门位置反馈为开位，位置与启动手柄命令一致后，ENG VALVECLOSE灯熄灭。
如下图所示：
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故障现象分析
ENG VALVE CLOSED 灯指示取决于启动手柄位置和 HPSOV 活门位置，那么这两个位置信号由谁来提供呢？
1、启动手柄：如图一，启动手柄位置信号在火警手柄 NORMAL 位情况下通过粉色（CUTOFF位）及蓝色线（IDLE 位）将命令信号送到 P5-2 面板的 ENG VALVE CLOSED 灯逻辑控制器控制灯的点亮，当火警手柄处于 FIRE 位时，直接从绿色线所示给一个 CUTOFF 命令信号去关闭HPSOV 活门以及送到P5-2 面板的 ENG VALVE CLOSED 灯逻辑控制器控制灯的点亮。
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图一
2、图二中 HPSOV 位置电门通过图中蓝色及绿色线将 HPSOV 的 CLOSED 或OPEN 位置信号送给P5-2面板 ENG VALVE CLOSED 灯控制逻辑。
图二
从上面可以看出，启动手柄通过微动电门（S1029）作动将不同位置信号送给P5-2 面板ENGVALVECLOSED 灯控制逻辑器。而 HPSOV 位置电门处于 HMU 内部，原理类似临近传感器，当HPSOV 活门在HMU内部作动，相当于靶标远离或者临近，从而产生 OPEN 或者 CLOSED 位置信号产生送到P5-2面板ENGVALVE CLOSED 灯控制逻辑器，ENG VALVE CLOSED 灯控制逻辑器使用以上信号通过内部逻辑计算去控制灯的点亮。HPSOV 的位置电门如图三所示：
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图三
结合原理及 FIM 手册看如何更加快速有效判断故障源，当关车后启动手柄处于CUTOFF 位，CUTOFF信号通过红色线一方面给 HMU 中的 HPSOV 电磁活门让其关闭 HPSOV，另一路给ENG VALVE CLOSE灯一个命令信号，通过断开 DP1203 插头量 1#和 2#销钉之间电压可以判断启动手柄位置组件S1209是否作动，判断上游电压是否正常，同时可通过测量 D628 插头处 24#钉对地电压是否满足要求再次确认。图四
确认了启动手柄信号正确后，开始隔离 HPSOV 位置电门，断开 DP1207，短接PIN1 和PIN3钉模拟该位置电门已经接收到了活门关闭信号，检查 ENG VALVE CLOSED 灯是否正常，如果正常，可以判断为活门关闭位置信号并没有送出去，有两种可能，1，位置电门故障，2，HMU 中HPSOV 电磁活门故障，HPSOV 实际上并没有关闭，位置电门实际上反馈的是正确的信号。飞机过站出港时机组反映右发启动时启动手柄在 IDEL 位，右发ENG VALVE CLOSED 灯明亮，与
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机组核实此时发动机的燃油流量正常，其他参数也均正常，说明 HMU 中HPSOV 电磁活门实际作动正常，可初步判断为 HPSOV 电磁活门指示故障。
与故障相关的
技术信息
对于 HPSOV 电磁活门位置电门，可以通过取出位置电门，靠近一个金属靶标使其模拟一个关闭状态，并查看 ENG VALVE CLOSED 灯是否正常点亮来隔离位置电门功能是否故障。虽然可以判断故障原因，但还需考虑 HMU 故障的可能性，造成发动机控制故障风险，不能有先入为主的思维
该机历史故障、
维修信息
N/A
放行风险分析
针对 ENG VALVE CLOSED 灯指示故障，可以依据 MEL73-10 放行，无放行风险。若为 HMU 内部的 HPSOV 电磁活门本体故障，则可能造成发动机控制故障，需要立即更换HMU。四、总结：
1、针对 ENG VALVE CLOSED 灯指示故障，过站可通过询问机组发动机其它参数，特别是燃油流量是否正常来判断是否为单纯指示故障还是 HMU 故障。
2、航后在确定故障原因时，还需考虑 HMU 故障的可能性，不能有先入为主的思维。3、此故障有空停风险，处理需谨慎，适时申请技术团队决策
五、附件：
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FIM 73-06 TASK 805 SSM 6-21-21
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福州维修基地技术支援席梁乐辉
第21页
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故障总结FILE
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A/C MODEL
