737NG航后工作单详解

737NG航后工作单详解 说明： 至少给每个主起落架外侧轮胎前后和前起落架一侧轮胎前后都挡上轮档。轮挡件号： COM-1502(W92)。 说明： （1）机身的勤务/接近盖板如图所示，各盖板说明见图1.12第1张、2张、3张、4 张、5张和第6张所示。 （2）冲压空气进出口位置如图1.12第7张所示。 用手电筒从进口和出口观察空气通道无外来物。 （3）机身的检查（B737-700/800 SRM53-00-01）： 无裂纹、穿孔、刺穿、腐蚀和沟槽等明显损伤 （4）各操纵面检查标准（B737-700/800 SRM57-00）： （a） 检查前缘装置和后缘装置面无裂纹、穿孔、刺穿、腐蚀和沟槽等明显损 伤。 （b） 重点检查前缘装置无上述明显损伤。 （c） 各操纵面不允许出现液体渗漏。 （5）货舱门的检查（B737-700/800 AMM TASK 52-31-00-200-801）： （a） 检查货舱门外部蒙皮无裂纹和腐蚀。 （b） 检查货舱门手柄无裂纹和腐蚀以及其他异常情况。 （c） 检查门框上的临近传感器无损伤,货舱灯电门正常. （6）货舱门封严条的检查（B737-700/800 AMM TASK 52-31-00-200-802）：： （a） 封严条不允许有裂纹、孔或撕裂。 （b） 检查封严条是否有变形以及是否正确装在封严保持环内。 图1.12 第1张 41段机身左侧的接近门及盖板 图1.12 第2张 43段机身左侧的接近门及盖板 图1.12 第3张 44段机身左侧的接近门及盖板 图1.12 第4张 46段机身左侧的接近门及盖板 图1.12 第5张 47段机身左侧的接近门及盖板 图1.12 第6张 48段机身左侧的接近门及盖板 图1.12 第7张 冲压空气进口图 说明： （1） 机身外部灯应包括：左、右可收放着陆灯，左、右固定着陆灯，左、右跑道脱离灯， 滑行灯，左、右大翼照明灯，机身上、下防撞灯，标志灯，左、右航行灯，频闪灯， 轮舱照明灯，机外应急照明灯（出口标识灯）；应目视检查可见部分灯及灯罩有无 破损、裂纹、圬迹、连接是否牢固等状况。 （2） 如图1.13 第1张和第2张所示： 两个发动机灭火瓶位于主轮舱内，装于主轮舱左上角的支架上； 内装有灭火用的HALON（卤代烃）灭火剂。在环境温度为70F（21?）时，灭火瓶内装有压力为800PSI的HALON灭火剂和氮气，下面是发动机每个灭火瓶的部件： 压力表和电门、安全释压口、两个电气接头、两个爆炸帽的释放口。 每个灭火瓶有两个释放组件（爆炸帽）连接在释放管路上，释放管路内装有单向活 门，并将来自每个灭火瓶的灭火剂送至左、右发动机。 警告：当接触或移动爆炸帽时，确保爆炸帽上装有保护帽或分流插头，爆炸帽具有 爆炸性，偶然被引爆会引起伤害。 关于灭火瓶压力：正常压力值与瓶体温度对应关系见瓶上标牌。 （3） 机组氧气释放指示片，位置如图1.13第3张 目的：若释放指示片丢失，这表明氧气瓶由于超压而释放。 位置：释放指示片埋头安装在机身蒙皮上，在电子设备舱外部接近门的后面。是一 个绿色塑料盘，靠一个开口环保持在原位。 功能介绍：在机组氧气瓶组件上有一个易破盘，保护氧气瓶防止超压。若瓶压达到 2600PSI，易破盘断开。这通过一个高压管路将气瓶与机外通气。释放指示片盖在 管路出口，释放的氧气将片吹掉。 维护：目视检查，确信指示片在位。 （4） 旅客氧气瓶释放片位置如图1.13第4张所示。 目的：若释放指示片丢失，这表明氧气瓶由于超压而释放。 描述：释放指示片是一个绿色塑料片，通过卡环固定在位。 位置：放指示片埋头安装在机身蒙皮上，在后货舱外部接近门的后面。 功能介绍：氧气瓶组件上有一个易破盘，保护氧气瓶防止超压。若瓶压达到2600PSI， 易破盘断开。这通过一个高压管路将气瓶与机外通气。释放指示片盖在管路出口， 释放的氧气将片吹掉。 维护：目视检查，确信指示片在位。 图1.13 第1张 发动机灭火瓶 图1.29 第2张 发动机灭火瓶 图1.13 第3张 机组氧气外侧释放片 图1.13 第4张 旅客氧气释放片 说明： （1） 给飞机供电。 （2） 在P５下部，分别将各种灯的开关打开，检查对应的灯应燃亮，如图1.14所示。 图1.14 飞机外部灯光电门 说明： （1） 检查尾撬组件磨损靴无下列损（B737-700/800 AMM TASK 05-51-32-210-801）,图1.15 所示： （a）损伤包括：磨损、裂纹、掉块。 （2） 检查尾撬组件后部的警告牌上的绿色部分，如可见，则不需要进行其他工作。 （3） 如绿色部分看不见，说明发生过尾部碰擦，需要进一步进行检查，并更换尾撬。 图1.15 尾撬检查 说明： （1）在安装地面安全销前，确保起落架手柄在“DOWN” ， 且前、主起落架在放下锁定 位。 （2）每个起落架各安装一个地面安全销，如图1.21第1张、第2张、第3张、第4张 所示。 图1.21 第1张 主起落架地面安全销安装 图1.21 第2张 主起落架地面安全销安装 图1.21 第3张 前起落架地面安全销安装 说明： （1） 检查主起落架的部(B737-700/800 AMM TASK 32-11-00-200-801)(如图1.22第1张所 示)： （a） 检查上部部件： 1）检查作动筒组件和液压接头是否渗漏。 2）检查作动筒和移动梁连接螺钉的轴向间隙。 3）检查梁连接是否可靠及有无损坏。 4）检查上部锁机构有无损伤及连接是否可靠。 5）检查上部锁液压接头和下部锁作动筒有无渗漏和连接是否可靠。 6）在右主起落架，检查减速板互锁钢索有无损伤、磨损及连接是否可靠。 7）检查侧支柱部件及接头是否有腐蚀、损伤、丢失的销钉或螺钉。 