《精工》第三期文字版-FLBOOK

益求精

技术研讨与分享

B737NG飞机ATA21章空调系统设备冷却系统常见故障及处理措施

波音737NG飞机常见雷击损伤的处理

737-800飞机座舱高度速率指示摆动故障分析

管理实践与创新

可靠性管理在提高NG机队空调系统可靠性中的应用

昆航机队发动机价值管理研究及回顾

匠论心

专业扎实工作踏实作风务实

FINE WORK

在众多的期盼中，《精工》在这个春暖花开的日子如约而至，她孕育着精益求精、工匠论心的理念，提供维修人交流的平台，为年轻的昆明航带来勃勃生机。

梦想决定命运、文化决定发展。文化提供了坚强的思想保证、强大的精神力量、丰润的道德滋养。《精工》将以公司“共有”文化为指导，以部门“三实”文化为指引，不断加强文化建设、丰富文化生活、提高文化认同感，为公司高质量发展夯实安全基础。

精湛技术决定成长的高度。《精工》将为维修人提供一个互动交流和展示自我的平台。点滴记录精工人的成长历程，展示精工人的精神风貌和事业成就，见证精工人孜孜以求的汗水，鼓舞和激励精工人合力向上、开拓进取、精益求精，共创美好的未来。

科学管理焕发高质量发展的生机。《精工》将展示维修各系统的管理理念、管理方法，让这些管理理念、方法在实践中成长、在实践中完善，让员工共同参与，为公司的发展献计献策。

期望《精工》成为一个畅通交流的平台，让每一个员工都能透过她了解公司的发展和进步；也期望她能成为展示员工风采的舞台，记录精工人成功的经典，刻记下精工人成长的脚印，分享精工人成功的喜悦。

路漫漫兮，上下而求索。让我们共同祝愿《精工》茁壮成长。

开刊寄语

昆明航空有限公司总裁

共有昆航，三实维修

什么是“机务精神”？

精神是生命中的一种元素，是生命的组成部分，即精气和元神。那什么是机务精神呢？机务精神就是长久以来机务工作的精髓与特质。它代表着机务工作的最核心文化。

昆航机务精神是“专业扎实，工作踏实，作风务实”，这是对公司开航以来机务工作的总结。

专业扎实：飞机维修工作专业程度高，覆盖面广，工作系统复杂，面对繁复的系统，唯有扎实的专业知识和专业技能，才是指引我们排除一切疑难杂症；唯有清楚地了解与掌握工作原理，才能让我们对执行的工作进行准确地判断；只有将凭靠扎实的专业知识，我们才能将“安全以人为本、服务以安全为本、利润以服务为本”的公司理念践行到实处，使每个人的个人价值在工作中得以体现，在岗位上得以实现，岗位责任得到最有效的落实，我们的安全就可以得到最有效的保障，从而最终实现持续安全。

工作踏实：机务的工作内容无一不关系到航空安全。安全源自文化，文化铸就安全。维修工程部作为昆航安全体系防线的守卫者，在航空安全运行中处于重要环节，确保持续安全，最终解决办法是落在态度上、思想上、文化上，树立正确安全理念、安全文化、安全责任观，踏踏实实、稳扎稳打、按章操作，将“四个意识”、“五个到位”彻底贯彻落实到所有维修工作过程中，才能真正确保持续安全，守卫航空安全才不是一句空话。文化需要传承，只有将踏实工作文化传承下去，航空安全才能得到持续保持，为航空安全付出的汗水才能得到回报。

作风务实：子曰，人而无信，不知其可也。作为机务，我们的工作讲求的就是求真务实，实事求是，这既是对我们的工作要求，也是我们肩负的责任。务实是事业成功的基础，一切从实际出发，保持务实的作风，才能有效保证机务维修工作质量。只有工作干在实处，安全才能走在前列。我们不断提高安全水平，不断提高维修质量，担负起确保持续安全的责任，为旅客创造愉悦的旅程，这也是我们的职责。

以扎实的专业知识为基石，以踏实的工作态度为保障，以务实的工作作风为指导，我们只有秉持三实机务精神，贯彻共有企业文化，将安全工作落到实处，将维修水平进一步提高，才能助推我们共有的昆航走向新的辉煌。

作者：许苓渤

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昆明航空有限公司

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6116

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张旭叶远峰

彭培亮

２０２１

季刊　维修工程部　

◆飞机商务彩喷流程简介 01

◆航空公司引进使用过飞机维修方案过渡浅谈 05

◆可靠性管理在提高NG机队空调系统可靠性中的应用 09

管理实践与创新

：

◆昆航B737-MAX飞机停场期间动力装置相关特有维护工作总结 13

◆昆航机队发动机价值管理研究及回顾 48

◆消耗件库存补充监控管理浅析 57

◆RFID技术在航空维修管理的应用探索 61

◆落实“指差呼”，评选“金手指” 122

◆团结协作保障有力 124

◆维修工程部第一党支部组织全体党员观看“七一勋章”颁授仪式 125

◆知敬畏，践行三实文化 127

◆艺术鉴赏 128

季刊　维修工程部　

技术研讨与分享

文化建设

◆737-800飞机座舱高度速率指示摆动故障分析 68

◆B737NG飞机ATA21章空调系统设备冷却系统常见故障及处理措施 72

◆波音737NG飞机常见雷击损伤的处理 78

◆发动机未运转驱动灯不亮故障总结 83

◆发动机启动手柄信号不一致排故总结 87

◆起飞构型警告不正常事件情况分析 95

◆设备冷却系统原理分析及故障处理 103

◆洗手间水龙头漏水故障浅析 108

◆应急灯及外部灯光 111

◆关于力矩那些事 116

管理实践与创新

精益求精·工匠论心

飞机商务彩喷流程简介

■ 徐进 / 结构客舱中队

飞机商务彩喷作为一种独特的广告媒介，近几年被许多航空公司视为一项营销手段。笔者近几年陆续主导了多项商务彩喷项目，借本文将经验做简要梳理，希望可以对未有相关经验的同行提供一定的参考。

商务彩喷主要可以总结为“三个阶段、两种方式”。

一般来说，飞机的效果图多由客户委托的广告公司制作。然而大多数广告公司并不具备飞机设计的专业知识。其设计效果图的模板多为航空公司提供的2D图底板，时常出现非常低级的设计错误，如：737-800飞机的涂装上显示只有一排应急门。再如：飞机的俯视图上出现本在仰视图上才能看到的部件，或色号标注错误等。这时候需要航空公司负责项目的专业工程师积极参与前期的效果图审核，将这类错误及时纠正，避免在后期工程图制作时出现尺寸不一致，无法实现

摘要：本文从多个方面介绍了商务彩喷的流程、方案选择及考虑要素。

关键词：商务彩喷

第一阶段：效果图确认

管理实践与创新

精益求精·工匠论心

现工程图准确定位的情况。建议航空公司要求广告公司购买对应机型的3D建模图用于效果设计。

第二阶段：（方法1）

1）工程图制作

工程图制作是非常关键的一步，后期施工、航材订购、甚至方案报批都受其影响。通常航空公司可联系具备资质的大修厂制作，也可自主完成。大修厂通常会对航空公司收取一笔设计费用，这里笔者建议航空公司可以结合喷漆选厂与大修厂议价，争取降低费用。

2）涂装方案报批

在完成工程图制作后，项目工程师便可以启动涂装方案报批工作。项目报批工作需要向总局申请，并提交如下资料（注：下述文件准备可在工程图制作同时进行）：

A.效果图（注：三视图及斜视图）；

B.工程图；

C.设计专利声明（设计公司提供）；

D.涂装授权书（授权航空公司使用涂装设计）；

E.涂装内图案标志含义和颜色说明

（局方须审查是否存在敏感或争议的图案）；

F.红头文件（方案申请函）。

3）施工方案选择

项目工程师在拿到定稿的效果图后，需要根据图案制定施工方案：

A.如涂装方案总体色彩简单，建议采用喷漆作为主要施工手段。如局部有色彩

另外，前期项目工程师需在效果图设计时针对效果图及时评估后期施工方案的可行性、成本及施工难度。例如：如效果图上存在大量的渐变色或色彩交错，则该区域通过喷漆实现效果的难度将非常大，合理的施工方案是通过贴膜实现。而该类图案出现在机身41段或48段（此区域存在不规则双曲面），普通膜又会由于机身双曲面造成图案变形或不同区域间接缝出现偏差，只能通过订购昂贵的3D膜达到理想的效果。因此，项目工程师需要将可行性、成本及施工难度等意见反馈至对口部门，及时修订效果图。

再有，项目工程师需要在这个阶段尽快与漆料供应商取得联系，获取厂家提供漆料色卡（漆的实际效果），如色卡与当前效果图存在色差，则须尽快联系漆料厂家更换色号或去工厂现场调色确定色号。影响不大的色差也可通过协调客户取得客户的同意。

最后，项目工程师需要对方案可能影响到CCAR-45《民用航空器国籍登机规定》的相关部分进行审查，例如：1）彩喷图案的颜色影响到了飞机注册号的辨识，则可能需要在注册号外轮廓增加相应的色带加以区分。2）彩喷涂装存在争议图案，则可能导致涂装方案报批受阻。

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BCCC系统相比传统高固态漆具有更高的光泽度，更短的固化时间，及更长效的光泽保持度。3S系统则多用于787等复合材料机身的喷漆。项目工程师在此阶段需注意，漆料的交付是整个第二阶段用时最长的节点，通常为1-2月。如项目周期紧张，需控制好该节点的完成时限。

第二部分为漏字膜或标牌的采购，主要用于满足AC-21-AA-2008-14R1《航空器内外部标识与标牌》对外部标识的相关要求。该工作也可结合喷漆选厂，选择有自主完成该工作能力的大修厂。

5）喷漆选厂

该部分针对有自主喷漆能力的可不用考虑，但也存在机位周期安排不过来需要外委的可能。对于需要外派的航空公司，该部分的首要考量是周期。各大修厂针对不同的涂装其喷漆周期通常在4-9天不等。部分公司选择项目结合C检执行，可以交替进行节省周期。其次的考虑则是喷漆能力，有的大修厂具备漏子膜自制能力、大量的库存漆料或有渐变色施工能力。这些都是航空公司的选厂考量指标。

B.如涂装方案为大范围渐变色，建议采用贴膜作为主要施工手段。但注意机身部分区域（如：机腹、机头区域）不能实施贴膜。

C.贴膜材质的选择上也需有所考量。目前市场上主流的贴膜材料有3M公司及ADHETEC公司提供的两种膜。两者各有优缺点，3M公司提供的产品价格和覆盖力（覆盖区域漆层如是深颜色，该膜不容易透出底层颜色）具有优势。ADHETEC公司提供的产品更具耐久性。因此，项目工程师需根据广告项目合同的期限决定选用哪款产品。

4）航材订购

航材订购主要分为两部分：

第一部分为漆料的采购，目前市场上的漆料供应商有PPG，AkzoNobel、Mankiewicz等。漆层系统分为高固态、BCCC系统和3S系统。传统喷漆多选用高固态漆。近些年随着BCCC系统的推广，越来越多航空公司开始选用BCCC系统作为主用漆。

复杂或渐变色，可结合局部贴膜的方式完成。

第二阶段：（方法2）

如果该涂装方案准备在生产线上飞机实施，则需要航空公司在选型阶段与OEM厂家（如：波音）确认涂装方案。若在选型结束后或在飞机生产阶段进行涂装方案更改，厂家会根据飞机的生产进展与航空公司签署MC（Master Change）或RR（Rapid Revision）文件进行更改方案确认，并需要支付一定的涂装更改费用。

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支付一定的涂装更改费用。

该阶段首要确定的一项内容就是选用何种方式退漆：打磨退漆或化学退漆。建议项目工程师跟大修厂专业人员充分沟通，在不影响后期效果的前提下尽量选择打磨退漆。近些年，由于化学退漆施工过程中的处理不当已经导致多起机身蒙皮大面积点腐蚀的事件。轻则造成长时间停场，重则导致更换蒙皮，甚至飞机报废。

项目工程师需要关注的第二个问题是喷漆质量。通常漆层缺陷有橘皮（面漆外层固化过快）、垂流（面漆过厚）、鱼眼（附着表面未清洁干净）等。工程师需视情决定返工的程度。

在进行涂装方案更改时，厂家会对时间有要求，若进行整机涂装方案大改，通常需要飞机下线前至少6个月向厂家确认更改后的方案，若进行局部小改，通常需要飞机下线前至少4个半月向厂家确认更改后的方案。如实际更改时间少于厂家要求的时间，则厂家需要结合飞机生产进展和其人力资源情况综合评估是否支持喷涂更改。故航空公司需要尽早提出并向厂家确认飞机的涂装更改方案，否则可能会影响飞机的交付计划，最终费用也会比较昂贵。

通过方法2实施彩喷项目工程师不需要再花费精力在方法1的1）3）4）5）项工作上。项目总费用方法2和方法1大致相当，航空公司可自行权衡。

第三阶段：喷涂施工

（橘皮）

（垂流）

（鱼眼）

另外，针对贴膜，项目工程师务必在施工完成后的1周内检查1-2次贴膜施工质量。检查是否有气泡，脱胶等情况出现。

空公司在接到彩喷业务时，结合自身飞机喷漆计划选取进入喷漆周期的飞机，可有效的降低成本。同时商务彩喷带来的营收也不失为航空公司一项开源节流的举措。希望笔者以上的浅见能帮助到有需求的业内同仁。

综述，2020年至今全球新冠疫情肆虐，行业面临前所未有的困难。航空公司在接到彩喷业务时，结合自身飞机喷漆计划选取进入喷漆周期的飞机，可有效的降低成本。同时商务彩喷带来的营收也不失为航空公司一项开源节流的举措。希望笔者以上的浅见能帮助到有需求的业内同仁。

（脱胶）

（气泡导致膜破裂）

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航空公司引进使用过

飞机维修方案过渡浅谈

■ 邱星 / PPC 启程班组

由于737MAX系列飞机全球停飞，加之NG飞机停产，对全波音机型的航空公司尤其是中小型航空公司冲击较大。为了扩大公司机队规模，引进使用过飞机（俗称二手飞机）成为了很多航空公司扩大机队规模的必由之路。

二手飞机引进和新飞机引进有相同的地方又有很大的差异。飞机在不同的航空公司服役。不同的运行环境、维修能力等不同，所制定的维修方案会存在很大的差异。现简要分析下我司在引进二手飞机时是如何制定维修方案过渡。

以我司引进H航飞机为例，分享我司在引进二手飞机时维修方案过渡的一点小经验。

摘要：针对使用过得航空器得引进，本文只针对引进过程中维修方案过渡进行分析，在实际引进过程中还会涉及其他部门其他问题，本文不做讨论。

关键词：维修方案过渡

一、引言

二、维修方案过渡

根据AC-121-135-53R1民用航空器维修方案中6.5条：新加入方案航空器的时间

转换的要求，对引进使用过的航空器要进行维修方案条目的时间转换。AC原文如下：

新加入方案航空器的时间转换

（１）当航空运营人引进使用过的航空器加入本身已获批准的航空器维修方案时，应当按照下述原则将航空器机身、所安装的动力装置、螺旋桨和部件已使用的累计时间转换到航空运营人的维

修方案中：

（ａ）当航空运营人的翻修时间限制低于航空器原获得批准的翻修时限时，可选择：

（Ⅰ）采用时间限制转换的方法转到航空运营人的维修方案中；

（Ⅱ）当航空器的实际使用时间低于航空运营人的翻修时间限制时，可直接加入维修方案；可以用已获批准的翻修时限与航空器的实际使用时间之差作为剩余的使用时间。

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使用时间。

（ｂ）当航空运营人的翻修时间间隔高于航空器原翻修间隔时，应当采用时间限制转换的方法转到航空运营人的维修方案中。

（２）如果运营人采用时间限制转换方法，则必须对航空器机身、所安装的动力装置、螺旋桨和附件都必须进行时间限制转换。与航空器一起购买的备用发动机和螺旋桨或以后购买的使用过的备用件，也必须进行时间限制的转换。

（３）有寿命的部件和适航指令中对时间限制有强制性要求的部件可以不用进行转换。

（４）当航空器的机身、所安装的动力装置、螺旋桨和附件完成第一次翻修后，运营人所建立的基于时间限制转换的控制方案将被取消，从这以后，翻修将按照运营人获得批准的翻修时间限制来进行。

我司计划引进的H航B-1545飞机。波音出场日期为2016年11月4日，截至2019年10月12日8599FH、4502 FC、1072 CA。最近一次A检为12A执行时间为2019年9月3日，7545FH、3893FC、1033CA;最近一次C检为1C检，执行时间为2018年11月3日， 5927FH、3082 FC、729CA。比较两家公司的维修方案对A检和C检间隔要求。H航：1A 间隔为800 FH/560 FC/90 CA，先到为准；1C 的间隔为7500 FH/4000 FC/730 CA，先到为准。我司：针对700飞机，1A 间隔为800 FH/560 FC/90 CA，先到为准；1C 的间隔为7500 FH/6000 FC/900 CA，先到为准。针对800飞机1A 间隔为800 FH/500 FC/90 CA，先到为准；1C 的间隔为7500 FH/5000 FC/900 CA，先到为准。我司计划引进飞机时间为12月中旬，根据H航维修方案要求，H航应不晚于12月1日执行13A检（以日历日计算，如果飞行小时或者飞行循环先到，应提前执行A检）。

FH/500 FC/90 CA，先到为准；1C 的间隔为7500 FH/5000 FC/900 CA，先到为准。我司计划引进飞机时间为12月中旬，根据H航维修方案要求，H航应不晚于12月1日执行13A检（以日历日计算，如果飞行小时或者飞行循环先到，应提前执行A检）。

针对A检项目：

由于两家公司局方批复的维修能力不同。局方批复我司的维修能力为7500FH(不含)/6000FC(不含)/900CA（不含）以下定期检修。针对A检项目，因维修能力所限，我司执行方案将7500FH/6000FC/900CA以下项目通过1A、2A、3A、4A、6A、8A组成24个A检工作包，5A、7A、9A项目分别并入4A、6A、8A执行。MPD适用于我司批准的维修能力运行条目有282条，包含日检、双周检、月检、双月检、A检等。由于俩家单位对MPD转化来的维修方案执行方式不同，在飞机加入我司机队前需要对适用于此飞机的维修方案条目进行转换。在维修方案转换过程中需要有一个过渡方案来满足我司维修方案的要求。如上文引入AC所述，需要对维修方案条目按照比例转换。所以需要逐条比对两家航空公司的维修方案条目，算出剩余时限，在下次时限前完成。此工作量较大，且容易出现纰漏，对于维修能力较强的航空公司可以采用此方法。由于我司批复的维修能力的局限性，不适宜采用此方法。最简单的方案是按照我司的要求，将我司局方批复的维修能力以下的所有项目全部执行。飞机引进后我司从1A项目开始执行。但在合同谈判期间由于涉及到金额等问题，H航不愿意按照

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由于涉及到金额等问题，H航不愿意按照我司要求执行过渡方案，所以需要我司对维修能力之内的维修项目逐条分析，比如：24-080-00备用电源检查，对方的维修方案要求是在日检里面执行，我司维修方案要求是在双周检执行，这种条目必需加入过渡检里面，因为这样的条目，维修方案差异太大，无法按照比列转换，飞机进入我司以后就会存在维修方案条目超期。又比如31-160-02清洁机长侧显示组件通风孔，对方维修间隔为1200FH,我司为3000FH，按照比列转换，对方最近一次执行时间为2019/9/3时8261FH,预计飞机停场时间为2019/11/15时8990FH，中间飞了8990-8261=729FH,按比例转换剩余（1-729/1200）*3000=1177FH，到期时间为2019/11/15+1177/10=2020/3/11日，所以我司计划在2020/3/11日前A检清空检执行。最后谈判的结果为H航愿意清空飞机交付给我司后三个月内到期的维修项目，避免春运期间飞机停场。后续我司自主停场执行A检清空项目。特别需要注意的是CAD关联的MPD条目需在过渡检中强制执行，比如：27-026-01/02副翼控制机构润滑。

针对C检项目：

两家航空公司C检间隔不一致，造成执行C检时FH/FC/CA不一致，在引进飞机是需要对FH/FC/CA分析来确定需要执行的MPD条目。

H航1C间隔为7500 FH/4000 FC/730 CA，在执行1C检是应当完成7500FH-15000FH(不含)和4000FC-8000FC(不含)和730CA-1460CA(不含)项目，因为对方

和730CA-1460CA(不含)项目，因为对方航空公司执行1C检时间为2018年11月3日， 5927FH、3082 FC、729CA，根据对方航空公司提供的LDND查询可知，对方航空公司执行1C检时只完成了12000FH、12000FC、1440CA以下项目，待飞机引进后按照我司维修方案的要求需要在5927+7500=13427FH、3082+6000=90 82FC、729+900=1629CA，三者中先到为准执行2C检。按照我司的要求，我司在执行2C检时应当执行执行首检15000FH-22500FH/12000FC-18000FC/1800CA-2700CA和重复检7500FH/6000FC/900CA内所有项目。如果维修方案平稳过渡最简单快捷的方式是H航在过渡检执行完成15000FH/12000FC/1800CA内所有项目。因为维修方案的差异、维修能力所限和为了飞机引进后C检齐平于我司维修方案间隔，我司希望对方最少执行首检在12000FH-15000FH/12000CA以下/1440CA-1800CA以内和重检7500FH/6000FC/900CA所有项目。当然我们仍然需要对C检的条目逐条分析，如果根据H航维修方案间隔转换到我司维修方案里面，维修条目落在上述区间里面亦需要加入过渡检。比如：72-110-01发动机推力连杆安装座检查，H航维修方案规定首检7500FH，重检7500FH，我司维修方案规定首检15000FH，重检15000FH。按比例转换H航最近执行时间2018/11/6时5927FH,预计飞机停场时间为2019/11/15时为8990FH，用掉8990-5927=3063FH，转换为我司剩余（1-3063/7500）*15000=8874F

H，剩余FH8874FH＞7500FH，所以我司可以计划

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三、结语

以计划在2020/10/1日前C检执行。对于维修方案差异，H航维修间隔比我司长的，可以按照我司维修方案间隔控制。

针对我公司在维修方案中的可靠性项目，如果超出我司局方批准能力范围，需要单独申请维修能力执行。如B737-32-610检查、调节起落架人工放出手柄接近门的位置电门；B737-32-613-1检查拔出和移动起落架控制手柄的力等等。

航空公司引进使用过的飞机加入机队，对维修方案条目的转换是一个极其繁琐的工作，其唯一原则是依据AC-121-135-53R1，根据AC的原则制定过渡方案。本文只是浅要的分析了维修方案如果过渡，给出一个总体原则，具体转换工作还需要航空公司在引进过程中逐条分析，逐条转换。希望本文能给大家一点借鉴意义。

参考文献：

AC-121-135-53R1

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1、每2000FC清洁主、次级热交换器（该条要求在每年的换季工作中实施）；

2、每7500FH移位清洁初级和次级热交换器；

3、每2500FH 更换空调水分离袋；

4、每2500FH 功能检查左右水分离器；

5、每15000FH 功能检查左/右空调组件压缩机排放过热和涡轮进口过热电门；

6、每15000FH 操作检查组件超温关断。

在飞机系统中，空调系统无疑是很重要的组成部分，在不同季节、不同运行条件下的使用使得空调系统的可靠性会有较大的波动，尤其是在暑运期间，如果空调系统发生故障，将严重影响机队的正常运行。

可靠性管理在提高NG机队

空调系统可靠性中的应用

■ 郄敏浩 / 工程技术室头号班组

摘要：本文通过介绍一次完整的可靠性调查，展开说明并体现了可靠性在提高机队可靠性中的具体作用。

关键词：可靠性；ACM；热交换器

一、引言

二、背景

2019年4-6月，昆明航NG机队发生多起空调系统故障，主要表现为组件灯亮、空调制冷效果差，同时ACM（Air Cycle Machine，空气循环机）的非计划拆换次数猛增，最终导致21章不正常事件和故障报告触发可靠性持续报警，ACM（2206400-2）非计划拆换触发可靠性持续报警，就此，可靠性管理工程师在经过可靠性初始评估后下发了可靠性报警通知及调查单，

及调查单，会同工程技术室系统工程师一起，启动空调系统可靠性调查。

B737-NG飞机的空调，主要部件包括两个热交换器（初级、次级）、ACM、冷凝器和各个管道、活门、传感器等附件，空气循环制冷系统主要是采用由发动机带动的座舱增压器或者直接由发动机引出的高温高压空气经过热交换器初步冷却后再经过ACM（ACM涡轮带动同轴的压气机、风扇）涡轮进行膨胀，对外做功，这样，高压空气中的热能就转变为机械能，使空气本身的温度和压力大大降低，由此获得满足温度和压力要求的冷空气。这里我们可以知道，ACM以空气为动力来源，又将能量输出给空气。

三、调查过程

图1-涡轮压气机风扇同轴实物图

基于空调系统的部件情况，首先，可靠性统计了2016年08月至2019年06月期间NG机队空调系统的不正常事件、故障报告以及ACM的相关可靠性数据，进一步通过可视化图表表明了空调系统可靠性状况的急剧下降情况。

图2-可靠性报警通知及调查单

另外，整理了当时的《维修方案》中有如下相关条目：

结合眼前机队的空调状况，可见当时的措施已无法将机队空调系统的可靠性保持在一个可接受的水平。接着，就要从其他航司、厂家搜集相关资料信息了，工程师了解到波音公司在2016年就关注到航空器运营人遇到ACM早期失效和驾驶舱制冷效果差的情况，并以此发布了737NG-FTD-21-1600，该FTD提到在某些环境中，运营人当前的热交换器清洗维护计划(MPD)间隔时间可能不够，建议运营人加强对热交换器的清洁工作，以防止由于热交换器堵塞、过脏而导致ACM叶片断裂和空调制冷效果不好。

图3-737NG-FTD-21-1600

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为验证我司空调系统故障的根本原因，系统工程师、可靠性管理工程师带着问题和任务前往位于厦门的修理现场，查看了我司故障ACM触目惊心的分解过程。ACM拆解后发现，风扇叶片有不同程度的断裂、丢失情况，叶片的断裂还造成了ACM风扇机匣的损伤，并且由于转子不平衡导致了涡轮叶片与涡轮机匣也发生了一定程度的剐蹭、空气轴承损坏，导致ACM的大部分零部件都因损伤而报废，修理费用不菲，要知道一个ACM的波音目录价格高达四十几万美金。我们知道，ACM是空调系统的核心部件，冷气的产生主要就是由ACM制造的，那么，是什么原因导致了ACM叶片损伤？其实是热交换器，当热交换器的冷却空气通道过脏、堵塞时，将会使冷却空气通过热交换器时被限流，一方面造成散热效果不好，另一方面造成热交换器出口到ACM风扇叶片之间的空间内产生真空，高速转动的ACM转子变得不稳定。另外，热交换器散热片上累积的污染物在风蚀的作用下尺寸逐渐减小，最终会穿过散热器，在风扇高速旋转的情况下，造成叶片的损伤。上述对热交换器的分析也得到了验证，系统工程师在热交换器离位清洁的现场看到清洁后的水质极差，说明了热交换器的清洁状况不尽如人意。与此同时，工程师还与波音、Honeywell、热交换器清洁承修厂的工程师进行了沟通，最终确定热交换器过脏是触发我司本次可靠性报警的主要原因。

目前波音推荐的MPD换热器清洗间隔为每2000 FC，但是同时波音也鼓励运营人确定

图4-厦门分解现场

图5-风扇断裂

人确定最适合其操作环境需要的定期维护间隔，因为热交换器清洗程序如果更频繁地实施，可以提高热交换器的性能。

就此，在2019年6月空调系统故障爆发对机队运行造成很大影响的情况下，维修工程部首先采取了一些立即措施：孔探ACM风扇叶片、离位清洁热交换器。在立即措施实施后，机队故障情况在当年8月有了较为明显的缓和。紧接着，结合工程调查分析，针对现有的热交换器清洁工作间隔已不适合我司机队运行环境的情况，工程师提出了更改离位清洁热交换器间隔，增加在位清洁热交换器工作的提案。提案在经过可靠性管理委员会多次讨论、修改后，最终采取了如下可靠性决议：针对737NG/MAX机队，以365 DY/2000 FC（先到为准）进行离位清洁热交换器工作，每年4、5月份各安排一次在位清洁热交换器工作。

图6-可靠性决议

隔已不适合我司机队运行环境的情况，工程师提出了更改离位清洁热交换器间隔，增加在位清洁热交换器工作的提案。提案在经过可靠性管理委员会多次讨论、修改后，最终采取了如下可靠性决议：针对737NG/MAX机队，以365 DY/2000 FC（先到为准）进行离位清洁热交换器工作，每年4、5月份各安排一次在位清洁热交换器工作。

图7-措施实施前后故障率

后来，又结合生产运行的实际情况，经过PPC、MCC的评估后，对可靠性决议进行了优化调整：从2020年起，将在位清洁工作调整在5、6月各执行1次。通过各系统的通力配合，一系列措施的最终实施，自2020年夏季以来，空调系统故障率有了明显降低，导致空调系统的机务原因不正常事件情况也恢复到一个可接受的水平。

四、结语

此次的可靠性调查仅仅是可靠性管理工作中的一个案例，航空公司通过持续开展可靠性数据收集、分析、调查、制定措施等环节形成一个闭环控制，来不断调整维修方案，以期提高机队可靠性，降低维修成本

