b737700航后工作单参考标准技术资料汇编.docx
《b737700航后工作单参考标准技术资料汇编.docx》由会员分享，可在线阅读，更多相关《b737700航后工作单参考标准技术资料汇编.docx（89页珍藏版）》请在冰豆网上搜索。
b737700航后工作单参考标准技术资料汇编
B737-700航后工作单参考标准
1.00检查项目
1.10外部检查
1.11指挥飞机停好，放好轮挡，通知机组松刹车。
说明：
至少给每个主起落架外侧轮胎前后和前起落架一侧轮胎前后都挡上轮档。
轮挡件号：
COM-1502（W92）。
1.12地面目视检查各接近/勤务盖板、窗、门、整流罩、机身外表应无明显损伤。
着重检查襟翼、缝翼、垂直尾翼、升降舵、水平安定面和副翼应无明显损伤和异常液体渗漏；查看发动机无外来物损伤和异常液体渗漏；轮舱液压部件无异常渗漏；冲压空气进出口无堵塞、周围区域无异常液体渗漏；检查货舱门及封严条应完好无损。
说明：
（1）机身的勤务/接近盖板如图所示，各盖板说明见图1.12第1张、2张、3张、4张、5张和第6张所示。
（2）冲压空气进出口位置如图1.12第7张所示。
用手电筒从进口和出口观察空气通道无外来物。
（3）机身的检查标准（B737-700/800SRM53-00-01）：
无裂纹、穿孔、刺穿、腐蚀和沟槽等明显损伤
（4）各操纵面检查标准（B737-700/800SRM57-00）：
（a）检查前缘装置和后缘装置表面无裂纹、穿孔、刺穿、腐蚀和沟槽等明显损伤。
（b）重点检查前缘装置无上述明显损伤。
（c）各操纵面不允许出现液体渗漏。
（5）货舱门的检查（B737-700/800AMMTASK52-31-00-200-801）：
（a）检查货舱门外部蒙皮无裂纹和腐蚀。
（b）检查货舱门手柄无裂纹和腐蚀以及其他异常情况。
（c）检查门框上的临近传感器无损伤,货舱灯电门正常.
（6）货舱门封严条的检查（B737-700/800AMMTASK52-31-00-200-802）：
：
（a）封严条不允许有裂纹、孔或撕裂。
（b）检查封严条是否有变形以及是否正确装在封严保持环内。
图1.12第1张
41段机身左侧的接近门及盖板
图1.12第2张
43段机身左侧的接近门及盖板
图1.12第3张
44段机身左侧的接近门及盖板
图1.12第4张
46段机身左侧的接近门及盖板
图1.12第5张
47段机身左侧的接近门及盖板
图1.12第6张
48段机身左侧的接近门及盖板
图1.12第7张
冲压空气进口图
1.13绕飞机一周，目视检查所有机身外部灯应完好无损，发动机灭火瓶压力正常，机组和旅客氧气瓶释放片情况良好（旅客氧气释放片检查仅适用于B5074/B5054/B5084/B5097/B5225/B5231）。
说明：
（1）机身外部灯应包括：
左、右可收放着陆灯，左、右固定着陆灯，左、右跑道脱离灯，滑行灯，左、右大翼照明灯，机身上、下防撞灯，标志灯，左、右航行灯，频闪灯，轮舱照明灯，机外应急照明灯（出口标识灯）；应目视检查可见部分灯及灯罩有无破损、裂纹、圬迹、连接是否牢固等状况。
（2）如图1.13第1张和第2张所示：
两个发动机灭火瓶位于主轮舱内，装于主轮舱左上角的支架上；
内装有灭火用的HALON（卤代烃）灭火剂。
在环境温度为70F（21℃）时，灭火瓶内装有压力为800PSI的HALON灭火剂和氮气，下面是发动机每个灭火瓶的部件：
压力表和电门、安全释压口、两个电气接头、两个爆炸帽的释放口。
每个灭火瓶有两个释放组件（爆炸帽）连接在释放管路上，释放管路内装有单向活门，并将来自每个灭火瓶的灭火剂送至左、右发动机。
警告：
当接触或移动爆炸帽时，确保爆炸帽上装有保护帽或分流插头，爆炸帽具有爆炸性，偶然被引爆会引起伤害。
