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发动机点火系统故障分析 问题：发动机点火系统故障的现象有哪些？提问人：毕冬冬业内在航班运行中出现发动机起动不成功的事例有很多，极易造成延误。导致飞机发动机起动不成功的原因按系统分类，主要有四个系统：起动系统、点火系统、燃油系统和发动机控制系统。本文针对B737NG飞机右发起动时右点火不成功故障，对点火系统故障进行总结分析，并给出排故思路和过站快速判断处理办法。 事例分析：某航司飞机推出后右发起动时右点火不成功，机务为了更好判断故障，让机组尝试用左点火起动，起动成功，后续将飞机拖回，按MEL保留右发右点火，执行M项放行飞机。一、点火系统简述点火系统的主要部件有：点火选择电门、点火激励器、点火导线和点火电嘴。起动手柄、起动电门、点火选择电门和EEC共同控制点火。每台发动机都有两个点火电嘴。EEC 预位由点火选择电门所选择的点火电嘴。1发左点火电嘴由1#115V交流转换汇流条供电，2发左点火电嘴由2#115V交流转换汇流条供电。2台发动机的右点火电嘴都是由115V交流备用汇流条供电。自动重新点火为了防止熄火，发动机具备自动再点火能力。EEC 一旦探测到发动机熄火，两个点火器工作。当出现 N2 非指令性快速减小或 N2 小于慢车转速时，即探测到熄火。起动原理图如下： EEC接收起动手柄、起动电门，点火选择电门及CDS/DEU信号，提供电源给点火激励器，点火激励器将115V交流电转换成15000-20000V的直流电 ，通过点火导线供给点火电嘴，点火电嘴点燃燃油喷嘴出口的燃油。起动发动机时，一般N2转速达25%时开始提起动手柄供油点火。提起动手柄至慢车位时，点火控制系统实现以下控制： 115V转换汇流条、115V备用汇流条的交流电源分别通过两个闭合的点火电门（由起动手柄控制）送至EEC。EEC根据驾驶舱内的起动电门位置、点火选择电门位置来控制在EEC内部的四个点火ON/OFF电门，四个点火ON/OFF电门控制115V交流电115伏交流电被送至左、右点火激励器。 在地面使用单点火起动发动机的情况下，由于每次发动机运转时，仅一个EEC通道在工作，而每个EEC通道只控制一个点火ON/OFF电门的闭合或断开，以将转换汇流条或备用汇流条的115伏交流电送至左或右点火激励器。故每次提起动手柄时，只有一个点火ON/OFF电门闭合，从而实现单点火系统工作。下图为EEC工作在A通道时选择左点火的原理图。同理，当双点火系统工作时，工作的EEC通道控制相应的两个点火ON/OFF电门的闭合，从而实现双点火工作，下图EEC工作在A通道时选择双点火的原理图。二、起动电门不同位置的点火方式地面位（GRD）：当起动电门放到地面位时，启动机工作带动发动机转动。当启动手柄放到慢车位时开始供油点火。 关断位（OFF）：当起动电门关断位时，通常情况下点火不工作。但是 EEC 探测到可能存在发动机熄火时会自动打开点火系统。 连续位（CONT）：机组在下列情况下将电门放到连续位：起飞、进近、着陆、恶劣天气。当电门在此位置时，打开相应的电嘴连续工作 飞行位（FLT）：当启动电门飞行位时，左右点火电嘴同时工作。EEC不使用点火选择电门的位置信息。三、发动机点火自动控制 如果出现下列情况之一，EEC打开发动机的双点火系统进行点火： ●发动机起动手柄在慢车位置，起动开关在FLT位； ●发动机起动手柄在慢车位置，起动开关在GRD或CONT位，飞机在空中，N2小于慢车； ●发动机起动手柄在慢车位，发动机非指令减速或N2小于57%，但大于50%，此时两个点火系统接通30秒。 