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不赘述。其中，“特有”体现在：其一，在飞机封存期间，换发、配重和相关的封存与解封工作并行进行，各个工作之间存在耦合和任务的干扰，这是对工程师在对飞机和发动机及APU系统熟悉程度的考验。其二，B737MAX飞机是投入运行不久的新机型，LEAP-1B发动机更是全新研制的新型号发动机，经历的运行时间短，缺少运行和维护的经验，一些问题未能在前期的运行中暴露出来，也就对新发现的问题没有现成的解决措施；其三：无论是飞机厂家波音还是发动机厂家CFM，均未经历过此型航空器及其动力装置的大范围非计划停场，因此，就本次B737MAX停场初期而言，厂方并无一套成熟经验向客户提供，所以缺少一套完整的、现成的文件作为参考。停场初期动力装置相关的工作，维护手册编制尚不成熟。因此，工程技术室只能采用“摸着石头过河”的方法在探索中前进。即在综合全球机队和其他航司的做法，领会厂家临时发布技术文件精神，再融会贯通之后形成一套自己的处置方案，落实到操作维护过程中，并且根据反馈的效果及时调整，使之日渐成熟。

所以，飞机停场期间，动力装置相关的各项工作进行的并不是一帆风顺，频繁遭遇各种困难和不确定因素。值得一提的是，在我司B737MAX飞机停场期间，反推处置问题、进气道防腐问题以及短舱封存的三个问题中，分别三次在“山重水复疑无路”的困境下，次迎来了“柳暗花明又一村”的转机，工程技术室及时抓住机遇，充分利用获得的其他可行的思路对反推、进气道和发动机短舱进行了成功的处置。

自2019年3月18日，中国区所有B737飞机全部停止执行航班，我司两架B737MAX飞机，B-206Y和B-206Z也均受影响停场。停场期间，两架飞机的四台发动机和两台APU不可避免的要接受长期不运转的在翼保存。由于动力装置为高精密的航空器件，如果保存不慎，动力装置或其部件极易受到环境的影响而偏离设计状态，可能导致重大事件的发生。全球机队中，LEAP-1B发动机停场期间PSS受到潮气影响以及CFM56-7B发动机五级引气单向活门轴腐蚀的例子充分证明了这一点。故而，对动力装置的保护工作，需要本着极其严谨细致的态度将工作做细做实，才能避免因长期不运转导致其内部部件发生变化而出现重大事件。由于停场期间，我司B737MAX飞机还需要执行换发、拖行等其他任务，这些任务会影响到飞机系统，故而不仅需要做好动力装置相关的工作，还需要将影响到飞机系统的因素充分考虑。在两年半的期间内，维修工程部不仅很好的保存、保护了两架飞机的动力装置及其附属的飞机部件，而且利用飞机停场的期间顺利拆换了四台LEAP-1B发动机送厂执行改装。由于措施得当，停场期执行的一些列维护任务顺利完成，两架MAX飞机动力装置，发动机、APU、反推、进气道等相关部件也未发生过任何因停场导致的损坏情况。

本文意在总结昆航B737MAX飞机停场期间动力装置相关“特有”维护工作，而对于维护手册中已经有的执行步骤和要求，本文不赘述。其中，“特有”体现在：其一，

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修成本，这才是可靠性管理工作的目的。未来，可靠性管理工作也要顺应时代需求，要朝着大数据方向努力，需要充分使用可靠性分析软件、可靠性平台，同时加强与其他航空公司可靠性同仁的交流，实现机队故障预测与健康管理，最终达到公司降本增效的目标。

参考文献：

[1] SDS 21-50-00 AIR CONDITIONING – COOLING

[2] 737NG-FTD-21-16005

昆航B737-MAX飞机停场期间

动力装置相关特有维护工作总结

■ 李卓君 / 工程技术室头号班组

摘要：自2019年3月，昆航机队经历了B737MAX一型飞机长期停场。在至目前的两年半时间内，两架MAX飞机在停场期间不仅经历了全部四台LEAP-1B发动机的拆换改装，而且执行了因换发而需要执行的例如飞机单发配重、单发拖行等一系列的工作，由于均为首次执行，创下了维修工程部“若干个第一”。此外，由于飞机动力装置长期不运转，在停场期间对于动力装置及其相关部件的封存保护工作尤为重要，由于保护不当造成的不安全事件在世界机队屡有发生。由于没有成熟的经验可以借鉴，工程技术室正是研究了了世界机队B737MAX飞机动力装置停场期出现的问题并综合了厂方关于停场期的措施建议精神再结合自身的情况制定并落实了一整套关于B737MAX飞机动力装置的封存保护措施，这些措施可操作性强，用最低的成本获得了非常好的效果。本文即对昆航B737-MAX飞机停场期间动力装置以上两个方面的工作作出全面的总结。

关键词：飞机载重与平衡；反推；进气道唇口防腐；发动机短舱封存；发动机油封；APU封存；任务协调

一、前言

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生过停场飞机在大风的作用下发生移动的不安全事件，需要将飞机重心调整至合适的范围内确保其安全停场；第二，飞机在停场期间需要拆除发动机送修，由于动力装置的质量很大，发动机安装位置位于飞机重心之前，在没有备发安装的情况下，拆除动力装置会导致飞机重心后移（如图15所示），重心范围可能超出手册要求，或者导致不安全事件。再则，拆下发动机一侧的重量明显轻于对侧，增加飞机停场的不稳定性，综合两点所述，需要配重确保停场安全，如图1所示；第三，在停场期间，发动机送修返昆后，由于LEAP-1B发动机送厂改装未执行测试，需要在返昆后进行在翼单发功率保证测试，由于此测试有发动机大功率地面运转项目，依据维护手册要求，需要将飞机重量和重心调整至合适的范围内，故而需要配重以满足单发大车测试的条件；第四，单发状态下拖行飞机需要对飞机配重。受到本场施工的影响，需要搬移只安装一台发动机的B737MAX飞机，由于受到前述第二条的影响，飞机重心后移且左右不平衡，这些都是拖行航空器的不利因素，故而需要对飞机进行配重以满足拖行要求。

道和发动机短舱进行了成功的处置。无论从可操作性还是措施的最终效果来看，这些方法切实可行，成本低廉，且措施有效。本文将B737MAX飞机停场期间的工作开展情况情况和各项措施取得的效果进行详细的介绍。且使用一定篇幅介绍昆航B737MAX飞机停场封存期间各项“独创性”工作，在此与各位读者分享。

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停场的两架B737MAX飞机受以下四个主要方面的影响，需要对飞机进行配重：第一，飞机本身停场要求需要配重，尤其是飞机停放的昆明本场风速较大，曾经在本场发生过停场飞机

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二、B737MAX飞机载重与平衡

在B737MAX飞机停场期间，由于LEAP-1B发动机TGB RDS设计存在缺陷，轴承润滑不良，故而维修工程部计划趁飞机停场之机结合承修方机位的情况逐台拆下LEAP-1B发动机送厂改装，飞机不运行，无需安装备发，但不得不面对飞机在单发状态下停场、换发和牵引的问题（如图1所示）。

图1

2.1压舱物配重

压舱物的选择，对于停场期间的B737MAX飞机来说，压舱物需要选择成本低廉、容易获取、密度相对较大、理化性质稳定的物品。这样的物品可以长期放置在前货舱中对飞机配重，且外场温度的变化不会使压舱物自身发生理化反应从而出现液体或固体物质的渗漏而影响飞机（如图）。

图2

图2所示）。

综合考虑下，有两种方案可选：其一为昆航库房内放置的大量拆下的飞机刹车毂，刹车毂重量较大，且闲置在库房无用，作为压舱物成本较低，但考虑到飞机刹车毂表面坚硬且带有棱角，由于其本身质量较大且必须人工搬运进入货舱，在搬运过程中极易造成飞机结构的损坏，故而取消了刹车毂的使用。第二个方案为使用防汛用沙袋，使用沙袋具有以下四个优点，第一沙袋成本很低，易于获取；第二，每一个沙袋的质量容易控制，均装沙50千克，沙袋的尺寸相对固定，在进行测量和计算重心时非常方便；第三，干沙子化学性质稳定，长期放置不变质；第四，沙袋无棱无角且相对松软，搬运时不容易撞坏飞机结构，可以平放在货舱地板上，沙袋压舱物对货舱地板施加均匀载荷，不会因造成集中载荷损坏货舱地板。但沙袋作为压舱物有其缺点，即当袋子材料老化之后容易漏沙，且搬运过程中，一旦出现沙袋因摩擦碰撞渗漏，沙子将会漏出而污染飞机。综合以上考虑，工程技术室采用塑料袋套住沙袋作为压舱物的方法（如图3所示），既发挥了沙袋作为压舱物的优点，又规避了漏沙的风险，此方案在实践中效果甚好。关于压舱物的具体计算值，详见本节“载重与平衡总表”部分。

沙袋因摩擦碰撞渗漏，沙子将会漏出而污染飞机。综合以上考虑，工程技术室采用塑料袋套住沙袋作为压舱物的方法（如图3所示），既发挥了沙袋作为压舱物的优点，又规避了漏沙的风险，此方案在实践中效果甚好。关于压舱物的具体计算值，详见本节“载重与平衡总表”部分。

2.2使用燃油抵消单发在翼不平衡

由于拆掉一台发动机，拆发一侧的重量将比安装发动机一侧的重量轻很多。有利之处在于：B737MAX飞机的发动机安装位置距离飞机纵向中轴线的距离不大，即B737飞机的发动机靠近翼根安装，这样一来，即便是发动机及其他相应的拆下部件质量不小，由于力臂不大，造成的不平衡力矩也不是很大。但考虑到飞机将在单发的状态下长期停场，左右不平衡的状态下会导致飞机在大风等条件下可能对飞机产生一定的影响，因此考虑使用配重抵消飞机左右不平衡。不利之处在于：载重平衡手册（WBM）只给出了飞机前后重心调节的指南，而对于飞机左右的平衡，没有现成的依据参考。

考虑到使用燃油抵消单侧发动机不在翼造成的不平衡是当时最容易实施的方案，工程技术室遂将此想法告知波音，希望从波音获取调配左右不平衡的办法。于是，获得了波音如图4的参考数据。如图4所示，动力装置本身的重量为6083磅，即2760千克，需要加入燃油5600磅，即2540千克作为压舱物以抵消左右的不平衡。第二，动力装置加上其短舱以及短舱系统的重量总共为6006磅，即4085千克，需要增加燃油7050千磅3200千克作为压舱物以抵消动力装置及其短舱的重量。从图中的数据可以明显的看出，平衡动力装置需要的燃油量比拆下动力装置自身的重量要小，

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图3

图4

图5

经过实践证明，使用燃油重量抵消单侧发动机不在翼造成的不平衡不仅操作简单，而且行之有效。经过实践证明此法可行，波音不仅对昆航的燃油配重措施表示赞同，而且将这种措施作为后续单发不在翼的建议项措施回复客户。此外，对于B737飞机来说，虽然中央油箱距离重心较近，但由于起巨大的燃油容量，在配重过程中，使用中央油箱的燃油能够较好地起到前移重心的作用。

2.3载重与平衡总表

在B-206Y和B-206Z飞机停场期间，对两架B737MAX飞机均进行了配重工作：B-206Y

重量总共为6006磅，即4085千克，需要增加燃油7050千磅3200千克作为压舱物以抵消动力装置及其短舱的重量。从图中的数据可以明显的看出，平衡动力装置需要的燃油量比拆下动力装置自身的重量要小，原因很简单，因为大翼油箱距离飞机中轴线更远，力臂更大。从这一点来看，使用燃油来配重确实是一个投入较少效果较好的办法。但这种办法有三点需要注意，第一点为燃油箱的限制，

的办法。但这种办法有三点需要注意，第一点为燃油箱的限制，包含两个方面，其一是大翼油箱至少应该剩余760千克燃油以给可能是用到的EMDP壳体回油提供冷却，因为停场期间不能保证不会因操作飞机液压系统而运转EMDP。第二是燃油箱的总容积本身有限，我司每周对停场的B737MAX飞机燃油箱放一次沉淀（放掉水份对改善LEAP-1B发动机燃油喷嘴结焦有好处，此已经在A320neo上的LEAP-1A发动机得到验证，但是对于B737MAX飞机的LEAP-1B发动机是否效果显著，CFM和波音均未予肯定的答复），燃油箱内的燃油量不能仅存放760千克，应该流出放油的裕度，假设较少一侧的油箱存油900千克的话，如仅拆除动力装置，另一侧油箱需要约3500千克的燃油配重，这个数值，基本接近燃油箱容积的上限了。第二：大翼油箱的位置在飞机重心之后，如使用燃油作为压舱物抵消单发不平衡，大翼油箱内部的燃油势必造成飞机重心后移，在飞机前部增加压舱物或者需要中央油箱加入更多的燃油以抵消重心后移带来的影响，对于这一点，详见本节“载重与平衡总表”的说明。

为压舱物抵消单发不平衡，大翼油箱内部的燃油势必造成飞机重心后移，在飞机前部增加压舱物或者需要中央油箱加入更多的燃油以抵消重心后移带来的影响，对于这一点，详见本节“载重与平衡总表”的说明。

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B737MAX飞机均进行了配重工作：B-206Y飞机在停场期间长期处于单发在翼状态，不仅如此，B-206Y还经历了单发在翼拖行飞机，在进入机库后，还需要拆换在翼的一台发动机。由于单发状态拖行对飞机重心位置相较于停场要求更高，且同时拆下双发会使飞机重心大量后移，加剧了不稳定因素，所以工程技术室对这架飞机的载重与平衡工作进行了专项处置。B-206Y飞机的配重方案相对比较复杂，调节重心同时使用了压舱物和燃油，从图13的“B-206Y飞机左发拆下后的载重与平衡计算”表中，B-206Y飞机的空重为43755千克，初始的B.A为652.715英寸，重心位于平均空气动力弦的14.441%位置。左侧的动力装置组件被拆除，波音在B737-800的WBM中将发动机和进气道作为一个整体来进行控制，即：“Power Plant Package（本文中简写为PPP，图13表格第2项）”。

WBM所述的“动力装置组件”（详见图6中蓝色字体标注）总重量为3282千克，此重量包含了发动机、发动机自身系统相关附件、进气道、发动机吊点以及发动机尾喷和尾椎。然而，两侧风扇整流罩、两侧反推以及发动机吊架和吊架整流罩不包含在WBM所述“动力装置组件（PPP）”之中（详见图6中红色字体标注）应该减去组件重量为3282千克，拆下的动力装置组件包含两个方面：

第一，此重量包含了发动机本体及其附件，以及发动机前后吊点和推力连杆随着发动机一起送厂修理，见图7；第二，左发进气道、两侧风扇整流罩以及发动机尾喷和尾锥（包含中央通气管延伸部）单独拆

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下入昆航库房保存，见图7和图8。所以这些部件总共重量为3282千克。其次，发动机吊架和吊架整流罩保留在翼（见图16），两侧反推未拆除，也保留在翼安装（见图17），这些部件的重量不计入拆下值，在表中不体现。发动机两个风扇整流罩拆下入库保存，但风扇整流罩的重量不计入动力装置组件中，应该单独计算。表格的第3项和第4项分别描述了左右两侧风扇整流罩载重与平衡数据，左侧风扇整流罩73千克右侧风扇整流罩的82千克重量和重量距应该在计算中扣除。

对于图13表中的第5项和第6项，如本文“关于燃油配重”节所述，左右燃油箱的重量相差2.6吨以抵消动力装置拆除带来的不平衡，但同时在左侧大翼油箱仍然留有1.2吨燃油以确保EMDP壳体回油冷却并为长期停场放油留有裕度。由于两侧油箱导致的飞机重心后移将使用前货舱的压舱物和中央油箱的燃油来抵消。需要特别注意的是，如图9所示，波音专门指出，对于大翼油箱，不能只使用单侧油箱内燃油体积来计算，根据载重平衡手册，如计算一侧燃油箱内重量的重量距，应该假定对侧燃油箱内也装有相同体积的燃油，所以在图13表格第五列需要针对大翼油箱计算“假定总体积”，即单侧燃油体积的两倍。

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图6

如图9所示，波音专门指出，对于大翼油箱，不能只使用单侧油箱内燃油体积来计算，根据载重平衡手册，如计算一侧燃油箱内重量的重量距，应该假定对侧燃油箱内也装有相同体积的燃油，所以在图13表格第五列需要针对大翼油箱计算“假定总体积”，即单侧燃油体积的两倍。

图7

图8

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在WBM手册中也必须使用假定总体积来进行计算。以B-206Y飞机右油箱为例：如图13所示，右侧油箱加入燃油1.2吨，按照燃油密度0.7887千克/升计算，右侧油箱的体积是1521.49升，但在计算重量距时需要假定左侧油箱也装有相同的油量，故而假设值为其体积两倍，为3042.98升。如图13，这个油量值在WBM中无准确对应的力臂数值，故而需要按照图10的公式采用比例换算法求出对应的力臂数值为662.607英寸。左侧油箱计算方法相同。需要注意的是，此法只针对大翼油箱而言，对压舱物和中央油箱不适用。

对于飞机前货舱中的压舱物，如图11所示，前货舱1A舱段（B.A 204-240in.详见图11）长度为40英寸，即1.016米，宽度为25.22英寸X2=50.44英寸，即1.28米，根据实地测量结果，每个沙袋长度为55厘米左右，宽度为45厘米左右，横向放置两个为1.1米左右，可以保证沙袋完全落在货舱地板而不会“搭”在货舱侧壁上。长度为1米的1A舱段可以正好放置两个沙袋，纵向长度为90厘米左右，可以保证沙袋不在舱门开关的时候与门相碰。放置于飞机前货舱1A舱段的压舱物共8个50千克的沙袋，每层4个共堆放两层，详见图11，总重400千克，未超出此区域最大总重473千克的限制，详见图11。因为沙袋为平均放置，根据载重平衡手册，此区域压舱物平衡力臂为204英寸与240英寸的中间值，即222英寸。对于前货舱2舱段，其长度为500-297=203英寸，即5.16米，纵向放置9个沙袋，长度为0.55X9=4.95米，纵向不会超出边界，横向90厘米也不会“漫出”1.28米的货舱地板。

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图9

图10

图11

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放置于飞机前货舱2舱段的压舱物，由2X9X2（堆放两层，详见图11）总共36个50千克的沙袋构成，而且需要从货舱门后边界起靠前放置，总重1800千克，未超出此区域2670千克的最大限制，详见图12。考虑到沙袋较为松软，在平放时其边缘或多或少会有“漫出”的情况，2舱段纵向放置的沙袋较多，“漫出”的累积效应更加明显，故而，计算时估测沙袋能够占满整个2舱段的长度，根据实际观测结果，与先前的理论计算值及其贴近。此区域压舱物总平衡力臂为（297+500）/2=398.5英寸。每个沙袋与货舱地板接触面积为0.55X0.45=0.2475平方米，即2.66平方英尺，堆叠两层沙袋，单位面积载荷为100千克/2.66平方英尺=37.59千克/平方英尺，完全满足WBM手册中不超过68千克/平方英尺的要求（货舱地板单位面积载荷1A舱段和2舱段一致），详见图12，校核完毕。

图12

如图13所示，在扣除动力装置组件以及两侧风扇整流罩的重量之后，再在三个油箱按照图13的油量加入燃油（加入燃油时，通知油料的数值为燃油重量，为了载重与平衡计算，需要提前向油料获取燃油密度），再在前货舱按照第8项和第9项的数值配载压舱物，B-206Y飞机总重已经由先前的43755千克变为59268千克，而重量

先前的43755千克变为59268千克，而重量距由28710813千克英寸变为38274997.05千克英寸，计算得到最终平衡力臂为645.795英寸，重心已经移动至平均空气动力弦的11.9996%，满足飞机停场和拖行的要求。

图13

全满足WBM手册中不超过68千克/平方英尺的要求（货舱地板单位面积载荷1A舱段和2舱段一致），详见图12，校核完毕。

2.4单发大功率测试配重

对于B-206Z飞机来说，拆下发动机送修，修回的发动机能够安装上飞机，所以飞机没有单发停场和单发拖行的问题。但是，受一台发动机已经在封存状态，启封任务另有安排的影响，另一台修回的发动机需要在翼执行大车测试，这对飞机而言，就存在了单发试大车的载重与平衡问题。根据对B737MAX飞机AMM手册的理解，飞机在单发状态下试车，飞机总重越大，则对重心位置的要求越低，反之，如果飞机本身不重，就

果飞机本身不重，就需要重心位置更加靠前，以使得前起落架提供足够平衡单发偏航力矩的摩擦力。这就为载重与平衡提供了一个思考的方向，首先，从AMICOS系统查询结果可知，B-206Z飞机自重很小，不到四十四吨，中央油箱容积很大，如在中央油箱添加大量燃油，不仅可以大大增加飞机的总重，而且使得重心前移。但经过推算，如仅在中央油箱加满燃油，还是无法满足手册对重心的要求。于是考虑在大翼油箱也加入燃油以增加飞机总重。但大翼油箱中的燃油又会使得飞机重心向后移动。在综合评估了燃油配重方案之后，最终决定：如图14所示，飞机中央油箱加入十二吨燃油，两侧油箱各加入三吨整燃油。将使得飞机的总重增加到61.756吨，高于手册要求的最低总重61.689吨；同时，在三个油箱内燃油的共同作用下，飞机的重心前移至平均空气动力弦的12.534%，比手册要求的15%更加靠前，满足对一台发动机执行换发测试，另一台发动机不启封，对侧发动机转速为零的重心要求。B-206Z飞机在此方案下顺利的完成了单发大车测

油。将使得飞机的总重增加到61.756吨，高于手册要求的最低总重61.689吨；同时，在三个油箱内燃油的共同作用下，飞机的重心前移至平均空气动力弦的12.534%，比手册要求的15%更加靠前，满足对一台发动机执行换发测试，另一台发动机不启封，对侧发动机转速为零的重心要求。B-206Z飞机在此方案下顺利的完成了单发大车测试，如图14所示。

综上所述，由于动力装置的质量很大，且其安装位置位于飞机重心之前（就这一点而言，B737MAX飞机比B737NG飞机更加明显，因为LEAP-1B发动机重量更大且安装位置更加靠前），故而，拆下发动机对飞机重心的移动影响很大，需要在中央油箱加配大量燃油和/或在前货舱加配大量压舱物才能抵消发动机拆下后飞机重心的向后移动。为了抵消单发拆下后的左右不平衡，两侧大翼油箱燃油不一致是一种行之有效的办法，然而，大翼油箱中的燃油会使得飞机重心后移，这样，之前采取的措施需要调整到更加大的效果才能使得配重达到理想的效果。在这种情况下，飞机总重较空机增加较多，虽然对飞机停放时，尤其是大风天气下的稳定性有利，但起落架机轮的负载也相对较大。后经实践证明，配重后，几乎没观察到在增加重量和长期停放的双重作用下对起落架有明显影响，但需注意在换发的准备工作时需要勤务起落架以满足换发要求，勤务起落架可以调整短舱吊点的水平角度从而方便换发时发动机的吊装，如图15a、15b所示。

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图15a

在我司两架B737MAX飞机停场期间，针对反推的处置可谓是一波三折，可以这样说，反推的处置几乎成为MAX飞机停场期相关重大维护工作所有节点的制约因素。这是由于两方面因素导致的，其一，波音在设计B737MAX飞机的时候，完全没有料到将会有此型飞机的大规模长期停场，其二，厂方也未考虑到在飞机停场期间会有诸多用户借停场之机拆下发动机送厂改装。故而，波音只能依据既有的标准操作程序回复全球客户关于拆下单发封存的疑问。但反推处置方案迎来转机的契机就发生在全球范围，尤其是中国区有大量客户拆下LEAP-1B送厂修理，而先行客户对反推的处置经验也助推了波音对反推处置方案的调整。故而，针对单发拆下时反推的处置，总共经历了以下三个阶段：

第一阶段：波音的要求在单发被拆下后使用C78033保持打开装置以撑住反推，飞机可以在反推撑开的情况下停场保存。但在这种构型下，如果需要拖行或者滑行，必须拆除反推。在停场期间，如遇大风天气，也必须拆除反推。由此可以看出，波音在针对发动机拆下之后的反推处置还没有成熟的经验，只能依据B737MAX飞机设计之初的考虑来通知客户进行标准化操作。我司2020年拆下首台LEAP-1B发动机，波音在此期间向客户推荐此项方案。但这并不是最终采取的方案，随着全球客户拆下单发的情况越来越多，对于反推的在翼处置经验也逐渐累计起来，于是进入了下面的阶段。

三、反推的处置

进入了下面的阶段。

第二阶段：在2020年9月拆下发动机，波音同意在两个反推半环对扣好的情况下储存飞机（如图17），但在这种情况下不允许拖行或者滑行飞机。通过收集全球机队客户实际操作获得的经验，综合对B737MAX飞机反推装置的结构分析，波音逐渐放宽了对反推处置的要求，不再强制使用保持打开装置以撑住反推，同意客户将反推对扣，但是在此种构型下的拖行和滑行仍然被禁止。此不难想象，因为如果反推被保持打开装置撑开，反推外侧距离飞机大翼的距离将会变得非常小，在飞机移动时，极易在惯性、风力等因素的作用下导致反推与大翼碰撞。可能由于之前结论的“惯性”原因，在反推对扣起来的情况下，波音仍然禁止用户移动飞机。我司按照波音的方案在反推对扣的情况下将飞机封存起来，但由于这种情况无法移动飞机，就为B-206Y的换发限定了条件，在当时，B-206Y飞机的右发尚未拆下送修，在原机位完成左发的拆下工作（昆航2020年9月对B-206Y飞机左发的工作见图7）。

有道是“山重水复疑无路”，反推问题“柳暗花明”的转机出现在了2021年8月份，此为MAX飞机停场的第一个“柳暗花明”的转折。于是，反推的处置方法戏剧性的进入了下一阶段：

第三阶段：2021年8月，由于长水机场施工，现场通知将停放在原机位的B737MAX拖到指定机位停放，依据前述两个阶段的结论，飞机无法拖行，恰在此时，我司LEAP-1B发动机602808自四川送

图14

图15b

时，我司LEAP-1B发动机602808自四川送修返回，工程技术室评估了一个初始方案，即先将602808安装上左发，拖行至指定机位后再将右发拆下，这种方案行之有效且无任何风险，但必须在机坪换发。动力装置工程师再次回顾了先前波音的建议，抱着试一试的心态再次将当前飞机的状况发送至波音，并且将之前的厂家建议一并发送，抱着厂家极大维持原答复的可能性的心态，再次询问波音拖行飞机的反推限制。“柳暗花明又一村”，居然得到了令人振奋的回复：即在当前反推对扣的情况下可以拖行飞机，由此，无论是拖行还是机库换发的问题均迎刃而解。工程技术室立即着手飞机配重工作（详见本文第二节），然后召集各部门识别单发拖行的风险源（见图38），决定配重并启封APU后，对扣反推拖行B-206Y至机库更换右发，然后单发拖行至指定机位停放。在8月，由于先前的准备工作充分且详细，B-206Y飞机的单发拖行和的发更换工作进行的十分顺利，如图39所示，本节不再赘述。

在对反推问题的长期解决过程中，工程技术室积累了如下经验：反向推装置是通过铰链连接在发动机吊架的梁上，如图16所示，每一侧反推均有其上部的一系列铰链与吊架结构连接，这种连接保持了反推相对大翼的角度和位置。当反推正确的操作扣好锁紧时，反推的V型边与发动机V型槽相接合。如图16可见，当发动机被拆下的时候，反推的上部通过铰链固定在发动机吊架的梁上，两侧反推前后固定，而两侧反推的下部通过结合面紧扣在一起，这样，从剖面观察，就形成了如图16所示的三角形。故而，在发动机拆下后，将两个反推半环对扣起来将形成一个稳定的结构。反推在这种情况下，既可以安全的停场封存，又能够拖行飞机而不会影响到反推的安全。

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图16

图17

在2019年B737MAX飞机在全球机各区域续停飞，停场初期，一个普遍的问题暴露出来，全球MAX机队用户陆续反馈出现了停场飞机进气道唇口被腐蚀的情况。如图18左图可见，在其他一些用户的进气道上，唇口腐蚀的面积很大，且腐蚀情况非常严重。根据研判，腐蚀的原因是唇口使用金属材料制造，且制造过程中，没有专门的表面保护措施，长期停场的过程中，在大气中的湿度和盐分等因素的作用下，唇口裸露的的金属材料与大气中的湿度和/或盐分发生化学反应，导致唇口的金属材料出现腐蚀。而且，一些用户使用飞机航后的短时封存措施来处理长期停场的发动机，即适用发动机布罩来覆盖进气道唇口，结果，积聚于发动机布罩中的水分在短期内无法散去（见图19左图），更加剧了唇口的腐蚀。

动力装置工程师对此问题高度重视，立即展开研判，将MAX飞机进气道唇口问题做了专题研究，并及时制定了以下两个方面的专项控制措施：

四、进气道唇口防腐

第一，取消使用布罩。

昆明本场夏季多雨，雨水会积聚在发动机布罩之内，由于布罩为布制作的材料，吸水和保水的作用很强，在雨停之后，积聚在布罩内的的水份在短时间内无法散去，这更加加剧了进气道唇口的腐蚀。前述结论昆明辖区内的其他使用布罩的用户的唇口上得到了充分的验证，如图19所示，左侧的进气道为使用布罩保护的B737MAX飞机进气道，由于布罩导致水份积聚，唇口金属出现了大面积腐蚀，需要对唇口进行打磨处理，图25中可以清晰的看到大片的打磨区域。使用粘贴于进气道内侧的塑料膜进行封堵可以有效解决水份积聚在唇口的问题。曾经有工作者建议过使用发动机布罩来覆盖停场MAX飞机的进气区域，工程技术室未予采纳，因为布罩虽然防风能力较强，但是由于使用布罩对唇口的腐蚀显而易见，这一点在其他B737MAX飞机的进气道唇口上得到有效验证，如图26和图27所示。

