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B737发动机非正常起动有哪些故障和现象？ 提问人：冯锴B737NG飞机由两台CFM56-7发动机提供动力。发动机是双转子轴流式涡 轮风扇发动机。N1转子由一个风扇、一个低压压气机和一个低压涡轮构成。N2转子包括一个高压压气机和一个高压涡轮。N1和N2转子在机械上是独立的。N2转子驱动发动机齿轮箱。由引气驱动的起动机与 N2转子相连接。起动机工作需要增压空气和电源，来自引气系统的空气驱动起动机。 APU，外部地面气源车或另一台工作中的发动机可以提供引气源。在起动电门在地面（GRD）位时，起动电门使用电瓶电源关闭发动机引气活门并且打开起动活门，利用压缩空气压力转动起动机。发动机起动电门至于GRD位后，有以下现象：（1）EEC通电，全部发动机参数显示（如有交流电）。（2）APU功率提高，管道压力上升。（3）起动活门打开灯亮，N2开始上升。（4）EGT起动725℃红线出现。当起动活门打开时，起动机通过附件齿轮箱传动齿轮系统带动N2压气机旋转。当发动机加速到建议值（25% N2 或最大转速率）时，将发动机起动手柄提至慢车位会打开翼梁燃油活门和发动机燃油关断活门，并使EEC向燃烧室供油并点火。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号发动机左点火电嘴由1#115V交流转换汇流条供电，2号发动机左点火电嘴由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。起始燃油流量指示比实际燃油流量约晚2秒，因此在发动机起动过程中，EGT上升可能出现在燃油流量指示之前。发动机起动原理简图如下：在起动机切断速度（约56% N2），起动电门的保持电磁线圈断电，发动机起动电门回到OFF位，发动机引气活门回到选择的位置，起动活门也关闭。 按照流程节点分起动电门在GRD位和起动手柄提起到IDLE位置来描述发动机起动方面故障。一、起动电门在GRD位置。1起动活门打开灯不亮发动机起动活门是“电控气动”活门。如果“起动活门打开灯”未亮，机组应当首先检查引气管道压力。如果引气压力没有问题，机组应将起动电门回到OFF位，联系地面机务检查。2 没有N2指示起动机的输出轴兼具“剪切保护销”的功能。如果起动机与附件齿轮箱之间的力矩过大，输出轴会由设计的应力集中点剪断。 “起动活门打开灯”亮，说明引气压力已经打开活门。如果N2转速完全不上升，则很可能是离合器故障，或者输出轴剪断所导致的。3 N2达不到要求值N2达不到最小的要求值20% ，通常是由于引气压力不足所导致的，机组应将起动电门回到OFF位联系地面机务检查。 此外，在高温、低气压、高海拔、顺风等条件下，机组通常会待N2高于25%且达到最大冷转后再提起动手柄。这对于减小“起动悬挂”和“热起动”是有一定帮助。4 N1 没有转速一般N2达到20%以上，N1开始有转速指示，如果N1仍然为零，则说明N1转子存在卡阻，需要把起动电门回到OFF，通知地面。二、发动机起动手柄在IDLE位置起动手柄提至IDLE位后，EEC开始控制HMU向燃烧室喷油，同时控制点火电路点火。燃油流量出现后，N1、N2和EGT逐渐上升。起动过程中发动机EEC提供非正常起动保护（只用于地面起动）在地面起动过程中，EEC监测发动机参数以探测即将发生的热起动、发动机失速、超过排气温度起动限制和湿起动。空中起动时，这些保护功能不起作用。1 湿起动原因可能为发动机未点火，EEC具备“湿起动”保护功能，提手柄后15秒如果EGT不上升EEC会关闭燃油计量活门，切断燃油继续进入燃烧室，但飞行员仍需切断起动手柄，这样可以关闭翼梁燃油关断活门，执行冷转程序，吹除燃烧室余油，以避免下次起动富油。执行完中止起动检查单通知机务排故，通知签派。2 起动悬挂EGT上升后，N1和N2不上升或上升缓慢，可能的原因是引气压力不足、顺风起动、燃油流量低。3热起动EEC具备热起动保护功能。当提起起动手柄后如果出现 EGT 快速增高或 EGT 接近起动限制，则是热起动，且 EGT 数字读数周围的白框闪亮。需要注意的是起动电门此时还在GRD位。4起动活门打开起动电门跳回OFF位后，或者是根据检查单人工放到OFF位，如果“起动活门打开灯”仍亮，应执行《起动活门打开检查单》。《起动活门打开检查单》的处置流程，确认起动电门在OFF位后，如果“起动活门打开灯”仍亮，检查单会引导机组切断故障一侧的引气供应。只要供气被切断，起动机的输出轴就会收回，制动离合器与附件齿轮箱也就脱开了。5发动机稳定后无滑油压力指示附件齿轮箱驱动N2转动，同时也在驱动滑油增压泵。滑油增压泵不仅为发动机轴承提供润滑，同时还为起动机提供润滑。