关于灭火瓶压力：
正常压力值与瓶体温度对应关系见瓶上标牌。
（3）机组氧气释放指示片，位置如图1.13第3张
目的：
若释放指示片丢失，这表明氧气瓶由于超压而释放。
位置：
释放指示片埋头安装在机身蒙皮上，在电子设备舱外部接近门的后面。
是一个绿色塑料盘，靠一个开口环保持在原位。
功能介绍：
在机组氧气瓶组件上有一个易破盘，保护氧气瓶防止超压。
若瓶压达到2600PSI，易破盘断开。
这通过一个高压管路将气瓶与机外通气。
释放指示片盖在管路出口，释放的氧气将片吹掉。
维护：
目视检查，确信指示片在位。
（4）旅客氧气瓶释放片位置如图1.13第4张所示。
目的：
若释放指示片丢失，这表明氧气瓶由于超压而释放。
描述：
释放指示片是一个绿色塑料片，通过卡环固定在位。
位置：
放指示片埋头安装在机身蒙皮上，在后货舱外部接近门的后面。
功能介绍：
氧气瓶组件上有一个易破盘，保护氧气瓶防止超压。
若瓶压达到2600PSI，易破盘断开。
这通过一个高压管路将气瓶与机外通气。
释放指示片盖在管路出口，释放的氧气将片吹掉。
维护：
目视检查，确信指示片在位。
图1.13第1张
发动机灭火瓶
图1.29第2张
发动机灭火瓶
图1.13第3张
机组氧气外侧释放片
图1.13第4张
旅客氧气释放片
1.14操作检查主、前起落架轮舱灯、机翼位置灯、着陆灯、上/下防撞灯、机翼照明灯、滑行灯、跑道脱离灯、标志灯。
说明：
（1）给飞机供电。
（2）在P５下部，分别将各种灯的开关打开，检查对应的灯应燃亮，如图1.14所示。
图1.14飞机外部灯光电门
1.15目视检查尾撬组件是否有擦尾痕迹（32-430-00）。
（注：
本任务仅适用于B737-800型飞机）
说明：
（1）检查尾撬组件磨损靴无下列损（B737-700/800AMMTASK05-51-32-210-801）,图1.15所示：
（a）损伤包括：
磨损、裂纹、掉块。
（2）检查尾撬组件后部的警告牌上的绿色部分，如可见，则不需要进行其他工作。
（3）如绿色部分看不见，说明发生过尾部碰擦，需要进一步进行检查，并更换尾撬。
图1.15
尾撬检查
1.20起落架
1.21装好起落架地面安全销。
说明：
（1）在安装地面安全销前，确保起落架手柄在“DOWN”，且前、主起落架在放下锁定位。
（2）每个起落架各安装一个地面安全销，如图1.21第1张、第2张、第3张、第4张所示。
图1.21第1张
主起落架地面安全销安装
图1.21第2张
主起落架地面安全销安装
图1.21第3张
前起落架地面安全销安装
1.22检查前、主起落架的部件、构件无损伤及异常渗漏。
说明：
（1）检查主起落架的部（B737-700/800AMMTASK32-11-00-200-801）（如图1.22第1张所示）：
（a）检查上部部件：
1）检查作动筒组件和液压接头是否渗漏。
2）检查作动筒和移动梁连接螺钉的轴向间隙。
3）检查梁连接是否可靠及有无损坏。
4）检查上部锁机构有无损伤及连接是否可靠。
5）检查上部锁液压接头和下部锁作动筒有无渗漏和连接是否可靠。
6）在右主起落架，检查减速板互锁钢索有无损伤、磨损及连接是否可靠。
7）检查侧支柱部件及接头是否有腐蚀、损伤、丢失的销钉或螺钉。
8）检查机翼门正确连接到推杆和水平连杆上。
9）确信减震支柱门正确到减震支柱上。
（b）检查下部部件：
1）检查刹车液压软管有无摩擦和渗漏。
2）检查安全传感器和所有的电气导线没有摩擦。
3）检查防扭臂正确安装到减震支柱上，防扭臂接耳无裂纹。
（2）检查前起落架的部件（B737-700/800AMMTASK32-21-00-200-801）（如图1.22第2张所示）：
（a）检查前起落架上部部件：
1）检查阻力撑杆有无裂纹、损伤以及连接点是否磨损。