第二，停场初期，使用替代办法执行唇口防腐。B737MAX飞机2019年停场，在B737MAX AMM手册71-00-03章节，

唇口防腐。B737MAX飞机2019年停场，在B737MAX AMM手册71-00-03章节，厂家给出了执行唇口防腐的操作步骤，但在2019年版本的AMM手册中，只有一种方法可使用：即使用B00666甲基丙基酮溶液处理唇口表面，使用卢纶-J型胶带G02356将对应的区域保护好之后，先在混合均匀后施涂C50013化工品作为基础防护层，再在混合后施涂C50014表面涂层。此种防腐办法受化工品的限制太大。首先，甲基丙基酮B00666 (BMS 11-9）可以提炼冰毒，无法报关。其次，虽然当时表面保护涂层材料C50014(SC-1090)无法获取，虽已经找到替代品Transseal DX200R，但国内厂家均无报价。受制于航化品无法及时获得，加之部分航化品无法采购，按照2019年波音AMM提供的程序对进气道进行防腐的工作一时陷入僵局。

有道是“山重水复疑无路，柳暗花明又一村”，和反推的处置工作一样，在MAX飞机停场初期，进气道唇口的防腐工作也迎来了转机：

转机的出现，是由于及时获知波音的一份服务信函，即737-SL-71-053-B（如图20，进气道唇口防腐的通用性介绍信函，波音717, 737, 747, 757, 767, 777, 麦道-10, -11, -80, -90均适用）。

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图18

图19

图20

信函说明，波音在评估了若干种唇口防腐的方法后，最终推荐的使用AECI 3是一种能够用作进气道唇口长期防腐的切实可行的办法。AECI 3是Granitize Aviation厂家提供的航空器防腐产品（如图21），根据航材部门的反馈，国内代理商备件充足，此产品采购周期短，成本相对低廉，防腐剂储存周期较长，为18个月，不会出现因化工品库存超期而导致浪费公司成本。这种办法的更大优势在于，AECI 3只需施涂一次即可，没有基础涂层和保护涂层的先后施工步骤（如图22），且施涂前的表面准备工作可以用航线标准施工步骤替代（详见下述总结点），操作相对简单。工程技术室正是充分评估了AECI 3方案切实可行，在MAX飞机停场初期，依据厂家Granitize提供的操作说明和波音服务信函737-SL-71-053-B的注意事项专门编制了进气道防腐的非例行工卡，如图20和图21所示。在工卡编制完毕后，动力装置工程师对工作者进行了专项培训，然后对停场B737MAX飞机的进气道唇口依据自编工卡执行防腐工作。此项工作之后由非例行工卡转为EO执行，详见本文第八节。直到2020年9月，波音才将上述替代方法作为正式的进气道唇口防腐可选方案之一编入9月15日版本的B737MAX飞机AMM手册中。可见，在唇口防腐方面，昆航的执行程序走在了波音AMM手册前面。由于防腐工作执行的严格且及时，后期的一系列跟进措施有效，所以至目前为止，昆航所有MAX飞机进气道唇口没有一个受到腐蚀。

经过方法实施前期对方案的评估以及后续落实方案的使用经验，再结合最终的方案实施效果，总结出以下几点：

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第一，Granitize AECI 3航空器防腐化工品总共分为两大类，第一类为适用于有涂层的航空器表面的X3500-15器材包，第二类为适用于航空器裸露金属表面的X3500-18器材包，经过评估，确认B737MAX飞机的进气道唇口为裸露金属，即应该使用X3500-18器材包执行防腐，见图22；

第二，按照Granitize厂家对AECI 3施涂之前要求的准备工作，需要使用磨光剂去除表面的腐蚀物，去除其残留后再使用脱脂剂处理表面，最后使用表面清洁剂对表面进行处理。如采用厂方推荐的办法执行施涂前的表面准备，则需要额外单独采购脱脂剂和表面处理套装，这将增加采购成本。波音在服务信函737-SL-71-053-B中针对表面预处理给出说明，可以使用SOPM 20-30-03中的程序使用溶剂清洁对表面进行预处理。针对溶剂问题，考虑到在风扇叶片润滑等工作中大量使用异丙醇作为清洁剂，工程技术室在SOPM可选的几种溶剂中选用异丙醇作为清洁剂，这样，方便航材部门保障，无需额外采购其他化工品。

第三：在发动机运转前，必须去除所有的防腐涂层。原因有以下两点，其一为防止发动机运转过程中融化的防腐材料被吸入发动机，并导致发动机损伤。其二为在运转时，倘若进气道防冰系统打开，较高的温度会使得防腐涂层理化性质改变，从而固化或者剥落，即起不到防腐作用，也可能影响到唇口的金属材料，还有可能被吸入发动机。由于我司送厂改装的发动机未执行在厂车台测试，而选择修回后在翼安装测试，故而需要对进气道防腐工作进行解封。波音在服务信函中专门说明，使用施涂防腐涂层的步骤来进行解封是可行的，即按照SOPM的要求对唇口表面进行彻底清洁可以作为唇口解封的步骤。

第四，在施涂之前应该充分保护好进气道和发动机，遮蔽进气道内外壁和风扇机构。见图22，由于唇口的后方为多孔的消音板，避免将防腐涂层施涂在消音板上，因此需要遮蔽并保护进气道内外的区域。保护进气道的胶带可以“粘贴过”唇口的边界，在厂家的施工指南中也明确写到：“唇口边界允许有0.1英寸的区域未受保护”。

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图21

图22

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使用施涂防腐涂层的步骤来进行解封是可行的，即按照SOPM的要求对唇口表面进行彻底清洁可以作为唇口解封的步骤。

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图24所示，为保障运输中部件固定，工程技术室建议在帮扎带与唇口的接触面之间放置了珍珠棉作为缓冲材料。使得进气道牢固固定在台架上，方便储运。工程技术室将拆下进气道的防腐问题专门向波音通报。

厂方答复需要了解我司进气道的储存情况，于是，工程技术室将我司进气道存放的条件图文并茂的向波音反馈：告知波音，用于存放进气道的库房是封闭式库房（图24）

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图23

第五：不得将AECI 3涂抹至发动机防冰排气出口，如图23所示，此专门在唇口防腐工作单卡中明确，进气道的下部是唇口防冰的排气口，在进行防腐作业时，需要封堵排气格栅，但是，格栅旁的排气出口和工具接近口盖均需要执行防腐。

第六，在施涂防腐涂层后，不得再使用发动机布罩，而需要进行发动机短舱的封存工作，倘短舱的封存无法再唇口封存后立即执行，则可以先使用SPL-14650堵盖先行封堵住发动机，待后续安排发动机短舱的封存工作。

第七，施涂防腐涂层对环境有限制，施工过程应避免受到雨水、或沙尘的影响，我司的很大一部分防腐工作是结合换发时在机库执行的。

对于拆下入库的进气道（见图24）的处置工作。由于我司B-206Y飞机左发拆下送修，而没有备发安装，拆下送厂的发动机不带着进气道，故而将有一个进气道在库房存放，唇口的防腐工作面临对拆下部件进行工作的问题。工程技术室将进气道具体尺寸通报库房部门，从而定制了专门用于存放MAX飞机进气道的木质平台，如图24所示，为保障运输中部件固定，工程技术室建议在帮扎带与唇口的接触面之间放置了珍珠棉作为缓冲材料。

，留有一个开门，供人员和器材进出。再则，昆明的气象条件相对干燥，在六月至八月雨水较多，而在其他月份空气较为干燥。波音根据工程技术室反馈的情况进行了评估，这样的条件有利于进气道的储存。事实证明，昆航在库储存的进气道没有出现任何腐蚀的迹象。

如图18、图25、图26和图27所示，对比波音通报的全球机队未采取措施的进气道唇口状况，

图24

图25

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道唇口状况，如果不及时对进气道采取有效的保护措施，极有可能导致停场的B737MAX飞机进气道遭受腐蚀。而且事实证明，即便是昆明长水机场无盐分且相对干燥的气象条件，唇口的腐蚀问题依然普遍存在。这在之前的NG飞机上几乎没有经验，属于本次MAX飞机停场出现的新问题。

如果公司停场的MAX飞机进气道唇口遭受了结构腐蚀，如及时发现且腐蚀部件可修理，则修理将耗费公司的成本；如进气道在停场期间遭受腐蚀未能及时发现，检查发现腐蚀后又必须拆下送修，我司无进气道备件，如无法及时返回，则在MAX飞机复飞时势必对公司运行产生巨大的影响。B737MAX飞机的进气道价格昂贵，单价约合一百五十万美元，如果因为腐蚀报废，则将导致公司较大的经济损失。工程技术室在飞机停场初期高度警觉，及时研判，制定措施，早期防范，在针对进气道唇口制定并落实了一系列的维护工作之后，昆航B737-MAX机队的发动机进气道得到了很好的保护。在至目前的两年半的停场期内，昆航MAX机队没有一个进气道

唇口遭受腐蚀（见图18，图25，图27）。另外还需要说明的是，关于进气道唇口的解封工作。解封工作有一个特点，经历了两个阶段。一个特点就是：防腐的准备工作和唇口的解封工作一致。波音在737-SL-71-053-B中给出介绍：在使用AECI3对唇口进行防腐工作前，必须按照该信函“说明2”对唇口进行彻底清洁，且在其后又说明：“在飞机重新投入运行前，按照SL步骤2中提供建议，即可以依据SOPM 20-30-03的步骤，彻底清洁进气道唇口，以去除AECI 3。”从服务信函可以看出，唇

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唇口遭受腐蚀（见图18，图25，图27）。

另外还需要说明的是，关于进气道唇口的解封工作。解封工作有一个特点，经历了两个阶段。一个特点就是：防腐的准备工作和唇口的解封工作一致。波音在737-SL-71-053-B中给出介绍：在使用AECI3对唇口进行防腐工作前，必须按照该信函“说明2”对唇口进行彻底清洁，且在其后又说明：“在飞机重新投入运行前，按照SL步骤2中提供建议，即可以依据SOPM 20-30-03的步骤，彻底清洁进气道唇口，以去除AECI 3。”从服务信函可以看出，唇口的防腐准备和解封执行的工作是相同的。解封工作也经历了两个阶段：第一个阶段是在使用AECI3进行唇口防腐还没有正式纳入AMM手册时，波音在服务信函737-SL-71-053-B中说明可以依据SOPM 20-30-03的步骤，去除AECI 3。

第二阶段，随着AECI3进气道防腐工作纳入AMM 71-00-03之后，波音将去除防腐涂层的工作也写入到AMM手册当中，但具体的操作方法依旧是沿袭了737-SL-71-053-B的精神。需要注意的是，波音在AMM手册中增加了检测去除效果的内容，这在服务信函中是没有提及的。在研究了唇口解封工作的上述特点后，工程技术室专门编制了非例行工卡B73M-71-704/704，如图20所示。工卡包含了依据SOPM 20-30-03，使用异丙醇对唇口进行两个阶段的清洁：一般清洁和最终清洁。并将手册中检测裸露金属表面的X20-18化合物残留的内容编入了工卡中，即：方法一：使用Rulon J胶带，在末尾做一个标签。将胶带牢固地贴在已敷设保护性涂层的区域和疑似未敷设保护性涂层的区域。以90度的角度缓慢拉回胶带。与没有保护性涂层的表面相比，有保护性涂层的表面阻力明显较小。方法二：在表面喷洒干净的去离子水。与没有保护性涂层的表面相比，有保护性涂层的表面上的水分会堆积起来。经过与工具设备管理部门确认，我司工具间能够提供去离子水，从后来的施工反馈情况来看，采用这种办法切实可行。由于防腐的准备工作和唇口的解封工作一致，对进气道进行防腐工作的工程指令准备阶段即可直接引用前述工卡，而前述工卡也可以单独下发以作为飞机/发动机投入运行前的解封工作。

五、发动机短舱区域的处置工作

对于长期停场的飞机在翼的发动机，执行油封可以对发动机内部（即燃、滑油系统相关部件）进行保护；但对于发动机能够与外界接触的气路部件而言，封存发动机短舱是十分行之有效的办法。

封存发动机短舱主要有两个目的，其一防止停场期间外来物进入发动机；其二为保持短舱封存区域内较低的湿度，保证发动机安全停场。针对昆航停场B737MAX飞机发动机的短舱区域的工作，厂方给出了指导性的文件，依据手册执行的部分不在本文赘述。而以下几点为手册中没有提及的为工程技术室根据实际情况独创的措施或根据实际积累的经验，在此与各位读者分享：

第一，独创措施，进气道封存薄膜后添置堵盖。

波音建议客户准备一块圆形塑料膜使用胶带粘贴于进气道内壁以隔离水分并保护发动机。自按照波音推荐的措施使用塑料膜封存发动机进气区域之后，就遇到一个令人十分头疼的问题——本场大风，长水机

比，有保护性涂层的表面上的水分会堆积起来。经过与工具设备管理部门确认，我司工具间能够提供去离子水，从后来的施工反馈情况来看，采用这种办法切实可行。由于防腐的准备工作和唇口的解封工作一致，对进气道进行防腐工作的工程指令准备阶段即可直接引用前述工卡，而前述工卡也可以单独下发以作为飞机/发动机投入运行前的解封工作。

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第一，独创措施，进气道封存薄膜后添置堵盖。

波音建议客户准备一块圆形塑料膜使用胶带粘贴于进气道内壁以隔离水分并保护发动机。自按照波音推荐的措施使用塑料膜封存发动机进气区域之后，就遇到一个令人十分头疼的问题——本场大风，长水机场机坪的大风能达到16m/s，局部阵风最大风力可达到22m/s。在这种环境下，波音推荐的封存方案在昆明表现得“水土不服”，根据推荐方案采取的措施在大风天气下无法维持对发动机短舱的长期保护。昆明长水机场停机坪区域的风非常大，且风力风向多变。由于LEAP-1B发动机涵道比很大，发动机风扇直径也相对CFM56-7B发动机大很多，这样一来，需要粘贴用于保护进气区域的的塑料膜自然就很大，直径达到1.8米。风速和风向多变的大风吹动大面积的塑料膜，粘贴在进气道内壁上的胶带在交变力的撕扯下，根本无法维持长期牢固的粘贴。边缘的塑料膜一旦开口，风就会“灌进”发动机短舱，剩余的封存膜更容易被撕下，如遇到下雨，则发动机短舱内部无法维持较低湿度。尽管采取了三项措施：第一为编制了工程指令，每三天检查一次短舱封存的情况，发现胶带破损及时修复；第二在封存工卡中要求工作者务必将进气道内壁的胶带至少粘贴三圈，第三为将塑料膜由单层增加为双层。但是，即便是刚刚修复粘好的塑料膜，在短短三天的检查间隔内，也根本经不住大风的撕扯。

发动机安全停场。针对昆航停场B737MAX飞机发动机的短舱区域的工作，厂方给出了指导性的文件，依据手册执行的部分不在本文赘述。而以下几点为手册中没有提及的为工程技术室根据实际情况独创的措施或根据实际积累的经验，在此与各位读者分享：

查一次短舱封存的情况，发现胶带破损及时修复；第二在封存工卡中要求工作者务必将进气道内壁的胶带至少粘贴三圈，第三为将塑料膜由单层增加为双层。但是，即便是刚刚修复粘好的塑料膜，在短短三天的检查间隔内，也根本经不住大风的撕扯。一些工作者看到塑料膜损坏的情况后也非常担心，建议使用布罩封存，虽然大风撕不坏布罩，但发动机布罩由于会积聚水分导致唇口的腐蚀是显而易见的，如本文第三节所述。而且布罩密封性差，根本无法隔离水分。大风问题，成为了封存必须解决的“拦路虎”。

“山重水复疑无路，柳暗花明又一村”。万万没想到的是，动力装置工程师经过讨论后，只用了一个十分简单的办法，就把大风影响短舱封存的问题完美解决。如图29所示，将发动机进气道堵盖SPL-14650（停场前计划航后临时封堵用，以代替布罩。由于这种堵盖外形酷似一只张开双翅的蝴蝶，本文以后将用“蝴蝶板”作为其代称），放置于紧贴发动机风扇前椎的位置，再在其前方粘贴用于挡住水份和灰尘等外来物的塑料膜，只要在塑料膜与“蝴蝶板”之间留出放置干燥剂的位置即可。经过实测，夹层区域足够放置足量的干燥剂。如在发动机进气区域增加了蝴蝶板，密封在发动机短舱内的空气被隔成两个区域，靠近塑料膜的区域体积相较于之前的整个短舱大大缩小。在没有安装“蝴蝶板”的情况下，被密封的空间很大，由于气体流动性强、可压缩性强，在大风条件下塑料膜将随着外部风力前后振动，在交变力的作用下粘贴的胶带极易脱开，而安装了“蝴蝶板”之后，随大风流动的空气体积大大减小，这样一来，塑料膜就不会随着风力而振动，也就保护了其边缘的胶带不受交变力的撕扯。经过实践，这种办法效果极好，自使用了添加“蝴蝶板”方案之后，我司停场封存的MAX发动机短舱保护的塑料膜再没有一个在大风作用下被撕扯开，根据观察，停场MAX飞机的进气道封存设施真是“千磨万击还坚劲，任尔东西南北风”。蝴蝶板与进气道边缘并不完全密封，不会影响到放置于其前方的干燥剂降低整个短舱封存区域湿度的效果。

随着外部风力前后振动，在交变力的作用下粘贴的胶带极易脱开，而安装了“蝴蝶板”之后，随大风流动的空气体积大大减小，这样一来，塑料膜就不会随着风力而振动，也就保护了其边缘的胶带不受交变力的撕扯。经过实践，这种办法效果极好，自使用了添加“蝴蝶板”方案之后，我司停场封存的MAX发动机短舱保护的塑料膜再没有一个在大风作用下被撕扯开，根据观察，停场MAX飞机的进气道封存设施真是“千磨万击还坚劲，任尔东西南北风”。蝴蝶板与进气道边缘并不完全密封，不会影响到放置于其前方的干燥剂降低整个短舱封存区域湿度的效果。

封存的MAX发动机短舱保护的塑料膜再没有一个在大风作用下被撕扯开，根据观察，停场MAX飞机的进气道封存设施真是“千磨万击还坚劲，任尔东西南北风”。蝴蝶板与进气道边缘并不完全密封，不会影响到放置于其前方的干燥剂降低整个短舱封存区域湿度的效果。

图30

第二，规范封存膜在进气道的粘贴位置。

要说明这个问题，首先需要说明进气道内壁的结构。进气道内壁从前到后依次是唇口、唇口边界（有封严）、消音板前部、消音板，再到防磨层。由于进气道唇口已经执行过防腐工作，为保证不破坏防腐涂层，将胶带粘贴在唇口之后。

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图32

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随着时间推移，问题就暴露出来了：塑料膜和胶带除了保护和密封作用之外，还起到了雨水导流的作用，水份随着塑料膜和胶带流到进气道六点钟位置并集聚（见图30），一些水分进入到塑料膜的边缘，这样，即便雨过天晴，积聚在其中的水份也不会完全蒸发。这样一来，唇口的铆钉将会长时间被水份浸泡，水份会侵入铆钉边缘而造成腐蚀，这是一种极为不安全的状态。波音驻场代表也提及此问题。

工程技术室立即采取以下两种措施：第一，在每三天执行一次的发动机短舱封存重复检查工程指令中，明确要求工作者检查进气道内如发现水分积聚（图30），确保积聚的水份及时被清除干净。第二，在发动机短舱保护的工卡中明确要求工作者务必将胶带附于进气道的部分粘贴在唇口靠后一排铆钉至消音板密排孔之间的空白部分（图30），确保胶带既不会覆盖进气道的铆钉也不会覆盖消音板的孔，这样将避免积聚的水份对飞机结构产生腐蚀。综合以上两条措施，进气道积聚水分影响铆钉的问题得到了彻底解决。

务必将胶带附于进气道的部分粘贴在唇口靠后一排铆钉至消音板密排孔之间的空白部分（图30），确保胶带既不会覆盖进气道的铆钉也不会覆盖消音板的孔，这样将避免积聚的水份对飞机结构产生腐蚀。综合以上两条措施，进气道积聚水分影响铆钉的问题得到了彻底解决。

第三，对于发动机排气区域的封存工作，如图32所示，发动机排气区域仍然使用塑料膜进行封存，这将会最大程度的保证外界潮气不会侵入发动机。

工程技术室将波音给出的详细指导措施编入的短舱封存工卡中，至目前为止封存效果非常好，而如果使用堵块封存排气区域，如图33左图所示，不仅潮气可能通过边缘的缝隙侵入发动机，而且在缝隙处可能积聚水分或滋生昆虫等外物，而且工作者无法直接通过观察湿度指示器了解封存空间内的湿度情况而及时采取措施。

作者无法直接通过观察湿度指示器了解封存空间内的湿度情况而及时采取措施。

六、LEAP-1B发动机油封

发动机的油封指的是使用厂家指定的油封油（化学性质稳定的防腐油）对发动机燃油系统和滑油系统进行保护，以使发动机在长期不运转过程中发动机的燃油和滑油系统部件免受腐蚀，并且抑制微生物的滋生。在执行在翼油封工作时，需要转动发动机以使得防腐油在发动机轴承工作表面形成油膜以对其形成良好的保护作用。值得一提的是，LEAP-1B发动机与CFM56-7B发动机的在翼油封工作有所不同，CFM56-7B发动机需要慢车油封，而LEAP-1B发动机仅需要冷转发动机即可。根据波音要求，在一台发动机被拆下的情况下，不推荐运转另一台发动机，但是允许冷转。正是由于LEAP-1B发动机的在翼油封要求较低，才使得B737-MAX单发在翼的情况下允许执行续封工作。

是唇口、唇口边界（有封严）、消音板前部、消音板，再到防磨层。由于进气道唇口已经执行过防腐工作，为保证不破坏防腐涂层，将胶带粘贴在唇口之后。

图31

表面形成油膜以对其形成良好的保护作用。值得一提的是，LEAP-1B发动机与CFM56-7B发动机的在翼油封工作有所不同，CFM56-7B发动机需要慢车油封，而LEAP-1B发动机仅需要冷转发动机即可。根据波音要求，在一台发动机被拆下的情况下，不推荐运转另一台发动机，但是允许冷转。正是由于LEAP-1B发动机的在翼油封要求较低，才使得B737-MAX单发在翼的情况下允许执行续封工作。

为此，工程技术室针对油封期限即将到期的单发在翼的发动机专门编制了工程指令执行油封。在干冷转发动机期间，需要注意三个关于飞机系统的问题：第一，被拆下一侧发动机的对应液压管路必须收好并堵好，因为冷转过程中EDP是运转并增压的。第二：在执行冷转工作前，必须装上IDG。第三：飞机封存期间，为防止潮气的侵入，维修工程部将PRSOV拆下放置于库房暂存架位，干转发动机时，如果不安装PRSOV，则需要执行更多的工作以减少发动机干转时的载荷，故而油封前将PRSOV装上发动机是一种简单有效的办法。

４１

PRSOV，则需要执行更多的工作以减少发动机干转时的载荷，故而油封前将PRSOV装上发动机是一种简单有效的办法。

４２

图33

七、APU的封存

APU原厂家Honeywell发布了关于APU储存的指导性文件。相较于发动机的封存，APU的在翼封存工作较为简单，大发需要使用特制的防腐油封油浸润发动机燃油和滑油系统的部件，以保护这些部件。APU的在翼封存仅需要将APU内的燃油和滑油排放干净即可，无需使用特制的油封油。但不同的储存环境对APU封存的要求也不一样，AMM手册中专门对储存环境进行了分类。按照AMM手册的要求，“温和环境”湿度相对较低，而“严苛环境”则涵盖的湿度范围较广，即指环境温度变化超出30℉(-1℃)-125℉(52℃),或湿度大于40%，或空气中含有盐分的储存环境。昆明属于内陆城

图34

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对于发动机油封信息的记录，既是维护手册要求的项目，也是发动机承修方接收发动机的必要信息，为了使发动机管理更加规范和简洁有效，动力装置工程师专门编制了“昆明航空动力装置封存标牌”，如图34所示。标牌电子版上传OA，工作者下载打印后根据实际情况填写，并将填写后的照片放置于服务器，这样，既能够会以最准确的方式保存发动机封存记录，又能够完全满足手册和承修方的需求，还能都在被油封的发动机上做好专业标识，使得发动机油封工作规范，工作记录清楚。

图35

４３

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此外，封存APU的时候，在APU的进气和排气区域均放置了干燥剂，排气区域的干燥剂可以从APU排气管接近并放置。但维护手册没有提及进气区域放置干燥剂的操作步骤，工程技术室在进行详细评估后确认：对于APU的进气区域，可以使用手摇的办法将APU进气门（这也是B737NG和B737MAX飞机关于APU的一个很大的不同，如图35所示，B737MAX的APU发动机、负载压气机进气和APU舱的冷却进气共用一个进气门，NG飞机的APU舱是通过排气的引射作用“吸出”舱内的冷却空气，而冷却空气的进气口位于飞机尾部）摇开并放置干燥剂，由于当前维护手册没有给出对应的参考步骤，工程技术室在APU封存的非例行工卡中专门加入注释，提醒工作者如有需要可参考AMM TASK 49-15-00手动打开和关闭APU进气门。放置完毕后手摇方式关紧进气门并

TASK 49-15-00手动打开和关闭APU进气门。放置完毕后手摇方式关紧进气门并使用胶带将进气区域密封，免受潮气影响，如图36所示。

为保证APU封存的维护记录清晰准确，并符合手册要求，工程技术室专门编制了如图37所示的“APU封存标牌”。与“发动机封存标牌不同的是”，“APU封存标牌”需要将干燥剂的数量和放置位置记录在标牌上，并且标牌不是放置在APU本体上，而是粘贴在飞机驾驶舱APU电门上，见图37。

八、任务的协调与安排

在MAX飞机停场期间，针对动力装置，可以将每一次换发工作视作一次“维护机会”，在这一个维护机会中，可以将相关的维护任务一并安排以优化资源配置。维护任务的直接安排部门在生产计划室

图36

图37

任务的直接安排部门在生产计划室（后文简称PPC），但由于MAX飞机停场期间针对动力装置有多项非例行的维护任务，尤其是一些任务需要集中安排，这就需要工程技术室根据任务的特点编制不同类型的工作单卡（有视情安排的非例行工卡，也有有固定执行期限的工程指令EO），而再将这一阶段需要执行的任务及顺序安排全面的、准确的通知PPC。对于在换发维护机会，除拆装发动机外必须执行的任务：发动机启封、吊点螺栓探伤以及维修方案中的机会检项目，这些工作做直接编写进入换发工程指令中，清晰明确，既方便核对，也方便工作者顺次执行。而对于借助此机会安排的其他维护任务：唇口防腐、APU解封与封存、PSS预通电测试、发动机试车等工作，可以编制好对应的工作单卡之后通知PPC灵活安排执行。

气中含有盐分的储存环境。昆明属于内陆城市，无需考虑盐度的影响，综合本场的环境情况和四季的气候条件，本地地区较为干燥，尤其是在冬春季节，这为APU的储存提供了较为良好的条件，但考虑到进入夏季雨水较多，不能够保证在APU封存的所有时间段内环境湿度低于40%，故而工程技术室考虑决定采用AMM手册中“严苛环境”下的储存方法。即在APU封存时，不仅将滑油排放干净，且将APU内剩余的燃油进行排放，这样满足了AMM手册中在“严苛的环境”封存APU两年的要求。将APU内部的燃油排放干净，即可以避免冬季低温环境下燃油结冰而冻坏相应的管路和APU的燃油系统部件，也可以避免存在于APU中长期不流动“死燃油”滋生微生物。

晰明确，既方便核对，也方便工作者顺次执行。而对于借助此机会安排的其他维护任务：唇口防腐、APU解封与封存、PSS预通电测试、发动机试车等工作，可以编制好对应的工作单卡之后通知PPC灵活安排执行。PPC获知整个“维护机会”的信息后，协调航材、工具、MCC以及执行的航线或定检中队，组织此次“维护机会”的任务的顺利完成。这是MAX飞机停场期间常常使用到的任务安排模式。下面将结合实际经验进行详细阐述：

４５

“配重早备，拖行协调，系统讨论，启封先行，机会检探伤入EO，唇口库封，试车按需，封存灵活。”

４６

对于发动机油封、短舱的封存以及APU的封存、发动机启封、APU和进气道的启封工作这些工作需要专门编制非例行工卡执行，因为前述任务之间关联性不大，故而以非例行工卡的形式能够根据工作者其他任务的顺序灵活安排，但有一项工作例外，即唇口防腐工作。工程技术室由于初期考虑到前述原因，也将进气道唇口的防腐编制为非例行工卡，因为这方便结合换发等工作灵活安排任务。随着时间的推移，几项问题逐渐暴露出来，其一，厂家在手册中只推荐对执行过防腐的唇口执行重复检查，而建议运营人根据当地环境调整防腐的重检间隔，后工程技术室经过与波音讨论，防腐工作需要以90天为间隔重复执行。对于重复性工作来说，非例行工卡在系统没有监控重建周期的功能，其二，使用非例行工卡在任务执行前一段时间通知航材部门订购AECI3化工品，由于其储存周期有限，从成本方面考虑，每次不能订购数量太多的防腐套装，特殊之处