8）检查机翼门正确连接到推杆和水平连杆上。 9）确信减震支柱门正确到减震支柱上。 （b） 检查下部部件： 1）检查刹车液压软管有无摩擦和渗漏。 2）检查安全传感器和所有的电气导线没有摩擦。 3）检查防扭臂正确安装到减震支柱上，防扭臂接耳无裂纹。 （2） 检查前起落架的部件（B737-700/800 AMM TASK 32-21-00-200-801）（如图1.22第 2张所示）： (a) 检查前起落架上部部件： 1) 检查阻力撑杆有无裂纹、损伤以及连接点是否磨损。 2) 检查阻力撑杆的转动销磨损和松脱情况。 3) 检查收上作动筒有无松脱的螺钉和液压接头渗漏情况。 4) 检查锁连杆是否有裂纹、损伤及连接点的磨损情况。 5) 检查锁连杆弹簧磨损、损伤及连接可靠。 6) 检查锁作动筒和液压传动筒有无松脱的螺钉和渗漏。 7) 检查轮舱门正确连接。 8) 检查门连杆磨损、损伤及连接情况。 (b) 检查前起落架下部部件： 1) 检查转弯盘无裂纹、松开的连接螺钉、脏物、磨损区域。转弯作动筒支撑盘的 接耳无裂纹和松开的螺钉。 2) 检查滑行灯导线束无摩擦及连接可靠。 3) 检查安全传感器和所有的导线安装可靠及没有摩擦。 4) 检查防扭臂正确连接到减震支柱上，防扭臂无裂纹和松开的螺钉，防扭臂接耳 无裂纹。 图1.22 第1张 主起落架检查 图1.22 第2张 前起落架检查 说明： （1） 从主轮舱观察A、B系统的液压油量，如液压油箱上的油量表指示为“REFILL”，则说明 需补加液压油，此时，对应的驾驶舱的读数为76%，当油量表指示为“FULL”时，停止 加油,驾驶舱对应的油量为100%。 （2） 给液压油箱补加液压油时，可以通过手摇泵和选择活门来补加，补加的液压油型号为： BMS3-11, Type IV 或 BMS3-11, Type V。（如图113所示） （3） 液压油外部渗漏限制（B737-700/800 AMM TASK 29-00-00-790-801）： （a） 如可能的话，操作相应的部件3个循环。 （b） 计算部件的渗漏率，对于动封严，需要测量部件在移动时和静止时的渗漏率。 （c） 将计算的渗漏率与表1.23中的标准比较，如超过标准，则需要进行相应的修理 程序。 （d） 清洁相应的部件表面。 部件 正常操作标准*[1] 放行标准（避免延误）*[1] 不允许渗漏 不允许渗漏 每10分钟1滴 由放行者决定 每分钟1滴 每分钟1滴 减摆器*[4] A. 主起落架 A. 发动机驱动泵 每分钟30滴 每分钟60滴 B. 电动泵 (1)ABEX 每分钟10滴 每分钟20滴 (2)Vickers 每分钟20滴 每分钟30滴 (3)Vickers Standby 每分钟10滴 每分钟20滴，在第一可能时 Pump 间排除 C. 动力转换组件 每分钟10滴 每分钟20滴 D.其他动封严（在静止且每10分钟1滴（不需要修每分钟30滴，在第一时间修 理） 复 在任何压力下）*[6] E.其他动封严（在运动 每个循环1滴 每个循环1滴 时）*[6] 不允许出现渗漏 *[7] *[1] 每毫升大约为20滴或每加仑为75600滴。 *[2] 确保接头按照正确的力矩要求拧紧。 *[3] 静封严是指位于相互不运动两个部件之间的封严（如：总管盖、泵壳体盖子等） *[4] 当使用A夜压系统压力，且飞机停留时，需要检查渗漏。确保起落架地面锁销安装 在位。 *[5] 动封严是指位于有相互运动的两个部件之间的封严（如：活塞杆封严、泵的轴封严、 转动封严）。 *[6] 位于方向舵PCU上的中央通气孔实际上是两个动封严的余油管。因此判断从方向舵PCU 的中央通气孔的渗漏时，标准应为上面标准所列出的动封严限制的2倍。 *[7] 当刹车脚蹬没有施加压力时，如每个刹车组件上的总渗漏量超过每分钟1滴，则放 行前修复渗漏或更换刹车组件。 当刹车脚蹬施加压力时，如每个刹车组件上的总渗漏量超过每分钟5滴，则在放行 前修复渗漏或更换刹车组件。 对于有渗漏的刹车组件，且渗漏率小于上面的限制，需要在每个航班前重新检查， 并且在下一个有能力的地方修复或更换。 说明： （1） 主起落架减震支柱不允许有液体渗漏，如发现液体渗漏，则根据AMM TASK 32-11-21-200-801，进行相应的检查工作。 （2） 前起落架减震支柱不允许有液体渗漏，如发现液体渗漏，则根据AMM TASK 32-21-11-200-801，进行相应的检查工作。 （3） 根据图1.24第1张进行主起落架支柱压缩量的检查，如需要，则进行勤务（如图1.24 第2张、第3张和第4张）。 减震支柱所使用的液压油型号为：BMS 3-32 I型和II 型；所充的氮气为：A-A-59503, Type I, Grade B。 （4） 根据图1.24第5张进行主起落架支柱压缩量的检查，如需要，则进行勤务（如图1.24 第6张、第7张）。 减震支柱所使用的液压油型号为：BMS 3-32 I型和II 型；所充的氮气为：A-A-59503, Type I, Grade B。 图1.24 第1张 主起落架减震支柱勤务表 图1.24 第2张 主起落架勤务 图1.24 第3张 主起落架勤务 图1.24 第4张 主起落架减震支柱勤务 图1.24 第1张 前起落架减震支柱检查 图1.24 第6张 前起落架减震支柱勤务 图1.24 第7张 前起落架减震支柱勤务 说明： （1） 检查轮胎 (a) 检查轮胎无空气泄露，擦伤；不允许出现胎面、胎肩或胎壁的起泡、凸起、分 层；不允许胎面槽磨平或露出加强层（B737-700/800 AMM TASK 32-45-00-700-801）；如图1.25第1、2、3、4、5、6、7、8、9、10张所示。 (b) 对于正常磨损导致的轮胎更换，标准如下： 1) 在飞机本站或过夜站，装机轮胎上任一处沟槽磨平，必须更换。 2) ： a) 在本站、过夜站或外站，在装机轮胎上有“F1”标记的轮胎，任一 处正常磨损见第一层线，但尚未磨透第一层线，允许再飞不超过三 次起落后更换。 b) 在本站、过夜站或外站，在装机轮胎上有“F2”标记的轮胎，任一 处正常磨损见第二层线，但尚未磨透第二层线，允许再飞不超过三 次起落后更换。 注意：根据轮胎厂家普利斯通，F1和F2均指轮胎加强层层数，此标记在出 厂、翻新时都会标记。一般地，300主轮胎上通常有F1标记，7/800主轮胎 上通常有F2标记，各型前轮则根据轮胎新旧通常有F1或F2标记。各标记 可在轮胎侧边看到。 3) 在正常情况下，严禁将有“F1”标记的轮胎用至见第二层线，严禁将有“F2” 标记的轮胎用至见第三层线。否则，可能危及飞行安全和导致轮胎报废。 （2） 检查轮毂无腐蚀，裂纹，漆层起泡或脱落，隔热层损伤；能看见的连接螺钉和螺帽不 允许出现松脱、损坏或丢失，过热损伤，沿机轮边缘的擦伤。（检查时不需拆下轮毂 帽） （3） 刹车磨损检查步骤如下：磨损指示销如图1.25第11张所示。 （a） 确信起落架放下锁好并安装好地面安全销，挡好轮档，松开停留刹车，给飞 机供电，增压A、B系统。 （b） 刹车组件磨损检查： 1） 设置停留刹车，检查刹车组件磨损情况。 注： 每个刹车有两个磨损指示销。 2） 如果两个磨损指示销丢失，必须在下个航班前更换刹车组件。 3） 如果一个磨损指示销丢失，而另一个指示销使用正常，则该刹车组件仍可 使用。 提醒：不允许刹车组件指示杆磨损至低于参考面，否则会损坏设备。 4） 如果指示销表面与参考面平齐，则必须更换刹车毂。 图1.25 第1张 轮胎术语 图1.25 第2张 轮胎术语 图1.25 第3张 轮胎磨损状况 图1.25 第4张 轮胎磨损状况 图1.25 第5张 轮胎磨损状况 图1.25第6张 轮胎磨损状况 图1.25第7张 轮胎磨损状况 图1.25 第8张 轮胎磨损状况 图1.25 第9张 轮胎磨损状况 图1.25第10张 轮胎磨损状况 图1.25第11张 主起落架刹车检查 说明：如图1.31所示 （1） 按照下面的步骤进入CDU上的发动机维护页面，并查看“RECENT FAULT”是否有故障记录，如有，则进行相应的排故或处理（AMM TASK 73-21-00-740-803-F00）： （a） 确保飞机有电。 （b） 进入驾驶舱，并接近FMCS CDU。 （c） 按压CDU上的INIT REF键，这样CDU便显示初始页。 （d） 按照下面的顺序按压CDU上的如下键： 1） INDEX/索引键 2） MAINT/维护键 3） ENGINE/发动机键 4） 选择相应的发动机，是1发还是2发 （e） 然后按压RECENT FAULTS LSK/近期故障键，这样该发近期故障页面会出现。 1） 如该发动机的EEC工作在单通道，则按照FIM 73-05 TASK803，进行排故。 2） 记录故障相关数据： a) 故障放行水平。 b) 航线维护代码 3） 按压NEXT PAGE/下页键，看是否还有其他故障，如有则记录。 4） 如发动机控制灯亮，但在EEC测试中，没有发现故障，则进行EEC TEST（TASK 73-21-00-700-804-F00）。 （f） 如无法从EEC的A或B通道中提取故障信息，则屏幕上会显示：FOR CH B (A) ONLY, CH A (B) EEC DATA NOT AVAILABLE, CAN NOT ACCESS CH A(B)。 （g） 如在0-3航段没有故障，屏幕上会出现“NO RECENT FAULTS STORED”/无故障 储存。 （h） 如要进行其他测试，则按压INDEX 键。 （i） 如不再进行其他测试，则按压INIF REF 键，则EEC 退出测试。 图1.31 发动机BITE测试主菜单 说明： （1） 检查发动机进气道内外表面有无下列损伤（AMM TASK 71-11-01-200-801-F00），如发 现损伤，则参照SRM 54-10-01进行相应的工作： （a） 裂纹 （b） 缺口、沟槽、刮伤和腐蚀 （c） 凹坑 （d） 在尖部的侵蚀 （e） 穿孔 （2） 发动机前、后整流锥的检查标准（AMM TASK 72-21-01-200-801-F00）（图1.32 第1张 和第2张所示）： (a) 不允许有裂纹。 (b) 缺口、凹痕、刮伤、防腐层掉块和尖部腐蚀没有限制。 (c) 不允许有白色的菌状的腐蚀标记。 图1.32 第1张 整流锥检查 图1.32 第2张 整流锥检查 （3） 风扇叶片的检查标准（图1.32 第3、4、5、6张）（AMM TASK 72-21-02-200-801-F00）： 1) 不允许出现裂纹，撕裂和变形。 (b) 检查关键区域J： 2) 在轮廓翼面的所有缺口、凹痕和刮伤，如深度不超过0.004英寸（0.1毫米） 是允许的。 3) 在前缘的所有缺口、凹痕和刮伤，如深度不超过0.016英寸（0.4毫米）。 (c) 检查区域I： 1) 不允许有裂纹和撕裂。 2) 如发现损伤，则进行相应的程序进行检查。 (d) 检查关键区域Ｋ的损伤情况（Ｋ区不包括风扇叶片叶尖）: 1) 不允许出现裂纹和撕裂。 2) 如发现损伤，则进行相应检查。 (e) 检查风扇叶片叶尖的损伤情况： 1) 不允许出现裂纹和撕裂。 2) 如缺口、凹痕和刮伤的深度不超过０.０４英寸（１.０毫米）是允许的。 (f) 检查前缘叶尖的卷曲。 (g) 检查后缘翼尖的卷曲。 