2）检查阻力撑杆的转动销磨损和松脱情况。
3）检查收上作动筒有无松脱的螺钉和液压接头渗漏情况。
4）检查锁连杆是否有裂纹、损伤及连接点的磨损情况。
5）检查锁连杆弹簧磨损、损伤及连接可靠。
6）检查锁作动筒和液压传动筒有无松脱的螺钉和渗漏。
7）检查轮舱门正确连接。
8）检查门连杆磨损、损伤及连接情况。
（b）检查前起落架下部部件：
1）检查转弯盘无裂纹、松开的连接螺钉、脏物、磨损区域。
转弯作动筒支撑盘的接耳无裂纹和松开的螺钉。
2）检查滑行灯导线束无摩擦及连接可靠。
3）检查安全传感器和所有的导线安装可靠及没有摩擦。
4）检查防扭臂正确连接到减震支柱上，防扭臂无裂纹和松开的螺钉，防扭臂接耳无裂纹。
图1.22第1张
主起落架检查
图1.22第2张
前起落架检查
1.23检查A、B系统液压油量在正常范围，液压系统各附件、管路无磨损、擦碰和异常渗漏现象。
说明：
（1）从主轮舱观察A、B系统的液压油量，如液压油箱上的油量表指示为“REFILL”，则说明需补加液压油，此时，对应的驾驶舱的读数为76%，当油量表指示为“FULL”时，停止加油,驾驶舱对应的油量为100%。
（2）给液压油箱补加液压油时，可以通过手摇泵和选择活门来补加，补加的液压油型号为：
BMS3-11,TypeIV或BMS3-11,TypeV。
（如图113所示）
（3）液压油外部渗漏限制（B737-700/800AMMTASK29-00-00-790-801）：
（a）如可能的话，操作相应的部件3个循环。
（b）计算部件的渗漏率，对于动封严，需要测量部件在移动时和静止时的渗漏率。
（c）将计算的渗漏率与表1.23中的标准比较，如超过标准，则需要进行相应的修理程序。
（d）清洁相应的部件表面。
（e）
表1.23液压油外部渗漏标准
部件
正常操作标准*[1]
放行标准（避免延误）*[1]
1.管路接头*[2]
不允许渗漏
不允许渗漏
2.静封严*[3]
A.主起落架减摆器*[4]
每10分钟1滴
每分钟1滴
由放行者决定
每分钟1滴
3.动封严*[5]
A.发动机驱动泵
每分钟30滴
每分钟60滴
B.电动泵
（1）ABEX
（2）Vickers
（3）VickersStandbyPump
每分钟10滴
每分钟20滴
每分钟10滴
每分钟20滴
每分钟30滴
每分钟20滴，在第一可能时间排除
C.动力转换组件
每分钟10滴
每分钟20滴
D.其他动封严（在静止且在任何压力下）*[6]
每10分钟1滴（不需要修理）
每分钟30滴，在第一时间修复
E.其他动封严（在运动时）*[6]
每个循环1滴
每个循环1滴
4.起落架刹车组件
不允许出现渗漏
*[7]
*[1]每毫升大约为20滴或每加仑为75600滴。
*[2]确保接头按照正确的力矩要求拧紧。
*[3]静封严是指位于相互不运动两个部件之间的封严（如：
总管盖、泵壳体盖子等）
*[4]当使用A夜压系统压力，且飞机停留时，需要检查渗漏。
确保起落架地面锁销安装在位。
*[5]动封严是指位于有相互运动的两个部件之间的封严（如：
活塞杆封严、泵的轴封严、转动封严）。
*[6]位于方向舵PCU上的中央通气孔实际上是两个动封严的余油管。
因此判断从方向舵PCU的中央通气孔的渗漏时，标准应为上面标准所列出的动封严限制的2倍。
*[7]当刹车脚蹬没有施加压力时，如每个刹车组件上的总渗漏量超过每分钟1滴，则放行前修复渗漏或更换刹车组件。
当刹车脚蹬施加压力时，如每个刹车组件上的总渗漏量超过每分钟5滴，则在放行前修复渗漏或更换刹车组件。
对于有渗漏的刹车组件，且渗漏率小于上面的限制，需要在每个航班前重新检查，并且在下一个有能力的地方修复或更换。
1.24检查主、前起落架支柱的渗漏状况和压缩量.
