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起飞抬轮阶段遭遇发动机失效时的操作 作者：飞行部二大队丁晓亮一、发动机失效的判明出现下列情况可认为发动机失效，当发动机起动手柄慢车位和失效发动机的EEC有电时： 受影响的发动机 N2 RPM＜50%且稳定 显示 ENG FAIL 起飞滑跑时发动机失效,飞机方向会产生偏转并伴有声音的变化和飞机的振动。二、起飞滑跑阶段的发动机失效 V1 前一台发动机失效: 执行中断起飞程序。 V1 后一台发动机失效: 继续起飞注意：起飞滑跑过程中，PM 应迅速报出 X 发失效。如不能及时确定故障， 报告“X 发故障”。 三、继续起飞后，飞行状态的控制保持俯仰姿态 VR抬头以后，柔和一致带杆，保持比正常稍慢的抬头速率，通过控制杆维持12~13度左右的俯仰姿态，确保正上升率。 避免过度抬轮导致失速，持续监控空速和高度变化。“正上升”喊话以后，核实正上升率，“收轮”。 离地后调整俯仰姿态，保持所需空速V2到V2+20。注意横滚控制 使用副翼（操纵驾驶盘）抑制逆风侧机翼下压，将横滚角控制在≤10度，防止机翼触地；使用起飞襟翼，在速度到达 V2+15 节以前限制坡度 15°；在起飞和爬升过程中，驾驶盘压盘操纵量不要过大，以防止扰流板升起增加，导致阻力增加升力减小。 若发动机失效发生在抬轮瞬间，通过目视外界飞机机头的偏转方向帮助我们快速判断是哪一侧失效(机头方向朝哪一侧偏转，即该侧的发动机失效)，可先使用方向盘修正航迹，同时将视线收回驾驶舱内部观察仪表显示（坡度指示器、侧滑仪等），若外界地平线已经消失，或气象条件原因导致目视判断飞机偏转方向不明显，应迅速收回视线至驾驶舱仪表判断。在未判明是哪一台发动机失效或偏转方向之前，切勿有过激修正动作，避免反操纵。 侧滑仪是方向舵脚蹬正确输入的最好指示器，正确的蹬舵量使侧滑仪与三角指示对齐，使驾驶盘接近中立。飞机速度变化和改变推力时应及时调整方向舵舵量使驾驶盘保持中立。（即加油门增加舵量，减油门减少舵量。） 起飞 400 英尺 AGL 以上，状态稳定后可使用方向舵配平，起飞后衔接自动驾驶的最低高度为离地1000英尺AFE。一台发动机不工作，自动驾驶飞行时要正确使用方向舵配平以使驾驶盘保持在中立位置。 四、方向舵和盘的协同技巧方向舵的使用 判明是哪一侧发动机失效后，再去踩舵，应当踩下非失效发动机侧的方向舵踏板（如左发失效，踩右舵），抵消偏航力矩。 根据偏航速率调整舵量，确保飞机航向稳定，避免偏离跑道中线。油门越大，舵量越深。起飞油门状态下，大约2/3舵量。盘舵协同策略 副翼（盘）与方向（舵）需同步输入； 副翼用于修正横向坡度，方向舵用于抵消偏转侧滑力矩； 避免过激反应下大幅操作盘量或舵量，防止姿态失控。五、准确识别失效发动机 通过发动机参数（N1转速、振动值等）确认失效侧，避免误关正常发动机。 PM（监控飞行员）需快速报出失效信息；若有检查单记忆项目，400 英尺PF（操纵飞行员）应立即执行记忆项目。六、稳定后动作 400英尺以上，按需指令水平方式； PF下口令“核实故障”后，宣布“复位主警戒”并向PM说明后续意图，由PM宣布“PANPAN” 向ATC报告故障及意图； 1000英尺或最低收襟翼高度：口令：“UP速度”，核实速度游标设置到UP速度；“速度大于V2+15”、“襟翼1”；“襟翼1机动速度”、“襟翼收上”；“襟翼收上无灯”、口令：“高度层改变，调定最大连续推力”-- PM选择CDU N1极限页CON并报出，核实推力方式显示CON，调定最大连续推力。 