机 型
ATA
章 节
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审 核/日期PAGE页数B737-800 49 吴鸿彬/2023.3.10 蒋志彬/2023.3.11 3TITLE
标 题
APU 进气门推杆断裂导致 APU 启动不成功的故障总结一、事件背景：
2023 年 3 月 4 日，5430 宁波过站机组反映 APU 无法启动，过站重启 APU 无效，自检 APU 当前无故障信息，历史有 49-15004 INLET DOOR SHUTDOWN信息，参考 MEL49-01 放行
二、系统简述：
此次故障仅对 APU 进气门做介绍
将 APU 电门放到 START 位后释放，电门自动回到 ON 位，当 ECU 接收启动信号后，点亮 OIL PRESSURE LIGHT，同时打开 APU 进气门，APU进气门位置电门给 ECU 发送进气门打开信号。
APU 进气门主要部件：
1、进气门作动器用于打开和关闭进气门
2、位置电门给 ECU 反馈门打开和未打开信号
作动器上下各有一根 PUSHROD 与进气门刚性连接
三、排故经过：
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1、2023 年 3 月 4 日福州航后 APU 自检代码 49-15004 INLET DOOR SHUTDOWN，依据 FIM 手册测量 D3599B PIN A8-GND 阻值为 6Ω（正常应大于100KΩ），更换进气门作动器，故障依旧，因航后时间不足，办理 SP＋SG 保留
2、2023 年 3 月 5 日接班后查看此故障代码对应 FIM 手册，此故障信息是由于在 ECU 命令 APU 进气门打开 30S 后未收到相关位置传感器给出的打开信号，APU 保护性关车。
结合 SSM 和 FIM 描述，分析故障可能原因：
1、进气门正常打开，位置传感器故障或传感器到 ECU 之间线路问题，不能正常反馈进气门打开信号
2、作动器故障或作动器到 ECU 之间线路存在问题
针对线路问题，可以通过短接作动器 M299 D922 PIN1-PIN2 销钉，测量 D3599B A7-A8 导通性。短接位置传感器 S284 D1246 PIN1-PIN2 测量D3599BA10-A4导通性；如果线路导通正常，计划更换作动筒或传感器
再看 4 日排故过程，测量 D3599B PIN A8-GND 阻值为 6Ω（正常应大于 100KΩ），更换进气门作动器，故障依旧。与工作者核实，当时量线时未脱开D922插头，结合 SSM 和 FIM 手册，测量 D3599B A8 对地时应脱开 D922 插头，4 日测量结果正常，并非故障。
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再次与 4 日工作者核实当日排故过程，工作者反应更换进气门作动器后启动 APU，观察作动器有作动（此时人员在安定面配平舱内观察，未观察外部进气门实际未作动），约 30S 后 APU 自动关断。结合工作者反馈的测试现象和自检代码，判断 APU 启动信号正常，由于进气门未能正常打开，30S 后ECU未收到进气门打开信号，保护性关车。判断 APU 进气门作动器和进气门之间的推杆机构断裂的可能性比较大，5 日航后检查发现作动器上下两根推杆断裂，更换推杆，测试正常
与故障相关的
技术信息 无
该机历史故障、
维修信息 无
放行风险分析 无
四、总结：
此次排故从系统原理方面分析，结合现场反馈，较快判断出由于机械连接部分出现问题导致的 APU 无法启动。五、附件：
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审 核/日期PAGE页数737-800 21 涂书苑/2023.3.10 蒋志彬/2023.3.11 3TITLE
标 题
关于 737NG 飞机自动增压失效灯亮的故障总结
一、故障现象：
2023 年 3 月 5 日,兰州过站机组反映增压控制面板 AUTO FAIL 灯亮，ALTN 绿灯亮，将增压方式选择器重新置于MAN 位然后回到AUTO位后灯灭，CPC1 自检当前无故障信息，历史 LEG00 段有 OFV LRU FAIL 信息
二、处理经过：
2023 年 3 月 5 日，福州航后询问机组增压正常，完成 CPC1/2 自检正常无信息，更换外流活门，检查测试正常三、故障分析：
系统原理介绍
由于飞机在氧气浓度不足以维持生命的高度上飞行，为此，增压控制使机舱内部处于一个安全的高度。这样可以保护乘客和机组免受缺氧的影响。737NG 飞机增压控制系统共有三个子系统，分别是：1. 客舱高度警告系统：通过客舱高度面板和音响警告反馈客舱高度数据；
2. 客舱释压保护系统：客舱释压系统是一个安全失效系统，如果增压控制系统失效，它可以保护飞机结构免受超压和负压的影响。它由两个正释压活门和一个负释压活门组成；