图1.32 第3张 风扇叶片检查 图1.32 第4张 风扇叶片检查 图1.32 第5张 风扇叶片检查 图1.32 第6张 风扇叶片检查 （4） 目视检查易磨层（图1.32第7张）（AMM TASK 72-24-02-200-801-F00）： (a) 对裂纹的数量没有限制。 (b) 除了裂纹、凹槽、圆周损伤或擦伤外的坑和损伤, 如符合下面的条件时，是允许的： 1) 所有损伤区域的面积之和不大于160平方英寸（1030平方厘米） 2) 每一损伤区域的面积不大于20平方英寸（129平方厘米）。 3) 每一损伤区域沿轴向的宽度不超过1.5英寸（38.1毫米）。 4) 损伤区域的最小距离等于最大的最近的单个损伤区域。 (c) 在易磨层轴向的凹槽（损伤与发动机的轴平行，而不是圆周方向），如在下面的范 围内，是允许的： 1) 损伤的深度不超过0.118英寸（3.0毫米） 2) 一个凹槽的宽度不超过0.32英寸（8.0毫米） 3) 总的凹槽的宽度不超过1.25英寸（32毫米）且在轴向的同一角度的分离不少 于0.1英寸（2.5毫米）. 4) 损伤超过上面的范围但没有风扇机匣金属漏出，或者风扇机匣的本体金属完全 露出，但是金属上没有裂纹、凹坑、斑点或刮痕，或一个凹槽不超过0.32英寸 （8.0毫米），或累积凹槽宽度不超过1.25英寸（32毫米）。 (d) 沿圆周360度不同于风扇叶片擦伤的损伤（损伤与发动机的轴垂直） 1） 单个或累积损伤的轴向宽度不超过1.25英寸（32毫米）。 2） 完全露出的机匣本体金属上损伤的轴向宽度最大不能超过1.0英寸(25.4 毫 米)，而且金属上没有裂纹、凹坑或刮痕 （5） 检查风扇进气道机匣（图1.32第8张）（AMM TASK 72-24-01-200-801-F00）： (a) 不允许出现裂纹。 (b) 如发现缺口、凹痕和刮伤，则根据AMM TASK进行检查。 （6） 检查后消音板（图1.32第9张）（AMM TASK 72-23-02-200-801-F00）： (a) 不允许出现消音板丢失或螺钉松动、丢失。 (b) 位于保护涂层的涂层丢失、缺口、凹痕、撕裂、裂纹，如清除后允许出现。 图1.32 第7张 易磨层检查 图1.32 第8张 风扇进气道机匣检查 图1.32 第9张 后消音板检查 （7） 检查出口导向叶片（图1.32第10张）( AMM TASK 72-23-01-200-801-F00): (a) 不允许出现破裂、掉块的叶片，也不允许叶片出现裂纹或撕裂。 (b) 允许漆层和涂层掉块。 (c) 位于前缘和后缘的缺口和凹痕，允许深度小于0.04英寸。 (d) 位于前缘和后缘的变形，如轴向的深度小于0.1英寸且径向长度小于 1.0英寸是 允许的 。 图1.32 第10张 出口导向页片检查 （8） 检查风扇框架检查（图1.32第11张）（AMM TASK 72-23-05-700-801-F00）： 如裂纹长度不超过0.08英寸且与其他裂纹的最小距离为1.0英寸，是允 许的。 （9） 发动机外部各口盖如图1.32第12张所示。 各口盖无裂纹，锁扣安装正常。 图1.32 第11张 风扇框架检查 图1.32第12张 发动机外部口盖 说明：(如图1.33第1张、第2张、第3张所示) A. 按照AMM TASK 71-71-00-200-801-F00检查，如发现有液体渗漏，应打开发动机整 流罩，发动机燃油余油管系统渗漏标准及相应的纠正措施： 如检查时发现有液体渗漏，应打开发动机整流罩，判明渗漏液体的类型及部位。 当发动机不在工作状态或发动机在启动阶段，从发动机的余油管内可能会有液体流出， 这属于正常现象，这种渗漏在发动机工作5分钟后会消失。 注意： ? 如渗漏速率少于门槛限制，则不需做工作； ? 如渗漏速率大于门槛值而小于勤务值，则发动机还可使用不超过25个循环； ? 如渗漏速率大于勤务值，则在放行飞机前，必须排除故障。 (1) 液体种类：燃油 (2) 门槛值：180cc/hr(60滴/分) 勤务值：270cc/hr(90滴/分) (3) 涉及的部件有： (a) 左、右VSV作动器（AMM75-31-01/P401） (b) 左、右VBV作动器（AMM75-32-02/P401） (c) TBV/瞬态放气活门(AMM75-23-01) (d) HPTACC 活门/高压涡轮间隙控制活门(AMM75-21-01/P401) (e) LPTACC 活门/低压涡轮间隙控制活门(AMM75-22-04/P401) (f) HMU/液压机械组件或垫片(AMM73-21-10/P401) (g) 主燃滑油热交换器(AMM79-21-02/P401) (h) 主燃油泵(AMM73-11-01/P401) (4) 纠正措施： 如发现上述的部件渗漏超出范围，则按照上面列出的AMM程序，更换上面的相应渗漏 部件。 B. 发动机滑油余油管系统（不包括IDG及其冷却系统）： 注意： ? 如渗漏速率大于门槛值而小于勤务值，可以飞行到有能力维护时； ? 如渗漏速率大于勤务值，则在再次起动发动机前，必须排除故障。 (1) 液体种类：滑油 (2) 门槛值：7cc/hr(2滴/分) 勤务值：20cc/hr(7滴/分) (3) 涉及的部件： (a) 主燃滑油热交换器 (b) 燃油泵、液压泵和IDG的底座 (4) 纠正措施： (a) 如发现主燃滑油热交换器渗漏超标，则根据AMM79-21-02/P401更换主燃滑油热 交换器。 (b) 如发现燃油泵、液压泵或IDG的底座渗漏超标，则根据AMM72-60-00/P401更换 相应的封严。 C. IDG输入轴密封、IDG冷却系统： (1) 液体种类：滑油 (2) 门槛值：无 勤务值：1cc/hr (3) 涉及的部件： (a) IDG输入轴密封 (b) IDG冷却系统 (4) 纠正措施： (a) 如IDG输入轴封严渗漏超标，则更换输入轴封严（AMM24-11-11/P401）。 (b) 如IDG冷却系统部件渗漏超标，则按需修复。 D. 前收油槽： (1) 液体种类：滑油 (2) 门槛值：15cc/hr(5滴/分) 勤务值：60cc/hr(20滴/分) (3) 纠正措施： 如发现渗漏超出范围，则更换发动机（AMM71-00-02/P401） E. 滑油箱集油池： (1) 液体种类：滑油 (2) 勤务值：只有当给滑油箱勤务时，才允许有滑油流出 (3) 纠正措施： (a) 确保滑油箱盖安装正确。 (b) 确保滑油箱无渗漏。 (c) 确保滑油箱盖上的O型封圈无损伤。 F. 后收油槽： 提示：在尾锥、尾喷以及涡轮后框架机匣的下部一般会出现滑油痕迹，同时在燃气收集 器上也通常会有滑油烧焦。当发动机冷转或湿转后，尾锥上会有较多的滑油。这都属于 正常现象。 (1) 液体种类：滑油 (2) 勤务值：只有当发动机停车后，不超过60cc/hr(20滴/分)，发动机在工作状态时， 不允许有滑油渗漏。 (3) 纠正措施： (a) 检查后收油槽的回油滤网（AMM79-00-00-200-804-F00）。G. 勤务断开（吊架）余油管： (1) 液体种类：液压油、燃油 (2) 对于液压油： (a) 勤务值：30cc/hr(10滴/分) (b) 纠正措施： 进行液压系统外部渗漏检查（AMM29-00-00-790-801）。 (3) 对于燃油： (a) 门槛值：180cc/hr(60滴/分) 勤务值：270cc/hr(90滴/分) (b) 纠正措施： 发现并排除渗漏。 H. 位于发动机上的管路和接头不允许有渗漏。 图1.33 第1张 风扇整流罩外部余油口检查 图1.33 第2张 发动机余油管检查 图1.33 第3张 发动机余油管检查 说明： （1） 检查尾喷口无缺口、裂纹、凹痕、擦伤、小洞或穿孔。 （2） 通过尾喷口，检查最后一级涡轮叶片无裂纹、烧蚀、缺口或凹痕。 按照AMM和FIM手册进行排故。 说明： （1） 驾驶舱玻璃位置如图所示： 驾驶舱玻璃包括：1、2、3、4和5号（如图1.42第1张）所示。 提示：离玻璃边缘大约2英寸的区域为非检查区域。在此区域允许有一些变形。 （2） 检查1号玻璃有无起泡、起屑、裂纹、分层和刮伤。 (a) 玻璃如起泡、V型碎片、裂纹，则必须更换。 (b) 使用千分尺测量损伤深度，如内层玻璃的刮伤深度超过0.002英寸或 (c) 碎片深度超过0.015英寸，则需更换玻璃。 (d) 检查玻璃外部的湿气封严和气动光滑层有无裂纹和变形，如有，进行修理。 （3） 2号和3号玻璃有无起泡、碎片、裂纹、分层、腐蚀和刮伤。 (a) 如损伤影响了视觉，则需更换玻璃。 （4） 检查4号和5号玻璃： 在两层表面的任一层有贝壳状的碎片，且其深度超过0.015英寸。 V型的碎片、跳火、碎片、裂纹、分层 （5） 1号玻璃分为左右两块，各有一个风挡雨刷（如图1.42第2张所示）。 图1.42第1张 驾驶舱玻璃 图1.42 第2张 风挡雨刷 说明： （1） 扰流板包括地面扰流板4块和飞行扰流板8块，图1.43 第1张所示， 地面扰流板 序号为1、6、7、12（从左到右），飞行扰流板序号为2、3、4、5、8、9、10、11。 （2） 涡流发生器共有16片，每侧大翼上有8片，如图1.43第2张所示。 （3） 扰流板检查标准（B737-700/800 SRM57-70-01）： （a） 不允许有裂纹。 （b） 缺口、沟槽、刮伤和腐蚀，如最大尺寸不超过3英寸，则需清除损伤区域。 （c） 凹痕的深度不超过0.1英寸，直径不超过0.5英寸是允许的。 （4） 大翼上表面检查标准（B737-700/800 SRM57-10-01/57-20-01）： （a） 不允许出现穿孔、刺穿、凹痕。 （b） 如出现裂纹、缺口、沟槽、刮伤和腐蚀，需清除损伤。 （c） 检查无丢失的盖板，盖板上的螺钉无丢失。 图1.43 第1张 地面扰流板和飞行扰流板位置 图1.43第2张 大翼上涡流发生器位置 （图中所示为左大翼，右大翼与左大翼相似） 说明： （1） 飞机上有两个厨房，分别为G1和G4B。 G1位于飞机前勤务门的前面，又称为前厨房；G4B位于飞机后登机门和后勤务门的后 面，又称为后厨房。 （2） 检查检查厨房系统下列部件在位且外表状况良好： Coffee maker/煮咖啡机 Sink/水池 Storage/储藏柜 Waste container/垃圾箱 Serving carts/勤务车 Water boiler/烧水杯 （3） 飞机上有3个厕所，分别为LA、LD和LE。 LA称为前厕所，位于前登机门前面，驾驶舱通道的左侧。 LD称为左后厕所，位于飞机左侧，后登机门的前面。 LE称为右后厕所，位于飞机右侧，后勤务门的前面。 （4） 操作检查厕所系统工作步骤如下(如图1.44所示)： （a） 确信饮用水箱不空。 （b） 操作厕所冲洗电门。 （c） 确信真空泵立即工作。 （d） 确信水流进马桶冲洗环的所有喷嘴。 （e） 确信冲洗活门打开，以放掉马桶里的水。 （f） 当马桶里的水全部放掉后，确信冲洗活门关闭。 （g） 确信15秒后，真空泵停止工作。 （5） 检查垃圾箱密封： 飞机垃圾箱无密封条，查看边缘是否有变形、卡阻，垃圾箱门能否正常关闭；以及垃 圾入口盖是否能回到正常位置。 图1.44 污水系统操作 说明： （1） B737-700飞机位于客舱中部左右两侧各有1个应急出口（如图1.45第1张所示）。 （2） B737-800飞机位于客舱中部左右两侧各有2个应急出口（如图1.45第1张所示）。 （3） 滑梯如图1.45第3张所示： 前后登机门和前后勤务门上各安装1个滑梯，检查滑梯安装在滑梯杆保持架上。 （4） 检查滑梯气瓶压力指示在绿区，如图1.45第4张所示，AMM25-66-01/601。 图1.45第1张 B737-700飞机有2个应急出口 B737-800飞机有4个应急出口 图1.45第3张 登机门和勤务门上应急滑梯位置图 如图1.45第4张 登机门和勤务门应急滑梯气瓶压力检查 说明： (1) 如图1.46第1张为机上一些应急设备的名称，图1.46第2张为B737-700飞机机上应 急设备的存放位置，图1.46第3张为B737-800飞机机上应急设备的存放位置。 (2) 以下是各应急设备的位置及数量, 仅供参考： 在驾驶舱的有： , 救生衣 4件 , HALON手提灭火瓶 1个 , 防烟面罩 1个 , 防烟眼镜 4副 , 应急手电 2把 , 逃离绳 1个 , 斧头 1把 在前服务舱的有： , 救生衣 5件 , 扩音器 1个 , 儿童救生衣 4件 , 防烟面罩 2个 , 应急手电 2把 , HALON手提灭火瓶 1个 , 急救箱 1个 , 应急定位发射机 1台 , 氧气瓶 2瓶 在后服务舱及客舱后部的有： , 急救箱 2个 , ALON手提灭火瓶 1个 , 扩音器 1个 , 水灭火瓶 1个 , 防烟面罩 4个 , 氧气瓶 2瓶 , 救生衣 4件 , 应急手电 4把 (3) 对于手提氧气瓶，应检查其安装状况，瓶体有无损伤，氧气压力值应在正常范围内。手 提灭火瓶分为水灭火瓶和HALON灭火瓶，应检查其安装状况，瓶体有无损伤，确信保险丝或保险销安装正确；对于HALON灭火瓶，还要检查压力表所指压力，确信灭火瓶有正确压力。确信应急手电上的LED指示灯每10秒钟至少闪1次；若闪一次的时间大于10 秒或指示灯太暗，说明电池电量不足，应更换电池。 (4) 关于厕所灭火瓶： 位于厕所洗手池盆下，其工作情况为： 灭火瓶有两个释放口，其上有易熔端头；在高温下，易熔端头熔化。 当过热或火警时，下列情况发生：温度指示器变色，易熔端头熔化，灭火瓶释放卤代烃 灭火剂灭火； 检查时应确信灭火瓶无腐蚀、划痕和凹坑，易熔端头无熔化；若发现温度指示器变色， 说明灭火瓶已释放，应更换灭火瓶和温度指示器。 图1.46 第1张 应急设备符号 图1.46 第2张 B737-700飞机选装的应急设备 图1.46第2张 B737-800飞机选装的应急设备 说明： （1） 驾驶舱灯光介绍：（参见图1.47第1张、第2张、第3张） 有以下四种类型：仪表和面板灯、杂散灯、机组用灯、主暗亮与测试灯。 , 仪表和面板灯用于驾驶舱的控制部件和面板照明。 , 杂散灯用于提供驾驶舱的一般照明，包括：面板和控制台的泛光灯、跳开关板的灯、备用罗盘灯、顶灯。 , 机组用灯用于提供具体任务的照明。包括：阅读灯、地图灯、飞行文件（工具）包灯、图表灯。 , 主暗亮与测试灯系统用于控制系统通告器和指示器的灯光。 , 顶灯用于提供驾驶舱的一般照明。遮光板则可提供背景照明。 , 每一个仪表和仪表板均有照明灯。中央控制台由顶板提供泛光灯照明。 , 跳开关板由泛光灯照明。 , 备用罗盘和地图均有照明灯。 , 主暗亮与测试电门可实现这些功能：测试指示器和仪表板的灯光、使指示器和仪表板灯光工作于明亮或暗亮方式。 , 驾驶舱照明灯的备用灯泡放在右侧3号窗上方的盖板内。 （2）正常状态下，所有P6、P18板上跳开关应在闭合位置。 图1.47第1张 驾驶舱灯光介绍 图1.47第2张 机组用灯介绍 图1.47第3张 机组用灯介绍 说明： （1） 客舱内部灯光包括： 窗口灯、天花板灯、阅读灯、乘务员工作灯、厨房灯、入口灯、厕所灯和标识 符、旅客标识符、旅客和厕所呼叫灯。 , 窗口灯由前后乘务员板上的三位电门控制“OFF、BRT、DIM”，用于行李 架下方区域照明。 , 天花板灯提供客舱走廊和行李架上方区域的照明，由前后乘务员板上的五 位旋转电门控制，电门位置为：OFF、NIGHT、DIM、MED、BRIGHT。 , 阅读灯向每个旅客提供定位灯光，通过按压旅客服务组件上的阅读灯电门 实现。 , 乘务员工作灯用于向乘务员工作台提供照明，位于乘务员工作台上方的天 花板上。 , 厨房灯用于向前厨房照明，位于前勤务入口门的上方；电门为三位开关 “OFF、DIM、BRIGHT”。 , 入口灯用于提供飞机入口区域的照明，入口灯位于客舱前后端，由位于前 乘务员板上的三位电门来控制。 , 厕所灯和标识符用于当旅客在厕所时提供照明和指示，厕所中的荧光镜灯 可工作在明亮或暗亮方式。当有115V时，工作如下：厕所门未锁时为暗 亮，厕所门上锁时为明亮方式；厕所门上锁时，厕所有人灯亮。 , 旅客提醒符用于向旅客及乘务员提供相关指示分别为“请勿吸烟、系好安 全带、请回座位”灯；其中“请勿吸烟、系好安全带” 提醒符位于旅客 服务组件、厨房、厕所；“请回座位” 提醒符位于厕所；由P5板上的两 个肘节电门控制，即请勿吸烟和系好安全带灯电门，当将电门置于ON位 时，所有旅客提醒符亮且伴随一个低谐音。 , 旅客和厕所呼叫灯位于客舱前后端天花板出口位置符上，用于告诉乘务员 机组或旅客需要帮助。旅客和厕所呼叫灯有镜盖，为蓝色、浅紫和琥玻色； 当旅客按下旅客服务组件上的呼叫按钮时，蓝盖下的灯亮；当旅客按下厕 所的呼叫按钮时，琥玻色的灯亮；当机组呼叫另一个成员时，浅紫灯亮。 （2） 关于操作检查机内外应急灯的说明 检查要求：可用驾驶舱中前顶板P5上的应急出口灯电门或乘务员板上的应急出 口灯 电门来操作应急灯，查看所有的应急灯是否亮。 应急灯有下面几种灯光：出口标识灯、走廊灯、侧灯。 应急灯在下列情况下自动工作：在应急系统接通时，飞机失去直流电源且前顶 板P5上的应急灯电门置于（ARMED）预位时。 