如果出现下列情况之一，EEC自动关断点火： ●发动机起动电门不在需要点火的位置 ●地面热起动 ●地面湿起动 ●发动机起动手柄在慢车位，飞机在地面，发动机完成起动，N2减小到50%，且EGT大于起动限制 ●由于N2小于慢车或N2非指令减小而使点火系统接通，当发动机速度恢复正常时四、放行风险分析发动机点火系统的保留按是否进行延程飞行分类，两种保留的区别仅在于机组执行的O项，由于正常航班为非延程飞行，所以一般情况下，我们都按照非延程飞行进行保留： 1.发动机左点火失效（对于非延程飞行），依据MEL74-00-01-01B放行，除延程飞行外，可以不工作，只要：a. 点火选择电门保持在BOTH 位；b. 相关发动机右点火系统工作正常。 2.发动机右点火失效（对于非延程飞行），依据MEL74-00-01-02B放行，除延程飞行外，可以不工作，有M项：需要将相关发动机左点火器通过可接受的构型与交流备用汇流条相连接，且如果点火故障是由于一个EEC 右点火故障造成的，则不允许放行飞机。五、故障总结点火系统故障并不难，但是一旦出现点火系统故障，大概率会导致航班延误。为了减少点火系统故障的发生以及高效处理故障减少航班延误，有以下建议和注意事项：典型点火不成功故障现象为：起动机能够带动发动机转动到满足启动发动机的转速要求或最大冷转速度，机组提起燃油手柄时，转速和EGT不上升。当发生发动机起动不成功时，可以通过告知机务N2转速和EGT数据来共同确定是否为点火故障。确认为点火故障后，切勿着急拖回飞机，根据机务建议尝试使用另一侧点火起动以便于判断故障办理保留或停场排故，并及时将故障告知AOC以便于后续航班调整，减少航班延误。同时注意：第一次起动失效后，再次起动时要完成冷转吹除发动机燃烧室内余油，防止下一次起动富油导致起动异常。 飞行部三大队 石磊 -
起飞形态警告故障分析与处置 提问：公司 737NG 飞机近年来在起飞过程中多次出现起飞形态警告故障，起飞过程中起飞形态警告响都有什么原因导致、机组该如何处置呢？提问人：曹华庆一、故障介绍梳理山航2019.1.1至2024.11.11的SDR数据，其中起飞构型警告导致中断起飞事件共22起，该故障通常为起飞警告电门（S651）故障或减速板手柄未完全下压到位所致。针对该故障公司制定了多项管控措施，从数据上看从2019年起该故障发生次数显著下降，工程措施有效，但2024年截至11月11日已发生7起，故障有所抬头。其中3起检查正常未发现机械原因，1起为S651电门间隙问题，1起为插钉松动和地面扰流板内锁活门故障，1起为FSEU内部逻辑故障所致，1起歪斜传感器故障所致。以下为2024年中断起飞事件及原因汇总如下：波音在2015年就发布过如下技术通告表述了减速板手柄未处于放下位置如果松开或速度制动警告开关未正确调整，则会发出间歇性的起飞构型警告音综上所述，在起飞时出现起飞构型警告最大的原因是减速板手柄下面的起飞警告电门（S651）间隙不当或损坏造成飞机在加油门准备起飞或高速滑跑过程中触发警告，由于起飞加油门角度大于53°并且飞机高速滑跑时的颠簸、共振会导致S651间隙发生变化而触发警告，这一结论也符合飞行机组描述的故障现象和发生时机。S651电门如下：图1.线路布线不当图图2.覆盖物对齐不良图3.正确的导线布线图图 4.改进的盖板安装波音给出处理解决方案 如果重复使用自锁螺母时无法获得一致的扭矩值，波音公司建议使用新的硬件螺柱、垫圈和螺母，型号为66-25899-1、 NAS620-4L和MS21042L04。 