3. 客舱压力控制系统。
根据飞机故障现象，本文重点讨论下客舱压力控制系统。
由上左图可以看出来，空调组件将发动机和 APU 的引气送进飞机座舱之中，包括驾驶舱和客舱。增压控制将飞机座舱保持在一个安全的高度，增压控制系统通过控制外流活门的位置来控制空气流出客舱的速率，2 台客舱压力控制器（CPC）来控制座舱增压。737NG 飞机有两套自动控制和一套人工控制增压系统，系统使用空调系统的引气，通过外流活门和机外排气活门来控制增压和通风。
由上右图可以看出客舱压力控制模块和客舱高度面板位于驾驶舱 P5 头顶面板右侧，机组使之用于监控和控制座舱压力。客舱压力控制模块有以下控制和指示，分别为：
1. 模式选择器：包含自动，备用和人工三种模式；
2. 着陆高度选择显示器：可设置-1000 至 14000 英尺的着陆机场高度，调节基准为50 英尺；3. 飞行高度选择显示器：可设置-1000 至 42000 英尺的巡航高度，调节基准为 500 英尺；4. 人工模式切换开关：用于人工控制外流活门的开合，是一个三位置切换开关，由弹簧力将电门控制与中立位置。
5. 外流活门位置指示。
同时在客舱压力控制模块上面有四个系统状态指示灯，分别是：
1. 自动系统失效灯（AUTO FAIL）：当自动增压模式失效时，自动失效灯亮，系统自动转换到备用模式，备用
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灯亮。
2. 非指令性下降灯（OFF SCHED DESCENT）：当飞机在到达所调定计划的巡航高度之前下降，非指令性下降灯亮。
3. 备用灯（ALTN）：当使用备用模式增压时，备用灯亮。
4. 人工模式灯（MANUAL）：当使用人工模式增压座舱是，人工模式灯亮。
客舱高度面板包含：客舱高度/压差指示器和座舱爬升率指示器以及高度警告切断电门。当增压模式选择至自动模式时，将增压控制系统设置为自动运行。自动控制系统采取双冗余结构，由一台CPC自动控制外流活门，另一台 CPC 备份。每次飞行时，系统将主动控制增压系统的 CPC 切换一次，使得两种系统的机械传动部件的磨损相等。
当增压模式选择至人工模式时，自动控制系统随之失效，增压控制面板上的外流活门控制电门预位，绿色的人工模式灯亮起。当机组人工作动外流活门时，手动马达升压器将 28v 直流电提升至 48v 来控制外流活门马达。PC 卡数据分析 N/A
故障现象分析
当自动增压失效灯亮，备用灯随之点亮，说明增压控制进入备用模式。后续熄灭之后，机组在人工模式和备用模式之间切换，备用灯重新点亮。
在 MEL21-14 客舱压力控制系统中有注释：AUTO FAIL 灯指示的一些 DCPCS 故障是可以恢复的。立刻将增压方式选择器重新置于 MAN 位然后回到 AUTO 位，如果增压方式选择器在 AUTO 位时 AUTO FAIL 灯保持熄灭说明故障已排除，控制器工作正常。
但是在 FIM21-31 TASK 801 Digital Cabin Pressure Controller (DCPC) BITE Procedure 中初始评估中有提到：对于可以复位的故障，可以将 P5-6 面板的模式选择电门放置 MAN 位置 10 秒之后再放回AUTO位。这显然与 MEL 中说到的立即放回 AUTO 位不符。
后续查询资料发现，波音给出的解释是 MEL 中只是提示维护人员该故障可以恢复，所以MEL 中的注释程序是正确的，只是没有提供切换回 AUTO 位的等待时间，一般情况下 MEL 中也不会体现出故障处理的信息，MEL 只是航司的运行指南。所以建议：如果瞬时放置 MAN 位后回到 AUTO 位，自动失效灯依旧点亮，可以再放置MAN 位后10秒再尝试消除故障。
与故障相关的排
故建议
当飞机过站接报自动增压故障时，可以优先让工作者切换模式选择电门，观察自动失效灯是否会熄灭，若熄灭且备用灯不亮，则故障排除，可以继续执行航班。
当航后接报自动增压故障，可检查增压控制面板是否指示正常，自检两部 CPC 计算机查看当前和历史有无故障信息，根据信息进行排故。
该机历史故障、
维修信息
N/A
放行风险分析
当切换模式选择电门时，故障消失后可正常保障航班，若无法恢复，当一台 CPC 失效时，可以依据MEL放行，需要确保人工模式可用。