次不能订购数量太多的防腐套装，特殊之处在于，对于在翼的进气道需要按照前述间隔执行，而在库的进气道防腐期限可以延长，详见本文第四节，这就需要提前告知航材部门需要采购的防腐套装数量。如果将即唇口防腐工作改为工程指令执行，设置重检间隔，既方便PPC提前制定任务计划，安排防腐工作结合其他任务同一时机执行，又能方便航材部门根据需要提前采购化工品。由于在翼的进气道与在库进气道唇口的监控方法不同（详见本文第四节），且由于我司两台LEAP-1B发动机EEC冷却冷却系统未改装，在换发时，EEC冷却系统尚未拆除的LEAP-1B发动机需要安装构型匹配的有排气管的进气道，所以，更换LEAP-1B发动机执行改装往往伴随着进气道的更换，而唇口的防腐工作就与发动机的更换耦合起来。这就需要及时调整进气道防腐工程指令的适用性，以对在翼的进气道与在库的进气道采取不同的控制方法。但总体来说，相对于唇口防腐，EO相对非例行工卡还是利大于弊。这是从实际工作中获取的另一项经验。

综合MAX飞机两年半的停场以及四台LEAP-1B发动机的拆换送修经验，针对动力装置的相关工作，在空间上需要协调各个部门进行，在时间上，一些任务安排在一起执行能够提高效率，而一些任务可以灵活安排在前期的准备或后期的收尾时执行，这样可以降低工作者单次工作的负荷。在总结了我司MAX飞机动力装置相关工作后，总结出以下要点，即：

“配重早备，拖行协调，系统讨论，启封先行

下面，将就以上要点结合执行经验详述：

换发工作尽量安排借用机库执行，不仅施工环境对工作有利，唇口防腐工作不受阳光和雨水等因素的影响，而且机库中有吊车设备，方便拆装进气道等重型设备。但机库施工需要拖行飞机，拖行飞机面临着两项问题，其一为对于单发不在翼的飞机（B-206Y）需要将飞机重心调整至合适的范围才能够保证飞机安全拖行，此工作已经在本文第一节详述。其二为拖行距离可能较长，需要穿越滑行道，电瓶很有可能无法支撑飞机拖行需要与现场联系的电量；其三为APU尾喷管斜朝上（如图35所示），如拖行，放置于尾喷中的干燥排放管滚进APU，所以需要解封APU以提供电源并消除外来物隐患。APU解封工作可以提前安排。再则，换发前需要充分考虑装上发是否需要立即安排测试，这主要涉及到LRU的恢复。如试车工作可以暂缓，则恢复工作可以视试车安排确定，如需要立即试车，则在换发准备时就应该协调好发动机相关的LRU问题，例如，将PRSOV拆下放入暂存库，试车时需要将其恢复，由于发动机上所安装的部件不全是发动机章节的部件，这就需要在换发准备会（图38）上与系统章节工程师沟通协调。

图38

排放管滚进APU，所以需要解封APU以提供电源并消除外来物隐患。APU解封工作可以提前安排。再则，换发前需要充分考虑装上发是否需要立即安排测试，这主要涉及到LRU的恢复。如试车工作可以暂缓，则恢复工作可以视试车安排确定，如需要立即试车，则在换发准备时就应该协调好发动机相关的LRU问题，例如，将PRSOV拆下放入暂存库，试车时需要将其恢复，由于发动机上所安装的部件不全是发动机章节的部件，这就需要在换发准备会（图38）上与系统章节工程师沟通协调。

“封存分开，启封合并”，是专门的任务安排。B737MX飞机AMM手册对于发动机的油封和发动机短舱的封存是合并在一个任务中，波音在编制手册时将其视为同一任务的不同组成部分。工程技术室在编制工卡时，对MAX飞机发动机部分，短舱

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制工卡时，对MAX飞机发动机部分，短舱和油封两份份封存工卡是分开编制的，而对于启封工作，前述两样任务集成在一份工卡中。这是为了灵活安排工作而专门的设置。这样主要是出于两方面的考虑：第一为任务的安排，发动机油封工作需要转动发动机，是对发动机本身的操作，对于发动机而言，在执行油封过后可能被拆下。而短舱的封存任务本身与发动机是否执行了油封没有关联，是对发动机外围设施的维护工作。其次，发动机油封往往安排由维修工程部定检中队执行，而考虑到定检中队在执行完毕油封和换发任务之后，往往连续工作时间较长，如将发动机油封和短舱封存工作分开，则短舱的封存工作可以在油封完成后灵活调配给航线中队执行（但需要注意此期间不下雨），这样一来，封存任务和人力资源就可以得到优化配置。对于启封工作则不同，运转发动机前必须将短舱区域的所有外来物移除，再运转发动机，两项任务紧密关联，故而需要编制在同一份工卡中执行。

与非例行工卡不同的是，对于B737MAX飞机换发时需要执行的维修方案项目，即“机会检”项目，如：“M-54-020-02 检查发动机前后安装组件剪切销”、“M-54-120-02-01 检查吊架防火封严”、“M-54-130-02 检查吊架软性绝缘毯(FCSB)”、“M-54-140-02-01 检查吊架硬性绝缘毯”、“M-71-080-02-01 右发-进气整流罩连接环”等工作，以及吊点螺栓探伤工作，必须在换发时执行，如涉及及他章节的，需要提前与结构工程师沟通，准备好最新有效的工卡，写进换发EO的方式打入换发工卡包，

卡，写进换发EO的方式打入换发工卡包，既清晰明确不会遗漏，又便于校对核验，还方便现场工作者按顺序索引执行。

图39

自公司开航以来，第一次出现装有一新型号发动机的飞机长期停场。停场期间还需要执行换发改装等工作，动力装置的相关工作陆续遇到了若干新的问题。两年半来，工程技术室针对这些问题制定了一系列的措施。这些做法既领会贯彻了厂家的精神，也结合自身情况进行了创造性的调整。对动力装置执行了一系列的工作，创下了维修工程部“若干个第一”：第一次拆下LEAP-1B发动机且不安装备发，而将MAX飞机单发状态停场；第一次在单发在翼状态下拖行MAX飞机；第一次完整执行LEAP-1B发动机的拆换及单发大功率测试工作；第一次执行发动机进气道唇口的防腐工作；第一次执行飞机单发停场和拖行配重；第一次执行MAX飞机131-9B APU在翼两年期封存...本文的所有论述，均为集合了昆明航空两架B737MAX飞机在自

九、后记

集合了昆明航空两架B737MAX飞机在自2019年3月至2021年9月两年半的停场过程中实际执行过的维护工作所得。至目前为止，虽然B737MAX飞机还没有再投入运行，但是，维护的工作由生疏变熟悉，对停场期间对MAX飞机动力装置的工作已经形成了一套成熟的方法，工程技术室也从中获取了宝贵的经验，这对今后类似的工作有很大的借鉴意义。在飞机停场期间，笔者得到了工程技术室其他动力装置工程师以及系统组、结构组、构型组、工具设备管理、生产计划室、维修控制中心、定检中队和航线中队同事的大力支持，也在此借本文的机会对这些同事表达由衷的感谢！

昆航机队发动机

价值管理研究及回顾

■ 杨松青 / 工程技术室头号班组

摘要：基于昆明航购买的两台备发状况，“十三五、十四五”机队规划，发动机租赁市场变化趋势，在十三五开始时对昆明航十三五至十四五期间的备发管理、使用做出分析评估，并据此提出发动机价值管理的合理建议。在昆明航十四五规划开年之时，对之前的进行的发动机价值管理研究进行回顾分析，总结管理经验，改进分析方法，为未来公司机队平稳运行和发动机工程管理提供有效支撑。

关键词：发动机；送修；租赁；梯次控制

一、前言

航空发动机被称为工业皇冠上的明珠，是人类工业文明的结晶，能否制造出现代化的发动机，是衡量一国高端制造业能力的重要标准之一。我国作为缺席了两次工业革命的后发国家，长久以来在高端制造方面与美国、俄罗斯等国差距较大。而CFM56系列发动机作为B737Classic/NG系列飞机的唯一动力，价格极为昂贵。全新CFM56-7B26E（推力26K）发动机的价格约1300万美元。发动机一次进场维修（Shop Visit，相当于汽车4S店做一次“大保养”）约为600万美元，而该维修费用还会按一定的增幅而不断上涨。发动机不仅价值高，残值也高，而且随着飞机使用时间的增长其价值占比将越来越高。国际飞机租赁公司曾做过评估，一架新飞机价值6000万美元，发动机价值2000万美元，可能仅占飞机总价值的35%，但12年之后，飞机价值将下降为约2600万美元，发动机价值却没有明显下降，约为1700万美元，发动机价值将占到飞机价值的60%，20年之后，飞机价值为1800万美元，发动机价值为1400万美元，发动机价值将进一步上升到飞机价值的80%，可以说飞机的价值将直接由发动机决定。

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会按一定的增幅而不断上涨。发动机不仅价值高，残值也高，而且随着飞机使用时间的增长其价值占比将越来越高。国际飞机租赁公司曾做过评估，一架新飞机价值6000万美元，发动机价值2000万美元，可能仅占飞机总价值的35%，但12年之后，飞机价值将下降为约2600万美元，发动机价值却没有明显下降，约为1700万美元，发动机价值将占到飞机价值的60%，20年之后，飞机价值为1800万美元，发动机价值为1400万美元，发动机价值将进一步上升到飞机价值的80%，可以说飞机的价值将直接由发动机决定。

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本文基于昆明航购买的两台备发状况，“十三五、十四五”机队规划，发动机租赁市场变化趋势，在十三五开始时对昆明航十三五至十四五期间的备发管理、使用做出分析评估，并据此提出发动机价值管理的合理建议。

二、备发价值评估

截止2016年10月20日，昆明航拥有2台备发（从深航购买），备发序号分别为877512和877516。根据当前市场对二手发动机价值的评估方式，依据这2台备发寿命件情况，结合发动机航材目录价格，评估备发价值如表1所示。

未来公司机队平稳运行和发动机工程管理提供有效支撑。

三、发动机送修分析

昆明航购买以上两台发动机，均为二手旧发动机，一台寿命件即将到期，一台寿命件仅剩5000循环，如果不在适当时候将其送修，则发动机将面临无法使用的窘境，且其价值也无法得以体现，因此我们将对这两台发动机是否送修、送修范围以及送修费用进行分析预测。

1.双发技术状况（2016年10月12日数据）：表2所示

2.发动机送修及升推（含混装许可）费用：如图1所示

在昆明航十四五规划开年之时，对之前的进行的发动机价值管理研究进行回顾分析，总结管理经验，改进分析方法，为

表1

表2

图1

根据前期对发动机大修厂的询价以及CFM公司对推力升级费用的报价，评估预测如图2所示；

图2

3.发动机送修评估

2016年购买877512后不久，该发因为寿命件到期而拆下，并放置于航材备发库房，当时预估发动机送修费用预计为547万美元（税后），如果发动机不进行送修，虽然账面价值预估有234万美元，但该发动机只能在库房闲置，不能产生任何效益。877516安装于B-5026飞机左发，按当前利用率，发动机寿命件剩余循环仅够使用2年2个月时间。

同时，从发动机送修费用看，每年发动机航材价格都有7%的固定涨幅，工时费涨幅3%左右，涨价日期为每年的11月1日。因此随着时间的推移，发动机大修费

日。因此随着时间的推移，发动机大修费用将逐年增加。故我们建议发动机在寿命件消耗完后应尽早大修，并且送修日期应安排在11月1日前，这样可使昆明航获得充足备发保障，并且也可将发动机出租以获取相应收益。

1.计划性换发次数预测：

CFM56-7B发动机是昆明航737NG机队指定安装的发动机，该发动机上的部分转动件是寿命限制部件，当时用达到一定循环数后必须报废并更换新件。同时，因为发动机工作在高温、高压、高应力等复杂工况下，随着使用时间的增加，发动机内部会出现磨损、烧蚀、裂纹、性能下降等状况，造成发动机不满足厂家规定的使用要求。我们基于昆明航机队飞机引进规划及当前机队的利用率，参照发动机厂家规定的寿命件使用限制，结合国内其他航空公司发动机使用经验（第一次送修：26K发动机15000循环，24K发动机17000循环；第二次送修：24K发动机和26K发动机均为25000循环），对2016年至2030年的计划性换发做出了以下预测：如图3所示。

通过图3可以看出，昆明航737NG机队十三五期间无计划性换发需求，十四五期间，自2023年起将迎来发动机送修高峰，并将持续至2028年。故建议十三五期间可将877512发动机用于出租，877516发动机用于备发。十四五起两台发动机都作为昆航备发使用。

四、备发使用方案研究

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航备发使用。

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通过以上分析可看出，对877512及877516发动机分别进行一次大修后，发动机循环可保障十四五期间计划性换发需求，十五五期间备发使用循环及备发数量均不满足昆明航737NG机队计划性换发需求。

7.备发租赁评估

a.发动机租赁费用分析：如表4所示。

d.发动机租赁小时费预测（小时循环比为2.0）：如表7所示。

为2.0）：如表8所示。

g.租发收入测算：

如果2017年对877512发动机进行大修，之后在2018至2020年间用于出租，按每年90天出租，小时循环比2，日均循环4.5进行测算，并基于三.4.f 测算的发动机日租赁费用，租发收入如下：如表10所示。

8.877512及877516发动机作为备发节约的发动机租赁费用分析：

我们通过分析发动机购买成本、大修费用、推力升级费用，将以上费用摊到发动机每个可用循环，可计算出发动机每个循环的使用成本为680.6美元。将877512及877516发动机在2016年-2030年间用于昆航机队备发保障，根据上述计算的发动机租赁费用，则可计算出节约的发动机租赁费用：如表11所示。

9.十三五至十五五期间备发保障情况：如表12所示。

十三五至十四五期间，2台备发基本满足保障要求（提前进行梯次送修），十五五期间备发将出现短缺。

５２

图3

5.备发使用分析：

当前，1台CFM56-7B发动机大修周期在90天（3个月），因此理论上1台备发可满足4台次发动机换发需要，但如果考虑到送修发动机的运输报关（往返，10天左右），以及换发工作的安排及执行、飞机停场时间的协调（10天左右），实际上1台备发实际可满足3.3台次的发动机换发需求。因此，如果年计划换发次数达到8次的话，我们现有的2台备发将无法满足计划性换发需求。故建议十三五期间可将877512发动机用于出租，877516发动机用于备发。十四五起2台发动机都作为昆航备发使用。

6.备发自用评估：

根据前述分析，如果把877512及877516发动机进行大修，并结合现有可用循环，则2台发动机的可使用循环为24,275。我们按照昆明航机队日利用率为4.5循环，每台发动机送修90天，并结合之前预计的送修次数，计算出十三五，十四五，十五五期间昆明航对备发的需求循环如下：如表3所示。

表3

表4

以上费用构成中，日租金、小时费、循环费是大头，占总费用80%以上。

b.发动机租赁公司对未来的备发缺口预测：如表5所示。

表5

c.发动机租赁公司对未来的备发租金预测：如表6所示。

表6

表7

e.发动机租赁循环费预测（小时循环比为2.0）：

表8

f.发动机日租赁费用预测：如表9所示。

表9

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５３

备，预计可避免约14万美元航材价格涨幅，且可避免价值约35.5万美元发动机寿命件浪费。

2.备发的使用

自采购877512和877516两台备发后至今，昆明航机队发动机由于LPTN叶片损伤超标、AGB/TGB磁堵发现磁性碎屑、前集油槽发现特氟龙材料等发生了6台次非计划性换发，避免了高昂的租发成本。在十三五期间，购买的2台备发成功保障了昆明航空6次非计划换发，经测算，共计解决备发租赁费用约333万美元。如表13所示。

3.十四五、十五五期间发动机送修计划

a.发动机大修测算方法：如表14所示。

b.十四五-十五五发动机更换次数预测：如图4所示。

５４

表10

表11

表12

表13

五、回顾分析

1.备发的送修

为保障昆明航十三五和十四五期间发动机故障导致的非计划换发备发需求以及十四五期间昆航机队发动机梯次管理的需要，维修工程部于2017年启动了ESN 877512发动机的送修评估和选厂询价工作，并与2018年5月择优确定了上海普惠作为该发动机大修的承修商。最终该发动机在更换FAN+LPT LLP及核心机性能恢复，以约600万美元费用完成了发动机大修。该费用刨除每年涨幅，与2016年对大修费用的预估基本一致，体现了2016年备发管理价值评估的前瞻性和准确性。

同时，因为ESN 877516发动机LLP剩余不多，为保障十四五及十五五期间计划性换发需求及机队发动机梯次管理需要，建议在2021年9月恢复至B737-700飞机上使用（建议安装至B-1329飞机使用（右发038680使用循环最少，截止7月底仅使用了7020循环）），推力24K，避免立即送修造成对发动机LLP的浪费的同时可降低发动机在翼使用的热损耗，还可加速LLP消耗。建议，在2021年底开展发动机送修询价，在2022年11月前安排发动机送修，避免航材7%价格涨幅，既降低了送修成本也为应对后面机队发动机送修高峰做好准备，预计可避免约14万美元航材价格涨幅，且可避免价值约35.5万美元发动机寿命件浪费。

2.备发的使用

表14

图4

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５５

2)从2021年起，将部分800飞机发动机与700飞机发动机对调，以更多消耗800飞机发动机使其提前送修；

3)充分利用2台备发，2025年起，根据发动机性能提前对部分发动机进行大修，避免发动机集中大修对公司资金的冲击以及备发租借较多导致的高昂成本；

4)在备发缺口高峰到来前，提前与发动机租赁公司进行谈判，从2025年起，向租赁公司长租1-2台备发，以缓解后续备发短缺问题。

５６

c.十四五、十五五CFM56-7B计划送修分布：如图5所示。

d.十四五、十五五备发保障缺口：如图6所示。

4.梯次控制分析和评估：

1)700飞机和800飞机利用率不同，日利用率相差约1.05循环；

2)将在2026年送修高峰需送修的800飞机发动机与2024-2026年送修的700飞机发动机进行对串，可平滑送修高峰；

3)备发缺口最高峰出现在2026年，经平滑后，将由缺口15台次降低为11台次；

4)4架700高高原型飞机发动机构型为26E/B2，相比机队其他发动机，LPT FRAME存在寿命限制。

备发保障缺口：如图7所示。

5.建议：

1)于今年9月提前恢复ESN877516发动机的使用，使其能在2022年送修，以保障后续换发需求；

图5

图6

六、小结

本分析评估仅针对昆明航B737NG机队，不适用于B737MAX机队。通过以上分析，我们可获知昆明航购买的2台备发的实际价值大于发动机的购机成本，为公司创造了巨大价值。而通过对备发的使用，不仅保障了机队平稳运行，避免了多起因发动机AOG故障而导致的飞机停飞，同时避免了高昂的租发费用。

因877516发动机寿命件仅剩1000余循环，为发挥其备发作用及效益，并且为减少航材价格的大幅上涨（每年不低于7%）对发动机大修费用的影响，故建议2022年11月

发动机大修费用的影响，故建议2022年11月前将877516发动机进行送修。

十三五期间，从深航采购的2台备使的昆明航空完成了从0备发到有备发的巨大转变，从历史上依赖深航的保障模式转变为自主保障。并在应对发动机AOG故障、提前预防机队发动机空中停车方面发挥了巨大价值。值。十四五期间购买的2台备发基本能满足计划性换发需要，但在十四五末期如果发生非计划换发，则2台备发将会有点捉襟见肘。十五五期间，昆明航机队将面临700/800飞机发动机送修高峰的双叠加，2台备发数量将严重不足。为应对上述局面，一方面需要提前未雨绸缪，有计划地对串700/800飞机发动机，即可平滑送修高峰，也可延长发动机在翼时间。另一方面，需要向外长租一定数量的发动机，以保障机队的正常运行。

飞机发动机是飞机机队管理和资产管理中的重要对象，发动机的工程管理对企业机队运营的效率和效益产生重大影响。由于飞机发动机属于高价值航空器部件，尤其是对老旧飞机资产价值来说，占有高达80%以上的价值比重。如果在发动机的使用维护中没有科学的管理体系或方法，不仅在机队引进、使用维护中给企业运营带来损失和降低效率，更给机队的退出管理和资产处置带来负面影响。

发动机工程管理是航企运营体系健康高效运转的重要支撑力量，在机队资产管理中发挥着承上启下的重要纽带作用。昆航维修工程部工程技术室的动力装置工程师将努力获取专业知识，不断提升业务能。

图7

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消耗件库存补充监控管理浅析

■李雯清 /航材计划室求实班组

摘要：全面监控航材消耗件库存，对消耗件从日常监控库补到出库等方面对其进行全面监控，以确保库存增幅低于公司收入增幅为目标，持续有效保障航材需求。

关键词：消耗件；库补监控

师将努力获取专业知识，不断提升业务能力和管理水平，保障昆明航空安全、平稳、高效的运行。

５７

用量进行备件，而针对化工品、国产PMA件等国内交货期较短的航材，按照3个月用量进行备件，并认真分析航材出库的用途和使用频率，严格制定航材计划，在不积压资金的情况下进行库存补充。

益增长的消耗件使用和监控需求。

上式定义了总体相关系数，常用希腊小写字母ρ(rho) 作为代表符号。估算样本的协方差和标准差，可得到样本相关系数(样本皮尔森系数)，常用英文小写字母 r 代表：

５８

一、前言

航材消耗件是飞机维护工作中的重要组成部分，如何在确保供给需求的前提下降低消耗、以最少的成本保证航材供应、减少航材库存占用资金是本篇文章讨论的重点。

二、消耗件库存监控的目的

自2015年国资委在中央企业开展“两金”压控工作以来，公司各部门积极配合推进“两金”压控具体工作，落实国资委“两金”压控工作要求。依据国航发《关于二零一六年两金压控工作的通知》（[2016]167号），两金压控工作自2016年起已纳入公司年度绩效考核，压控目标的落实情况与绩效考核挂钩，与领导干部考评挂钩。“两金”一方面指应收账款，另一方面指存货，

金”一方面指应收账款，另一方面指存货，其中，公司维修飞机使用的航材消耗件在“两金”存货中的占比超过90%。根据国资委存货压降指标，要求企业的存货余额增幅不能超过营业收入增幅，所以，维修工程部需要持续对航材消耗件的库存情况进行监控，在保障安全生产运营的情况下完成“两金”压降指标。航材计划室每月对航材消耗件库存情况进行监控，根据消耗件出入库情况进行生产保障分析，及时补充库存，确保每年消耗件库存增幅低于公司营业收入增幅。2020年起，因为受到新冠肺炎疫情的影响，公司收入大幅下降，航材计划室针对航材消耗件备件计划，从最初按照9个月用量进行备件调整为按照6个月用量进行备件，而针对化工品、国产PMA

三、原消耗件库存补充监控问题

消耗件的库存补充计划原则，一般是依据历史消耗情况和供货周期来确定最低安全库存量；依据采购成本最少化，确定一次采购量；根据年度维修计划项目的时间安排来确定最佳采购时间；当库存量达到最低安全库存量时，库存管理系统应进行报警，并制定该类航材具体的补充订货计划。

随着航材保障工作经验的积累，航材计划室首先对航材需求按照新飞机引进、C检、A检、EO（以及TB、MEMO）、时控件、换季等专项工作进行分类，按年度用量进行计划和采购保障。临时航材需求根据需求单和保留单等确认需求数量和紧急程度进行保障。但大量的航材是在日常例行维护中消耗和使用的，当航材数量低于最低库存量时，应当以适当的方式给出警告信息，提醒工作人员库存补充。

2014年公司开展航材消耗件自主保障以来，一直沿用原数据系统进行消耗件库存监控，制定库补计划。操作步骤为先在基础数据系统导出一周内所有发料航材的信息，再逐项核实每个件号的历史使用情况，但数据系统对缺件报警效果不直观，并且每次做库存补充评估需要耗费大量时间，无法满足日益增长的消耗件使用和监控需求。

随着公司机队规模不断扩大，航材消耗量也随之增加，原有的消耗件库存监控和库补评估方式无法满足生产需求，计划评估工作亟待完善。2018年，航材计划室通过对大量的航材使用情况与时间关系进行分析，发现可以采用“皮尔森系数”来对一段时间范围内航材用量和趋势进行评估，从而推算出重新订货点（ROP）和重新订货量（ROQ）进行航材库补监控，并且每个季度抽样计算该方法的误差率，以验证该监控方式的有效性。

在统计学中，皮尔森相关系数（Pearson product-moment correlation coefficient，又称作 PPMCC或PCCs，常用r或Pearson's r表示）用于度量两个变量X和Y之间的相关性，其值介于-1与1之间。在自然科学领域中，该系数广泛用于度量两个变量之间的相关程度。两个变量之间的皮尔森相关系数定义为两个变量之间的协方差和标准差的商：

四、应用“皮尔森系数”进行库存补充评估

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五、结语

其中分别是对Xi样本的标准分数、样本平均值和样本标准差。皮尔森相关系数介于-1与1之间。当系数为1时，代表X和Y是完全线性相关；当系数为-1时，代表X和Y是反向线性相关；当皮尔森系数为0时，表示X和Y之间无任何线性关系。

因为航材的使用受到各种情况的影响，包括飞机故障情况，定期检修的时间安排等，当航材使用量与时间的线性相关程度降低时，需要单独对该航材的使用情况进行核实，而对后续库存进行补充时，更偏向于取用近期的使用量来做评估。根据有关文献说明，可将相关程度分为以下几种情况，当r≥0.8时，可视为高度相关；当0.5≤r＜0.8时，可视为中度相关；当0.5≤r＜0.8时，可视为中度相关；当0.3≤r＜0.5时，视为低度相关；r＜0.3时，说明两个变量之间的相关程度极弱，视为无线性相关关系。在日常航材库存监控中，针对同一件号航材，我们会关注该件号在1个月、3个月、6个月、9个月、12个月以及上一年度的用量，根据不同时间段的用量与时间的关系，计算二者之间是否有线性关系，并判断此线性关系的相关程度。因此，我们对于航材出库量和时间的皮尔森系数划分为三种情况，皮尔森系数在[0.8,1]之间时，认为消耗量与时间高度线性相关，

５９

96%以上，且航材消耗件库存的增幅一直低于公司营业收入增幅，实现了“两金”压降任务。

６０

[0.8,1]之间时，认为消耗量与时间高度线性相关，我们可以对该件号航材在1个月、3个月、6个月、9个月和12个月的用量平均分配权重，各占20%，以平滑各段时间内的航材用量与时间的关系；当皮尔森系数在[0.5,0.8）之间时，认为消耗量与时间中度线性相关，更偏向于采用近期的消耗趋势，对于1个月、3个月、6个月、9个月和12个月的用量分别分配25%、25%、20%、20%和10%的权重；当皮尔森系数在[0.3,0.5）之间时，认为消耗量与时间的相关度偏低，偏向于采用近期的消耗趋势，并需要削弱早期的用量影响，对于1个月、3个月、6个月、9个月和12个月的用量分别分配30%、25%、20%、15%和10%的权重。当皮尔森系数在[0,0.3）之间时，则以往使用数量可能有偶然性，如首次需求，需要核实出库原因，按实际需求数量和用途进行计划采购。

根据对航材用量与时间关系的计算，对不同区间的“皮尔森系数”对应的航材用量分配不同的计算权重，将航材消耗件的库存量转化为对应的3个月用量以给出重新订货点（ROP），转化对应的6个月用量以给出重新订货量（ROQ），从而做到库存报警和采购数量的评估，极大提高了工作人员的评估效率。

经过对三年的库存补充数据进行监控，采用“皮尔森系数”对航材消耗件在3个月和6个月使用量进行计算，除去“皮尔森系数”在[0,0.3]范围的特殊情况，平均误差率约为5.4%，消耗件平均保障率保持在96%以上，且航材消耗件库存的增幅一直低于公司营业收入增幅，实现了“两金”压降任务。

“皮尔森系数”在计划合同审批系统中的应用

本文仅对单一机型航材消耗件的库存补充监控做一些粗略的探讨，随着公司机队规

模的扩大，机型差异增加，目前的航材消耗件计划评估模型适用范围将受到影响。怎样在合理的时间从合规的渠道以合理的价格采购适量的航材保障生产，是各个航司需要持续关注的问题，希望本文对大家在航材消耗件库存补充监控方面有些许帮助，若有不足之处欢迎批评指正。

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RFID技术是物联网信息化应用技术之一，如何将其应用在航空维修工具管理、救生衣管理场景中，发挥其技术优势，提高工具管理、救生衣管理的安全性、工作效率、经济性是本篇文章讨论的重点。

二、维修工具管理的痛点

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民航业内部分公司已启用使用信息化的工具管理设备，这类设备的优点是提高工具借还登记的效率，降低登记错误率，同时方便快捷地实现工具借还记录查询、统计以及未还工具清点。通过信息化系统记录的工具使用数据，可以统计出各项工具设备的使用频率、使用情况、送修率等工具管理数据，从而为工具设备计划工作和管理提供更为便利和快捷的方法。大量实践证明，信息化的工具管理是解决这一维修保障工作中痛点和难点的有效方法。但民航行业内工具管理设备主流的技术方案是条形码/二维码等光学扫描登记工具信息的方式，虽然实现工具信息化管理，亦存在条码/二维码在工具上的直接安装率较低，工具管控不直接；容易污染、磨损导致识别率下降，降低工具借还效率；条码受损后，需要更换新的条码/二维码，后期使用维护耗时耗力。这一方案的缺点随着维修工具的数量、种类不断增加，工具借用人数量不断增加，且民航业内对航空安全要求日益提高的背景下，逐渐显得落伍，如图2所示。