在得到ATC转弯指令和到达起始转弯安全高度：机组做返场或备降决策(如需备降，在CLB页选择ENGINE OUT确定爬升速度和最大爬升高度）； 状态稳定后：PF宣布“发动机失效及关车检查单”、“起飞后检查单”-- PM执行检查单，通知ATC机组的要求并通知乘务组； PF宣布“单发着陆检查单”，PM执行单发着陆检查单，完成到延迟项目下降，宣布“单发着陆检查单完成到延迟项目下降”交接操纵，操纵飞机着陆的机组成员完成进近准备和进近简令。 PF宣布“单发着陆检查单延迟项目下降”，PM执行单发着陆检查单延迟项目到着陆；PM报告“下滑道一个点”，建立着陆形态；调速VREF+风的修正，工作的发动机起动电门CONT；预位减速板，完成单发着陆检查单； 截获下滑道：检查复飞N1，核实FMA显示正确“调定复飞高度”； 着陆滑跑：使用工作的发动机反推；核实减速板手柄UP；控制滑跑方向； 脱离：按需脱离跑道。七、特殊场景注意事项 机组应遵守单发起飞推力最大工作时间5或10分钟的限制 低空大侧风叠加单发失效：参考侧风操纵技术，适当增加方向舵输入量，同时通过副翼补偿侧风引起的额外坡度。 -
通过故障现象，判断故障原因 作者：运行风险控制中心 杲伟彬摘要：飞机的空调系统是飞机的重要系统之一，它通过空调组件处理来自发动机、APU的引气与冲压空气来为机组和旅客提供温度适宜的空气。同时空调系统也是飞机增压系统的重要组成部分，为座舱提供合适的空气压力。关键词：空调组件；PACK；MEL；冲压空气0事件回放某日，由BXXXX飞机执行SCXXXX（三亚-郑州）航班，起飞后约15分钟，机组通过卫星电话报告左PACK灯点亮，左冲压空气全开灯亮，增压正常。初步判断为左空调组件不能使用，由于B737-800机型有两套空调组件，分别为左空调组件和右空调组件，每套空调组件都能够独立在飞机最大审定高度为驾驶舱和客舱提供足够适宜的增压空气，满足座舱增压需要。因此，在左空调组件故障的情况下，不影响飞行安全，可以继续向前飞行，但是后续航班如何放行需要提前做好分析。1判断1.1“PACK”灯点亮原因分析通过QRH检查单查询“PACK灯点亮”对应的检查单（如图1），可以看出PACK灯点亮的逻辑有两种：1、主要和备用空调组件控制失效。2、一个空调组件过热。那我们使用排除法，一一判断，寻找问题所在。1.1.1空调组件控制。B737NG的空调系统有两个“组件控制器”，用于控制组件和区域温度（如表1）。组件主用温度控制和备用温度控制都有各自的活门，通过向制冷后的空气混入一定量的热引气来达到调节组件温度的目的。主用温度控制失效后，备用温度控制自动接手（如图2）。如果其中一部组件控制器失效，按压系统信号牌再现时会触发“PACK”灯亮，复位后，“PACK”灯熄灭，另一部组件控制器完成对于组件的正常控制。如果两个组件控制器均正常的情况下，同时发生故障的概率极低。通过机组、机务提供的信息发现，在三亚飞机开车后，按压系统信号牌，左空调组件“PACK”灯亮，复位后，“PACK”灯熄灭，初步判断，一个空调组件电子控制器故障，那么会不会起飞后另一部电子控制器故障呢？通过表1，我们可以看出，如果两个电子控制器故障，那么两部空调组件将都不能工作，与机组反馈的仅左空调组件不工作不相符。同时，根据机组描述：机组按照QRH操作，按压了“TRIP RESET”电门后，“PACK”灯熄灭，一段时间后，PACK灯又亮。如果是两个空调组件电子控制器故障，按压了“TRIP RESET”电门后，“PACK”灯不可能熄灭。因此，排除两个组件控制故障的情况。1.1.2空调组件过热空调组件有过热保护，如果空调组件因工作负荷过大而出现过热，过热继电器就会关闭“组件流量控制和关断活门”，进而断开组件的引气供应。这样，整个组件就会停止运转，这就是“组件跳开”了。组件跳开后，机组应当先将温度选择器调定至较暖的温度，这样可以减少受影响的空调组件的工作负荷。