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值得注意的是，另外 MEL21-14-03-03 和 21-14-04-03 是针对不增压飞行时的放行条款。依据此 MEL 放行有 M 项要求，需要解除不工作的 CPC。由于主备用 CPC 每个航段切换一次，如果一台CPC失效了，未拔出跳开关的话，下一个航段可能自动失效灯又会点亮，给机组操作增加负担。但是如何判断是哪个CPC失效呢？如果再主基地过站的话，很简单，自检 CPC 看下哪部计算有代码就行。但是如果在外站，机场机务不懂的如何自检 CPC，也有一个简便的方法，比如当前电门放置 AUTO 位时，绿色的备用 ALTN 灯点亮，若拔出CPC1 的跳开关之后，备用灯依旧点亮，那么这个跳开关就是需要拔的跳开关，如果拔出 CPC1 的跳开关之后，绿色的备用ALTN灯熄灭，说明就是 CPC2 故障，那就需要拔出 CPC2 的跳开关了。若两部 CPC 当前均无故障，且也无法判断是哪部CPC故障的话，建议和机组沟通不按 MEL 放行，因为如果拔出了正常的 CPC 跳开关，下一段故障再现的话，机组就只能使用人工控制了。四、总结：
自动增压故障在运行中十分常见，大部分的时候可以恢复，若无法恢复可根据 MEL 放行。若需要不增压飞行，需要和机组以及签派充分沟通。由于此故障对机组操作存在影响，建议航后及时安排排故。
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审 核/日 期PAGE页数B737-800 36 郑剑杰/2023.3.10 蒋志彬/2023.3.11 6TITLE
标 题 关于 B-1350 右发引气压力跳开的故障总结
一、故障现象：
2023 年 2 月 17 日，SYX-KOW 实时监控 R BLEED PRESSURE TRIP N1 95 DP1 43 DP2 3.7 POT1 400 POT2 187
二、处理经过：
2023 年 2 月 17 日，赣州过站参考 MEL 保留，飞机调机回福州。
2023 年 2 月 18 日，福州航后恢复 M 项，作动右发引气电门检查 BAR 内部有吸合声音。检查 PRSOV 无法人工超控，拆下 PRSOV 检查活门严重卡滞，更换PRSOV，返流测试 PRSOV 超控后无法自动保持开位，更换 BAR 后测试正常。完成 APU 引气返流测试正常，参考 MT07-737-36-012 目视检查右发引气信号管正常无漏气，依据 AMM36-11-00-700-801 使用引气健康设备完成右发引气系统检查，测试正常，检查高压级活门，PRSOV，PCCV 作动正常，无卡滞漏气情况，PCCV 的 KISS 封严无破损。拆开盖板接近检查 390、 450、 490 传感器底座无漏气。完成慢车功率验证左右发引气压力20PSI，无剪刀差，引气压力正常。完成大车功率验证引气压力正常。三、故障分析：
系统原理介绍
1.引气来源
发动机引气有两条路径来源，分别来自第 5 级和第 9 级高压压气机。
在低转速状态下（N1＜60%），此时的 5 级引气无法满足气源系统需求，需要从第 9 级高压级压气机处获得更多的引气，高压级活门（HSV）控制来自 9 级发动机引气总管的引气，高压级调节器（HSR）控制高压级活门，它的工作是自动进行的，使下游压力保持在 32+/-6PSI。同时，5 级引气单向活门防止 9 级引气气流倒灌进入 5 级引气。
在高转速状态下（N1≥60%），5 级引气能够满足气源系统需求，高压级活门关闭，此时由压力调节及关断活门（PRSOV）控制来自发动机的引气流量，同时 PRSOV 也受引气调节器（BAR）的气动压力控制，BAR 提供控制压力使 PRSOV 克服内部弹簧力打开。当 BAR 电磁活门电动关闭后，其将 PRSOV 的控制压力放掉一部分，因此弹簧力迫使 PRSOV 关闭。正常发动机高功率运转时PRSOV活门下游压力调节在 42+/-8PSI。
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通常，发动机引气电门控制 BAR 工作，将引气电门置 ON 位后，信号经 ACAU 提供给 BAR 内部机械锁定的电磁活门，指令活门打开，引气电门置于 OFF 位后，BAR 电磁活门关闭。火警电门有超控作用，当火警手柄提起来后，控制信号使BAR 电磁活门关闭。另外，ACAU 内的继电器控制 BAR 电磁活门在以下条件时关闭：
①发动机起动活门未关闭（反流保护）
发动机起动过程中对发动机引气总管有反流保护。发动机起动时，起动活门向 ACAU 提供一信号，使 ACAU 提供一个关闭信号给BAR 电磁活门，不论引气电门位置如何。
②发动机引气跳开时（490℉过热或 220PSI 过压保护）
对于气源总管有过压和过热保护。BAR 内部 220PSI 过压电门或 490℉过热电门任一个电门作动都使引气跳开，并由ACAU提供信号去关闭 BAR 电磁活门，不论引气电门位置如何。
2.预冷器与过热保护
为了获得合适温度的引气，预冷器系统使用发动机风扇空气来冷却发动机引气，使引气温度保持在 390℉（199℃）至440℉（229℃）之间。当 PRSOV 打开时，引气流过预冷器，与风扇空气进行热交换，冷却空气带走热量经机匣排气口排掉，引气则进入气源总管。预冷器控制活门控制进入预冷器的风扇空气流量，其接收以下部件的信号进行控制：