三、RFID技术在工具管理初步应用

昆明航空维修工程部工具管理研究课题人员积极探索新的技术解决方案，发现采用RFID技术的芯片可以达到工具直接安装率更高、后期维护简便、可靠耐用、使用寿命长、识别效率高等显著优点，使其应用在工具管理中，较条形码/二维码等光学扫描工具管理解决方案有明显的优势。该方案的基础核心是利用小型射频RFID芯片（RFID芯片可反复读取数据10万次以上，且数据读取快速简便），采用无损植入工具的技术（RFID芯片尺寸极小易于安装，不易损坏、防水、耐高温的物理特性），使得每件植入RFID芯片的工具在不影响使用功能的同时，还能保证安装的RFID芯片不会脱落。每件植入RFID芯片的工具都变成可以被工具管理设备识别的“受控工具”，从而实现了计算机系统对工具的直接管理。大大降低了人工确认和登记的错误率，给维修生产保障工作的安全、高效提供可靠保证，如图3所示。

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RFID技术在航空维修管理

的应用探索

■林谡肖尚希 / 质量保证室领航班组

摘要：随着维修工作管理安全要求的不断提高，原有的维修工具管理和救生衣管理方法和技术都比较落后，将RFID技术在以上管理工作中进行应用探索，提高安全性、工作效率以及经济性。

关键词：RFID技术；工具管理；救生衣管理

一、前言

昆明航空维修工程部自2016年12月起，针对工具管理使用手工登记借还的方式进行课题研究，发现其存在：速度慢、效率低、容易发生漏签、错签等人为差错的显著缺点，严重影响了维修生产保障工作效率。同时，因人工清点、查询纸质工具借用登记本中的工具归还记录比较慢，发生人为漏清点工具的情况从而导致工具失控的风险也比较大。

失控的风险也比较大。另外，手工登记的方式对工具的使用情况、工具的使用频率、送修率等工具管理数据收集、查询、统计都比较困难，不利于工具设备的科学性、计划性管理。手工登记借还工具的方法已经远远不能满足现代民航业维修生产的工具设备保障工作，如图1所示。

图1

图2

图3

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６３

航空维修管理理念进行完美融合，实现航空维修工具管理的标准化、信息化、智能化。整套设备由云端服务器、无线射频RFID电子标签、固定终端、手持智能PDA终端及工具管理系统软件、用户手机端软件组成如图4所示。

四、RFID工具管理深入应用

为了保证该项目能够取得安全、高效、真实的评估效果，尽快解决实际工作困难。2017年4月-7月，维修工程部就射频芯片（RFID）工具管理设备进行了系统联合开发实验，期间制定和规范了航空维修工具的芯片安装标准；攻克了较小工具芯片安装的难关，大大提高了工具芯片安装覆盖率；优化管理系统的工作流程，工具借还登记、清点归还的重要关键环节更安全、可靠；工具借还效率更高效；优化工具管理设备的配置，大大降低了工具管理设备开发成本。该套射频芯片（RFID）工具管理设备利用计算机自动核算结合物联网技术，并将RFID无线射频技术与现代航空维修管理理念进行完美融合，

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2017年7月-10月，昆明航空维修工程部对RFID工具管理设备进行功能测试。测试期间，工具管理设备运行稳定，工具借还登记效率大大提高，同时降低登记错误率，并能有效地监控工具状态。至此，维修工程部成功实现了工具管理的电子化、标准化、规范化，大大提高了维修生产保障效率。至今该设备使用已超过75，000人次，设备系统运行稳定，

行稳定，系统维护简单，借还登记效率高，消除了使用人工登记所产生的差错，并能有效地监控工具状态，为维修生产工作的工具保障提供业内领先、安全可靠、便捷高效的工具设备管理解决方案，极大地提升了航空器维修工具的保障能力，如图5所示。

为深入贯彻落实习近平总书记关于民航安全工作的重要批示精神，积极响应民航局制定9方面26条措施（包括：1、加快新技术在民航安全领域的应用；2、鼓励支持民航安全领域科技创新）。昆明航空维修工程部积极探索先进技术方案为维修生产工作提供更安全高效的保障。2019年9月-11月，维修工程部就现有的射频芯片（RFID）工具管理

图4

图5

工程部就现有的射频芯片（RFID）工具管理设备进行系统升级，使用更先进的TIMS智能航空工具管理系统。此次RFID工具管理设备更新的TIMS智能航空工具管理系统，较以前简单的计算机后台管理功能有了全面的功能升级，其包含：工具计划管理、工具验收入库管理、工具使用借还管理，工具送检/送修出入库管理，计量工具监控管理，重大工作项目工具组包、库房工具盘点等，为航空维修提供安全可靠的工具设备管控整体解决方案。改变了工具库房传统的工具出库、盘点、入库、送检送修等传统人工监控的作业方式，解决了现有工具管理中存在的人工核对效率低、人工误登记、工具监控不到位、台账报表复杂等难点问题。

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复杂等难点问题，如图6所示

2020年，昆明航空维修工程部不断积极探索维修管理新方法，通过对RFID技术的深入研究，发现可以将该技术应用于维修现场工具盘点和公司机队救生衣的监控。

随着昆明航空机队规模的不断扩大，维修生产工作量也在不断增加。维修人员在工作现场使用大量的维修工具，维修现场工具的“三清点”主要依靠人工清点，使得维修人员现场清点工具效率低下，且容易出现出现人为因素的错、漏、忘，导致维修现场工具盘点这一工作环节极易出现工具失控，甚至丢失工具的风险。昆明航空维修工程部针对维修现场工具盘点的痛点进行深入分析，召开专项风险管理评估会，并成立了专项工作组，

此次升级，针对用户手机端软件进行多项功能开发，包含个人未归还工具查询、中队未归还工具查询、工具查询、工具预约、工具管理员交接班、使用建议反馈等模块。为每一个工具使用者提供更方便的查询方式，实现低碳环保的工具使用理念；同时也给管理人员对中队、班组工具使用情况更方便、快捷查询方式；工具预约功能，能提前准备重要维修工作工具，从而大大提高维修准备工作效率，如图7所示。

随着昆明航空机队规模不断壮大发展，相继在山西、滇西、长沙等外站基地投入过夜航班运力。为了提升公司航班在外站基地的维修保障能力，维修工程部在外站基地配置了TIMS智能航空工具管理系统将实现工具设备管理多基地集约化管理，部署到公司外站基地，有效实现工具管理异地监控、全流程监控。

６５

组，在公司现有的RFID工具管理系统上进行功能拓展升级。使得维修现场工作人员通过RFID智能手持终端对维修现场的工具进行自动识别和检查，大大提高现场工具盘点效率，从系统管控角度落实了维修工具三清点要求。维修人员在工作现场可以快捷清点工具的同时，现场盘点工具信息记录可以自动上传到系统方便监控和追溯维修人员工具盘点记录，规范了工具现场管理，也大大降低了人为因素导致现场工具盘点的风险，如图8所示。

五、工具现场管理和救生衣管理RFID技术的应用

以此救生衣监控系统为基础，救生衣的监控更换期限从原来的100天缩短到了现在的30天，节约救生衣的装机时间，有效降低救生衣的配备使用成本。

维修现场工具盘点功能和救生衣RFID监控功能的升级使用，在大大降低了引进新系统成本支出的同时，使得维修工具使用管控更为安全，并建立起昆明航空救生衣精准、高效、安全的物联信息化管理模式。

RFID智能手持终端的自动识别和检查，使得人为因素漏检、错检的概率大大降低，且有效控制救生衣超期使用的风险，建立救生衣领用记录查询和管理系统流程，从而实现救生衣的全生命周期信息化管理，如图9所示。

６６

图6

图7

图8

另外，维修工程部监控管理的救生衣数量多达6000多件，其在位和有效期检查均由人工检查，按照传统人工检查方法，一架飞机需要30-60分钟才能完成，人为因素导致救生衣漏检、错检的风险较高；库存救生衣盘点效率低下；救生衣有效期监控也不精确；救生衣使用数据查询和管理效率低下。昆明航空维修工程部专项工作组也将RFID技术用于机上救生衣清点检查，使得一架飞机在5分钟内就可以完成所有机上救生衣检查工作，大大提高了维修工作效率；并且通过RFID智能手持终端的自动识别和检查，使得

图9

六、RFID技术在未来维修管理中的应用探索

昆明航空维修工程部并没有丝毫懈怠，着眼于未来维修保障工作需求，积极探索解决方案：

1、机坪定检保障工作站。

A检现场工作须使用工具设备较多，在工具间准备工具费时费力，且有工具遗落在运输过程中的风险。因此制作机坪定检保障工作站，配备RFID工具设备，可在工作站内进行工具借还管理，大大提高机坪定检工作效率，降低工具管理风险，如图10所示。

2、机库车间智能工具柜。

附件车间、机库内的维修工作，工作区域比较固定，使用工具也比较固定，制作RFID智能工具柜，配备RFID工具，实现工具自动清点和管理，保证工具管理安全同时，降低工具管理的人力资源负担，如图11所示。

七、结语

６７

737-800飞机座舱高度速率

指示摆动故障分析

■杨春明 / 工程技术室头号班组

摘要：本文介绍了737-800飞机温度控制活门的一种特殊故障模式，在这种故障模式下PZTC和CPC自检都不会记录任何故障信息，通过对系统工作原理和故障的分析给出了一个行之有效的隔离方法，有效避免因选错方向而导致的大量部件误拆误换。

关键词：座舱高度升降速率；温度控制活门(TCV)；组件区域温度控制器(PZTC)；增压系统

Keywords: Cabin altitude climb rate; Temperature Control Valve(TCV); Pack/Zone Temperature Controller; Pressurization Control System

一、故障描述

底排除经历了一个多月，初期先后完成过以下工作：

1.1号和2号座舱增压控制器（CPC）自检无当前故障和故障历史信息；

2.地面进行座舱压力渗漏测试，座舱压力从4.0PSID下降到2.5PSID历时195秒，明显优于维护手册中110秒的标准；

3.与其它飞机对换座舱升降速率表；

4.与其它飞机分别对换CPC1和CPC2；

5.与其它飞机对换后溢流活门（OFV）；

6.与其它飞机分别对换左右空调附件组件

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我们自信随着RFID技术功能的不断拓展成熟、应用场景的不断丰富和深入，将为航空维修生产保障工作提供源源不断的腾飞动力！

图10

图11

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2017年2月初，昆航B-5702机组反映飞机在11000米巡航时，座舱高度升降率表指针持续在-300到+300英尺/分钟之间来回摆动，除此之外无其它异常指示。

二、排故过程

大多数的排故人员接到该故障报告后都会想到座舱增压和引气故障的可能性比较大。当时的故障隔离手册上没有给出适合的隔离程序，并且DFDAU对空调与增压控制系统采集的参数又比较少，给该故障的隔离带来了一定的难度。该故障从首次报告到彻底排除经历了一个多月，初期先后完成过以下工作：

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空调组件的温度控制活门（TCV）上的位置指示不稳定，有时卡在离关闭位前面的某一位置上，有时在关闭位附近来回摆动，其摆动速率与座舱高度升降速率表的摆动速率非常接近。而左空调组件的TCV和其它三个区域配平空气调节活门（ZTAMV）位置指示都非常稳定地保持在关闭位。最终更换了右TCV后故障彻底排除。

组件；

温度控制活门（TCV）的开度以控制空调组件的输出温度。当TCV失效在全关位时，高压水分离器内的冷凝器内结冰，使其入口和出口压差增大，从而通过伺服机构打开备用TCV以提高涡轮下游的温度。另外，备用TCV在备用温度控制模式下还受到对侧PZTC的控制。由上面的分析可知，调节座舱的温度有两种方式：一种方式是通过ZTAMV调节冷热路的混合比例，另一种方式是通过TCV或备用TCV调节空调组件的输出温度。

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7.与其它飞机分别对换左右引气调节器和调压关断活门（PRSOV）；

8.更换左右空调流量控制和关断活门（FCSOV）；

完成上述的每一项工作之后，故障依旧，而其它串件的飞机并未反映故障。

座舱升降速率表是一个纯机械式的仪表，完全靠内部的膜盒来测量升降速率的变化。为了核实是否是真实的升降速率摆动，排故人员跟机观察故障时，随身携带了一个座舱升降速率表备件，在各个飞行阶段分别在驾驶舱、前客舱和后客舱进行升降速率的测量，发现无论在哪个位置上，随身携带的升降速率表指示的摆动幅度都与驾驶舱的指示一致。并且在巡航阶段，引气管道压力指示稳定在40PSI、后溢流活门位置指示稳定在关闭位附近、座舱高度5500英尺、座舱压差7.5PSID。

经过与机组进行了充分的沟通后，机组同意配合通过调节三个区域的温度选择电门的位置来进行观察。结果发现当三个区域的温度选择电门都调节到全冷位置后，升降速率表摆动立即停止，但是维持几十秒之后，又开始摆动。于是，恢复三个区域温度选择电门到自动位，再次尝试把配平空气活门电门设置到OFF位进行观察，效果和之前的尝试完全一样。由此确定该故障与温度控制系统有关。飞机落地后，分别在1号和2号组件区域温度控制器（PZTC）上做自检都没有故障指示。接着对空调系统进行测试，将三个区域温度选择电门设置全冷位时，发现右空调组件的温度控制活门（TCV）上的位置

三、故障及原理分析

737-800型飞机的座舱温度是分三个区域进行控制的，分别是驾驶舱、前客舱和后客舱。系统原理图如图1所示。温度控制面板、座舱高度及压差指示器、升降速率表图2所示。来源于发动机和APU的高温高压引气在经过流量控制和关断活门后分为两路：一路是热路，直接通过配平空气关断活门（TRIM AIR PRSOV）调压后供到三个区域配平空气调节活门（ZTAMV）上游，此位置上的供气压力比座舱的压力高4个PSI，以保证稳定的供气流量。另一路通过初级热交换器、压气机、次级热交换器、高压水分离器和涡轮进行制冷。左右空调组件的制冷空气在混合总管内混合后分别通过三个座舱区域的分配管道供往驾驶舱、前客舱和后客舱。三个区域温度选择电门分别通过组件区域温度控制器（PZTC）控制着热路上的三个区域配平空气调节活门（ZTAMV）的开度，从而控制三个座舱区域的冷热路空气的混合比例。另外，组件区域温度控制器（PZTC）接收组件和管道温度传感器、三个座舱区域的温度传感器、三个区域温度选择电门的输入信号来控制与空调组件并联的

图1

图2

ZTAMV调节冷热路的混合比例，另一种方式是通过TCV或备用TCV调节空调组件的输出温度。

拆下的TCV活门封严及送修更换件如图3所示。部件送修检测时发现TCV内部的轴承存在磨损、在不同的位置处摩擦力大小不同（用手指转动轴承内外圈也可以感受到）并且位置电门电阻值超标等情况。从图3的左侧和中间的图片可以看到TCV活门的门板封严已经严重损坏。当TCV处于关闭位置时高温高压引气可以直接从门板与活门体的缝隙流到TCV的下游，从而影响到组件的输出温度。在大多数的制冷情况下，右空调组件的出口温度因为TCV门板的漏气而高于组件区域温度控制器（PZTC）的目标温度，因此PZTC不断地调节TCV的开度，试图把TCV向关闭方向作动。

域温度控制器（PZTC）的目标温度，因此PZTC不断地调节TCV的开度，试图把TCV向关闭方向作动。另外一方面由于轴承在不同的角度上存在摩擦阻力不同，容易导致作动器马达因为克服不均匀的摩擦阻力而产生的超调现象。所以TCV的位置始终无法稳定，在开位和关位两个方向来回运动。而空调系统给座舱提供的供气流量在正常情况下是恒定的，并且增压系统通过控制流出机外的空气流量来实现座舱增压控制，在巡航时为了维持稳定的座舱高度、座舱压差和座舱高度升降速率，座舱压力控制器会指令后溢流活门的开度维持在关闭位附近的一个角度上，保持流入座舱的流量与流出座舱的流量相等。组件区域温度控制器（PZTC）反复地调节TCV的位置实际上就造成了供往座舱的空气流量反复地发生变化，而后溢流活门的开度不变。因此，座舱升降速率表也就来回摆动，并且速率表的摆动与TCV活门的摆动节奏非常接近（高温高压引气流量变化对座舱高度速率变化的影响比冷路低温低压空气流量变化造成的影响更大）。

７１

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在巡航时，把三个区域温度调节电门选全冷位，PZTC同时指令两个TCV和三个ZTAMV往关闭的方向作动，总体上来看供往座舱的高温高压热空气流量在下降，右TCV在关闭位附近来回摆动造成的影响被其它几个活门关小造成的影响抵消，因此，在过渡过程中，座舱升降速率表能维持短暂的稳定。配平空气电门设置OFF位时，在效果上与三个区域温度选择全冷位是相同的，只不过这会引起PZTC从正常的平衡工作模式转为不平衡平均工作模式。但无论在哪种模式，温度控制都是通过调节TCV和ZTAMV的开度来进行的。

TCV在关闭位附近来回摆动造成的影响被其它几个活门关小造成的影响抵消，因此，在过渡过程中，座舱升降速率表能维持短暂的稳定。配平空气电门设置OFF位时，在效果上与三个区域温度选择全冷位是相同的，只不过这会引起PZTC从正常的平衡工作模式转为不平衡平均工作模式。但无论在哪种模式，温度控制都是通过调节TCV和ZTAMV的开度来进行的。

由于左右空调组件的两个TCV和温度控制系统内的三个ZATMV件号是互换的，因此其中任何一个失效都会造成同样的故障现象。如果是ZTAMV故障，通过把配平空气电门设置OFF位时，升降速率表的摆动是可以停止并保持稳定的。后来B-1545也发生过一起由于TCV来回摆动而造成的座舱高度升降速率摆动（前期没有收到机组报告），机组在关发动机引气起飞后按程序接通发动机引气时，由于TCV位置摆动与发动机引气管道压力快速上升的效果相互叠加而造成AUTO FAIL灯和ALTN灯点亮，将增压选择电门设置ALTN位后再设置回AUTO位恢复正常。该故障最终也是更换了TCV排除的。

通常TCV和ZTAMV的故障是由PZTC进行检测的，当PZTC检测发现TCV和ZTAMV故障时，驾驶舱的组件区域温度灯会点亮，并且在PZTC上做自检也会有相应的故障信息提示。而这两次的TCV和ZTAMV故障模式PZTC并没有检测到。

图3

四、总结

在之前的基础执照和机型学习到的知识体系中，座舱高度升降速率和后溢流活门以及机外排气活门的作动方向和作动速率相关。

识体系中，座舱高度升降速率和后溢流活门以及机外排气活门的作动方向和作动速率相关。在正常的情况下，空调系统供往座舱的流量是恒定的，主要是受流量控制和关断活门（FCSOV）的调节，后溢流活门以及机外排气活门控制着流出座舱的流量从而影响座舱高度升降速率。实际上，后溢流活门以及机外排气活门的位置稳定，而供往客舱的空气流量发生变化时，例如发动机功率的变化、TCV、ZTAMV处于调节过程的情况下，座舱高度升降速率表也会随着变动，而CPC并不认为小幅度的升降速率波动是故障，所以不会记录故障信息。本例中的TCV和ZTAMV故障模式是一种极不常见的故障模式，并且座舱温度控制器的自检结果也不是完全可靠的。由于引气控制、空调制冷、温度调节、增压控制几个分系统有着千丝万缕的联系。不同的部件发生故障可能导致相似的故障指示，在排故过程中非常容易选错方向，甚至让排故人员感到无从下手。在这类故障的排故过程中，即要充分掌握AMM的系统原理描述部分的内容，理清线路图册的控制关系和逻辑，又要细心观察、加强与机组人员、厂家技术支援人员的沟通协调，充分整合并利用各种资源才能有效地提高故障隔离的准确度。

B737NG飞机ATA21章空调系统

设备冷却系统常见故障

及处理措施

■王争丰 / 航线二中队朝阳班组

摘要：针对设备冷却系统OFF灯亮故障，本文对ATA21章设备冷却系统可能出现的故障进行总结分析，并给出了排故思路。

关键词：空调系统；设备冷却系统：OFF灯亮；故障

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一、引言

空调系统设备冷却系统OFF灯亮以及在航线常有发生，近年昆航机队该故障诱因各异，对航线排故造成极大的困扰，通过对此类故障梳理分析，将对航线工作者对该故障的排除提供更多思路，对减少航线延误及节约维修成本具有重要意义。

二、原理分析

设备冷却系统由供气和排气系统组成，每套系统都有正常和备用两套风扇，其中供气风扇上游安装有设备冷却气滤，可以过滤掉空气中的一部分杂质。

每次每个系统只有一个风扇工作，其中供气风扇是把冷却空气吹向驾驶舱和电子设备舱相关电器设备，排气风扇是通过

子设备舱相关电器设备，排气风扇是通过抽吸的方式用冷却空气冷却驾驶舱和电子设备舱的电气设备。

在供气和排气管道上各安装了一个低流量传感器，当没有足够的冷却气流时，安装在气流管道上的低流量传感器给出警告，点亮驾驶舱P5板上的OFF灯，同时地面呼叫喇叭响。

通过排气风扇的气流在空中排到前货舱给货舱加温，在地面，通过机外排放活门排出机外。

图1 设备冷却系统相关电路1

图2 设备冷却系统相关电路2

三、故障分析

3.1 故障现象1：设备冷却供气/排气OFF灯亮(以正常供气风扇为例)：如图3所示。

3.1.1 快速处理参考

①：复位设备冷却低流量探测供气/排气跳开关供气：P18-3 A17 排气：P18-3 A18

或者重新安装低流量传感器插头或者整机断电。如果灯灭，正常放行。

②：如果执行第①步无效，检查一下供

供气风扇：P6-4 C12/C13；排气风扇：P6-4 C12/C13

把供气风扇电门转到备用ALTN位，如果灯灭，可参考MEL21-27-03，供气和排气主备用4个风扇中可以的失效一个放行。

如果主/备用都不灭，确认相应风扇工作正常，可参考MEL21-42放行。

3.1.2 判断故障流程：如图4、5所示。

图3 设备冷却供气OFF灯亮故障现象

图4 判断故障流程图1

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气风扇和排气风扇的跳开关是否闭合

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图5 判断故障流程图2

如果供气风扇OFF灯在正常位和备用位都亮，排故方法除了上面介绍的之外：

从原理图可以看出,还需要额外考虑继电器R645故障的可能性。由于R645继电器触点在上位贴合不紧，导致此故障。

3.2 故障现象2：设备冷却供气/排气OFF灯在灯光测试时不亮：

3.2.1 快速处理参考

首先：我们可以排除一下设备冷却系统的故障

当设备冷却电门在NORM位时，分别拔出跳开关P91 E1（正常设备冷却排气风扇电源）和P92 D10（正常设备冷却供气风扇电源）跳开关，两个OFF灯点亮，主警告灯点亮，迅速闭合跳开关。

由此证明设备冷却系统工作正常，仅仅只是灯光测试系统的故障，如图6所示。

依据SSM33-18-37图7和SSM33-18-11图8可以看出：

灯光测试时，设备冷却OFF灯是由灯光测试系统提供电源到灯组件，并由设备冷却

图6 SSM21-27-31

测试系统提供电源到灯组件，并由设备冷却低流量传感器提供LAMP TEST的接地信号。

既然灯光测试供电部分无故障，那故障很有可能就是发生在接地端。

很有可能就是发生在接地端。

依据WDM33-18-11图9灯光测试电门打到TEST位测量D40750号插头的9号销钉对地导通，测量设备冷却低流量传感器的D3464号和D164号插头的7号销钉对地不能正常导通。故障原因锁定在D40750P的下游到设备冷却低流量传感器的电插头D3464和D164之间，由于两个灯同时不亮，则问题很有可能出现在两个接地点汇合的TB660处。退出TB660的销钉，重新安装销钉后测试正常。怀疑TB660内有销钉松动导致此故障，如图10所示。

图7 SSM33-18-37

图8 SSM33-18-11

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D3464号和D164号插头的7号销钉对地不能正常导通。故障原因锁定在D40750P的下游到设备冷却低流量传感器的电插头D3464和D164之间，由于两个灯同时不亮，则问题很有可能出现在两个接地点汇合的TB660处。退出TB660的销钉，重新安装销钉后测试正常。怀疑TB660内有销钉松动导致此故障，如图10所示。

图9 SSM33-18-11

图10 TB660位置图

3.3 改进建议

①：遇到此故障现象，在排除设备冷却系统故障后，需要考虑33章灯光系统的故障。

②：如果遇到供气和排气OFF灯同时不亮，要考虑其公共部分故障的可能。

③：对于灯光测试系统类的故障，要注意灯光测试系统的供电方式有两种：

一种是由灯光测试系统供电，相应的系统提供接地信号。比如此次的设备冷却OFF灯。

另外一种是由灯光测试系统提供接地信号，由相应的系统来提供电源。注意两者要区分对待。

四、结语

本次结合日常设备冷却系统故障实例，通过对设备冷却系统的原理分析以及昆航机队类似故障数理统计，本文针对设备冷却系统故障提出了迅捷、有效地排故建议，

队类似故障数理统计，本文针对设备冷却系统故障提出了迅捷、有效地排故建议，这将为昆航维修人积累宝贵的经验，为昆航梯次维修人才的培养奠定良好基础。

参考文献

[1] SSM21-27-31、SSM33-18-37、SSM33-18-11、WDM33-18-11

波音737NG飞机常见雷击损伤

的处理

■陈金龙 / 工程技术室头号班组

摘要：商用飞机发生雷击损伤时，轻则会导致需要简单处理和保留，如金属胶带粘贴，打磨等，重则可导致飞机数天停厂修理，带来较大的经济损失。目前中小航空公司所配备的专业结构修理人员相对较少，航线机械员和放行人员对雷击损伤相关知识掌握和经验也存在不足，在机队增长的同时，理解和掌握雷击的相关知识，加强雷击损伤评估学习，变得愈发重要。本文主要介绍了雷击损伤特点，雷击结构损伤检查要点和常见雷击损伤的评估和修理。

关键词：雷击；检查；修理

一、雷击损伤特点

1.1通常雷击点至少有两个

飞机被雷击时，雷电通常从一点进入，然后从一点穿出。进入点通常在雷达罩、前机身、吊架、尾舱或翼尖等尖点，出点一般在后缘区域。因此发现单个雷击点时，一般需要继续检查有无其它雷击点。同时运行中的飞机被雷击时，通常由于飞机的移动，雷击点会有逐渐后移的趋势，形成多个雷击点（swept stroke），如图1所示。

1.2金属结构雷击损伤通常会有烧蚀

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图1 雷击过程示意图

由于雷电能量极高，单个雷电能量可高达100万伏或3万安，金属结构被雷击时，雷电通常会在瞬间击穿漆层，对金属产生“加热”效应，因此会产生烧蚀痕迹。由于B737NG飞机常见的金属结构为铝合金，因此铝合金被雷电进行“热处理”加热过后，一般需要执行热损伤检查，确认金属性能未产生明显衰减。同时，金属结构表面的漆层在被加热后，颜色变化明显。详见图2金属结构雷击损伤示意图。

图2 金属结构雷击损伤示意图

1.3复合材料结构被雷击时分层明显

部分复合材料结构雷击损伤漆层变色可能不明显，但是材料分层的特征十分明显，甚至会出现纤维“炸起”。由于复合材料件表面纤维为层压结构，树脂导电能力差，当雷电的高能作用导致纤维层之间的层压树脂热解失效时，发生气体溢出，就会出现明显的纤维分层。由于中小航空公司的复合材料修理能力偏弱，一般遇到此类损伤时会寻求保留损伤的方案。

面纤维为层压结构，树脂导电能力差，当雷电的高能作用导致纤维层之间的层压树脂热解失效时，发生气体溢出，就会出现明显的纤维分层，如图3所示。由于中小航空公司的复合材料修理能力偏弱，一般遇到此类损伤时会寻求保留损伤的方案。

图3 复合材料件雷击损伤纤维“炸起”示意图

二、雷击损伤分布

在AMM05-51-19雷击检查工作中，如图4所示给出了不同位置的雷击可能性分布，其中雷达罩，大翼的前缘、后缘、翼尖，发动机区域，升降舵及安定面翼尖被雷击的可能性最高，机身结构次之。

图4 不同位置的雷击可能性分布示意图

回顾梳理现有B737NG机队雷击损伤，其分布如图5所示，其分布特点基本与图4示意图吻合。

示意图吻合。了解不同位置的雷击可能性分布，可以帮助我们提高对雷击高可能性位置的关注度，按照雷击可能性由高到低的顺序进行检查，使雷击检查更高效。

图5 现有B737NG机队雷击损伤分布

三、雷击损伤检查

了解了以上雷击损伤特点和损伤分布，可以帮助我们高效和全面执行AMM05-51-19雷击检查工作。对于AMM05-51-19雷击检查工作的具体内容，本文不做讲解，但需要注意的是：在执行Phase IA阶段的一般目视检查时，可以不使用梯架；在执行Phase IB阶段的检查时，对于翼面/舵面的上侧面的检查，可能需要梯架或高空车辅助执行。只有在Phase IA和Phase IB阶段没有发现雷击损伤，或雷击损伤已被评估或修理满足放行条件下，Phase II阶段检查才可推迟50飞行循环，如图6所示。