待组件温度冷却至限制值以下后，机组按压“跳开复位电门（TRIP RESET）”就可以重启组件。本次事件中，机组按压了“TRIP RESET”电门后，“PACK”灯熄灭，一段时间后，PACK灯又亮。故障现象及操作情况符合空调组件过热的情况。1.2“冲压门全开灯”点亮原因分析根据1.1.1和1.1.2的分析，判断为空调组件过热导致故障。那么，为什么冲压门全开灯（RAM DOOR FULL OPEN）亮呢？冲压空气系统为热交换器提供冷却空气。系统的工作由组件通过操作冲压进气门来自动控制（如图3）。冲压空气进气管在空调舱的外面，向前延伸到机翼与机身连接处的整流罩里的冲压空气进口。在地面或在襟翼未完成收上的低速飞行期间，冲压空气进气门移开至全开位置，达到最大冷却。在正常巡航情况下，该冲压进气门在打开与关闭之间调节。只要冲压门完全打开，冲压门完全打开（RAM DOOR FULL OPEN）灯即亮。如果“冲压门全开灯”亮，可能是这三种可能故障之一：冲压空气系统可能被堵塞；热交换器脏；电气故障。由于该架飞机前序所飞机场及航线均无湿滑及砂石道面的运行环境，因此运行环境导致热交换器脏的概率较低；同时，根据1.1所分析的结论，已经排除了两个组件控制故障的情况。因此，初步分析判断为冲压空气系统被堵塞，导致外界空气无法进入冲压空气系统，从而造成空调组件降温的功效降低而过热。冲压空气系统被堵塞通常可能是由于外来物，也可能是冲压系统的导流门故障导致。由于冲压空气进气导流门有两个位置，当飞机在地面时，门伸出给予冲压空气进口以保护，确保冰、石块和不需要的东西无法进入冲压空气进口；当飞机在空中时，导流门收回。因此，飞机冲压空气系统不太可能因外来物堵塞。那么，故障原因就是冲压系统的导流门故障在伸出位，飞机起飞后无法收回，导致空气不能进入冲压空气系统，为了增加进气量，冲压门完全打开，导致“冲压门全开灯”点亮，由于没有足够的冷却空气进入导致空调组件过热。综合1.1和1.2的分析可以看出，本次故障的根本原因是因为冲压系统的导流门故障在伸出位，这与机组报告“在起飞后故障现象就发生了”的情况相符。2后续航班放行故障原因判断清楚后，经与机务部门沟通，可以按照相应MEL条款放行。经查询B737-NG MEL，可按照MEL21-05放行（如图3），将冲压空气系统保留；也可以按照MEL21-01-01放行（如图4），将左空调组件整体保留。如果按照冲压空气进行保留，则需将冲压空气调节系统失效于开位，即将冲压空气进气门固定在开位，将导流门固定在收回位（如图5），以保证空中有足够外界冷空气进入冲压系统冷却热交换器。这样，会导致运行环境的限制和性能损失。如果将左空调组件整体保留，那么，将会对于飞行高度有限制。签派员分别对于上述两种情况作了放行分析和预案准备，确保航班运行正常。3验证郑州过站期间，机务检查发现，导流门故障。由于没有螺栓，无法将冲压空气进气门和导流门固定，为确保航班正常，按照MEL21-01-01保留左空调组件。当天飞机回基地后，经更换左侧冲压系统作动筒后，冲压系统进气门与折流门正常，该故障排除。4 结论飞行签派员是不上天的机长，不拿扳手的工程师，只有“苦练基本功”，才能在复杂的运行中，透过现象看本质，做出真正合理的应对策略，提升空中故障的处置能力。