①预冷器控制活门传感器 390℉：它的工作是自动进行的，传感器的下面部分位于预冷器下游的引气管路上，内部为灌有油液的线圈。随着油液受热膨胀，它推动传感器上面部分的一个球形活门打开。管道温度越高，油液膨胀越大，球形活门开度也越大。传感器球形活门在 390℉时开始打开，440℉时全开。传感器球形活门打开后，放走了预冷器控制活门作动器的工作压力，预冷器控制活门朝打开位运动。
②大翼热防冰（WTAI）电磁活门：飞行过程中，大量气流流过翼面，这些气流对前缘有冷却作用，但在地面流过翼面气流非常小，此时将 WTAI 电磁活门激励，预冷器控制活门的工作压力就会全部放掉，预冷器控制活门全开，使发动机引气得到最大限度的冷却，确保在地面使用 WTAI 系统时，提供最大限度的冷却效果，可以防止大翼热防冰系统提供的热量过热降低前缘装置强度。450℉恒温器为 PRSOV 提供温度控制功能，它的传感器内部也为灌满油液的线圈，位于预冷器下游的引气管路上，管道温度越高，油液膨胀越大，内部球形活门开度也越大，在 450 ℉时开始打开，490℉时全开。球形活门打开后，从 PRSOV 引走部分控制压力，控制压力的下降导致 PRSOV 朝关闭位运动并减小了引气流量，使预冷器的热负载降低，延缓引气过热跳开。490℉过热电门监控预冷器下游的发动机引气温度，提供过热保护功能。正常情况下预冷器系统将发动机引气冷却至390－440℉。当温度达到 450℉时，450℉恒温器使发动机引气流量减少从而降低预冷器负载。如果预冷器下游温度超过490℉，490℉过热电门作动，给空调附件组件（ACAU）内的一个过热继电器提供接地，继电器激励后
①控制 BAR 电磁活门关闭
②空调/引气控制面板上的 BLEED TRIP OFF 灯伴随 P7 板的 MASTER CAUTION 和 AIR CONT 告示牌灯点亮。③空调面板 TRIP RESET 按压电门电路预位
发生引气跳开故障后，待过压或过热消失恢复正常状态，按压空调面板 TRIP RESET 电门，可恢复对发动机引气系统的控制。
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3. 气源指示
引气到达气源总管后，隔离活门将总管分隔为左、右两个独立的系统，右边部分来自右发和地面气源，左边部分来自左发和APU引气。交输引气时又可将气源总管左、右两边连通，其由空调引气控制面板上的一个三位开关电门控制，以下为电门几个位置：OPEN－活门打开，气源总管左右两边连通
AUTO－受组件和引气电门控制，根据飞机工作需要自动控制活门打开和关闭
CLOSED－活门关闭，气源总管左右两边隔离
气源总管每边各一个管道压力传感器，向空调面板压力指示器提供气源压力信号，压力指示器有两个独立的指针（L 和R）及一个单独的表（0 至 80Psi）。
排故方案 及故障
现象
接收到实时监控触发信息后需了解该报文的产生条件，并对报文参数作初步评估:
R BLEED PRESSURE TRIP 信息报文是在右发管道压力小等于 8 PSI，N1 大于 30%，持续 60 秒情况下触发的，代表右发引气跳开或PRSOV 未打开。
从报文参数 N1 95，DP1 43，DP2 3.7，POT1 400，POT2 187 来看，N1 转速 95%且飞机当时处于空中巡航状态，飞机使用的应该是 5 级引气，也不可能是高原机场机组无引气起飞所触发的报文，右发管道压力 DP2 3.7PSI，可以看出PRSOV 的开度应该非常小，则很有可能：
①PRSOV 卡阻失效，②PRSOV 上级控制件 BAR、450 恒温器、490 过热电门控制失效，③管道压力传感器或面板压力指示故障，④BAR 到 PRSOV 或 450 恒温器间的信号管失效
而 BAR 失效关闭的情况又有多种包括：
①引气电门失效、②假火警、③启动活门错误的反流保护信号、④ACAU 错误信号、⑤过压保护信号（高压级活门没关到位）、⑥预冷器系统失效过热保护关断 BAR 等情况。
其中预冷器系统失效又可包括：
①预冷器控制活门 PCCV 调节不正确或卡阻 ②390 传感器失效 ③预冷器冷却效果不佳 ④PCCV 到 390 传感器间的信号管失效从 POT2 187 来看当时的右发引气温度仅有 187℉，距离 450 恒温器温度控制使 PRSOV 开度减小还有比较大的温度差距，490过热电门的过热保护触发的可能性也比较小，此时经卫星电话与机组沟通飞行全程面板上无 BLEED TRIP OFF 灯亮，基本也可以排除BAR 过压保护，490 电门过热及预冷器系统失效的情况。
待飞机落地后，可确认是否为引气系统指示故障，在发动机关车情况下，开 APU 引气至于 ON 位，打开隔离活门OPEN位，查看引气压力表指示是否存在剪刀差，如果有剪刀差则存在引气指示系统的故障，可更换管道压力传感器和面板来排除故障。此次1350 排故开 APU 引气检查无剪刀差，则非指示故障，大概率还是 PRSOV 及其上级控制件的问题。