P5板上的应急出口灯电门的位置如下： ----ON接通---使应急灯通亮 ----OFF断开—防止自动工作 ----ARM预位使系统准备自动工作 当前顶板P5上的应急灯电门置于接通或断开位时，未预位（NOT ARMED）和主警告灯（MASTER CAUTION）通亮；这些指示灯由28V直流汇流条提供电源。 乘务员板上的应急出口灯有两个位置：接通和正常。接通位使应急灯亮，正常位使应急 灯设定为自动工作；当P5板上的应急灯电门置于断开位时，乘务员板上的电门可在应 急时接通应急灯。 说明： （1） 前后厨房电气设备： 有热水器（WATER BOILER）、热水杯（HOT CUP）、烤箱（STEAM OVEN）、多功能 饮料机（COMBI BREWER）。 应确信这些设备在位、外表无损坏。 （2） 厕所电气设备有： 洗手池热水器，用于提供洗手热水。 检查时打开垃圾箱门可接近热水器，确信其外表无损坏、连接牢靠;烟雾探测器 装于厕所顶部，还应目视检查其状况。 说明： （1） 可通过位于驾驶舱CDS系统的下显示组件DU查看发动机的滑油量或者通过滑油 箱上的观察窗查看（图1.51第1张所示）。当滑油箱内的滑油面到“FULL”标 志时，驾驶舱的读数为19。放行飞机的最低标准为1２，单位为夸脱。 （2） 补加滑油时间应在发动机停车后的5到30分钟之间。 （3） 滑油牌号为ＭＪＯＩＩ． （4） 补加滑油程序（如图1.51第2张、第3张所示）： （a） 打开位于风扇整流罩上的滑油箱接近盖板。 （b） 打开油滤盖。 （c） 通过重力加油口加入滑油。 （d） 加油时，通过观察窗，观察油箱油量达到 “FULL”刻线时，停止加油。 （e）装上油滤盖，关闭滑油箱接近盖板。 图1.51第1张 驾驶舱查看发动机滑油量 图1.51 第2张 滑油箱油量检查和勤务 图1.51 第3张 滑油箱勤务 。 说明： （1） 从主轮舱观察A、B系统的液压油量，如液压油箱上的油量表指示为“REFILL”，则说明需补加液压油，此时，对应的驾驶舱的读数为76%，当油量表指示为“FULL”时，停止加油,驾驶舱对应的油量为100%。 （2） 给液压油箱补加液压油时，可以通过手摇泵和选择活门来补加，补加的液压油 型号为：BMS3-11, Type IV 或 BMS3-11, Type V。（如图1.52所示） 提示：如飞机到达目的地，地面外界温度?20F（6?），而此时液压油水平面低 于“REFILL”，这是加油只要加到“REFILL”上面一点就可以，防止飞机到达另 外一个较温暖的地点时，液压油溢出。 （a） 确保前后缘襟缝翼收上位置。 （b） 给A、B和备用液压系统释压。 提示：给液压油箱加油不需要放掉油箱的压力。 （c） 给B系统加油前，确保在液压泵关闭的情况下刹车储压器内压力不小于 2800PSI。 （d） 如使用手摇泵加油，则将吸管端部放到5加仑（19升）的筒内。 告戒：加油压力不要超过75PSI。防止损坏液压系统。 （e） 如使用液压车，则连接接头到压力加油口。 （f） 将油箱加油选择器活门转到需要加油的油箱位置。 （g） 所加的液压油种类为D00153或D50036，直到油箱3指示器上显示为FULL 标志 提示：对于A系统油箱，FULL标记指示大约为5.7加仑（21.6升）。对于 B系统和备用系统油箱，FULL标记指示大约为8.2加仑（31.1升）。 提示：目前使用的BMS3-11 IV型和V型液压油可以互换，并且可以任意 比例混合。 （h） 将油箱加油选择活门扳到CLOSE位置。 （i） 将手柄和吸管放到正确的位置。 （j） 检查驾驶舱液压油量，确保大于76%。 图1.52 液压油箱油量检查和勤务 说明： (1) 厕所勤务/污水箱勤务(如图1.55第1张所示)： （b） 排放污水箱内的污水: 1) 勤务时首先应戴上相应的防护设备，包括： STD-419 Gloves - Rubber, Elbow Length STD-1136 Mask – Face STD-1137 Glasses – Safety STD-1138 Tubing - Flexible, 1.5 Inch Outside Diameter 2) 打开污水箱勤务门 3) 打开排放活门上的盖子。 4) 将排放软管STD-1142接到排放活门上。 5) 按压排放活门上的手柄。 6) 拉出手柄打开排放活门。 7) 污水从污水箱流 8) 当水流出时，能感觉到水流出来。 （c） 冲洗污水箱 1) 打开冲洗接头上的盖子。 2) 在冲洗接头上接上水管。确保水压最小为30psi（207kpa）。 3) 使用10-50加仑的水来冲洗污水箱。 4) 确保液体排放干净。 5) 在勤务面板上，将手柄推回，使污水排放球型活门关闭。 （d） 向污水箱内加化学剂（可以通过冲洗接头和马桶来进行，下面为通过 马桶补加）。 1) 如需要，给饮用水箱加水。 2) 如需要，给饮用水箱增压。 3) 将一定量的干化学剂倒入后厕所马桶内。 4) 使马桶工作2-3次。 5) 这样化学剂就进入到污水箱。 （e） 从污水箱勤务面板上的排放活门上断开排放管。 （f） 确保污水箱勤务面板上没有液体渗漏。 （g） 关闭排放活门。 （h） 关闭排放活门上的盖子。 （i） 清洁勤务面板和所有的部件。 （j） 关闭污水勤务面板。 图1.55第1张 污水箱勤务 (2) 饮用水勤务(如图1.55第2张) (a) 饮用水箱排放：通常需要每3天进行排放，防止细菌生长。 1) 打开饮用水箱勤务门 2) 在每一个排放口接上排放管。 共有两个排放口，一个是前厨房/厕所的排放口，另一个是后厨房/厕所 的排放口。 3) 确保前厕所关断活门在OPEN位置。 