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浅析从不同视角看待NDB进近程序的影响 作者：运行风险控制中心 杲伟彬 吴明奎摘要：NDB程序是一种非精密进近程序，ADF是执行NDB程序必不可少的机载设备。在民用航空运行中，非精密进近程序发生差错的概率要远远高于精密进近程序。要保障飞行安全，就要深入认识NDB程序的特点，针对不同的情况采取不同的应对措施。关键词： ADF；NDB；MEL；签派放行；进近程序0 引言针对于NDB飞行程序，目前很多民航从业人员不能从根本上了解飞行程序的特点，虽然有时候错误的处置未发生不安全事件，但是潜在的风险依然存在。论文首先介绍NDB和ADF设备，展示两者的关系，然后通过飞行程序设计的角度和飞行操纵的角度分析，飞行员、管制员、签派员从不同的视角处理涉及该程序可能造成的误区，分析最终的正确结果，为飞行安全和处置提供依据。1 NDB和ADF简介1.1 NDB简介NDB英文名称为Non-Directional Beacon，中文名称为无方向性无线电信标。它设置于地面上之送讯装置，使用190-1750KHz带，通常用400Hz 或 1020Hz进行调幅调变的局部符号。其名称“无方向性”是指台站向各个方向发射的信号都是一样的，不像VOR那样有基准相位信号和可变相位信号[1]。NDB导航台一般用于航路导航、终端区非精密进近程序、终端区定位点等。1.2 ADF简介自动定向机（ADF）系统是一种导航辅助系统。ADF接收机使用来自地面站的调幅（AM）信号来计算ADF地面站相对于飞机纵轴的方位。测量飞机纵轴到地面导航台的相对方位角，并显示在方位指示器（RMI）上[2]，如图1所示。现代飞机一般装有两部自动定向机，可分别调谐不同的NDB频率，根据两个相对方位角在地图上画出飞机对地面导航台的两条相应的位置线，两条位置线的交点便是飞机的位置。飞机也可利用自动定向机的方位指示实施向台或者背台飞行。2B737-800关于ADF的故障保留简介翻阅B737-800MEl对应的章节，如图2所示，可以查到B737-800飞机ADF安装数量是2个，在满足相应限制的情况下，签派或放行所需数量为1个或0个。对于航路和终端区无需使用NDB导航的，签派或者放行所需ADF数量为0；对于航路或终端区需要使用NDB导航设施的，需要签派员判断究竟是按照1个还是必需2个ADF。这里我们讨论针对NDB进近程序，签派或放行所需ADF数量的问题。3 NDB进近程序类别3.1 单归航台进近程序单归航台进近程序就是仅使用本场的近台进行导航的NDB进近程序。图3中，该NDB进近程序仅使用识别为“L”的NDB导航台实施最后进近，识别为“MJ”的NDB导航台为复飞转弯定位点，该导航台和外指点标合装，该复飞转弯点可以由外指点标代替。因此，识别为“MJ”的NDB导航台不是飞行必须的导航台，飞机ADF的频率只需要调谐到识别为“L”的NDB导航台频率即可完成进近程序。飞行员视角：识别为“L”的NDB导航台为此程序的关键导航台，当该导航台不工作时，该NDB进近程序失效，飞机应有一套ADF设备。管制员视角：识别为“L”的NDB导航台为此程序的关键导航台，当该导航台不工作时，不再指挥飞机使用该程序。签派员视角：放行该NDB进近程序，飞机至少有一套ADF工作；识别为“L”的NDB导航台为此程序的关键导航台，当该导航台不工作时，该NDB进近程序失效，应重新选择其他导航设施和进行标准放行航班。很显然，三者认识相同。3.2双归航台进近程序双归航台进近程序就是使用本场的远台和近台进行导航的NDB进近程序。图4中，该NDB进近程序需使用识别为“MJ”和“M”的两个NDB导航台实施最后进近。那么，飞机仅使用一个ADF台能否完成进近程序呢？飞行员视角：在和飞行员的探讨中，部分飞行员从操作的角度看，其中的一套地面NDB设施可用，另一套不可用，对于飞行操作无影响；并且一套机载ADF工作就可以完成该程序。管制员视角：部分管制员征求飞行员的意见，以飞行员意见为准。签派员视角：部分签派员认为一套地面NDB设施即可，可以完成导航，而ADF的放行数量需与机长沟通协商，看飞行员操作需求。那么，我们来具体分析一下。