因外站局限于人力，航材工具，在确认不涉及 ETOPS 飞行和航路结冰的情况下，可以参考 MEL36-05-02 将活门锁定在关闭位放行。
确认完非指示故障后，可通过询问机组具体情况进一步判断系统部件故障：
1. 慢车功率时是否也存在引气压力低的情况，这种情况下一般都是高压级活门和高压级调节器的问题，但从系统图上来看若PRSOV 卡阻开度小也会造成引气压力低。
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2. 是否仅在大功率时引气压力低，若是则 PRSOV 开度不够，使引气压力低，很大程度上是 PRSOV 卡阻失效，或者BAR 和450恒温器故障。
经询问机组表示在慢车与大功率时引气压力都低，则大概率就是 PRSOV 卡阻的问题，安排执行右发返流测试和引气健康设备检查，确实发现 PRSOV 存在严重卡阻的情况，且无法自动保持开位，HSV、PCCV 等活门作动均正常，各信号管也无漏气，390 传感器、450 恒温器、490 过热电门也均无漏气，更换 PRSOV 和 BAR 后测试正常，故障排除。
在此次 1350 排故过程中，因机组反馈全程都无引气跳开灯亮的情况，因此排除了过热和过压的可能性，简化了排故工作。但若遇到引气跳开灯亮的情况时，可以先判断是真实的过热和过压还是指示的问题，若真实的过热和过压恢复后是可以通过按压TRIP RESET 电门按压复位，但如果温度压力降低后还是不可复位，就需要考虑 ACAU、490 过热电门、BAR 过压电门以及过热过压电门线路短路的缘故。与故障相 关的技
术信息
AMM 36-11-00-700-802 Engine Bleed Air System Leak Check Using the APU
AMM 36-11-00-700-801 Engine Bleed Air System Health Check
FIM 36-10 TASK 804 Duct Pressure Low, the Engine is the Bleed Source - Fault Isolation
AMM 36-11-04 PRSOV - REMOVAL/INSTALLATION
AMM 36-11-03 Bleed Air Regulator - REMOVAL/INSTALLATION
该机历史故障、维
修信息
N/A
放行风险分析
对于 PRSOV 失效可参考 MEL36-05-02 保留放行
除 ETOPS 飞行超过 120 分钟外，可以不工作，只要：
a. 在发动机起动前，活门已固定在关位。
b. 飞机不在已知或预报结冰区内飞行
在在受影响的发动机引气电门处挂上不工作标牌。
维护程序(M)
把相关的发动机引气活门锁定在关闭位(AMM36-00-00/901)
四、总结：
当接收到 BLEED PRESSURE TRIP 报文时，先查看报文参数获得更多信息，如根据 N1 转速判断使用 9 级还是 5 级引气，根据压力和温度判断以及卫星电话询问机组判断是否超压超温导致引气跳开，判断出可能的失效件并配合返流测试和健康引气测试设备确认故障，完成失效件的更换。五、附件：
N/A
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标 题
关于 LEAP-1B 发动机漏油故障的工作提示
一、综述以及内因：
发动机漏油一直是各机队重点监控的故障，较容易导致飞机航班延误或停场排故。发动机漏油一般分为部件/管路外部渗漏以及余油口漏油（部件内漏）。外漏故障通常由于发动机内部管路接头/封严松动或损坏造成，较容易理解。余油口渗漏通常分为以下三种情况：HPTACCV 外部放泄口位置 涡轮机匣余油口
部件内部渗漏（左图）：发动机空气系统中有许多使用伺服燃油操作的部件，例如涡轮间隙控制活门（HPTACCV\\LPTACCV）、VSV作动筒等。这些部件内部为作动筒结构，分为开腔和关腔。在其开腔与关腔之间通常设有多个封严，当部件内的封严老化或损坏，作动筒中的燃油则会透过封严结构，从部件的外部放泄口（连接着对应部件余油管）流出。在寒冷天气情况下封严热胀冷缩也会导致此情形，可通过慢车并执行作动筒测试缓解故障；
部件安装座渗漏：发动机附件齿轮箱(AGB)上安装着许多附件，例如燃油泵，发动机液压泵（EDP）等，这些部件通过齿轮与AGB进行动能传递。在部件与 AGB 之间结合处往往存在空腔，当部件传动轴封严或 AGB 封严老化或损坏时，油液会进入空腔并从空腔内的放泄口（连接着对应余油管）流出。在这种情况下，首先应辨别油液类型和出现时间，可第一时间锁定故障件。在寒冷天气情况下封严热胀冷缩也会导致此情形，可通过慢车缓解该现象；
发动机余油渗漏（右图）：聚集在发动机核心机内部或吊架结构内的油液/水通过发动机余油口直接排出，一般需要通过冷转吹出油液。本文将结合 AMM 手册以及发动机手册对 LEAP-1B 发动机漏油故障以及控制方法做一个总结。二、快速放行指南：