正常情况下，N2高于10%前，滑油压力即会上升；N2到达25%前，滑油压力即可高于13PSI，“滑油低压灯”熄灭。FCOM要求“发动机稳定在慢车后无滑油压力指示”应中止起动。如果发动机慢车稳定后，滑油压力出现但未超过13PSI，滑油低压灯仍亮，机组应当考虑执行《发动机滑油压力低检查单》，进而转至《发动机失效关停检查单》关车。6尾喷管着火一般尾喷口起火因为尾喷口有残油导致，发动机火警/过热探测环路不能探测尾喷口的着火，释放发动机灭火剂，也无法扑灭尾喷管失火。尾喷管失火，应当切断油路（关车），利用发动机风转吹除余油和余火。同时应当同时地面灭火设施就位待命。7起动完成后，发动机出现富油然后EGT快速升高是当发动机起动完成后（起动电门回到OFF位置），由于燃油计量活门的失控导致进入燃烧室的燃油很大，N1、N2、EGT快速上升，当发动机起动完成后，机组注意力可能在监控外部、与ATC或者地面维护人员通话，没有再关注发动机仪表，短时间内EGT可能出现超过950度情况，机组发现后需要马上切断发动机起动手柄，然后起动电门放在GRD位进行冷转，但需要特别注意的是起动电门从OFF到GRD位置要在N2小于20%，与前一次放在GRD位置间隔10秒.飞行部十大队 翟志翔 -
起落架转换活门和起落架选择活门详细工作原理是什么？ 提问人：代永超起落架控制系统可以通过液压源的转换与选择，实现起落架的收放、主起落架的减摆、主起落架的收上刹车、前轮转弯、人工放起落架等功能。起落架控制系统中最为关键的两个部件为：起落架转换活门和起落架选择活门。起落架转换活门主要用于实现A、B液压源的切换，起落架选择活门主要用于选择液压的走向。A或B系统液压经过起落架转换活门后，进入起落架选择活门，通过起落架手柄的位置控制起落架选择活门内的滑阀，从而改变液压油路，实现起落架的收、放。前起落架控制：主起落架控制：1.起落架转换活门内部有三个部件：滑阀、电磁活门、位置电门。 正常情况下，起落架控制系统由A系统供压，通过起落架转换活门的转换操作，可以实现由B系统为起落架控制系统供压（备用位）。起落架转换活门有两种转换方式：自动转换、人工转换。无论是自动转换还是人工转换，都是通过PSEU给转换活门内的电磁活门发送控制信号。如下图所示，转换活门位于正常位时，滑阀处于正常位，A液压系统供压，B液压系统被隔离。当PSEU接收到信号，电磁线圈通电线圈活门往左运动，B液压系统压力端驱动滑阀往左运动使其处于备用位，这样B液压系统接入，同时将A液压系统隔离，完成压力源的变换。自动转换：当以下条件均满足时，起落架转换活门自动转换到备用位：飞机在空中起落架控制手柄不在DOWN位一或两个主起落架未收上并锁好左发N2速度小于50%，B系统有压力人工转换：如果飞机在地面且B系统液压油量足够（>21%），通过人工将备用前轮转弯电门置于备用位，可以给PSEU发送一个地信号，从而实现人工转换到备用位。2.起落架选择活门：起落架选择活门内部有三个部件：滑阀、人工放出电磁活门、旁通活门。正常情况下，滑阀位置的变化使液压油路方向发生改变，从而实现了起落架的收、放。起落架控制手柄通过钢索控制选择活门上的控制杆移动，控制杆与滑阀相连接，这样通过控制手柄位置的变化就实现了起落架收、放。人工放出电磁活门在备用位时，液压经过电磁活门后作动旁通活门使其旁通，从而堵住了起落架收上压力，并将起落架收上压力管路连接到回油管。正常收放：当起落架控制手柄在DOWN位时，滑阀移动到DOWN位，起落架放下液压到达起落架收放机构，同时放下液压使旁通活门在正常位。当起落架控制手柄在UP位时，滑阀移动到UP位，液压经过选择活门后与放下液压反向，从而可以反向作动起落架收放作动筒，使起落架收上。当起落架控制手柄在OFF位时，液压无法经过滑阀到达起落架收放机构，致使起落架无法通过液压完成收放。人工放出：如果滑阀卡滞在UP位或OFF位，或者A、B系统发生释压等故障，会造成无法通过液压使起落架放下（不一定是三个起落架都无法放下）。为了保障飞机安全着陆，可以通过人工方式放出起落架。人工放出机构实现两个功能：1、打开盖板，盖板位置电门给人工放出电磁活门一个地信号，使其移动到备用位置，液压到达旁通活门使其处于旁通位，从而切断了起落架收放机构的收上压力。2、拉动人工放出手柄，人工放出连杆机构解锁起落架上位锁机构，使起落架靠自身重力和气动载荷放下并锁定。飞行部五大队 于庆林
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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
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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