假设飞机ADF的频率只调谐到识别为“MJ”或“M”的NDB导航台频率。根据《目视和仪表飞行程序设计规范》，图4的飞行程序保护区如图6所示。当飞机在X点之前，保护区与原飞行程序保护区一致，但当飞机飞过X点之后，假设飞行至A点，仅使用导航台识别为“MJ”时，其保护区为两个红色箭头之间的宽度，显然大于原飞行程序保护区两个蓝色箭头之间的宽度。同样当只调谐到识别为“M”的NDB导航台频率时，其从导航台“MJ”点至X点之间的保护区宽度也超过原飞行程序设计保护区的宽度。因此，飞机ADF的频率只调谐到识别为“MJ”或“M”的NDB导航台频率，将会造成实际飞行程序保护区与原飞行程序设计保护区不符合，不能满足安全要求。假设飞机ADF的频率在导航转换点将频率由“MJ”台转换为“M”台的频率。从图四可以看出，该飞行程序并未设计导航频率转换的定位点，飞行员无法获知何时在何位置实施频率转换，因此，无法保障实际飞行不超出原程序设计的飞行保护区。经上述分析可知，双归航台进近程序需要两部ADF同时工作，分别调谐到两个NDB台的频率，才能满足飞行程序设计要求。由此可见，如果飞行员、管制员、签派员对于飞行程序设计知识缺失，仅凭借对操作的影响来判断，很有可能会对航班运行带来潜在的风险。3.3交叉定位导航进近程序交叉定位导航进近程序就是使用本场的两个NDB导航台对转弯点等飞行程序点进行交叉定位的进近程序。图5中，IF（中间进近定位点）就是使用识别为“F”和“FL”的两个NDB导航台实施的交叉定位，很显然，该飞行程序需要两部ADF同时工作，分别调谐到识别为“F”和“FL”的两个NDB频率，才能满足飞行程序要求。飞行员视角：识别为“F”和“FL”的两个NDB导航台缺一不可，飞机必须有两套ADF设备。管制员视角：其中一个NDB导航设施不工作，不再指挥飞机使用该程序。签派员视角：放行该NDB进近程序，识别为“F”和“FL”的两个NDB导航台缺一不可；签派放行时，飞机必须有两套ADF设备。很显然，三者认识相同。4 结束语针对NDB飞行程序，不能仅仅根据对于飞行操作的影响来判断该进近程序的可用性，要从飞行程序设计的角度充分分析该程序对地面NDB导航台和机载ADF导航设备的要求，进而判断该飞行程序的可用性，从而保障飞行安全，避免安全差错。参考文献：[1] 左华龙．浅谈NDB进近程序［J］． 科技资讯，2012（9）.[2] 方学东. ADF的系统误差分析［J］. 中国民航飞行学院学报,2002（3）.
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浅谈偏航阻尼器的功用及空中失效处置 作者：培训部飞行培训中心 孙鹏一、引言荷兰滚（Dutch Roll）是一种危险的飞行状态，它不仅严重影响到飞行员的操纵控制，而且会损伤飞机结构，甚至导致事故的出现。机组必须提高警惕、防止其发生。本文将简要介绍荷兰滚产生原理、偏航阻尼器（YAW DAMPER）的工作原理及使用方法并结合案例分析飞行员如何应对偏航阻尼器失效带来的风险。二、概念解释（一）稳定性 民航客机是具有稳定性的，该稳定性是指飞机处于平稳飞行状态时受到突发的外界干扰条件（比如强烈的侧风、阵风、推力不对称等），造成飞机偏离了之前的平衡状态。而当干扰消失后，飞机又能够恢复到（或接近）原飞行状态的一种特性。如图1所示，飞机被设计为能够在3个轴向上运动以满足不同的飞行姿态控制：调整机翼升力大小可以完成绕纵轴的横滚操纵（转弯）；操纵水平尾翼来完成绕横轴的俯仰动作（上升、下降）；控制方向舵偏转可以使飞机绕竖轴完成偏航操纵（航向控制）。对应这3个轴向运动便可以将飞机的稳定性分解为三个轴向上的，即横侧稳定性、俯仰稳定性和方向稳定性，这三个维度的稳定性共同保障飞机在飞行过程中的安全。