LEAP-1B 发动机底部及尾部共有 39 处余油口（AMM71-71-00-200-801-G00）以及风扇排放组件（FAN DRAIN MAST）、核心机排放组件（CORE DRAIN MAST）。对于核心机排放组件以外的余油渗漏都需要采取维修措施，打开整流罩确认漏点之后按需禁用或更换部件。对于核心机排放组件漏油有以下快速放行措施：
1.在寒冷天气/发动机近期未使用/新发刚安装情况下，发动机启动之后 5 分钟内的核心机排放组件滑油（Oil）渗漏是可被接受的；2.在发动机关停之后核心机排放组件出现滑油（Oil）渗漏，只要滑油渗漏时间不超过 15 分钟并且渗漏总量小于20cc。即使同时出现多个渗漏源，也可以在未识别出渗漏源的情况下放行飞机。
注：20 滴油约等于 1cc。(20 drops equal to approximately one cc. )
除以上情况，其余发动机漏油故障均需要寻找渗漏源并判断油液种类后进行对应维护措施。
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LEAP-1B 发动机核心机排放组件以及位置
三、安全提示：
1.发动机关停后，1 小时内发动机部件本体将会维持高温。接触发动机部件时必须做好劳动保护措施；
2.发动机关停大约 5 分钟后滑油压力降为 0，在滑油压力未降为 0 之前请勿拆卸或维护发动机滑油系统部件。否则有被热油灼伤的风险；3.请勿让油液接触身体/衣物和发动机部件表面，易造成人员受伤和设备损坏。四、各区域漏油标准以及处置方法：
核心机排放组件
CORE DRAIN MAST
油液类型：燃油（Fuel）
门槛标准(Threshold limit)：180 cc/hr (60 drops per minute)
可用标准(Serviceable limit)：270 cc/hr (90 drops per minute)
1.当燃油渗漏速率小于门槛标准时，无需做维护措施；
2.当燃油渗漏速率在门槛标准与可用标准之间时，可继续运行 25 个飞行循环后执行维护工作；3.如果燃油渗漏来自于排放组件中 LRU-L 或 LRU-R 余油口，且渗漏速率超出可用标准。可执行发动机作动筒测试（AMM71-00-00-730-802-G00），再慢车 5 分钟，若渗漏恢复至可用标准之内，可参考上文1/2 处置。风扇排放组件
FAN DRAIN MAST
油液类型：MFP/EDP/N2 手摇组件安装座余油口漏滑油（Oil）
可用标准(Serviceable limit)：20 cc/hr (7 drops per minute)
1.滑油渗漏速率小于可用标准时，可在下次方便维修时执行维护工作。
油液类型：MFP 安装座余油口漏燃油（Fuel）
门槛标准(Serviceable limit)：180 cc/hr (60drops per minute)
可用标准(Serviceable limit)：270 cc/hr (90drops per minute)
1.当燃油渗漏速率小于门槛标准时，无需做维护措施；
2.当燃油渗漏速率在门槛标准与可用标准之间时，可继续运行 25 个飞行循环后执行维护工作。油液类型：EDP 安装座余油口漏液压油（Hydraulic fluid）
风扇排放组件余油口介绍（右图）：①主燃油泵（MFP）安装座余油口②组合发电机（IDG）安装座余油口③发动机液压泵（EDP）安装座余油口④滑油油箱（Oil Tank）余油口⑤吊架（PYLON）余油口
⑥N2 手摇组件组件余油口
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海航技术福州技术支援维修计划控制中心 Tel: (0591) 2801 3976
MAINTENANCE PLAN&CONTROL CENTER
可用标准(Serviceable limit)：60 drops per minute
1.测试 EDP 液压油渗漏需启动发动机并让对应 EDP 液压压力维持在 2800PSI-3200PSI（AMM29-00-00-790-801）；2.若液压油渗漏速率小于可用标准，可先放行飞机。后续第一时间进行排故。
油液类型：IDG 安装座余油口漏滑油（Oil）
1.若该余油口只在发动机运转时渗漏，可判断为附件齿轮箱（AGB）封严漏油，其可用标准为20 cc/hr (7 drops perminute)。滑油渗漏速率小于可用标准时，可在下次方便维修时执行维护工作。
2.如果出现静态渗漏的情况，无法判断渗漏来自 AGB 封严或 IDG 封严，其可用标准为1cc/hr。滑油渗漏速率小于可用标准时，可在下次方便维修时执行维护工作。若渗漏超标，可决策禁用 IDG 后放行飞机。油液类型：滑油油箱余油口漏滑油
可用标准(Serviceable limit)：只能为滑油勤务过多导致渗漏
确认方式：
1.确保滑油箱盖子安装好并且无损伤，O 形封圈无破损；