使用正确的导线布线，以避免触点过载（见图3） 确保开关臂正确安装 定期维护： -调整减速刹车操纵杆，飞机维修手册（AMM）任务27-62-00-820-801“减速刹车控制操纵杆调整” -润滑速度制动器杠杆制动器总成，AMM任务12-22-81-600-801“速度制动器杠杆制动器总成润滑”调整速度制动器杠杆制动间隙，AMM任务27-62-00-000-802速度制动器杠杆制动间隙 -按照维修说明737-SL-27-170-A“后缘襟翼和扰流板手柄-润滑”进行清洁和润滑减速板手柄 -调整S651开关，AMM子任务31-51-03-820-002调整检查/调整减速板起飞警告开关（S651） -执行起飞警告系统测试，AMM任务31-51-00-730-803“起飞警告系统测试” 一些操作员会拆下并定期更换S651开关 许多中断起飞是由减速板手柄未处于下锁位引起的 -波音公司建议操作人员查看并遵循飞行操作技术公告（FOTB）：737-04-1中提供的指导 波音公司目前没有重新设计开关或安装的计划二、QRH描述在地面增加前推油门杆至起飞推力时，座舱高度/形态警告喇叭间歇性响或起飞形态（TAKEOFF CONFIG)灯亮，QRH指导机组应确保飞机起飞形态正确。三、FCOM手册中对形态警告的描述：四、机务手册对形态警告的描述：概述对于起飞警告，音响警告系统发出断续的号角声。在地面上在地面上引起起飞警告的情况如下：－ 水平安定面的位置不在绿区内－ 后缘襟翼小于1个单位或大于25个单位－ 前缘装置收回或存在非指令运动－ 后缘襟翼不对称，歪斜、或存在非指令运动－ 地面扰流板有液压压力－ 减速板手柄未在放下位－ 设定了停留刹车音响警告系统在上述情况下发出起飞警告，飞机必须在地面上，而且油门杆必须推向起飞时的功率位置。五、如何进行减速板按压下卡动作公司 737NG 飞机曾出现起飞形态警告故障，经排故译码后发现为减速板手柄在“放下位”， 但手柄与卡槽没有完全啮合， 导致手柄内部的作动臂(Actuating Arm) 没有下压作动速度刹车起飞警告电门(Speedbrake Takeoff Warning Switch)， 并最终导致出现飞机起飞形态警告。手柄置于“放下位”后即能进入卡槽，但偶尔会有手柄在“放下位”，而卡槽没有啮合的情况出现。因此建议机组飞行前检查减速板手柄位置时，或者机务维修人员进行减速板手柄相关操作时， 需要注意将手柄在“放下位”下压以确保使手柄与卡槽完全啮合。下压动作是指沿着手柄垂直于控制台的方向按压，而不是向前下方。（注意：不要采用大力拍击手柄的方式下压，避免因反作用力弹起的状况，应用手抓稳手柄将其置于 “放下位”卡遭，并用力下压后松开。 六、模拟机训练技巧在训练中，教员可以通过拔跳开关（P6-2:A11和P6-2:A12）的方式，在起飞滑跑中出起飞形态警告中断起飞进行训练，具体如下： 1、在起飞前拔跳开关，前推油门杆时，会触发起飞形态警告 2、在起飞滑跑过程中拔跳开关，会立即触发起飞形态警告注：务必注意训练科目完成要复位条开关，另外飞行中禁止拔跳开关。注：提醒大家在滑跑过程中拔跳开关时候教员、检查员、观摩人员要做好自身固定，避免中断起飞紧急刹车造成人员受伤5号和6号模拟机，也可以在教官台面板里拔跳开（复位需要手动在跳开关面板机械复位）七、出现形态警告后处置措施目前 SOP 中对于速度 80 节以上 V1 之前的中断起飞条件包含着火或火警、发动机失效、预测风切变警戒/警告、如果飞机不安全或不能飞行，起飞形态警告不属于速度 80 节以上 V1 之前的中断起飞条件。 经公司技术研讨，现明确如下： 1、速度 80 节-V1 期间出现起飞形态警告，机组应继续起飞。 2、飞行机组要按照手册要求，准确判断故障现象，严格标准操作程序，严禁中断起飞收油门后再前推油门，果断实施决策。