（二）荷兰滚荷兰滚是一个表示飞行状态的术语，现象为飞机在方向上沿S形前进、同时机身左右飘摆形成一种非指令性的复合震荡运动（图2），并且飞机的这种状态会按规律的节奏持续下去。因为此时飞机的运动状态与滑冰动作很相似，恰好滑冰运动是荷兰民众在冬季喜爱的项目，所以得名荷兰滚。通过图3的举例解析能够得证荷兰滚是飞机偏航和滚转的复合、循环运动：机头左偏时，飞机向左滚转；机头右偏，飞机向右滚转。“保持S形前进”是方向稳定性的作用结果、“左右飘摆”是横侧稳定性的作用结果，遇到外界干扰时，飞机的横侧稳定性和方向稳定性都开始发挥作用，交替作用时两者相互干扰就容易激发复合振荡。1947年，波音第一架安装后掠翼的轰炸机XB-47首飞，飞机未达到最大速度时突现S形的摆动，使飞行员难以操控。工程师分析证实，由于飞机安装后掠翼使横侧稳定性增大导致出现摆动状况，随后在航向控制系统安装偏航阻尼器并成功抑制了飞机不稳定的运动。这次事件使人们意识到后掠翼翼型虽然有延缓激波、提高速度的优势，但是因为增加横侧稳定性使飞机更容易发生荷兰滚。如同图3的运动解析，当横侧稳定性强于方向稳定性时，偏航引起飞机自主的横滚动作，导致飞机进入姿态修正的往复循环中，这便是导致荷兰滚产生的根本原因。现代民航客机普遍采用后掠翼型、带有上反角的组合设计形式，这种翼型同样会增强飞机的横侧稳定性，给方向舵系统安装偏航阻尼器平衡横侧稳定性和方向稳定性两者的强度便成为了当下抑制荷兰滚的标准配置。三、偏航阻尼器（一）工作原理介绍偏航阻尼器不仅仅是单一的部件，更准确的名称应该是偏航阻尼器系统，这是一个自动控制的飞行系统，由失速管理/偏航阻尼器（SMYD）、偏航阻尼器衔接电门、偏航阻尼器断开灯、偏航阻尼器指示器、方向舵PCU上的控制部件等组成。偏航阻尼器是典型的自动闭环控制系统，如果飞行中遇到外界干扰造成的飞机偏航时，偏航阻尼器会给出与飞机的偏航力矩成比例并与其反向的方向舵运动指令以使飞机沿竖轴保持稳定，即增加偏航阻尼。偏航阻尼器分为主和备用偏航阻尼器，均由SMYD控制。飞机上的两个SMYD使用来自大气数据惯性基准组件（ADIRU）的数据、来自飞机传感器的其它数据（例如FMC提供飞机的总重）、驾驶盘偏转信号来计算需要的偏航阻尼值，见图4所示。在正常工作期间，SMYD 1控制主偏航阻尼，此时系统要求两个SMYD都必须是可用的，因为SMYD 1在发出方向舵移动指令之前要与SMYD 2比较其偏航阻尼的计算，主偏航阻尼器使用主方向舵PCU来移动方向舵以减小偏航；非正常工作期间，即人工恢复飞行时（A和 B液压系统压力均失效），SMYD 2指令备用方向舵PCU移动方向舵用于备用偏航阻尼。（二）使用方法与偏航阻尼器工作相关的电门/指示灯共有3个，安装在飞行操纵面板上，见图5。 ①飞行操纵电门（FLT CONTROL）通常设置在A ON和B ON位。若任一电门放置在STBY RUD位则使用备用液压系统泵并打开备用方向舵关断活门，给备用方向舵动力控制组件供压。②偏航阻尼器电门在ON位可以接通偏航阻尼器。如果飞行操纵电门B在ON位，主偏航阻尼器与主方向舵动力控制组件接通；如果飞行操纵电门A和B都在备用方向舵（STBY RUD）位，备用偏航阻尼器与备用方向舵动力控制组件接通。③偏航阻尼器琥珀色灯亮表示偏航阻尼器未接通。综上可知，主偏航阻尼器、备用偏航阻尼器工作需要不同的液压控制，详见附表。需要注意的是，当A液压系统正常而B液压失效时，保持飞行操纵电门ON位是无法接通偏航阻尼器的，因为飞机设计者认为飞行员仍可以利用A液压操纵方向舵控制飞机的偏航。若此时飞行操纵A、B电门均放置在STBY RUD位会切断供给副翼和升降舵作动的液压压力，这对飞行员的操纵影响更大，得不偿失。