2.确保在正常执行滑油勤务时无渗漏。
油液类型：吊架（PYLON）余油口漏燃油
不可接受，维护措施如下：
1.执行干冷转吹出余油（AMM71-00-00-910-808-G00）；
2.执行湿冷转渗漏测试（AMM71-00-00-790-803-G00），若有渗漏立刻排故。
核心机排放组件
A-Sump 余油口
油液类型：滑油（Oil）
可用标准(Serviceable limit)：40cc/hr (A-Sump 1R 余油口与 A-Sump 3R 余油口总量)
继续运行标准(Continue-In-Service limit)：540 cc/hr (A-Sump 1R 余油口与 A-Sump 3R 余油口分别计算)
1.当滑油渗漏速率小于可用标准时，无需做维护措施；
2.当在慢车情况下滑油渗漏速率在可用标准和继续运行标准之间时，在满足以下条件的情况下飞机可继续运行150个飞行循环：
a.在慢车情况下 A-Sump\\B-Sump\\C-Sump\\AUX 余油口滑油合计渗漏不超过 540 cc/hr；b.滑油消耗在发动机限制之内，标准为 0.36 夸脱/H；
c.在 N1 70%功率下运转发动机 10 分钟，在发动机稳定高功率期间滑油渗漏速率不超过可用标准。注：150 个飞行循环之后的控制措施详见 AMM71-71-00-200-801-G00。核心机排放组件
B-Sump\\C-Sump\\
AUX 余油口
油液类型：滑油（Oil）
可用标准(Serviceable limit)：80c/hr (B-Sump\\C-Sump\\AUX 余油口总量)
继续运行标准(Continue-In-Service limit)：540 cc/hr (B-Sump\\C-Sump\\AUX 余油口分别计算)
处置方法：同核心机排放组件 A-Sump 余油口。
尾舱漏油
Aft fairing
drain
注：若尾舱燃油渗漏来自发动机的供油部分（影响发动
机供油能力），则不接受任何渗漏。发动机供油管漏燃油
通常来自于尾舱放泄管（图中红圈部分）。油液类型：液压油（Hydraulic fluid）
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可用标准(Serviceable limit)：30 cc/hr (10 drops per minute)
1.测试尾舱液压油渗漏需收放前/后缘舵面并作动到满行程（AMM29-00-00-790-801）；2.若液压油渗漏速率小于可用标准，可先放行飞机。后续第一时间进行排故。
油液类型：燃油（Fuel）
门槛标准(Serviceable limit)：180 cc/hr (60drops per minute)
可用标准(Serviceable limit)：270 cc/hr (90drops per minute)
1.当燃油渗漏速率小于门槛标准时，无需做维护措施；
2.当燃油渗漏速率在门槛标准与可用标准之间时，可继续运行 25 个飞行循环后执行维护工作。其他渗漏
油液类型：IDG 冷却系统部件以及管路漏滑油（Oil）
可用标准(Serviceable limit)：1cc/hr
当滑油渗漏速率低于可用标准，飞机可继续运行。需在可允许的第一时间执行维护措施。若渗漏超标，可决策禁用IDG 后放行飞机。
油液类型：吊架结构（Strut）内漏液压油（非尾舱）
可用标准(Serviceable limit)：30 cc/hr (10 drops per minute)
1.需启动发动机并让对应 EDP 液压压力维持在 2800PSI-3200PSI（AMM29-00-00-790-801）；2.若液压油渗漏速率小于可用标准，可先放行飞机。后续第一时间进行排故。五、参考资料：
MY BOEING FLEET:
AMM71-71-00-200-801-G00 Engine Vents and Drains Inspection；
AMM29-00-00-790-801 Hydraulic System External Leakage Check ；
AMM71-00-00-790-803-G00 Wet Motor Leak Test ；
LEAP-1B TRAINING MANUAL：
COMPONENT IDENTIFICATION ANSWERKBOOK .
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结语福州基地技术季刊已正式发布，后续每季度发布一刊。
希望基地同仁传阅并且指正，实现共同进步。也希望基地同仁能够积极投稿，我们将会选取优秀的故障总结在下月月刊中进行刊登，欢迎大家积极投稿。同时在工作中有任何对于手册或者故障处理上的疑问，我们也欢迎大家发邮件咨询，或者来席位与我们探讨。
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