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着陆高度窗的调定逻辑是什么？ 提问者：吕伟思谢邀，对于着陆高度指示器调定的问题，很多人存在疑问，今天我们就试着来解答一下。首先，我们来看一下SOP中关于着陆高度的要求：然后是FCOM补充程序中对QFE运行的要求：很多小伙伴就会问，为什么运行一般机场的时候要根据机场的标高调定着陆高度窗，高原机场还有不同的要求，而运行场压机场时，不论机场标高多少着陆高度窗都要调0？737NG系列机型通过DCPCS（DIGITAL PRESSURE CONTROL SYSTEM）控制飞机座舱增压如下图通过这两张图简单总结一下，每个压力控制器都从两个ADIRU接受大气数据，从SMYDC接受发动机转速数据（N1N2）。PSEU为DCPCS提供空地逻辑信号。直接读取机长侧的气压调制数据。明白了系统的工作原理，就好解释增压的原理了。我们结合QFE,QNH和QHE的关系图来说明 当降落在场压机场，DCPCS读取的是EFIS面板上高度表的调制值，之后进行气压修正，如图中A机场QNH963，标高3000ft，对应的场压就是QFE863，也就是我们把气压基准面升高了3000英尺，通过选择QFE,让相对标高就变成了0（与FMC选择QFE类似）。实际我们落地的时候，外界的修正海压仍然是963，而并非863，所以这时DCPCS设定的外界气压为“863hpa=0ft”即也是“963hpa=3000ft”，可以理解为无论以QNH为基准的正确设定还是以QFE为基准的正确设定增压系统，两种设定对飞机增压控制系统DCPCS的数字化输入结果是一样的，即设定为落地机场距离海平面的标高Elevation。结合上图简单总结一下，DCPCS计算A机场实际的场面气压的方式为:机组设定的气压基准-着陆高度窗调定高度/30当选择QNH时，场面气压=963-3000/30=863当选择QFE时，场面气压=863- 0/30=863飞行部五大队 周新然
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B737-800燃油量指示原理是什么？ 提问者：李夫童近期在航班运行时，总会遇到中央油箱油量在800KG左右时刻，推出时副驾驶会询问是不是要打开中央油箱燃油泵，因为任意一台发动机在运转，中央油箱的油量大于 726 千克；且两个中央油箱的泵电门都在 OFF 位时，会出现燃油形态（CONFIG）警告。打开后又怕起飞滑跑时出现燃油泵低压灯亮影响中断判断。运行时也会出现中央油箱301KG时飞机转弯时出现燃油油量低压灯闪亮，大家讨论时问题集中在飞机油量的指示是浮漂式的还是电感式，本期我们就这些问题展开燃油油量指示探讨。B737-800燃油量指示原理飞机有3个供油油箱，1个中央油箱，2个机翼主油箱，在翼尖有防波油箱（Surge tank），防波油箱容量107KG，只用于收集溢流燃油让燃油回到主油箱。其分布和最大装油量如图：飞机上显示燃油油量的地方总共有三处地方，一个是FMC进程页第一页右5显示，如下图：❼燃油量（FUEL QTY）显示从飞机燃油量指示系统中得到的当前总的剩余油量。一个是位于驾驶舱上DU的油量显示，根据不同选型显示效果不同，如下图：还有一处位于加油面板中，如下图：下面详细介绍下燃油量指示系统飞机共有32个TU（TANK UNIT）和3个补偿器（每个主油箱各12个TU，中央油箱8个TU，3个油箱各1个补偿器）。