只有在A、B液压都失效时，副翼和升降舵的操纵失去了液压助力，这时将飞行操纵A、B电门放置在STBY RUD位，飞行员可以借助备用液压操纵方向舵和接通备用偏航阻尼器。所以，B737机型的《快速检查单》中只在执行人工恢复或A、B系统均失效检查单（图6）程序时才需要接通备用偏航阻尼器，辅助飞行员控制飞行的姿态。四、案例分析（一）2024年12月，某航一架B737-800飞机执行济南-舟山航班时，在起飞爬升过程中偏航阻尼器断开、琥珀色指示灯亮。机组执行《快速检查单》处置程序确认偏航阻尼器无法接通，机组考虑到后续航段均有中度颠簸区，联系运行控制中心综合评估后决策备降南京并安全着陆。维修人员排故判断为1号SMYD、右侧ADIRU故障。偏航阻尼器检查单程序要求机组确认偏航阻尼器无法接通后需要避开中度及以上颠簸区飞行，如图7。而后续航路恰好有颠簸区域，存在飞机进入荷兰滚的风险，这是机组面临的威胁。机组对威胁进行了有效管理，做出备降的决策是恰当合理的，保证了运行的安全。（二）2024年5月，美国西南航空公司一架B737MAX客机从菲尼克斯飞往奥克兰，在32000英尺高度时发生荷兰滚，所幸机组成功控制住了飞机，最终安全降落。经调查，事件原因为偏航阻尼器工作异常导致的飞机进入荷兰滚。航后检查发现备用方向舵动力控制组件受损，飞机尾部受到严重的结构性损坏。机组在发生荷兰滚时能够重新控制住飞机状态展现了优秀的操纵能力，采用合适的控制方法来应对荷兰滚尤为重要。改出荷兰滚的要领总结如下：①首先要理解发生荷兰滚的原理，辨明飞机当前状态是否进入荷兰滚。②确认偏航阻尼器工作状态，及时人工干预飞机姿态和制定应对计划。避免飞机进入颠簸区域及上升高度，否则将导致飞机状态进一步失控。③如果飞机已经进入荷兰滚，要明确改出的方法是施加与偏航方向相反的方向舵控制，通过补偿偏航阻尼来抑制自发的偏航运动。切勿因飞机有坡度而下意识压盘改平机翼，横滚运动会产生逆向偏航效应进一步激励偏航运动，使荷兰滚加剧。④改出时观察机头移动方向，反向蹬舵阻止机头移动，蹬舵动作要柔和，观察有效再继续提供舵力直到消除偏航运动。总而言之，飞行员改出荷兰滚是一个精准、柔和的操作过程，切勿粗猛蛮干。偏航运动被抑制后，可以按需压盘改平飞机姿态。 五、总结偏航阻尼器的精准控制使民航客机飞行时进入荷兰滚的情况很罕见，但是偏航阻尼器系统可能会失效或发生故障，这将给后续飞行带来风险。机组应严格执行检查单要求操作，避开颠簸区域、按需降低高度，结合飞机状态及天气情况做出合理的决策。飞行员还应掌握荷兰滚产生的理论原因和必要的处置技术以应对偏航阻尼器失效引发的异常情况。由点及面，任何飞机的系统、设备都有发生故障的可能，此时考验的就是飞行员的胜任力，飞行员对其工作原理和失效处置程序的熟练掌握，是保证安全飞行的重要一环。飞行员实力的积累是信心的基石，以实力为根基，以信心为引擎，方能行稳致远。
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从“溜机”事件透视 B737-800 刹车系统 作者：培训部飞行培训中心 崔新新2025 年 10 月 13 日，某航 B737-800 在首都机场推出过程中，机务耳机故障，改用标准手势联络。机组在推出前误关了发动机驱动液压泵，且电动液压泵也未接通，飞机刹车压力仅靠刹车蓄压器（Brake Accumulator）维持。推出过程中机组起动双发，推出到位后，机组按机务手势“设置停留刹车”，却未核实刹车压力，机务见机组手势后即通知拖车撤离，此时由于蓄压器压力不足，飞机开始自行滑动。机组紧急接通 A、B 系统电动泵，液压恢复后才刹停飞机，但前起落架已与拖车发生碰撞，造成随动舱门、转弯作动筒罩等部件损伤。