四、常见雷击损伤的评估和修理

图6 雷击检查流程图

4.1翼尖小翼雷击损伤

对于常见的翼尖小翼的翼尖或后缘雷击（出点）损伤，手册的允许损伤范围较大：尖端

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尖端允许去除0.7X1.0英寸的材料，后缘允许去除0.1英寸（内侧后缘）或0.5英寸（外侧后缘）宽度的材料，详见图7。因此位于翼尖小翼的翼尖或后缘的雷击损伤通常可以通过打磨去除损伤完成永久修理而不超标，如图7所示。

图7 翼尖小翼的翼尖或后缘雷击损伤允许去除量示意图

对于翼尖小翼上下蒙皮或蒙皮上的紧固件雷击（进入点）损伤，虽然手册的允许损伤范围也较大，但是允许损伤在简单处理（粘贴金属胶带）后只能保留一段时间：紧固件雷击允许损伤允许保留90天，上下蒙皮雷击允许损伤允许保留24个月。对于蒙皮上的紧固件雷击损伤，保留时限较短，通常可在损伤较轻微的情况下可以向OEM厂家索要延长保留期限的信函，以便将损伤保留到高级别定检执行修理。同时注意更换蒙皮上的紧固件需要分解小翼蒙皮，需要提前准备图纸和大量的紧固件航材，如图8所示。

4.2 机身雷击损伤

对于机身雷击损伤，通常需要先执行一般检查：使用10倍放大镜检查损伤3英寸范围内，确认无裂纹；一般目视检查损伤20英寸范围内，确认无裂纹或腐蚀。

图8 翼尖小翼蒙皮上的紧固件雷击损伤示意图

英寸范围内，确认无裂纹或腐蚀。

当损伤位于蒙皮而不是紧固件上时，满足一定的条件的情况下可以保留350飞行循环：

损伤直径小于0.25英寸；两个雷击损伤间距大于3英寸；损伤距离紧固件或其它部件大于1英寸；无材料丢失。修理时通常采用开孔去除损伤材料，安装铆钉执行修理。注意不同位置和不同厚度蒙皮的最大修理紧固件直径不同。欲使用大于手册限制直径的紧固件，如安装冷冻塞时，需要获得OEM厂家的批准。

当损伤位于紧固件上时（参见图9），则需要根据损伤紧固件位置和数量进行评分。单块蒙皮面板损伤评分大于等于10分时可保留10飞行循环；小于等于9分时可以保留350飞行循环。单个机身段（如41段）损伤评分大于等于15分时可保留10飞行循环；小于等于14分时可以保留350飞行循环。对于航线检查发现的机身蒙皮紧固件雷击损伤，特别是损伤在不易接近的41段部分时，通常可临时使用拉铆钉执行C类修理，以便飞机快速放行。待到高级别定检时，再执行A类修理。

4.3安定面后缘或大翼后缘雷击

由于雷击损伤的出点通常位于舵面的后缘，因此安定面/大翼后缘和紧固件经常发生雷击损伤。由于B737NG飞机的安定面后缘或大翼后缘通常为复合材料件，因此损伤严重时的修理成本较高。以图10所示的方向舵后缘紧固件雷击为例，当两个损伤紧固件间至少有10个未损伤紧固件时，可以保留250飞行循环。由于损伤保留期限相对较短，通常可以向OEM厂家索要延长保留期限的信函，以便保留到高级别定检执行孔修理和紧固件更换。这里需要注意的是，当只有紧固件发生损伤时，只需更换紧固件，而不需要修孔（方向舵后缘紧固件孔修理需要执行预侵料修理）。

图9 机身蒙皮上的紧固件雷击损伤示意图

图10 安定面后缘或大翼后缘雷击损伤示意

4.4反推滑套雷击外侧蒙皮损伤

根据我公司经验，发动机区域的反推滑套外侧蒙皮雷击损伤频率相对较高，损伤程度与其它位置相比也更为严重。通常雷击进入点的损伤较轻微，反推滑套外侧蒙皮后缘的出点损伤相对严重。反推滑套蒙皮为碳纤维增强树脂基复合材料（CFRP），反推滑套蒙皮后缘尖锐且没有明显的紧固件裸露，雷击的出点通常会导致反推滑套外侧蒙皮后缘纤维炸裂，如图11所示，损伤去除后经常会裸露出蜂窝结构。若此类损伤出现在外站小机场，首先应考虑向OEM厂家申请保留损伤，以便将飞机调回基地执行修理或更换损伤件。当OEM厂家不同意保留或调机飞行时必须换件时，应首先选择更换易于更换的反推滑套，而不是整个较为沉重复杂的反推组件。

图11 反推滑套雷击外侧蒙皮后缘雷击损伤示意图

五、结语

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复合材料舵面紧固件雷击损伤一般较轻微，原因是由于紧固件的存在，当雷击附着点完全位于紧固件时，雷电电流可以通过紧固件沿层压板厚度方向传导，从而在各铺层内进行雷电电流的分配[1]。

发动机未运转驱动灯不亮故障总结

■尚猛 / MCC 扬帆班组

摘要：本文针对昆航机队电源系统常见故障之一：发动机未运转时驱动灯亮故障排故及总结。

关键词：DRIVE灯；IDG

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掌握了雷击损伤特点和分布情况，有利于帮助我们高效和全面执行雷击检查工作。在完成雷击检查工作发现雷击损伤时，需要及时查询现行有效版手册，以便确认雷击修理方案。本文简要介绍了部分常见雷击损伤处理思路，仅供参考。在机队不断增长的同时，航空公司不断提高维修人员的雷击处理技能，积攒雷击处理经验，对飞机雷击损伤进行全面评估或修理，才能保证飞机的适航性，为飞行安全提供强有力的支持。

参考文献

[1] 严俊杰，李曙林，姚学玲等.含紧固件复合材料层压板结构雷击烧蚀损伤特征分析[J].复合材料学报,2017，34（1）：104-111.

一、引言

航线在日常维护飞机时会经常碰到此类故障，本文针对此灯点亮的原理以及故障发生的时机给出分析和总结，针对此故障给出相应的处理建议。

二、故障举例

1.B-1315 沈阳航前发现右发 DRIVE 灯不亮。因时间原因，依据 MEL24-03-02 办理 DD 单， C 类，无 M 项，无 O 项。贴“不工作”标牌。

办理 DD 单， C 类，无 M 项，无 O 项。贴“不工作”标牌。

航后依据更换右发驱动灯灯泡，测试正常。本机对串 2 号 GCU 和 AGCU。试车测试正常，撤除保留。

2.B-6492 航后检查发现左发 DRIVE 灯间歇性不亮。航后依据FIM手册检查发现 DP1206（IDG 本体）底座插钉 5 号和 6 号间电阻值为 1400Ω超出手册标准。判断为 IDG 低压电门故障。因航材原因保留左发 Drive 灯指示功能。无“M”项，无“O”项。1 号 DRIVE 灯贴“指示不工作”标签。

航后依据更换左发 IDG，测试正常，撤除保留。

间电阻值为 1400Ω超出手册标准。判断为 IDG 低压电门故障。因航材原因保留左发 Drive 灯指示功能。无“M”项，无“O”项。1 号 DRIVE 灯贴“指示不工作”标签。

航后依据更换左发 IDG，测试正常，撤除保留。

三、DRIVE灯点亮原理简介

满足哪些条件 DRIVE 灯会点亮，那反过来就知道不满足这些条件时灯就会不亮。更有助于快速、彻底地处理故障。

2、正常情况下，在飞机通电且发动机未运转时，DRIVE 灯应该是点亮的，那为什么会点亮？

DRIVE灯点亮条件（二者任意其一即可）：

1）IDG 滑油压力低于 165 PSI；

2）发动机运转时 IDG 输出电压欠频。

而且DRIVE灯的点亮是由 GCU 来控制的。具体控制逻辑如图1所示：

从图1可以看出，DRIVE灯点亮最关键的条件就是所以我们可以得出正常情况下，发动机处于未运转时，DRIVE 灯亮的原因：发动机未运转，IDG 滑油泵不工作，滑油压力电门给 GCU 一个滑油低压信号，GCU 内部给 DRIVE 灯一个接地，使 DRIVE 灯点亮。

3、所以从前面所述原理来看，在发动机不运转的时候，如果 DRIVE 灯不亮，就是以下三种情况之一：

1）灯本身有问题；

2）IDG 滑油低压电门信号有误；

3）GCU 故障。

图1 驱动灯点亮原理图

四、快速处置-MEL 放行

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1、在此故障出现在航前或过站的时候，为保障航班正常性，可以按照 MEL 先放行飞机，参考如图所示：

2、问题：如果在航前或过站出现此故障，可以直接按 MEL24-03-02 保留，而无需验相关 IDG 工作正常吗？

从前面列出的导致 DRIVE 灯不亮的三种原因，灯本身问题和低压电门问题在这条 MEL 里均有列出，所以我们只需要验证此故障不是由 GCU 导致的即可，依据手册做 GCU 自测即可，无需验证相关 IDG 是否工作正常。

而GCU 故障可以查看GCU 本体上当前状态指示灯或者按压GCU TEST 电门完成测试来判断。

正常情况下 GCU PASS 绿灯亮，就说明 GCU 是工作正常的。

GCU TEST：按压相应 GCU TEST 电门至少 1 秒，然后松开，确保 7 个指示灯点亮大约 3 秒，然后熄灭。若测试通过，GCU PASS 绿灯亮约 7 秒，如果测试未通过则会点亮相应的红色故障灯。

注意：大多数故障只有在相应的 IDG 供电时才能被 GCU 检测到。如果给 GCU 断电故障不会被消除。但是对于不是当前检测到的故障，在对应的 IDG 不供电时，在进行 GCU 自测时，这些故障会被清除。在进行自测之前一定将相关维护信息记录下来。

3、所以在碰到发动机未运转 DRIVE 灯不亮的故障时，测试 GCU 正常，即可按照MEL24-03-02 放行飞机。

以上就是按 MEL24-03-02 放行飞机时的关键点，回顾一下：

1）验证灯泡的好坏；

2）验证 GCU 的好坏。

按照MEL24-03-02 放行飞机。

以上就是按 MEL24-03-02 放行飞机时的关键点，回顾一下：

1）验证灯泡的好坏；

2）验证 GCU 的好坏。

五、排故措施

1、针对 DRIVE 不亮的排故，也是要从三个原因来着手：

进行灯光测试或者按压测试，排除灯本身的问题；

进行 GCU 自测，如果计算机测试无维护信息则排除 GCU 故障；

IDG 低滑油压力电门；

2、前两个测试都比较简单，就不再展开讲述，重点放在 IDG 低滑油压力电门上：

从前面线路图来看，在发动机运转后，滑油压力升高，低压电门作动，IDG 本体上插头DP1206 的 5 号钉和 6 号钉断开，给出滑油压力正常信号到 GCU，如果同时输出电源频率正常，DRIVE 灯熄灭。

可以脱开 IDG 上的电插头 DP1206：测量 IDG 本体上 PIN 5-PIN 6 的导通性，如果不导通，即可判断是电门故障，需要更换 IDG。如果 IDG 本体端 PIN5-PIN6 导通正常，则短接飞机侧 PIN5-PIN6，确保 DRIVE 灯亮，否则测量检查对应飞机端线路。在 FIM 手册里提到低压力电门阻值不得大于 5 欧姆，这在前面故障介绍中也提到了。

到了。

3、B-6492 飞机的此次故障就是由于低压电门阻值超标而导致的，因为低压电门属于IDG 的下级组件而且没有相关拆装手册，不属于航线可更换件，所以在判断出低压电门阻值超标后就得更换整个 IDG 来进行排故，从拿到的附件修理故件报告来看，如图2所示，厂家修复了低压电门，也证实了我们之前的排故措施是对的。

图2 修理报告

而对于 B-1315 飞机，经跟当时值班主控了解，是外站工作人员在报告故障的时候说已经确认了灯泡是好的，所以才参照 MEL-03-02 进行保留，而航后进行排故时发现灯泡是坏的，在更换了灯泡之后又进行了试车和对串 GCU 和 AGCU 测试，都没有问题，此故障 MCC 也持续监控了一周，故障也未再现。我们怀疑当时的工作者反馈了错误的信息，或者根本未进行验证，其实当时如果发现了灯泡是坏的，也就是换两个 387 灯泡的事情。

所以在碰到任何故障时，最重要的是故障信息一定要准确和详细，无论是观察到的现象，还是机组的反映，准确和详细的信息

六、小结

1、针对此故障本身，并无有效措施，因为指示灯的检查工作都在航前，航后和 48 小时检工卡中有所体现。为确保航班正常性，MCC 已专门对此故障的快速处理进行过学习和讨论，在航前和过站时严格判断是否符合 MEL 放行标准。

2 、针对故障所涉及的低压电门，波音公司在 2018 年 9 月 20 日发布了一份 FTD

（737NG-FTD-24-10002），建议可以对其进行被动升级，以提高其可靠性，据向可靠性工程师了解，部分航空公司是采取的升级措施，但是升级完的效果还待观察。而且此升级是需要支付一定费用。昆航此故障平均时长是高于整体 IDG 故障的时长的。目前根据昆航可靠性会议决议，已经决定对此低压电门进行升级工作。

现象，还是机组的反映，准确和详细的信息才有利于我们的判断，是我们在处理故障时才可以有的放矢。

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发动机启动手柄信号不一致

排故总结

■施添浩 / MCC 扬帆班组

摘要：针对发动机启动手柄信号不一致故障排故过程进行分析，并由此引发的不同故障现象进行梳理与总结。

关键词：启动手柄信号；代码76-31361 76-31362

一、引言

针对航线比较常见的发动机启动手柄信号不一致故障，由于故障现象通常不稳定，给彻底排除故障造成干扰。本文通过对故障原因分析，给出合理的排故隔离措施，对快速、准确排除故障具有借鉴意义。

二、故障现象

2020/04/18 B6491航后测试EEC，有当前或历史代码：76-3136Y 启动手柄信号不一致（注：Y=1 左发 Y=2 右发）

EEC分别通过A/B两个通道监控启动手柄位置信号，当2个通道信号不一致时，出现该代码。因为涉及双通道信号的对比，EEC通常不能判断哪个通道是正常或故障的，所以是双通道故障，如图1所示。

首先给出原理图，如图2所示，其中红线部分代表B通道信号，绿线部分代表A通道信号。

以左发B通道为例：

1.启动手柄电门组件与启动手柄机械联动。当启动手柄放在CUTOFF位；

2.电门组件给予R566继电器下线圈一个接地信号，使下线圈工作，吸合相应的电门模块，使A2与A1导通；

3.给EEC的B通道信号——启动手柄在CUTOFF位置。

4.再当启动手柄放在IDLE位；

5.电门组件给予R566继电器上线圈一个接地信号，使上线圈工作，吸合相应的电门模块，使A2与A1断开；

6.给EEC的B通道信号——启动手柄在IDLE位置。

A通道原理类似，不再赘述。当A、B通道信号不一致，EEC给出故障代码

三、原理分析

图1 EEC代码

图2 原理图

道信号不一致，EEC给出故障代码。

图3 原理图的局部放大

四、排故思路

从原理图我们可以看出，故障源可能为：

●跳开关

●启动手柄电门组件

●继电器（左发R565/R566、右发R567/R568）

●EEC

●相关线路

依据FIM76-11 TASK801排故。以左发为例：

1.拆下R565继电器，通过量线来隔离继电器上游的跳开关和启动手柄电门组件；（这里以B通道为例，A通道类似）

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●相关线路

依据FIM76-11 TASK801排故。以左发为例：

1.拆下R565继电器，通过量线来隔离继电器上游的跳开关和启动手柄电门组件；（这里以B通道为例，A通道类似）

3.检查各插头和导线束；

4.更换EEC。

这里描述的是FIM手册的大致思路，如果故障现象一直稳定，完成FIM所有步骤，故障基本也就排除了。

表1 从R565继电器处量线参考表

表2 从EEC处量线参考表

图4 从EEC处量线原理图

五、排故技巧

说说排故技巧。前面提到，虽然代码是双通道代码，但是实际故障只存在于A或B的一个通道中。FIM手册默认不知道故障通道。有没有可能提前判断出故障通道，以减少排故工作量？

可以。我们通过EEC BITE，可以查看启动手柄位置信号的实时监控页面。

路径：EEC BITE---INPUT MONITORI

NG---DISCRETES---PAGE 3进入该页面。

图5 通过MCDU查看启动手柄位置信号

说明：

●ACT CH B 表示当前由B通道控制发动机

●GMM CH A 表示地面测试使用的是A通道

●START LEV SW-LOC 表示地面测试通道监控到的启动手柄位置信号

●START LEV SW-XCH 表示另外一个通道监控到的启动手柄位置信号

该页面出现时，启动手柄在IDLE位，可以得出：A通道信号有问题，后续排故重点关注A通道。

如果观察仔细，我们还可以发现：当时的启动手柄在IDLE位，A通道失效在CUTOFF位；DEU1&2接收到的信号正常在IDLE位；

DEU1&2与EEC A通道信号使用的是R566内部不同的2个电门模块；这两处信号不一致，可以判断，故障源肯定存在于R566的第一个模块、或EEC、或他们之间的线路中。

在B6491 05/25的排故中。最终确认为EEC故障，更换EEC后故障排除。

图6 A通道R566继电器及其下游原理图

六、疑难问题

该故障通常还有个比较令人头疼的地方，就是故障不稳定，我们常常只是测试到历史代码，当前不能稳定再现。遇到故障代码多次反应，但是当前测试都是正常的情况，我们应该如何排故呢？

这里建议：

1.进入离散监控页面，多作动几次启动手柄，尝试让故障再现。

2.如果第一步失败，建议依据FIM手册把两步量线工作完成。这样做的目的主要是在量线过程中，验证线路是否正常，导通状态或对地电阻值有无跳动，线路是否虚接。

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3.如果第二步测试完全正常，就需要通过逐步更换或串件，并在后续航段监控的办法来确定故障源。

如果要逐步更换监控，那么涉及到的部件，更换顺序是什么呢？建议结合各种故障现象，按照可能性从高到低的原则逐步更换。

这里涉及到的所有部件包括：

●启动手柄电门组件

●A通道继电器（R566/R568）

●B通道继电器（R565/R567）

●EEC

先说说启动手柄电门组件：该组件内部由6个电门模块组成，分别给信号到——

√发动机高压级活门

√相应的翼梁活门

√右点火

√左点火

√EEC A通道

√EEC B通道

启动手柄电门由启动手柄机械机构作动，可靠性相对较高。6个电门模块作动原理相同，“正好”故障在EEC通道的概率也只有1/3。所以如果仅有76-3136Y的代码，机组并没有反应其他故障，那么启动手柄电门组件故障的可能性较低，更换优先级靠后。

再来考虑双通道的继电器R565/R566。每个继电器由2个电磁线圈和相应的电门模块组成。其中B通道继电器还给IDG脱开抑制信号；A通道继电器还给DEU1&2、DFDAU信号。

相应的电门模块组成。其中B通道继电器还给IDG脱开抑制信号；A通道继电器还给DEU1&2、DFDAU信号。

图7 启动手柄内部原理图

2个继电器，共4个电磁线圈，任意一个线圈失效，都会导致故障出现。该继电器件号：KLD4N 该继电器在飞机不同系统中多处使用。在以往的排故经验中，该件号的继电器可靠性相对较低。继电器的更换优先级靠前。

那么A通道和B通道继电器那个可能性更高呢？由于他们件号一样，原理相同，按理说可能性是相同的。但我们可以换个角度考虑。

以左发为例：R565还给IDG脱开抑制信号。但需要IDG脱开的情况太少，无法通过该功能验证R565。

R566还给DFDAU信号。可以通过读取QAR数据辅助判断R566继电器是否瞬时

QAR数据辅助判断R566继电器是否瞬时给出不正常的信号。R566还给DEU1&2信号。如果失效在IDLE位，没有其他特别的故障现象。但如果失效在CUTOFF位，那么这个故障就“大”了。

如果发动机运转过程中，DEU发现某发动机启动手柄在CUTOFF位，会发生哪些不正常的现象呢？这个问题在后文中会提到。

最后一个提到EEC内部逻辑故障。一般来说，我们认为EEC的故障率不高。但是参考故障历史：11次出现该故障，有2次确定是EEC，还有1次疑似EEC故障。看来针对76-3136Y这个代码，EEC的故障率不可忽视。

七、其他关联故障

图8 R565/R566继电器的信号输出

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1.故障代码73-2135Y

EEC正常运转中，由EEC发动机主供电，飞机汇流条提供备用电。注意，即使正在使用主用电，备用电在满足3个条件中任意1个的情况下，也会供给EEC。只是EEC有主用电，就暂时不用备用电，但是备用电必须供过来保证随时可用。

这3个条件是：DEU收到——

●启动手柄在IDLE位

●进入EEC维护页面

●启动电门在GND或CONT位

当飞机正常执行航班，R566(L发)/R568(R发)失效在CUTOFF位，EEC将会收不到备用电，给出一个代码73-2135Y

2.X-BLD

如果空中DEU接到信号某发启动手柄在CUTOFF位，他会认为机组一定会尝试重启发动机。在一定的飞行包线内，机组可以通过风车状态重启发动机。但在这个包线以外，通常是低空低速，由于空速不够大，风车状态不能给发动机涡轮足够的能量，这就需要交输引气重启发动机。这时发动机的N2指示框上会出现X-BLD提示信息，机组发现一定会报告这个状态。

昆航历史出现的X-BLD故障有：

2017年7月 B6491 左发出现X-BLD;

2017年7月 B1991 机组反应爬升阶段左发出现X-BLD，落地后测试EEC有代码73-21351，76-31361;

2019年6月 B1229 机组反应起飞和下降阶段，左发出现X-BLD，落地后测试

图9 发动机监控页面上出现X-BLD

降阶段，左发出现X-BLD，落地后测试EEC有代码73-21351，76-31361;

这3个故障，最终都更换启动手柄电门组件和继电器，故障排除。继电器的可能性更大，但为了一次性彻底排除故障，一并更换了启动手柄电门组件。

3.串液压油

如果故障的是左发，还会出现B系统液压油向A系统倒油的现象。

正常情况下，起落架收放都用A系统提供液压油和压力。但当DEU探测到左发启动手柄在CUTOFF位时，PSEU控制起落架转换活门到备用位，使用B系统收起落架。这么设计的逻辑是：DEU认为1发失效了，A系统仅凭EMDP很难提供足够的功率，转而由B系统提供收上的动力。其涉及到的起落架转换活门（landing gear transfer valve）转换到备用位的条件为：

●飞机在空中；

●起落架手柄不在DOWN位；

●至少一个主起落架不在收上位；

●左发N2小于50%；

●B系统压力正常；

其中“左发N2小于50%”，如果研究SSM手册可以知道：该信号的一个充分不必要条件就是R566继电器给出启动手柄在CUTOFF位。放起落架的时候，依旧由A系统放。收起落架时，收放作动筒伸出，系统往里注入B系统液压油；放起落架时，收放作动筒收缩，液压油回流到A系统，完成倒油过程。这个过程多次重复，甚至会从机腹下的余油管漏液压油。

2017年7月 B1991出现左发出现X-BLD，落地后测试EEC有代码73-21351，76-31361，同时出现串油现象。

八、故障总结

如果伴随76-3136Y代码，还出现点火系统、翼梁活门、高压级活门的故障，那么故障源很可能是启动手柄电门组件。

如果伴随出现代码73-2135Y、串油、X-BLD故障，优先考虑A通道继电器，其次启动手柄电门或组件。由于故障影响较大，在无法完全确认故障原因的情况下建议一并更换。

如果没有其他任何故障现象，且条件允许逐步更换隔离故障，建议 B通道继电器---A通道继电器---启动手柄线束组件---EEC。

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起飞构型警告不正常事件情况分析

■段诚光 / 工程技术室头号班组

摘要： B737NG起飞构型警告。

关键词：S651电门；PSEU

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今年2月份，机队连续发生2起关于起飞构型警告的不正常事件，情况如下：

1. 2021年2月20日B1331飞机执行运城-昆明，机组反映飞机滑跑时飞机构型警告，机组中断起飞并滑回。机务重置速度刹车手柄，检查正常，放行飞机。

航后测试PSEU无当前和历史代码。针对PSEU起飞报告NOT SPBR HLD DOWN信息，判断故障对串PSEU，检查测试速度刹车起飞警告电门S651位置正常，清洁手柄机构。

2.2021年2月21日，B-7871飞机临沧过站机组反映，昆明起飞过程中滑跑速度80节左右出现0.3S疑似起飞构型警告，后续正常。机务测试PSEU正常，飞机正常继续执行航班。航后机务为判断故障更换起飞警告电门S651,测试正常。

其他航司于同期发生相同不正常事件：

某日，某航B737-800航班，起飞滑跑在小于V1速度8节触发起飞构型假警告，处置过程中机组驾驶舱资源管理混乱，未落实喊话及标准操作程序职责分工导致机长决断受到干扰，大于V1速度7节时开始执行中断起飞程序。

一、背景

飞警告电门S651,测试正常。

其他航司于同期发生相同不正常事件：

针对不正常事件，工程技术室发送SR,波音回复如下：

"NOT SBRK HDL DOWN"的可能原因有：

1.速度刹车起飞电门故障，S651; 此电门亦称减速板（扰流板）起飞警告电门。

门。

2.临近电门电子组件（PSEU）故障，M2061;

3.线路问题。

请按照FIM 27-62 TASK808进行排故。线路问题也可能会导致间歇性故障，请在执行线路检查时摇晃导线，检查插头的针钉是否松动和腐蚀，并检查插头中是否有湿气。

另请注意，起飞警告可能是由于S651电门在施加起飞推力时速度刹车手柄杆卡舌没有被完全压下所导致。如果速度刹车手柄杆在收回时未施加足够的力，以确保手柄杆完全向前和向下移动到下止动位置（DOWN detent)，则可能出现这种情况。然后这种情况可能不会一直重复，因此在故障排除期间也可能不会重复。

现有的运营人报告没有显示S651相关起飞警告的趋势，其中电门根据AMM调节程序进行了调整，机组遵循飞行操作技术通告（FOTB）737-04-1，该通告建议操作人员员向下推动速度刹车手柄，以确保其接合在向下止动位置。

二、系统描述

起飞警告功能位于临近电门电子组件（PSEU）内，如图1所示。

飞机在起飞过程中处于不正确的构型状态，或者地面扰流板互锁活门在起飞后保持打开，起飞警告功能会给出以下指示：

1.音响警告组件产生听觉警告声（间歇的喇叭声）；

2.P1-3和P3-1面板上的TAKEOFF CONFIG灯点亮

图1

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CONFIG灯点亮（AD要求加改装及线装）。如图2、图3所示。

图2

图3

昆航机队起飞构型均报告发生于起飞滑跑阶段。

当飞机在地面，油门杆处于起飞功率位置（油门杆解算器角度大于53度）时，如果出现以下任何一种情况，音响警告系统发出起飞警告：

1.速度刹车手柄不在放下位（down）；

2.停留刹车设置（未松停留刹车）；

3.地面扰流板有压力；

4.前缘襟缝翼未伸出或存在非指令运动（UCM）。后缘襟翼不在起飞位置角度，或有歪斜或不对称情况，或存在非指令运动；

5.水平安定面配平不在绿区内。

PSEU SYS1和2各自计算单独的输出信号，并结合起来发出起飞警告。

图4

起飞构型警告涉及多系统，多章节：

信号参数源：ATA27涉及相关主要参数的输出，ATA70-80发动机油门杆及解算器等；

信号处理：ATA32涉及信号处理，并计算后输出给指示系统；

信号指示及警告：ATA31涉及指示和警告，如图4所示。

信号指示及警告：ATA31涉及指示和警告。

三、昆航数据统计

汇总2017年至2020年起飞构型警告使用困难报告，共发生10起，如图5、6所示。

图5

图6

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从历史数据分析，多为瞬时性故障，后续清洁及测试后正常，拆换件主要以预防性拆换为主。

工程经过统计判断，多因瞬时速度刹车S651电门未被速度刹车手柄完全压紧所导致，与波音的判断一致，如图7、8/9所示。

图7

图8

图9

四、辖区可靠性探讨

近年来，云南辖区波音B737NG机队发生了多起由于减速板不预位灯亮触发起飞构型警告的事件，其中由于速度刹车起飞警告电门（以下简称：S651电门）可靠性不高引起的事件占相当高的比例。据统计，云南辖区目前B737NG机队156架。2018年和2019年2年期间，共发生减速板不预位灯亮触发起飞构型警告的故障报告27起，其中S651电门故障导致机械类不正常事件次数16起，其中13起导致飞机中断起飞，为机队运行带了很大的风险。经各航空公司调查分析认为导致减速板不预位灯亮引起起飞构型警告的主要原因为：

1、S651电门本身设计缺陷；

2、飞行员在起飞时未将速度刹车手柄完全卡到“DOWN”位；

3、S651电门长时间使用后出现缺陷，如图10所示。

针对以上原因分析，厂家、我局和辖区各涉及航空公司采取了以下措施：

1、波音于2010年10月20日下发了737NG-FTD-31-08001，由于件号为V3L337件号的S651电门容易产生裂纹，建议采购件号为:V3L2228的S651电门。经查辖区涉及的航空公司飞机上均安装的是件号为V3L2228的S651电门，且库存中S651电门件号均为V3L2228。从近两年的S651电门可靠性不高引起的不安全事件看，新件号的S651电门可靠性不高的问题仍然没有得到有效解决。