TU用于测量燃油重量，燃油量处理组件FQPU（fuel quantity processor unit ）向TU发送低阻抗信号，TU向FQPU返回高阻抗信号，这个高阻抗的返回信号与整个油箱的燃油重量成比例；补偿器纠正了燃油性能的差异，与TU一样给FQPU发送低阻抗信号，并接收FQPU返回的高阻抗信号，来自每个补偿器的高阻抗返回信号仅因燃油介质的差异而改变。燃油量处理器组件给油箱组件和补偿器提供激励，并从其得到信号，而后使用这些信号计算每个油箱中的燃油量。每个加油指示表都有过量指示，当油箱中油量超过最大额定容量时，油量值闪亮，而后灭，间隔为一秒。每个油箱中的燃油重量显示在通用显示系统（CDS）上。燃油量处理器组件（FQPU）计算总的燃油重量，并将其供给飞行管理计算机系统 （FMCS）。燃油量处理器实现以下功能：-计算每个油箱中的燃油重量-计算燃油总重-发送燃油重量给CDS-发送燃油重量给加油面板P15-发送燃油重量给FMC-监控燃油系统故障-存储故障-发送故障数据给CDS燃油处理器的电源：FQPU可以从以下任一汇流条得到电：-28V DC汇流条1-28V DC热电瓶汇流条-28V DC电瓶汇流条正常使用28V DC电瓶汇流条电源，TRU3（变压整流器 3）是这个电源正常来源。然而，当TRU3不可用的时候并且电瓶电门在ON位，电瓶或者电瓶充电机也可以提供电源给28V DC电瓶汇流条。当加油站门处于关闭位时，燃油量处理组件的电源来自28V直流汇流条1，此时飞机上必须有交流电源来给此汇流条供电。当加油站门处于打开位置并且地面电源可用，燃油量处理器能从28V DC热电瓶汇流条得到电源，电瓶给该汇流条供电。此时没有必要将电瓶电门扳至ON位。当加油指示测试电门在旁通位时，燃油量处理器从28V DC热电瓶汇流条得到电源。燃油的三种报警指示：“IMBAL”，“LOW”，“CONFIG”。IMBAL信息（如下图）在1号和2号油箱的油量相差1000磅超过60S时显示，当采取串油或者其他措施使油箱油箱差异少于200磅时，该信息消失。IMBAL信息仅当飞机在空中的时候显示。当油箱LOW信息显示的时候，该信息不会显示。LOW信息（如下图）在一号或者二号油箱的油量少于2000磅的情况持续30S后显示，当油箱中的油量高于2500磅时，该信息消失（此处数值与飞机构型有关）。CONFIG信息（如下图）在以下情况均发生时显示：中央油箱油箱1600磅（725KG）或者更多两个中央油箱燃油泵电门在OFF位任一发动机工作CONFIG信息出现之后，当以下一个或者多个情况存在时，熄灭：中央油箱油量低于800磅（360KG）至少一个中央油箱的增压泵工作两台发动机不工作日常运行中，应结合飞行计划的燃油量正确加注燃油。在加油完成后，对加油面板、FMC、上DU 显示油量进行交叉检查核实，避免因传感器故障出现的不一致情况。如果中央油箱油量在725KG以上且小于1000KG时，对中央油箱燃油泵的使用要落实到起飞交叉简令中，对可能影响中断的燃油报警指示要提前做好预判，必要时可在进跑道前关闭中央油箱燃油泵电门。当起飞后飞机平飞时，按手册要求再打开中央油箱燃油泵。这样在不违反操作原则的基础上，最大限度的避免人为原因中断引发的不安全事件。 飞行部二大队 王众