说明：
（1）主起落架减震支柱不允许有液体渗漏，如发现液体渗漏，则根据AMMTASK32-11-21-200-801，进行相应的检查工作。
（2）前起落架减震支柱不允许有液体渗漏，如发现液体渗漏，则根据AMMTASK32-21-11-200-801，进行相应的检查工作。
（3）根据图1.24第1张进行主起落架支柱压缩量的检查，如需要，则进行勤务（如图1.24第2张、第3张和第4张）。
减震支柱所使用的液压油型号为：
BMS3-32I型和II型；所充的氮气为：
A-A-59503,TypeI,GradeB。
（4）根据图1.24第5张进行主起落架支柱压缩量的检查，如需要，则进行勤务（如图1.24第6张、第7张）。
减震支柱所使用的液压油型号为：
BMS3-32I型和II型；所充的氮气为：
A-A-59503,TypeI,GradeB。
图1.24第1张
主起落架减震支柱勤务表
图1.24第2张
主起落架勤务
图1.24第3张
主起落架勤务
图1.24第4张
主起落架减震支柱勤务
图1.24第1张
前起落架减震支柱检查
图1.24第6张
前起落架减震支柱勤务
图1.24第7张
前起落架减震支柱勤务
1.25目视检查飞机机轮状况，包括轮毂、轮胎、刹车磨损（指示销）情况，无异常渗漏。
（32-270-01/02）（32-360-00）
a）.供电、安装起落架下锁销和轮挡、松开停留刹车。
b）.完全踩下驾驶员刹车踏板并保持。
说明：
（1）检查轮胎
（a）检查轮胎无空气泄露，擦伤；不允许出现胎面、胎肩或胎壁的起泡、凸起、分层；不允许胎面槽磨平或露出加强层（B737-700/800AMMTASK32-45-00-700-801）；如图1.25第1、2、3、4、5、6、7、8、9、10张所示。
（b）对于正常磨损导致的轮胎更换，标准如下：
1）航后：
在飞机本站或过夜站，装机轮胎上任一处沟槽磨平，必须更换。
2）短停：
a）在本站、过夜站或外站，在装机轮胎上有“F1”标记的轮胎，任一处正常磨损见第一层线，但尚未磨透第一层线，允许再飞不超过三次起落后更换。
b）在本站、过夜站或外站，在装机轮胎上有“F2”标记的轮胎，任一处正常磨损见第二层线，但尚未磨透第二层线，允许再飞不超过三次起落后更换。
注意：
根据轮胎厂家普利斯通，F1和F2均指轮胎加强层层数，此标记在出厂、翻新时都会标记。
一般地，300主轮胎上通常有F1标记，7/800主轮胎上通常有F2标记，各型前轮则根据轮胎新旧通常有F1或F2标记。
各标记可在轮胎侧边看到。
3）在正常情况下，严禁将有“F1”标记的轮胎用至见第二层线，严禁将有“F2”标记的轮胎用至见第三层线。
否则，可能危及飞行安全和导致轮胎报废。
（2）检查轮毂无腐蚀，裂纹，漆层起泡或脱落，隔热层损伤；能看见的连接螺钉和螺帽不允许出现松脱、损坏或丢失，过热损伤，沿机轮边缘的擦伤。
（检查时不需拆下轮毂帽）
（3）刹车磨损检查步骤如下：
磨损指示销如图1.25第11张所示。
（a）确信起落架放下锁好并安装好地面安全销，挡好轮档，松开停留刹车，给飞机供电，增压A、B系统。
（b）刹车组件磨损检查：
1）设置停留刹车，检查刹车组件磨损情况。
注：
每个刹车有两个磨损指示销。
2）如果两个磨损指示销丢失，必须在下个航班前更换刹车组件。
3）如果一个磨损指示销丢失，而另一个指示销使用正常，则该刹车组件仍可使用。
提醒：
不允许刹车组件指示杆磨损至低于参考面，否则会损坏设备。
4）如果指示销表面与参考面平齐，则必须更换刹车毂。
图1.25第1张
轮胎术语
图1.25第2张