2、波音在2010年10月20日下发的737NG-FTD-31-08001中进行了相关描述，波音调查发现减速板手柄没有足够向前、向下压，导致手柄没有完全在“DOWN”位，从而没有完全压住S651电门，导致下一次起飞时触发起飞构型警告，建议操作时将手柄下压到完全“DOWN”的卡槽内。我局在2019年4月下发了《关于落实B737机型起飞形态检查工作要求的通知》，对飞行操作和风险防控提出了相应的要求。

图10

检查工作要求的通知》，对飞行操作和风险防控提出了相应的要求。

波音于2015年08月07日下发了FOTB 737-04-1 R1，此FOTB表明，737飞行准备和检查单包含了确认速度刹车手柄在“DOWN DENT”的检查步骤，但轻轻的向前推动手柄不能确保其可靠的在卡槽位，所以推荐的动作是使劲向下压速度刹车手柄顶部。

各航空公司也下发了机组操作提示，同时，通过空地交流会进行专题交流讨论。

3、各航空公司在后期使用过程中采取了各项措施来提高S651电门的可靠性：

⑴增加维修项目定期对音响警告系统起飞警告进行功能检查；

⑵制作工程技术文件对S651电门定期进行检查清洁以及更换；

⑶下发维护提示规范S651电门的安装过程；

⑷制作S651电门校装指南和电气操作注意事项的相关教学材料和视频，提升维修人员维修专项技能等。我局在2019年3月组织辖区B737NG机型起飞构型警告故障专题技术交流会，各公司共享了维护经验。

通过采取以上一系列措施来看，目前并没有有效遏制由于减速板不预位灯亮触发起飞构型警告的事件的发生。

针对此情况，现作出以下建议：

1、建议厂家针对S651电门可靠性不高问题，进行进一步升级改进，提高其可靠性，降低由于S651电门故障引起的中断起飞等恶性不安全事件的发生。

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飞等恶性不安全事件的发生。

2、各相关航空公司继续对S651电门的使用情况进行持续分析，评估改进公司目前的维修措施，从可靠性管理、维修计划控制等方面提升对该问题的处理水平，降低S651电门故障引起不安全事件的发生率。

3、各相关航空公司飞行操作人员应参照波音向航空公司下发的《飞行操作技术通告》的相关内容，规范正确确认减速板收回的操作动作。

4、各相关航空公司继续加强空地交流，提高故障报告准确性，提高故障处置的有效性和彻底性。

如图11、12所示。

五、相关技术文件情况

MP:31-050-00,起飞警告对音响警告系统的输出,间隔6000FH。

航后工卡II：检查各仪表板上的指示灯、指示表指示正常；检查所有的DU及飞行仪表是否有非正常故障旗出现

MEMO:KMM73N-31-19002,速度刹车起飞警告电门S651安装和检查的维护提示。

KMM737-31-0901R1，关于起飞构型警告的维护提示。

TB:KMTB73N-31-15003R1,737NG飞机PSEU故障代码31-XXXXX 安定面配平相关故障排故提示。

图11

图12

六、工程分析与建议措施

1.EO简介（每个A检执行）

速度刹车起飞警告电门S651处会积聚灰尘和异物，这有可能会导致电门作动不良。所以下发此EO以定期清洁此电门处的灰尘与异物。

EO包含打开电门盖子进行目视检查、清洁、电门触点检查、手柄压触测试以及起飞警告测试。

2.MEMO<<KMM737-31-0901R1关于起飞构型警告的维护提示>>主要针对PSEU代码读取的提示。

MEMO<<KMM73N-31-19002速度刹车起飞警告电门S651安装及检查的维护提示>>主要针对电门、手柄、线路的更换、校装、检查做出维护提示。

3.工作者在执行起飞警告电门S651安装、检查及调节时，须严格执行AMM手册的步骤和方法，否则手柄可能会将过大的力施加到电门上，造成电门本体损伤，或无法有效压触滚轮造成电门开闭工作不正常。

昆航已下发的技术文件，与辖区航司类似，与深航类似。咨询深航、厦航、九元、瑞丽等航司，均无相关进一步针对性预防管控措施。

多次咨询波音，未有实质性进展，无相关改装方案，无相关重新设计和安装计划。（MAX飞机已重新设计，不涉及相关问题）

波音多次指出在起飞前须把手柄向前向下放入DOWN DETENT（下止动位），防止因S651电门未压紧造成警告。建议运营人回顾并尊从Flight Ops Tech Bulletin (FOTB): 737-04-1的要求。

空地交流会，维修已与飞行的进行相关议题探讨，建议飞行管理部在正常检查单中加入手柄下压的指令，飞行认为此指令已在SOP体现，故未予以采纳。

工程将继续针对起飞构型警告事宜，保持与辖区航司及其他航司的交流沟通。并持续跟进波音、厂家进一步措施计划。

继续针对数据监控问题跟进波音、TELEDYNE、PSEU厂家的措施。

参考文献

[1] 737NG AMM手册

[2] 波音SR回复

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设备冷却系统原理分析及故障处理

■蒋雄 / 航线一中队辰星班组

摘要：针对设备冷却OFF灯亮故障，本文从设备冷却系统原理进行讲解，分析引起OFF灯亮的原因，并给出排故思路。

关键词：设备冷却OFF灯亮；故障

一、引言

设备冷却系统OFF灯亮故障比较常见，昆航机队近年也出现过多起该故障，总结引起此类故障的原因及排故思路，可以在遇到类似故障时做到更快更精准的排故。尽可能的减少航线延误，提高工作效率，节约维修成本。

二、原理分析

<一>、设备冷却系统是用供气风扇把客舱的空气经过汽滤后引到电子舱和驾驶舱的电子设备，再通过排气风扇排到机外或者前货舱，从而实现给电子设备冷却降温。设备冷却系统有两套供气和排气风扇（正常/备用），正常情况下在正常运行位，当正常位故障时可以切换到备用位。每个风扇上都配套一个单向活门。供气风扇

扇位于电子舱内，排气风扇位于电子舱的后下部。当飞机在地面时，排气风扇会把气体排到机外，而当飞机在空中时这部分气体会被排到前货仓对前货舱地板下面进行加温。风扇是一种带有整体进气电机的单级风扇，他们每个都有单向活门，并且安装在一起作为一个整体件。风扇有热敏开关，它用来保护风扇受到过热损坏，如图1所示。

<二>、供气逻辑：1、供气扇给电子电气舱和驾驶舱输送冷却空气。有两个供气扇，分正常和备用。接通供气系统时，一个供气扇被设定工作。

2、正常供气扇： ①、正常供气扇内的热敏开关闭合（没有过热情况） ②、供气系统控制中断继电器 R645 在正常（断电）位 ③、供气设备冷却开关在正常位。正常供气扇控制继电器 R347 接通使三相交流电接到内扇。

正常供气扇控制继电器 R347 接通使 115 伏，三相交流电接到内扇，如图2所示。

3、备用供气扇工作：当供气设备冷却开关放在“转换”位，

图1 原理简介

开关放在“转换”位，和正常风扇相同逻辑情况时，备用供气扇工作。

4、风扇故障/低流量：如果风扇不工作，供气低流量探测器探测到低流量警告，系统关闭指示灯和主告诫灯亮。

图2 供气电路

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作，排气低流量探测器探测到低流量警告，系统“关闭”指示灯和主警告灯亮，如图3所示。

图3 排气电路

图4 低流量传感器控制电路

<四>、低流量探测器工作逻辑：1、低流量探测器监测设备冷却空气的气流和温度。当设备冷却气流不在限制范围内时，探测器发出警告信号。低流探测器有一个内部自检程序。在接通电源时，探测器和警告电路进行正常工作情况的测试。

2、供气和排气低流量探测器提供一个低或高的警告信号，当设备冷却气流不在限制范围内时，这些信号出现：①、设备冷却关闭琥珀色指示灯亮。②、主告诫和过热信号灯亮。

3、供气系统控制中断继电器（R645）引起低流量警告信号抑制，当设备冷却系统在烟雾断开模式时，这种抑制发生。

三、故障分析

3.1 故障现象

2021年1月22日，B-1107飞机航后昆明落地后，机组反映设备冷却排气正常位OFF灯亮，切换到备用位恢复正常。航后依据AMM21-27-04更换设备冷却正常排气风扇，测试正常，如图5所示。

3.2 机队历史故障梳理统计

针对设备冷却灯故障，以下为昆航机队近几年的故障记录及处理措施，如图6所示。

3.3 排故措施

图5 故障现象

①、首先判断故障是否真实存在，设备冷却风扇是否工作。对于供气风扇，听声音工作声音，感受风扇的振动，如果风扇声音异常则可能为风扇故障。对于排气风扇，检查主电子舱下部机外排气口排气量的大小，如果排气量异常则可能为排气扇故障。

②如果风扇正常工作，则可能为低流量传感器故障，一般由低流量传感器脏或者故障导致，建议对低流量传感器进行定期清洁，清洁后还无效就需要更换传感器。737NG飞机冬季运行时，此故障多为低流量传感器在低温条件下失效所导致，建议航前第一时间给飞机通电加热，及时观察驾驶舱P5板故障指示灯是否点亮。

图6 历史故障统计图

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建议航前第一时间给飞机通电加热，及时观察驾驶舱P5板故障指示灯是否点亮。

③如果风扇工作不正常，正常和备用位风扇都失效发生的概率较低，以供气风扇为例，可依据FIM TASK21-27 TASK 808短接D3470插头的5号钉和6号钉，分别量1、2、3号钉是否有三相电压115V，如果电压满足要求，则排出线路问题，判断为风扇本体故障。如果电压不满足要求则怀疑为供电线路或者控制线路上出现故障，需要依据FIM TASK21-27 TASK 808进行下一步详细隔离，如图7所示。

3.4 改进建议

设备冷却系统出现故障比较常见，建议出现故障时按上述步骤先逐个分析判断故障的原因，大概确定故障原因后再尝试复位设备冷却低流量探测供气/排气跳开关，或者重新安装低流量传感器插头等后续步骤，以免掩盖故障起因，不利于故障隔离。

复位设备冷却低流量探测供气/排气跳开关，或者重新安装低流量传感器插头等后续步骤，以免掩盖故障起因，不利于故障隔离。另外，低流探测器有一个内部自检程序，在接通电源时，探测器和警告电路进行正常工作情况的测试。此外，机外排气活门被设置于排烟雾模式时，即左或右组件电门放在高位，再循环风扇电门放在关位，R645吸合使得供气风扇不工作，并输出一个28V DC的抑制信号给到供气低流量传感器抑制它点亮OFF灯。如果此时正值低流量传感器上电期间，还处于自检阶段时就接受到抑制信号，就会导致传感器自检失败，输出一个低警告的信号点亮OFF灯。这时只要操作空调面板退出排烟模式和复位低流量传感器跳开关，故障现象就会消失。

四、结语

本次结合设备冷却系统原理对OFF灯亮的故障现象做了分析，提出了一些解决办法，通过对昆航机队类似故障统计，可以发现故障的起因都比较单一，大多为低流量传感器故障，极少会发生线路故障，希望本文的讲解能给大家碰到此类故障时带来帮助，提高工作效率。

参考文献

[1] FIM TASK21-27 TASK 808

洗手间水龙头漏水故障浅析

■胡国波 / 航线四中队奇迹班组

摘要：针对B737NG飞机洗手间水龙头漏水的故障，本文对机队内可靠性较低的水龙头构型进行故障分析，并给出故障的处理措施。

关键词：洗手间；水龙头；漏水

2018-2019两年，昆航机队洗手间洗手池水龙头多发漏水故障，多次触发可靠性预警。过站办理故障保留单，关闭供水，极大影响旅客服务和造成航班保障的时间压力；航后对该故障的处理一般为更换水龙头，水龙头新件有两种，一种单价一万两千多刀，另一种三千多刀，极大地增加了航材保障、维修工时成本。对该故障进行分析，旨在减少航材的不必要消耗，节约航材保障、维修工时成本，减少航班保障的时间压力，提升旅客服务的质量。

一、引言

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在日常维护中发现，“漏水”基本上都是水龙头内部水垢、污垢太多，造成水龙头内部计时机构卡滞，无限延长放水时间。参照手册将水龙头分解，清洁、润滑水龙头内部组件，或者更换封圈并视情调节内部计时机构，或者更换水龙头内部阀芯，无需更换送修即可修复该故障。送修报告亦表明，水龙头组件内外部有污垢会导致漏水故障。

二、原理分析

三、故障分析

3.1 排故措施

3.1.1工具准备

7/8开口扳、盒装内六角、电气一字、护目镜、普通内六角、一字、卡环钳、尖锥x2

3.1.2分解清洁

拆开水龙头出水嘴，将水龙头开关旋钮置于中间位，持续按压旋钮冲洗水龙头10s，接着保持按压旋钮并将其在冷热位之间切换至少3次，松开旋钮，再次冲洗三次以上，若冲洗后依然渗漏则执行下一步。

注意：出水嘴与水龙头间有密封圈，小心丢失。

使用内六角拆卸水龙头按钮。

拆卸水龙头阀芯固定卡环。

拆除并清洁水龙头阀芯，若封圈损坏更换封圈。

将内芯进一步拆卸清洁，依次拆除定位螺钉、按钮、底部塑料螺钉以及固定卡环，分解并清洁水龙头阀芯。

3.2 改进建议

由于水龙头漏水多数是由于其内部水垢、污垢太多以及延时机构损坏导致的，所以在日常航后工作中若发现洗手间水龙头延时异常，可能是由于水垢堆积导致延时机构阻塞造成其工作异常，建议拆下水龙头分解清洁，使用除锈剂对延时机构进行清洁并安装调节延时机构。延时机构调节方法如下：

拆除定位螺钉，拆除按钮并调节延时机构（顺势针延长，逆时针缩短）。

注意：若调节前水龙头完全没有延时效果，则调节延时机构直至安装时从定位螺钉孔中可观察到延时机构尖端伸出。

四、结语

本次对机队内可靠性较低的水龙头构型进行故障分析，通过对故障件返修报告以及日常工作中积累的经验分析，提供了一种较为有效可靠的排故措施，

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一种较为有效可靠的排故措施，减少排故过程中不必要的成本浪费，节约了航材保障、维修工时成本。

不积跬步,无以至千里;不积小流,无以成江海。节约成本也是创造价值的另一种方式，作为昆航维修人我们更应该在日常维修保障工作上着手，不放过任何可能造成成本浪费的点，做好维修成本的控制，对故障现象深入分析，精益求精，做到精准排故。

应急灯及外部灯光

■林华南 / PPC 启程班组

摘要：针对应急灯及外部灯光故障，本文对常见应急灯及外部灯光故障处理进行总结分析，并给出了排故思路。

关键词：灯；应急灯；故障；

一、引言

应急灯及外部灯光故障在航线常有发生，近年来昆航机队应急灯故障时常发生航前阶段，对航班准点造成延误，通过对此类常见灯光故障梳理分析，将为航线工作者对该类故障的排除提供更多思路，对减少航班延误及节约维修成本具有重要意义。

二、原理分析

B737NG通过驾驶舱和后乘务员面板应急灯电门控制飞机上的应急灯，分别控制机上应急灯，当点亮应急灯时电源组件放电，为应急灯提供电源。

B737NG通过驾驶舱外部灯控制电门控制飞机的外部灯光，外部灯光包含着陆灯、转弯灯、滑行灯、标志灯、航行灯/频闪灯、防撞灯、大翼照明灯。

三、故障分析

3.1 应急灯常见故障现象

TIP1:对于单个应急灯不亮的情况：

优先考虑是不是灯泡的问题，检查灯泡的同时需注意检查底座是否正常，以免搭接造成短路;

TIP2:对于多个应急灯不亮的情况：

a.应急电源组件故障，包括其充电器故障，或组件内相应保险断路;

b.相应应急电源组件内电池性能衰退或老化、充电能力退化或无法充电,应急电池充电效能低，充电时间长，充满后保持时间不足;（备注：冬季运行，航前温度低，电池容电能力进一步下降，此故障会更常见；对于装机达到5年时限以上的原始装机电池，电池性能衰退比较明显。）

针对应急灯不亮故障情况排故措施：

a、根据不亮灯的位置，依据 SSM 原理图判断出对应故障的电源组件，优先从本机其他正常位置串电池至故障处（从格栅处拆件最方便快捷，后厨房顶部次之），测试是否可以正常点亮，后再安装新航材电池至被串处，进行一段时间充电后，若测试通过可先执行航班。

b、不建议对串电源组件，如果因下游电路短路造成电源组件故障，还可能将新电源组件损坏。

c、根据不亮灯位置判断，并量线确认为保险断路导致，在无航材的情况下可以串用仅控制过道灯的保险，保留过道灯。

d、对串电池后若当时测试通过，不能排除充电器故障导致原电池无电的情况，建议先执行航班，后续航后再进行完整充放电测试隔离故障。

TIP3:对于整机应急灯无法开或关的情况：

可能是后乘务员面板电门卡在开位，或电门、跳开关、灯组件，电源组件、线路故障; 电源组件内部有可能出现短路现象，导致 PIN4 有电压输入不能接地，而所有电源组件 PIN4 都通过线路连一起的，最终不管飞机电门在什么位置都只能改变 PIN3 接不接地，此时就出现以上应急灯无法开或关现象。

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的，最终不管飞机电门在什么位置都只能改变 PIN3 接不接地，此时就出现以上应急灯无法开或关现象。

TIP4:对于具备应急灯功能天空内饰飞机翼上出口窗灯组件故障的情况：

具备应急灯功能有天空内饰飞机翼上出口窗灯组件，将窗灯和应急灯集成在一起,都由 IPSC 供电，应急灯的分散在窗灯 LED 之间，如果在窗灯同时点亮的状态下进行应急灯测试，是难以确认应急灯的工作状态的，在处理翼上出口窗灯故障时也容易忽略应急灯的状态。

针对具备应急灯功能天空内饰飞机翼上出口窗灯组件故障排故措施：

a、先关闭翼上出口窗灯，再进行应急灯测试，因窗灯和应急灯由控制，如果 IPSC 故障导致窗灯工作不正常，则此处的应急灯也可能有故障，需进一步验证应急灯是否工作正常。

b、在做翼上出口窗灯故障办理保留时，务必要确认此处的应急灯是正常，若应急灯故障是不能放行。

c、更换翼上出口窗灯组件，需参照 AMM 同时执行窗灯测试和应急灯测试。

3.1.1 机队历史应急灯故障梳理统计

如1、2、3视图。

3.2航行灯常见故障现象

TIP1:对于单灯泡不亮的情况

优先考虑对串同一组件上的两个灯泡，确定是否是灯泡故障。如果是单灯泡故障，成对更换灯泡即可（AMM 手册要求）；

单独打开窗灯

单独打开应急灯

同时打开应急灯和窗灯

视图1 应急灯电池组件更换情况

视图2 单机更换次数及机龄情况

视图3 历史修理报告情况统计

故障，成对更换灯泡即可（AMM 手册要求）；如果对串故障依旧，则按双灯泡不亮进行排故；

TIP2:对于双灯泡不亮的情况

双灯泡不亮可以依据 FIM33-40TASK802 处置；根据 SSM 手册可以判断，不亮的可能原因：1）双灯泡故障 2）组件故障 3）PBA 故障 4）变压器故障此类情况下，

断，不亮的可能原因：1）双灯泡故障 2）组件故障 3）PBA 故障 4）变压器故障此类情况下，建议不要直接主观更换组件，因为如果是变压器故障，装上新件后很有可能造成新件烧坏；

TIP3:对于灯罩有裂纹的情况

尽快更换灯罩，同时检查双玻璃灯罩是否都有裂纹，如果都有则进一步检查组件内部是否有水汽；

3.3滑行灯常见故障现象

TIP1:对于传统老构型卤素灯类不亮的情况：

a. 传统老构型卤素灯类，故障比较常见，一般为灯组件故障比较多，线路故障表现为灯组件的接线片断开；

b. 如果更换灯组件后依旧不亮或者频繁更换灯组件，就需要考虑变压器 T345、继电器 R444 是否烧蚀导致线路开路，可以通过量线可以判断出故障，同时 R444 继电器故障有可能伴随 PSEU 灯（或前起绿灯）闪亮故障及滑行灯闪亮出现；滑行灯电门 S61 故障不常见，如视图4所示；

TIP2:对于 LED 构型灯类不亮的情况：

a. 对于 LED 构型，一般为阵列故障和供电组件故障导致滑行灯不亮，通常通过换件可以解决问题，如视图5所示；

b. 不常见的故障主要是 R444 继电器烧蚀导致线路在开路不能接地，更换新的阵列组件和供电组件故障依旧的话，可以通过量线测量一下 R444 继电器来判断;

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本体阵列故障或是该主阵列到供电线路故障，可以通过更换故障灯来判断;

视图4

视图5

3.4着陆灯常见故障现象

TIP1:对于传统老构型卤素灯类不亮的情况

一般为灯组件故障比较多，线路故障表现为灯组件的接线片断开，如果换新件后故障依旧，固定式着陆灯可以考虑 T44 或 T43 变压器烧蚀导致开路，可以能过量线判断；

TIP2:对于 LED 构型灯类不亮的情况

a. 若是单个主阵列不亮，可能是该灯本体阵列故障或是该主阵列到供电线路故障，可以通过更换故障灯来判断;

b. 若是整个内外主阵列都不亮，则有可能是供电组件故障或是线路故障，可以通过更换供电组件来判断；

c. 如果主阵列和供电组件都更换了,故障依旧，可能的原因是线路和电门问题;

四、结语

本次通过对常见的应急灯及外部灯光故障分析以及对昆航机队应急灯故障数梳理统计，提出了迅捷、有效地排故建议，这将为昆航维修人积累宝贵的经验，为昆航梯次维修人才的培养奠定良好基础。

关于力矩那些事

■袁智鹏 / 工程技术室头号班组

摘要：本文介绍了力矩的相关定义、紧固件件号构成的查询、打力矩的要求和注意事项，并详细介绍了标准力矩的查询。

关键词：力矩；标准力矩；力矩扳；自锁

一、几个关于力矩的定义

（1）全倒角-全倒角位于螺栓螺纹的末端，与螺栓头相对。它是1.25倍的螺距。通常，倒角由波音部件标准上的“U”尺寸表示。

Full Chamfer - The full chamfer is located at the end of the bolt threads opposite to the bolt head. It is equal to 1.25 times the thread pitch. Typically, the chamfer is represented by the “U” dimension on the Boeing part standard.

（2）夹紧-用于描述螺栓和螺母因安装力矩引起的轴向载荷的术语;也称为预加载。

载。这是把组装好的部件连在一起的力。

Clamp-Up - The term used to describe axial load induced in the bolt and nut from the installation torque; also referred to as preload. This is the force that holds the assembled parts together.

（3）安装力矩—在最终装配时施加到紧固件上的实际力矩。安装扭矩包括下列净效应:

Installation Torque - The actual torque applied to the fastener at final assembly. Installation torque includes the net effect of the following:

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net effect of the following:

a. 克服配合轴承表面与配合螺纹之间的动摩擦力所需要的力矩，加上

The torque required to overcome kinetic friction between mating bearing faces and between mating threads, plus

b. 克服自锁特性所需的扭矩(如果有的话)，加上

The torque required to overcome the self-locking feature (if any), plus

c. 将所需的夹紧力或预紧力施加到紧固件上所需的力矩。

The torque required to apply the desired clamp-up or preload to a fastener assembly.

（4）自锁特性-螺母或螺栓上的非金属锁定插入件上存在机械变形(卷曲)。

Self-Locking Feature - The presence of a mechanical deformation (crimp) on a nut or a non-metallic locking insert on a nut or bolt.

（5）自锁力矩-当锁定功能100%处于啮合状态而紧固件没有固定时，在配合螺纹上旋转自锁部件所需的力矩。也可称为:空转力矩、牵出转矩、空转力矩、启动力矩、锁定力矩、运转力矩。

Self-Locking Torque - The torque that is required to turn a self-locking part on a mating thread when 100 percent of the locking feature is engaged and the fastener is not seated. May also be referred to as: Run-down Torque, Prevailing Torque, Run-on Torque, Run-Up Torque, Locking Torque, Running Torque.

fastener is not seated. May also be referred to as: Run-down Torque, Prevailing Torque, Run-on Torque, Run-Up Torque, Locking Torque, Running Torque.

二、打力矩工具的分类

有三种打力矩的工具：

There are three types of torque tools:

（1）A型-没有力矩输出读数的预设力矩工具-在打力矩前设置力矩值且不提供输出读数的工具。例如，单击预设式或千分尺可调工具、预设螺母滑块和预设自动关闭式力矩工具。

Type A - Preset Torque tools without Torque Output Readout – Tools which are set to a torque value prior to the torque operation and do not provide an output reading. Examples include click type preset or micrometers adjustable tools, preset nut runners, and preset auto shut off type torque tools.

（2）B型-力矩输出读数工具-不预先设置力矩值，但提供输出力矩读数的工具。包括百分表或数字读出式扭矩工具。

Type B - Torque Output Readout tools - Tools which are not pre-set to a torque value but provide an output torque reading. Examples include dial indicator or digital readout type torque tools.

（3）C型-带有力矩输出读数的预设力矩工具——在打力矩前设置力矩值并提供力矩输出读数的工具。例子包括可编程的电动力矩工具。

矩工具——在打力矩前设置力矩值并提供力矩输出读数的工具。例子包括可编程的电动力矩工具。

Type C - Preset Torque tools with Torque Output Readout - Tools which are set to a torque value prior to the torque operation and also provide a torque output reading. Examples include programmable electric torque tools.