这起“非正常移动”事件，让我们重新反观B737-800的刹车系统，“停留刹车”并不是简单的“踩刹车”、“拉手柄”，稍有不慎，都有可能导致“刹而不驻”。一、B737-800的刹车系统架构：三个压力源、两条通路B737-800的刹车系统可以看作“三路进水”、“两路出水”、“一池蓄水”。每个主起落架机轮上有多片式液压作动的刹车装置，正常刹车由液压系统B供压，备用刹车系统由液压A系统供压。如果B系统低压，则A系统自动向备用刹车提供压力。在A和B系统都无压力时，刹车蓄压器留存的压力可提供至少6次的全刹车压力或至少8小时的停留刹车压力。刹车蓄压器由B系统提供压力。从刹车系统图中可以看到，图中黄色和绿色部分分别是B液压系统和A液压系统的供压管路，蓝色为刹车蓄压器的供压管路，即“三路进水”。灰色管路即“两路出水”，是刹车系统各个部件的回油管路汇集后回到液压系统的回路。图中ALTERNATE BRAKE SELECTOR VALVE( 备用刹车选择活门)可以实现正常刹车和备用刹车的切换，当A和B液压系统压力一样时，A液压系统的压力不会进入备用刹车系统，当B液压系统失效后，A液压系统自动进入备用刹车系统，自动转换成备用刹车。图中红色的方框位置是刹车计量活门，通俗理解，该部件就是根据刹车脚蹬的刹车程度计量供给刹车压力，越是用力蹬，刹车压力越大。图中蓝色方框的部件叫做防滞活门，顾名思义，就是防止机轮抱死，当探测到机轮滞动时，相应的防滞活门即减小压力直到滞动停止。从图中我们可以看出，正常刹车和备用刹车都有防滞保护，只不过正常刹车有4个防滞活门，提供每个机轮的防滞保护，而备用刹车只有2个防滞活门，提供每对机轮的防滞保护。图中红圈的位置是自动刹车系统，自动刹车系统通过自动刹车控制组件，让系统压力通过防滞活门进入刹车盘。二、停留刹车：不是“拉上手柄”就万事大吉在SOP第一部分总则第二章操作规则中有说明停留刹车的操作规则，当飞机停止滑行需要设置停留刹车，左座PF设置停留刹车后喊话：“停留刹车刹住”，右座PM检查压力显示正确后回答：“压力检查”。当设置停留刹车时，手柄通过连杆（Parking Brake Linkage）、止动爪（Latch Pawl）把两侧脚蹬锁在“踩下”位置。只要脚蹬被锁，正常/备用计量活门就保持“开出”压力，刹车片夹紧。同时，28 VDC 热电瓶汇流条供电到停留刹车关断活门（Parking Brake Shutoff Valve），使活门电动关闭，切断防滞活门的回油，刹车蓄压器或 B 系统压力被“堵”在刹车盘里，实现“无泄漏保压”。当停留刹车关断活门离开打开位置后，活门里的位置电门会点亮停留刹车灯。所以，停留刹车灯的点亮仅仅是说明停留刹车活门被电动关上，堵死了防滞系统的液压回路，不代表停留刹车能有效刹住飞机。从停留刹车系统的MEL分析中将进一步帮助我们理解停留刹车系统，在MEL中如果停留刹车灯不工作是可以放行的，但(M)程序需要测试停留刹车关断活门工作正常，如果停留刹车关断活门工作正常，则确定停留刹车灯不工作是纯指示故障，而后才能依据MEL32-04停留刹车灯故障放行飞机。如果测试发现停留刹车关断活门不工作，则需要按照MEL32-03停留刹车活门故障放行飞机，它的(M)程序中要求将停留刹车活门锁定在关闭位。从刹车系统图的分析我们可知，如果停留刹车活门锁定在关闭位，防滞系统的回油通路将被关闭，这也是停留刹车活门故障后，防滞需要断开、自动刹车系统需要关闭的原因。结语B737-800 的停留刹车系统看似“老派”——机械连杆、电动活门、蓄压器保压，却正因如此，任何一环的“小疏忽”都会被机械杠杆无限放大。把“2800 PSI”刻进肌肉记忆，把“交叉检查”做成条件反射，才能让每一次“拉手柄”都真正“刹住飞机”，避免“溜机”不安全事件重演。