轮胎术语
图1.25第3张
轮胎磨损状况
图1.25第4张
轮胎磨损状况
图1.25第5张
轮胎磨损状况
图1.25第6张
轮胎磨损状况
图1.25第7张
轮胎磨损状况
图1.25第8张
轮胎磨损状况
图1.25第9张
轮胎磨损状况
图1.25第10张
轮胎磨损状况
图1.25第11张
主起落架刹车检查
1.30发动机
1.31查看CDU中发动机页面是否有故障记录。
说明：
如图1.31所示
（1）按照下面的步骤进入CDU上的发动机维护页面，并查看“RECENTFAULT”是否有故障记录，如有，则进行相应的排故或处理（AMMTASK73-21-00-740-803-F00）：
（a）确保飞机有电。
（b）进入驾驶舱，并接近FMCSCDU。
（c）按压CDU上的INITREF键，这样CDU便显示初始页。
（d）按照下面的顺序按压CDU上的如下键：
1）INDEX/索引键
2）MAINT/维护键
3）ENGINE/发动机键
4）选择相应的发动机，是1发还是2发
（e）然后按压RECENTFAULTSLSK/近期故障键，这样该发近期故障页面会出现。
1）如该发动机的EEC工作在单通道，则按照FIM73-05TASK803，进行排故。
2）记录故障相关数据：
a）故障放行水平。
b）航线维护代码
3）按压NEXTPAGE/下页键，看是否还有其他故障，如有则记录。
4）如发动机控制灯亮，但在EEC测试中，没有发现故障，则进行EECTEST（TASK73-21-00-700-804-F00）。
（f）如无法从EEC的A或B通道中提取故障信息，则屏幕上会显示：
FORCHB（A）ONLY,CHA（B）EECDATANOTAVAILABLE,CANNOTACCESSCHA（B）。
（g）如在0-3航段没有故障，屏幕上会出现“NORECENTFAULTSSTORED”/无故障储存。
（h）如要进行其他测试，则按压INDEX键。
（i）如不再进行其他测试，则按压INIFREF键，则EEC退出测试。
图1.31发动机BITE测试主菜单
1.32检查发动机进气道内外表面、整流锥、风扇叶片、和防磨带、压气机进口、消音板、导向器叶片出口、风扇内机匣、风扇支撑框架等无明显损伤；外部各口盖完好紧固。
说明：
（1）检查发动机进气道内外表面有无下列损伤（AMMTASK71-11-01-200-801-F00），如发现损伤，则参照SRM54-10-01进行相应的工作：
（a）裂纹
（b）缺口、沟槽、刮伤和腐蚀
（c）凹坑
（d）在尖部的侵蚀
（e）穿孔
（2）发动机前、后整流锥的检查标准（AMMTASK72-21-01-200-801-F00）（图1.32第1张和第2张所示）：
（a）不允许有裂纹。
（b）缺口、凹痕、刮伤、防腐层掉块和尖部腐蚀没有限制。
（c）不允许有白色的菌状的腐蚀标记。
图1.32第1张
整流锥检查
图1.32第2张
整流锥检查
（3）风扇叶片的检查标准（图1.32第3、4、5、6张）（AMMTASK72-21-02-200-801-F00）：
（b）检查关键区域J：
1）不允许出现裂纹，撕裂和变形。
2）在轮廓翼面的所有缺口、凹痕和刮伤，如深度不超过0.004英寸（0.1毫米）是允许的。
3）在前缘的所有缺口、凹痕和刮伤，如深度不超过0.016英寸（0.4毫米）。
（c）检查区域I：
1）不允许有裂纹和撕裂。
2）如发现损伤，则进行相应的程序进行检查。
（d）检查关键区域Ｋ的损伤情况（Ｋ区不包括风扇叶片叶尖）:
1）不允许出现裂纹和撕裂。
2）如发现损伤，则进行相应检查。