三、打力矩时的一些注意事项

（1）使用平稳和缓慢的拉动移动来施加相应的力矩，不要在一系列的抖动动作中施加力矩；

（2）保持作用在力矩工具上的力与工具手柄垂直；

（3）如果施加的最大力矩没有引起螺母旋转，则将螺母回拧大约1/2圈，再将螺母重新紧固到指定的力矩值；

（4）如果使用的是点击式（clicker-type）力矩工具，请在第一次点击后停止施加力矩，对第二次点击施加力矩是不可接受的；

（5）柔性轴不允许用来施加力矩，但它可以用来固定非旋转部件。

（6）多个螺栓需要上紧时，不要依次紧固相邻的螺栓或螺母；在封闭的图案中，如圆形或多排，可以如图1、2来紧固。

四、自锁力矩的测量方法

图1

图2

（1）当要求测量螺母在施加力矩时的自锁扭矩时：

a. 扳手必须能够指示最大力矩值。

b. 把螺母旋到螺栓上。将螺母向下旋转，直到螺母顶部与螺栓末端齐平

c. 使用刻度盘或数字力矩工具，继续将螺母旋转至少三圈(顺时针方向旋转1080度)

d. 在第三次旋转时，观察指示的力矩读数。在最后的旋转过程中，确保螺母没有靠在结构上。在螺母第三次旋转期间，垫圈必须始终在螺母下方自由旋转

e. 所观察到的峰值扭矩读数是螺栓和螺母安装的自锁扭矩值

f. 如果螺栓的握持长度不允许螺母旋转步骤3中的三圈，则将螺母向下旋转，直到

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图3

旋转步骤3中的三圈，则将螺母向下旋转，直到距离基座大约一圈为止。螺栓的全倒角必须超过螺母的顶部

g. 在观察扭矩读数时，将螺母再旋转一圈(360度)。在最后的旋转过程中，确保螺母没有靠在结构上。在螺母旋转期间，垫圈必须在螺母下方自由旋转

h. 由此观察到的峰值扭矩读数是该螺栓和螺母组合的自锁扭矩

（2）当力矩作用于螺栓头(螺母板、夹紧螺母、桶形螺母或带锁紧镶嵌的螺纹孔)时：

a. 安装螺栓并旋转，直到至少螺栓的全倒角超出螺母顶部为止

b. 此时，将紧固件向下旋转，同时观察力矩读数。确保螺栓头没有靠在结构上

c. 所观察到的峰值扭矩读数为该螺栓和螺母组合的自锁扭矩

五、螺栓和螺帽的件号构成

通过螺栓或螺母的件号就能知道其信息，我们通常需要了解的信息是紧固件的螺纹尺寸，以方便我们查询其它数据，比如遇到需要查询标准力矩时。那怎么通过件号来获得此紧固件的信息呢？我们以下图3、4中紧固件为例。

（1）通过查询手册可以得到螺栓15的件号为BACB30NR4K14，螺帽25的件号为PLH54CD,波音件号为BACN10YR4CD。

图4

（2）接下来进入波音网：myboeingfleet.boeing.com→Product Standards→输入标准号（即件号的前面几位）→点击搜索→得到结果打开，图图5、6、7所示。

图5

图6

图7

（3）根据以上步骤，我们分别得到螺栓15（BACB30NR4K14）和螺帽25（BACN10YR4CD）的产品标准文件：如图8所示。

图8

（4）其中找到我们需要的信息，螺栓15（BACB30NR4K14）和螺帽25（BACN10YR4CD）：螺栓15螺纹尺寸4：0.2500-28；螺帽25螺纹尺寸4：0.2500-28；单位为英寸。正常情况下以1/16英寸为单位，如图9、10所示。

图9

图10

六、举例

（1）在此我们以一个特殊的例子来进一步讲解力矩的查询方法：换轮工作中对刚刚我们查询的保险螺栓的紧固要求描述如图11所示：

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七、结束语

（3）检查完自锁力矩，不正常则更换新的紧固件，如正常则可以安装上紧，那打多少力矩呢？

进入标准力矩章节，检索BACN10YR可得到如下表3、4、5、6、7，配合它使用的螺栓是BACB30NR4K14，所以使用表234可以得到其力矩值。

由于此螺栓收到的是剪切力，螺帽为自锁螺帽，所以按照手册要求需要对其自锁功能进行检查，然后在打上相应力矩。

按照前述方法查到此处螺栓和螺母的信息：螺栓（ BACB30NR4K14）螺纹尺寸0.2500-28；螺帽（BACN10YR4CD）螺纹尺寸0.2500-28。

（2）进入20章标准力矩章节，检索：self-locking，得到表1、表2，-28代表一英寸螺纹数，所以我们使用表215，正常螺距，可得此自锁螺母的自锁力矩范围是：3.5 in-lb (0.4 N.m) --60.0 in-lb (6.8 N.m)，此时可按照前述检查方法对其自锁性能进行检查。

图11

表1

表2

表1

表3

表4

表5

表6

表7

本文可解决绝大部分日常工作中遇到的力矩查询问题。因为手册会发生改版，具体查询请以现行有效维修手册为准。

落实“指差呼”，评选“金手指”

■杨秋曼 / 航线二中队翔翼班组

为贯彻落实冯正霖局长在民航局月度安全运行形势分析会上讲话精神，持续抓好安全生产工作，将“指差呼”落实到位。航线二中队认真总结经验并结合工作实际，于9月14日举办了指差呼班组大比拼活动。

比拼活动分为笔试环节和实做环节，每个班组指派两人参加。其中笔试试题来源于《生产管理程序》，将程序融入到比拼中，强调日常工作按程序操作的必要性；实做环节由中队长严斌和徐健担任评委，对参赛人员保障航班进出港整个过程中执行“指差呼”的表现进行评分。综合评分由40%的笔试成绩和60%的实做成绩组成。此次比拼中，四个班组的参赛人员无论对指差呼程序的理解还是在日常工作中的执行都很到位，最终星空班组贾俊旭和郭世乐更胜一筹夺得了此次比拼的“金手指”称号。

“指差呼”是一套成熟的科学的检查系统，运用眼(目视)、手（指示）、口（口述目标状态）、心（检查结果入脑）的联动操作，有效避免了记忆偏差的发生。能够充分调动全身的器官将注意力高度集中在某个点或某个区域，提高了检查的准确性。通过此次比拼，提高中队全员对指差呼的理解，进一步高质量落实到保障每一个航班中。

航线二中队希望在日常工作中利用标兵、比拼、倡议等多种方式将提技能、树作风落到实处。在今后的工作中，二中队将继续高质量落实“指差呼”，时刻保持风险防控的前瞻性，时刻保持隐患排查的敏锐性，增强安全意识和行动自觉，以实际行动践行“三个敬畏”，切实养成“抓作风、强三基、守底线”的安全意识，以“专业扎实、作风务实、工作踏实”的精神坚守岗位。

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团结协作保障有力

——记晴天班组、工程系统协同进行轮舱插头防腐工作

8月11日，夜里的大雨浸润着长水机场，B-1547飞机将按计划执行轮舱插头防腐工作，航线四中队晴天班组负责执行这项工作。这项任务历来是航线维修中耗时较长、专业性较高的例行工作，首先工作者需要在部件众多的轮舱中准确识别出需要施工的电插头，其次因工作过的电插头涉及到了飞控、起落架等多个飞机重要系统，各系统的测试到位便显得极其重要。

针对这项工作，工程系统曹晓博、杨春明两位工程师当夜来到维修外场，对该任务中涉及到的电插头识别及电阻值测量进行现场指导和过程记录。在施工工程中，两位工程师利用丰富的经验现场指导协助航线工作者，将工作过程中遇到的难点一一解决。工程师还亲自记录电插头电阻值测量方法对于测量结果的影响，寻找最合适的方法供今后的工作者参考，这使这项维修任务今后能更加顺利地进行。

这里，感谢工程系统对于外场维修工作的支持和协助，这夜里的大雨丝毫没有影响维修工作的进行，反倒使这次协同工作显得更加有意义。工程系统和外场航线的协同工作是理论和实践的结合，极大地提高了维修工作效率及施工质量，而作为一线维修人员也学到了更多的专业知识及维修经验。

这次维修工作展现出了我们维修大家庭团结协作的专业精神，也是公司共有文化的体现。在今后的维修工作中，我们各系统将依然保持这种协作精神，在严峻的疫情形式之下守好维修安全底线，共同保障好公司的每一个航班！

航线二中队“指差呼”班组大比拼

笔试环节

实做环节

颁奖

■朱晨 / 航线四中队晴天班组

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维修工程部第一党支部组织

全体党员观看“七一勋章”颁授仪式

■向冕 / 工程技术室 PPC 启程班组

“七一勋章”颁授仪式于6月29日上午10时在人民大会堂隆重举行。“七一勋章”是党内最高荣誉。有别于国家勋章和国家荣誉称号奖章的金属章链，“七一勋章”使用织物绶带，采用向日葵、光芒、星光等元素。寓意在党的阳光沐浴下，勋章获得者一心向党，全心全意为人民服务，不忘初心、牢记使命、砥砺前行。2021年6月29日上午9:55分维修工程部第一党支部组织全体党员在四楼会议室观看“七一勋章”颁授仪式。

时值中国共产党建党100周年，党中央决定首次颁授“七一勋章”，隆重表彰一批为党和人民作出杰出贡献、创造宝贵精神财富的党员，具有多重时代价值，意义非凡。

　　一者，此举是对“七一勋章”获得者的最好褒奖。我们党走过的百年是艰辛而辉煌的，与人民心连心、同呼吸、共命运，铸就了繁荣富强的丰功伟业，谱写了一部又一部壮丽篇章。这其中，那些为党和人民事业作出杰出贡献、创造宝贵精神财富的党员，是全体党员中的优秀代表，是时代的先锋，是社会的楷模，是中国的脊梁。从他们身上，我们感悟到党员信仰坚定、品德高尚、心系群众、无私奉献的情怀和风范。给他们颁授“七一勋章”，更有助于他们或他们的精神品质，充分发挥出精神引领、典型示范作用。

颁授“七一勋章”，更有助于他们或他们的精神品质，充分发挥出精神引领、典型示范作用。

二者，此举是对全体党员在新时代坚定理想信仰、筑牢思想之基、补足精神之钙，践行初心使命、争做优秀党员的激励。在我们党的百年征程中，有无数先进党员，倒下的，是一座又一座丰碑，活着的，是一面又一面旗帜，他们激励着党员队伍不断壮大和优化，让我们党的执政基础不断巩固，激励着全体党员在为人民谋幸福、为民族谋复兴的道路上，通过矢志不渝、艰苦卓绝的斗争，攻克了一个又一个难关，取得了一次又一次伟大胜利。“七一勋章”获得者以其最闪亮的光芒，同样能激励全体党员不忘初心，砥砺前行。

三者，此举是利用党员楷模的先进事迹，给群众厚植爱党爱国情怀，凝聚更多爱党爱国力量。颁授“七一勋章”，隆重表彰为党和人民作出杰出贡献、创造宝贵精神财富的党员，这些党员是党员中的先锋模范、时代标兵，在平凡中树立了不凡的形象，使党的崇高形象矗立于群众心中，增强广大人民群众爱党爱国情怀。

党员观看直播

“七一勋章”获奖代表发言中

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知敬畏，践行三实文化

■张家缘 / 航线一中队心系班组

秉承着工作踏实、作风务实的工作态度。在2021年的暑运工作中，牢记三个敬畏的指导思想，将安全问题视作重中之重，对每一趟航班保持着始终如一的细致检查。

2021年8月28日，B-1329飞机执行KY8232次航班，由泉州晋江机场飞往昆明长水国际机场。航班计划于23：30落地昆明，机位132，进行例行航后工作。

该航后任务由航线一中队机械员张家缘和叶凯达，放行人员周继权负责保障。飞机落地后放行人员周继权例行绕机检查时，发现左发右侧反推滑套与风扇包皮接缝处，一点钟位置有一疑似黑色封严条轻微凸出，放行人员周继权和机械员张家缘立即协作放出反推作进一步检查。当放出反推后，核实确认为反推防磨条挤压变形。放行人员周继权将损伤情况报告值班主控工程师，并安排机械员张家缘和叶凯达依据手册对防磨条航材进行核实以及损伤标准的查验。在确认航材缺件后，进一步发现手册中没有具体的损伤标准可作为参考，进而无法对飞机适航放行。后续通知系统工程师发送SR至波音，寻求厂家答复。并同时由AOG对相关航材进行需求，调整该飞机次日航班进行停场处理。

此次反推防磨条损伤事件为昆明航首次出现，并非常见的故障。

调整该飞机次日航班进行停场处理。

此次反推防磨条损伤事件为昆明航首次出现，并非常见的故障。由于损伤位置藏匿于反推内侧发动机上部，所以对于故障现象在外部并不明显，需在不同角度的光照条件下才能发现异常，只有放出反推后，才能直观地看到损伤。正常例行航后工作是无需进行反推收放的，所以此类损伤不易被维修人员发现。

此次事件提醒我们作为维修人员，不但需要有扎实的专业技能，还需要一双明亮的眼睛。细心观察，防止小隐患变成大问题。带着一颗敬畏的心，去完成每一次的检查与维护工作，做好飞机安全运行最后一道保障。

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胡续军，男，汉族，1963年9月出生于新疆石河子市，1983年高中毕业，考入新疆机电学校焊接工艺及设备专业，学制三年。1986年8月分配至新疆石河子市柴油机厂工作，曾先后担任技术员、助理工程师等职务。1988年至1992年先后经自治区劳动局培训取得无损检测射线二级，超声二级和磁粉二级资格证书。1996年调至新疆通用航空公司从事无损检测工作，同年6月参加民航无损检测资格鉴定委员会在成都举办的NDT资格鉴定培训班，经培训取得民航NDT磁粉、渗透、射线二级资格证书.2006年9月被海南航空公司招聘为NDT\孔探技术员，先后取得民航NDT涡流、超声二级资格证书和PW4000、CFM56-3、CFM56-5、CFM56-7发动机孔探培训合格证。2014年9月被昆明航空公司聘为无损检测工程师至今。2015年10月协助完成昆明航空公司在145维修许可上增加了磁粉和涡流特检工作项目，同时协助完成我公司附件维修项目许可的申请。为我公司2016年元月附件维修开业奠定了坚实的基础。2018年10月又协助完成在145维修许可上增加了超声和渗透特检工作项目。来公司六年了对我感受最深的是公司的共有文化以人为本为思想根源，以强调组织优先为首要原则，强调组织内部成员之间的友善、尊重和信任，强调组织内部的协作、沟通、诚信和包容的一种文化。我们的“共有文化”不仅是推动公司发展，成就公司未来的事业文化，同时也是尊重人、关心人、培养人、发展人、成就人的人本文化.其核心是共享、共赢、共荣。共同分享组织平台，共同承担成长的责任，共同抵御发展风险，共同推动企业发展。我们尊重个体，并通过沟通、制度、机制、激励，解决分歧，化解矛盾，使员工与公司共发展，达到共赢。我们以企业为荣、以共同的事业为荣。

“匠人精神”孔探工程师胡续军

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组织平台，共同承担成长的责任，共同抵御发展风险，共同推动企业发展。我们尊重个体，并通过沟通、制度、机制、激励，解决分歧，化解矛盾，使员工与公司共发展，达到共赢。我们以企业为荣、以共同的事业为荣。

徒弟涂昊

“都是為了工作。”這是我從胡師傅口中聽到最多的話。

作為一名NDT檢測人員，總是會碰到各種情況，但是胡師傅總是沒有任何怨言，完美的完成了自己的工作。

當碰上突發情況，臨時需要他進行NDT工作的時候：“沒事沒事，都是為了工作嘛。”胡師傅掛了電話就趕緊準備工具設備前往現場探傷；當碰上緊湊的工作安排，需要他連續加班的時候：“你正常安排吧，沒事，都是為了工作嘛。”胡師傅沒有任何不滿隻是默默的完成自己的工作；當完成NDT工作，卻需要長時間等待後續答複的時候：“我就在這邊現場，有了消息第一時間聯係我，沒什麼，都是為了工作嘛。”胡師傅沒有任何抱怨，隻是靜靜的在現場等待。

最讓我印象深刻的，是有一次晚班孔探和探傷工作，胡師傅工作到深夜，在公司睡了一覺，第二天下午才回家，結果當天晚上突然又接到主控電話，需要趕去維修現場等待簽署一份波音批準後的EO，到達維修現場後等待了好幾個小時，卻又因為別的情況導致波音工程師無法立即給出答複，於是胡師傅又在公司睡了一晚，終於在第三天白天完成了EO的簽署。接連熬了兩個晚班，來回奔波，在維修現場等待了好幾個小時，胡師傅卻沒有任何怨言，甚至在深夜現場接到通知說波音工程師無法立即給出答複的時候，他還反過來安慰對方說道：“這也是沒辦法的事，沒事的，大家都是為了工作。”

這就是我所認識的胡師傅，一個以自身行為體現著敬崗愛業的老師傅。

★团结是每个团队战胜困难的后盾，维修工程部各级领导与普通员工团结协作,特别是当飞机遇到重大故障时工程部领导都亲自带队前往故障飞机地点组织排故。诚信是昆航人在一切生产经营活动中坚决遵守的基本道德，是我们的基本要求，每一个昆航人都把诚实守信作为恪守不渝的信条。认真学习是每个机务工作者必备的素质,苦练业务知识是每个昆航机务在成长的道路上的必经之路. 机务的工作性质注定了机务工作者将缺少众人关注的目光，无缘鲜花和掌声，却让我坚定信念，做幕后英雄。机务是飞行的后勤保障，需要的就是踏踏实实的工作作风，我们始终认真细致，不放过任何一个小故障，才能换来飞行的安全。为飞行提供安全适航环境，为旅客提供安全乘机环境，是我们的职责，更是我们的骄傲. 默默无闻地坚守工作岗位，是机务工作永恒的旋律。只要飞机有故障，无论是烈日炎炎的盛夏，还是冰冷刺骨的寒冬，无论是烈日炎炎的中午，还是繁星满天寂静无人的深夜，我们都坚守在岗位上，我们坚守的不是寂寞，是职责与责任,是对航班的责任，是对安全的责任.只有我们扎实的专业的工作,踏实务实认真的去履行每份指导文件,我们才能真正对我们的工作负起责任,才能确保飞行安全.

作為維修工程部資曆最老的NDT人員，胡師傅擁有超聲、渦流、磁粉、滲透、孔探等五種證書，是授權項目最全的NDT人員。作為教員的他不僅要完成相關工作，也負責教授NDT相關課程，完成實操培訓，為昆明航空培養孔探和NDT人員。在工作中，他總是嚴謹細致，一絲不苟，確保工作經得起檢驗；在教學中，他總是不緊不慢，娓娓道來，將教學內容仔細講解，確保學員學懂弄通。

任憑光陰似箭，時光荏苒，在機坪上總是會有胡師傅關切的目光和忙碌的身影，就像燃燒的蠟燭，默默的奉獻自己。

徒弟罗晗

冰冷刺骨的寒冬，无论是烈日炎炎的中午，还是繁星满天寂静无人的深夜，我们都坚守在岗位上，我们坚守的不是寂寞，是职责与责任,是对航班的责任，是对安全的责任.只有我们扎实的专业的工作,踏实务实认真的去履行每份指导文件,我们才能真正对我们的工作负起责任,才能确保飞行安全.

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画理论趋于成熟，产生了不少堪称经典的旷世佳作。董源、巨然曾有师承关系，以细润画风描绘江南景物；荆浩与关仝亦是师承关系，画风雄伟凝重。关仝是荆浩的入室弟子，刻苦用功，深得荆浩的笔墨之法，将其师开创的全景山水以及勾、皴、擦、染、点的山水画技法推向了成熟，力逾其师。后人将关仝的山水画称为“关家山水”，并将他与宋初的李成、范宽并称“山水画三大家”，代表—厂宋代山水画的主流。关仝作山水，笔简气壮、景广意长，富有生活气息。构图兼顾高远法与平远法，用笔简劲老辣，有粗细、断续之分，石木画法师出毕宏(唐代画家，擅画树石)，树木有枝无干，落墨渍染生动，饶有气韵。有人评关仝之画曰：“盖仝之所画，脱略毫楮，笔愈简而气愈壮，景愈少而意愈长。”(宋无名氏著《宣和画谱》)又有人评其画曰：“其画上突巍峰，下瞰穷谷，卓尔峭拔者，能一笔而成。其竦擢之状，突如涌出，而又峰岩苍翠，林麓土石，加以地理平远，磴道邈绝，桥杓村堡，杳漠能备，故当时推尚之。”

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艺术欣赏

中国名画 | 关山行旅图

《关山行旅图》是关仝的代表作，画上峰峦叠嶂、气势雄伟，深谷云林处隐藏古寺，近处则有板桥茅屋，来往旅客商贾如云，再加鸡犬升鸣，好一幅融融生活图。画幅上方峰峦直矗而又机变百出，山间云烟弥漫，雾气升腾，有寺院古刹隐现其间。近景峰脚下荒村院落，野店鸡嚎，酒旗随风舞动，仿佛提醒往来行旅歇息打尖，又有驴骡鸡犬，让人感受到山野间浓郁的田园气息。

▲[五代] 关仝《关山行旅图》绢本水墨 144.4cm×56.8cm 台北故宫博物院藏

作者简介：

关仝，又名童或同，长安人，工画山水，师从荆浩，刻意力学，遂自成一家，时人称“关家山水”。他所作山水笔简气壮，景广意长，与李成、范宽齐名，在北宋号“三家山水”。

画作背景：

唐宋之交，史称“五代十国”，虽然时局不稳，政权更迭变换，但作为继承文明和审美品格的一种艺术形式，绘画拥有着晋唐以来的浓厚文化积淀，并出现了众星灿耀的大气象。荆浩、关仝、董源、巨然是中国古代绘画史上连接唐、宋绘画的重要人物，也是我国绘画发展史上的著名画家，成为后世历代画家学习的楷模。在这段时期，绘画的基本技法、构图程式及绘画理论趋于成熟，

作品赏析：

去主干,皴写山石,坚实而富有质感.体现出关仝的独特画风." alt="关仝的笔法十分简明,而且取景很多,但整幅画却气势磅礴,意境悠远.元人黄公望题其<层峦秋霭图>道:"群峰矗矗暮云连,萝磴逶迤鸟道悬;落叶深深门半掩,疏花历历客犹眠.岸端飞瀑为青雨,江上归舟溯碧烟,应识个中奇绝处, 昔年洪谷属君传."(<元诗选二集•大痴道人集>)此图绘荒山行人.

洪谷属君传."(<元诗选二集•大痴道人集>)此图绘荒山行人.画幅上方峰峦直矗而又机变百出,山间云烟弥漫,雾气升腾,有寺院古刹隐现其间.近景峰脚下荒村院落,野店鸡嚎,酒旗随风舞动,仿佛提醒往来行旅歇息打尖,又有驴骡鸡犬,让人感受到山野间浓郁的田园气息.图中树木虬枝盘曲,略去主干,皴写山石,坚实而富有质感.体现出关仝的独特画风."

关仝的笔法十分简明，而且取景很多，但整幅画却气势磅礴，意境悠远。此图绘荒山行人。画幅上方峰峦直矗而又机变百出，山间云烟弥漫，雾气升腾，有寺院古刹隐现其间。近景峰脚下荒村院落，野店鸡嚎，酒旗随风舞动，仿佛提醒往来行旅歇息打尖，又有驴骡鸡犬，让人感受到山野间浓郁的田园气息。图中树木虬枝盘曲，略去主干，皴写山石，坚实而富有质感。体现出关仝的独特画风。《关山行旅图》是关仝的代表作，画上峰峦叠嶂、气势雄伟，深谷云林处隐藏古寺，近处则有板桥茅屋，来往旅客商贾如云，再加鸡犬升鸣，好一幅融融生活图。此画布景兼“高远”与“平远”二法，树木有枝无干，用笔简劲老辣，有粗细断续之分，笔到意到心到，情境交融。此外，画家在落墨时渍染生动，墨韵跌宕起伏，足见关仝山水画道之精深。此幅《关山行旅图》(见图)是关仝的代表作，绢本浅设色，纵144.4厘米，横56.8厘米。构图上以一条河从左向右斜下而流，将画面分割成“z”字形。河右边是起伏的山峦，以高远法向上画出巨峰，突兀高耸，形如卷云，这是关陇山川的特色；河左岸地势略为平缓，有一座木桥连

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中国名画 | 秋郊饮马图

▲[元] 赵孟頫《秋郊饮马图》绢本设色 26.4cm×100cm 北京故宫博物院藏

此图绘初秋郊原，牧人在荒野溪涧牧马的情景。水面平缓无波，岸边林木环绕，油油绿草衬以秋树红叶，环境幽雅美丽。一乌衣红帽奚官正策马而来，其前后十几匹马肥硕健壮，姿态各异，生动活泼。画面设色古雅，构图饱满，均衡有致，风格古朴厚重。

作者简介：

赵孟頫(1254~1322 年)，元代书画家、文学家。字子昂，号松雪道人、水精宫道人，湖州(今属浙江)人，宋宗室。宋亡后，归里闲居。后作为南宋遗裔而出仕元朝，"官居一品，名满天下"。南宋末曾任真州司户参军，入元后历官兵部郎中，集贤直学士，同知济南路总管府事、汾州知州等。封魏国公。卒后谥文敏。赵孟頫喜佛，与夫人管道升同为中峰明本和尚(1263-1323)的弟子。博学多才，在诗文、书画、音乐方面造诣均深。精通音乐，善鉴定

鉴定古器物，特别是书法和绘画成就最高，开创了元代新画风，被称为"元人冠冕"。其书法，篆、籀、分、隶、真、行、草，无不冠绝。所写碑版甚多，圆转遒丽，世称"赵体"。在绘画上，山水、人物、花鸟、竹石、鞍马无所不能，工笔、写意、青绿、水墨也无所不精。赵孟頫的传世画迹有《重江叠嶂图》、《鹊华秋色图》、《秋郊饮马图》、《红衣罗汉图》等。

兀高耸，形如卷云，这是关陇山川的特色；河左岸地势略为平缓，有一座木桥连接两岸，桥上及岸边都有行人，骑驴或者徒步向旅店走来。画面的下方以平远法绘出一家山野旅店，旅客在其或行或坐，休憩饮茶，一妇人烧水，数孩童嬉戏，旅店周围有鸡犬、猪圈，并有一小船停泊河边——真是一派宁静和谐的生活景象!而山间树木，均是空枝无叶或有枝无干，此为“关家山水”的独特画法。其用笔简劲老辣，富有节奏感，所谓“以书入画”也。山石先勾勒后皴擦，用的是“点子皴”或“短条子皴”，笔法缜密，然后用淡墨层层渍染，故显得凝重硬朗．这与董源、巨然画江南山水的圆柔迥然不同。据载，明代书画家王铎在这幅画背边留下题识：“关仝画多淋漓博大，旁若无人，此帧精严，步骤端详……” 《关山行旅图》中最引人注目的是画面上部的一座大山，这座山峰几乎占据了画面三分之一的面积。山顶外轮廓是以粗壮弯曲的弧线，向左右扩展，然后逐渐向内收缩，使巨大的山头，有一种向左倾斜的危险。接着又渐渐向外延伸成八字形，这样山势显得更加奇险。在轮廓线内，作者用线勾出岩石的自然纹理，再加上点子皴，巨大的山头如快要崩裂一般。而且这座突兀的山峰并不像一般远山那样越近颜色越淡，而是层层叠叠的山石用较浓的墨色，用特有的粗笔勾线描绘，但是由于溪流的蜿蜒和山路的回转将它推得极远，所以并没有头重脚轻的压抑之感。在这座巨峰左边，有两座尖尖的小峰，与先前那座巨峰相比，形成鲜明的对比，但这两座小峰在视觉上却能给人一种向上的张力，似乎在抵御旁边巨大山头的坠落。

比，形成鲜明的对比，但这两座小峰在视觉上却能给人一种向上的张力，似乎在抵御旁边巨大山头的坠落。山腰云烟缥渺，山间楼观隐现，造成一种玄妙之境，令人神往。画面中部，烟云深处流出溪水，从左上至右下贯串整个画面，形成一种对角线构图。溪岸边是一条从山上蜿蜒而下的山路，一行人马正在山路上行走。一座小桥横跨溪上，桥上也正有行人经过，作者用笔巧妙，通过一座小桥使得全画气脉相通，克制了生硬而使画面变得柔和。溪水两岸坡脚呈犬牙形，交错呼应，使画面更显出了真实生动，富有活力。画面的底部，描绘了山村小镇的景象：道路两边有村舍、客栈、街市、场院。人们往来于其间，有的骑驴、有的负薪、有的对语，还有伏地者，可能是在行古礼吧。总之，画中人物被描绘得细致逼真。另外，院子里的鸡、圈里的猪、凉棚下的驴和乱跑的狗，皆被刻画得趣味横溢，使画面洋溢出北方山村小镇的生活气息，这也是早期山水画的特点之一。不过，据说关仝不擅长画人物，所画人物多请一位名叫胡翼的画家帮他补上，所以胡翼也因此留名画史。作者用笔采用“高远”与“平远”两法，所绘树木常常是有枝无干。在这幅画中，枯树、寒林确实都是枝干突出，而主干不甚明显，用笔简劲老辣，有粗细断续之分。落墨则渍染生动，饶于墨韵。皴写山石，有如“刮铁”般的坚实，质感十足，都显示出关仝山水画的风貌。

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赵孟頫承前人画马传统，加上他对马的生活习性深入观察，在创作中表现了马的神采并在技巧上有所突破。并且，作者将书法用笔融入进绘画之中，人马线描工细劲健，严谨中蕴隽秀;树木、坡石行笔凝重，苍逸中透着清润，工细中不乏松动与飘逸。绿岸、丹枫、红衣，设色浓郁中显清丽，大面积渲染，不加皴擦与点斫，色不掩笔，淳厚而富于韵致，从中可以看出作者继承了唐人的遗风。图中人马虽小，但意态生动，形神兼备，不失为妙逸并具的佳作。

意。除这件作品外，赵孟頫还有"浴马图卷"及"人骑图卷"。此图绘清秋郊外牧马的情景，一红衣奚官骑马持鞭，驱十几匹马来到溪边，马的姿态各异，虽画的不大，但生动异常。坡岸填以石绿色，秋树红叶，分外幽静清致。

世画迹有《重江叠嶂图》、《鹊华秋色图》、《秋郊饮马图》、《红衣罗汉图》等。

创作背景：

赵孟頫本是宋宗室，但在元灭宋后他虽然隐居，但在元行台侍御史程钜夫的推荐之下还是做了元朝的官，所以自古以来对赵孟頫的评价不一，有人讥其"丧民族气节"，其实，赵孟頫与历史上那些双方交战而投降的官员是大有区别的。这些我们不必加以多议论，我们在这里主要介绍他在绘画方面的成就。

赵孟頫是一个早熟的画家，他的画有两种作风，一是工整，一是豪放。他对传统的看法，表现为力追唐与北宋的绘画。赵孟頫曾说过:"盖自唐以来，如王右丞、大小李将军、郑广文诸公奇绝之迹，不能一二见。至五代荆、关、董、范未能与古人比，然视近世笔意辽给予。""仆所作者，虽未能与古人比，然视近世画手，则自谓稍异耳。"但赵孟頫这种尊重传统、推崇古人，与完全采取复古主张者是不同的。赵孟頫提倡继承唐与北宋的绘画精华，重视神韵，追求清雅朴素的画风。他认为在北宋前的绘画中，保留着笔墨内在价值和绘画的本意，绘画除欣赏功能外，还有认识功能，用笔除有轮廓功能外，还有它自身的审美功能。而用笔的内在审美功能在书法中最能体现。因此，赵孟頫又进一步提出"书画同法"论。赵孟頫的"古意"说和"书画同法"论，所针对的问题是一样的，都是为了医治绘画发展中出现的"毛病"，而且他的艺术主张是和他的艺术实践紧密结合在一起的。董其昌曾评赵孟頫的作品说:"有唐之致去其纤，有北宋之雄去其犷。"

折叠

名画赏析：

《秋郊饮马图》[1]是他的鞍马人物画的代表作。画面是江南初秋时节，牧人赶着一群马到河岸边饮水的情景。画中岸边林木环绕，湖水平缓无波，牧马人身着红袍，手持马鞭，正侧首看着正在嬉戏的二马。10 匹马都健壮肥硕，有的步入河中饮水，有的在岸边追逐，有的互相嬉戏，有的引颈长鸣，神态各异，好不热闹。整个画面树木清秀，河水平缓无波，马的造型生动，表现了自然景致的优美。

此图布局讲究藏露，中景露地不露天，人马、坡石、林木都置于右半部，人马向左方走，把来处藏于画外。左方只露出树干和溪水，把树干和远山、远水藏于画外。堤岸、溪水向左方延伸，通过岸上两马的奔逐，点出境外无限的景物。构图均衡有致，物象虽具体而微，整体却极简括。

右上方自书"秋郊饮马图"，左上方署"皇庆元年十一月子昂"，以此年推算，赵孟頫年五十九岁。后幅有元柯九思等人题记，并由柯九思、梁清标及清内府收蒇，著录于《汪氏珊瑚网》、《佩文斋书画谱》等。

除人物、山水、竹石，画马也是赵孟頫的拿手好戏，宗法李公麟，能自出新意。

病"，而且他的艺术主张是和他的艺术实践紧密结合在一起的。董其昌曾评赵孟頫的作品说:"有唐之致去其纤，有北宋之雄去其犷。"

电话：0871-67086688-6116

地址：云南省昆明市官渡区大板桥村长水国际机场机场南路昆明航空有限公司

昆明航空有限公司维修工程部

《精工》第三期

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