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自动刹车选择电门在OFF位自动刹车解除预位灯为什么会亮？ 提问人：禹海涵在FCOM 手册有这样的描述：自动刹车（ AUTO BRAKE）选择电门置于 OFF 位，自动刹车解除预位（ AUTO BRAKE DISARM）灯熄灭。在QRH的（AUTO BRAKE DISARM）自动刹车解除预位的非正常检查单中有这样的描述：在自动刹车（ AUTO BRAKE）选择电门在OFF位后还存在自动刹车解除预位（ AUTO BRAKE DISARM）灯保持亮的可能。FCOM手册没有描述自动刹车（ AUTO BRAKE）选择电门在OFF位后，自动刹车解除预位（ AUTO BRAKE DISARM）灯保持亮的情况，那么这里面有什么不可描述的事情呢？先看自动刹车的工作原理，如下图：在自动刹车系统里最核心的一个部件是AACU（ antiskid/autobrake control unit）--防滞/自动刹车控制电子组件。简单介绍AACU的几个功能。1、AACU控制正常防滞活门和备用防滞活门让刹车的防滞功能生效。2、自动刹车/防滞选择面板与AACU数据传输与控制。3、当起落架手柄在收上位后，A系统的压力通过备用刹车计量活门输送到主起落架上4个刹车盘上以停止轮胎的旋转，但此时AACU会抑制刹车的防滞功能。（这是上图中AACU与起落架手柄之间的电路关系）.4、AACU控制自动刹车控制活门组件。本文内容与自动刹车控制活门组件相关，所以只介绍第4项内容。当自动刹车/防滞面板在地面选择了RTO或者空中选择1、2、3、MAX档位后，AACU根据选择的档位电动控制自动刹车控制活门组件内的活门开度，使得液压B经过活门后施加在刹车上的液压压力不同，从而获得设定的减速率。地面RTO生效时液压压力全部施加在刹车上，压力可以超过3000 PSI。在维护手册有一段关于选择电门在OFF位，自动刹车解除预位（ AUTO BRAKE DISARM）灯保持亮的描述，截图如下：自动刹车（ AUTO BRAKE）选择电门在OFF位，自动刹车控制活门组件内的螺线管活门压力增加超过1000 psi，自动刹车解除预位（ AUTO BRAKE DISARM）灯保持亮。自动刹车控制活门组件内工程结构图如下：正常情况下，当选择电门不在OFF位置时，AACU通过电磁线圈推动螺线管活门的第一级阀向右侧移动，液压B向下流，液压推动第二级阀使得液压B可以进入控制活门，然后进入正常刹车系统里面，在液压进入防滞活门后通过刹车上的静盘挤压动盘使得轮胎减速。当选择电门在OFF位置时，螺线管活门的第一级阀处于关闭状态，液压不可能向下流动进入第二级阀，在第二级阀的前端的压力传感器的值应该很小，但是压力传感器压力值超过1000 PSI，说明第一级阀的电磁线圈控制电路有问题或者说电磁线圈失去了控制，那么液压也有可能会通过控制活门进入刹车系统里面去。 我们现在来看下MEL上关于自动刹车（ AUTO BRAKE）选择电门在OFF位，自动刹车解除预位（ AUTO BRAKE DISARM）灯保持亮的情况下放行要求。在MEL的起落架章节32-07 自动刹车系统的放行要求如下：从自动控制刹车活门组件上脱开电插头，就是让螺线管活门的第一级阀上的电磁线圈失电而回到自然状态，脱开电插头也会让自动控制刹车活门组件内控制活门的第一级阀的电磁线圈失电而回到自然状态。“拆下自动刹车活门组件，盖住供压管”或者 “断开并堵上供压管，盖上活门组件供压口”是彻底断了液压B通过自动控制刹车活门组件进入刹车盘的可能性。 最后总结下：自动刹车（ AUTO BRAKE）选择电门在OFF位，自动刹车解除预位（ AUTO BRAKE DISARM）灯保持亮，提醒飞行员刹车盘上可能有液压压力，这种情况下怎么能滑行和起飞滑跑呢。培训部飞行培训中心 王勇