4) 将饮用水箱排水活门打开。 5) 确保每个厕所的供水活门在ON位。 6) 确保饮用水系统排放干净。 7) 如在排放干净后，不立即对饮用水系统进行加水，则进行下面的步骤： CAPT Electrical System Panel, P18-3 F 13 C00104 LAVATORY WATER HEATER A F 14 C01073 LAVATORY WATER HEATER D F 15 C01096 LAVATORY WATER HEATER E A 18 C00873 POT WATER COMPRESSOR C 9 C00138 WATER QTY IND 8) 将前厕所的排放活门到CLOSE位。 9) 将水箱勤务面板上的排水活门关闭。 10) 关闭勤务面板。 图1.55第2张 饮用水系统勤务 说明：B737-700/800 AMM TASK 12-11-00-680-801 （1） 从1号和2号主燃油箱放沉淀（如图1.56第1张和第2张所示）： （a） 在放油活门下，放一个5加仑的油桶。 （b） 将放油工具COM-1535的顶部接到放油活门的低部,使放油工具挂到放油活 门上。 （c） 使每个活门流出燃油。 （d） 目视检查燃油中是否有杂质和水分，如燃油无水分和杂质，则将放油设备 拿掉。 （e） 确保放油活门提升阀关闭，无燃油渗漏。 （f） 保留油样。 （2） 从中央燃油箱放沉淀（如图1.56第3张和第4张所示）： (a) 飞机位置：机头向下1.14度，这样可以将燃油集中到中央油箱的底部。 (b) 打开192G 放油活门接近门，来接近放沉淀活门。 (c) 在活门下方接一根软管，通到放沉淀的油筒内。 (d) 向下拉出作动杆。 (e) 保持作动杆在一个位置，直到燃油内无水分为止。 (f) 拿掉软管。 (g) 将作动杆推回到正常位置。 (h) 关闭接近门。 (i) 保留油样。 （3） 对容器里的燃油进行目视检查。 (a) 如燃油变成粉红色或红色，则参照737-SL-28-044A，对污染物进行检查。 (b) 燃油中的水通常显示为位于燃油下的一层或在燃油中呈水泡形。 (c) 结冰通常表现为阴影或浑浊，使得燃油不透明。 (d) 燃油中如没有水、冰和污染物，则是清洁和透明的。 如图1.56第1张 主燃油箱放沉淀活门 如图1.56第2张 主燃油箱放沉淀活门 如图1.56第3张 中央燃油箱放沉淀活门 如图1.56第4张 中央燃油箱放沉淀活门 确认所有的故障已排除或办了保留。 说明： （1） 如图2.21第1张为飞机天线的位置图、第2张为雷达罩图， 受检部件应无外来物击伤、无电击痕迹；雷达罩应无明显凹陷及大面积漆层剥 落现象。各天线封严良好。安装面应该与飞机蒙皮平齐，无翘起、开裂等痕迹。 放电刷数量符合MEL中外形缺损要求的数量标准。 （2） 图2.21第2张为静压和总压系统外部部件位置，位于机身机头左部有左皮托 系统的机长空速管（1个）、左静压系统的机长静压孔（1个）、右静压系统的 副驾驶静压孔（1个）及左侧备用静压孔（1个）。位于机身机头右部有右皮托 系统的副驾驶空速管（1个）、备用皮托系统的备用空速管（1个）、左静压系 统的机长静压孔（1个）、右静压系统的副驾驶静压孔（1个）以及右备用静压 孔（1个）。 （3） 图2.21第3张为迎角传感器位置图，左右各一个 （4） 图2.21第4张为总温探头的位置图，位于机身左侧， 1个。 （5） 受检部件应无外来物击伤、无电击痕迹，静压口周围区域光洁，受检部件安装 面应该与飞机蒙皮平齐，无翘起、开裂等痕迹。空速管无弯曲现象。 图2.21第1张 飞机天线位置图 图2.21第2张 雷达罩检查 图2.21第3张 静压和总压系统外部部件位置 图2.21第4张 迎角传感器 图2.21第5张 TAT总温探头 说明： 检查驾驶舱内电子设备在位情况，各个设备电门使用后放置在关闭位。 说明： 时钟安装在P1板左侧及P3板右侧如图2.23所示。 若显示时间或日期不正确，按照AMM31-25-00调节时钟显示。 图2.23 驾驶舱时钟位置 说明： （4） 马赫空速警告测试（AMM27-32-21）： （a） 压下并保持记录器/失速警告面板上的失速警告测试按钮1； （b） 确保机长驾驶杆发生抖动； （c） 松开记录器/失速警告面板上的失速警告测试按钮1； （d） 确保抖动停止。 （e） 压下并保持记录器/失速警告面板上的失速警告测试按钮2； （f） 确保副驾驶驾驶杆发生抖动； （g） 松开记录器/失速警告面板上的失速警告测试按钮2； （h） 确保抖动停止。 （5） 飞行记录器测试（AMM31-31-12） (a) 将记录器/失速警告面板上的记录器TEST-NORMAL开关放TEST位； (b) 确保面板上有OFF灯熄灭； (c) 将记录器/失速警告面板上的记录器TEST-NORMAL开关放NORMAL位； (d) 确保面板上有OFF灯点亮。 （6） 话音记录器测试（23-71-00） (a) 在话音记录器控制板上插入耳机 A构型：山西/河北及云南（新700）、武汉（新800） (b) 按下话音记录器控制板上的测试按钮1.5秒； (c) 确保在耳机中听到一个音频信号； (d) 确保面板上绿色的STAUS灯点亮。 B构型：云南（2502，2503，2639，2640） (b) 按下话音记录器控制板上的测试按钮5秒； (c) 确保在耳机中听到两个音频信号； (d) 确保在按钮被按压期间面板上监控表指针指绿区 C构型：武汉（5100，5087） (b) 按下话音记录器控制板上的测试按钮5秒； (c) 确保在耳机中听到一个音频信号； (d) 确保在按钮被按压期间面板上绿色的测试灯点亮。