（e）检查风扇叶片叶尖的损伤情况：
1）不允许出现裂纹和撕裂。
2）如缺口、凹痕和刮伤的深度不超过０.０４英寸（１.０毫米）是允许的。
（f）检查前缘叶尖的卷曲。
（g）检查后缘翼尖的卷曲。
图1.32第3张
风扇叶片检查
图1.32第4张
风扇叶片检查
图1.32第5张
风扇叶片检查
图1.32第6张
风扇叶片检查
（4）
目视检查易磨层（图1.32第7张）（AMMTASK72-24-02-200-801-F00）：
（a）对裂纹的数量没有限制。
（b）除了裂纹、凹槽、圆周损伤或擦伤外的坑和损伤,如符合下面的条件时，是允许的：
1）所有损伤区域的面积之和不大于160平方英寸（1030平方厘米）
2）每一损伤区域的面积不大于20平方英寸（129平方厘米）。
3）每一损伤区域沿轴向的宽度不超过1.5英寸（38.1毫米）。
4）损伤区域的最小距离等于最大的最近的单个损伤区域。
（c）在易磨层轴向的凹槽（损伤与发动机的轴平行，而不是圆周方向），如在下面的范围内，是允许的：
1）损伤的深度不超过0.118英寸（3.0毫米）
2）一个凹槽的宽度不超过0.32英寸（8.0毫米）
3）总的凹槽的宽度不超过1.25英寸（32毫米）且在轴向的同一角度的分离不少于0.1英寸（2.5毫米）.
4）损伤超过上面的范围但没有风扇机匣金属漏出，或者风扇机匣的本体金属完全露出，但是金属上没有裂纹、凹坑、斑点或刮痕，或一个凹槽不超过0.32英寸（8.0毫米），或累积凹槽宽度不超过1.25英寸（32毫米）。
（d）沿圆周360度不同于风扇叶片擦伤的损伤（损伤与发动机的轴垂直）
1）单个或累积损伤的轴向宽度不超过1.25英寸（32毫米）。
2）完全露出的机匣本体金属上损伤的轴向宽度最大不能超过1.0英寸（25.4毫米），而且金属上没有裂纹、凹坑或刮痕
（5）检查风扇进气道机匣（图1.32第8张）（AMMTASK72-24-01-200-801-F00）：
（a）不允许出现裂纹。
（b）如发现缺口、凹痕和刮伤，则根据AMMTASK进行检查。
（6）检查后消音板（图1.32第9张）（AMMTASK72-23-02-200-801-F00）：
（a）不允许出现消音板丢失或螺钉松动、丢失。
（b）位于保护涂层的涂层丢失、缺口、凹痕、撕裂、裂纹，如清除后允许出现。
图1.32第7张
易磨层检查
图1.32第8张
风扇进气道机匣检查
图1.32第9张
后消音板检查
（7）
检查出口导向叶片（图1.32第10张）（AMMTASK72-23-01-200-801-F00）:
（a）不允许出现破裂、掉块的叶片，也不允许叶片出现裂纹或撕裂。
（b）允许漆层和涂层掉块。
（c）位于前缘和后缘的缺口和凹痕，允许深度小于0.04英寸。
（d）位于前缘和后缘的变形，如轴向的深度小于0.1英寸且径向长度小于1.0英寸是允许的。
图1.32第10张
出口导向页片检查
（8）检查风扇框架检查（图1.32第11张）（AMMTASK72-23-05-700-801-F00）：
如裂纹长度不超过0.08英寸且与其他裂纹的最小距离为1.0英寸，是允许的。
（9）发动机外部各口盖如图1.32第12张所示。
各口盖无裂纹，锁扣安装正常。
图1.32第11张
风扇框架检查
图1.32第12张
发动机外部口盖
1.33从外表检查发动机无燃、滑油渗漏现象。
说明：
（如图1.33第1张、第2张、第3张所示）
A.按照手册AMMTASK71-71-00-200-801-F00检查，如发现有液体渗漏，应打开发动机整流罩，发动机燃
升级会员 