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B737飞机航线勤务工作及滑油系统故障研究,b737,飞机,航线,勤务,工作,系统故障,研究,钻研
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B737飞机航线勤务工作及滑油系统故障研究Study on Service and Oil System Fault of B737 Aircraft Route Service 摘 要随着社会的进步，为满足人们工作和旅游等需要，国内外航线、民用航空飞机越来越多，航线勤务工作量越来越大，责任越来越重。一份正确的航线勤务工卡可以使工作内容变得更加明确并降低因对外语手册的理解不当造成的错误操作，同时还能勤务节省时间。航线勤务工作种类众多，通过阅读B737的飞机维修手册第十二章勤务和航线勤务相关文件总结出航线勤务工作主要内容并描述几种典型的航线勤务工作：液压油箱勤务，发动机滑油勤务，起落架减震支柱勤务。通过图片和文字描述B737的绕机检查工作。运用故障隔离手册研究分析几种的常见B737滑油系统故障，并以滑油消耗量过高为例制定排故程序，得出引起故障的原因和解决方案，并总结出故障处理步骤。关键词：航线勤务；绕机检查；滑油系统故障AbstractWith the progress of society, in order to meet the needs of peoples work and tourism, there are more and more domestic and foreign airlines and civil aviation aircraft, and the workload of airline service is increasing, and the responsibility is becoming more and more heavy. A correct airline service work card can make the job content clearer and reduce misunderstandings of foreign language manuals, while saving time.There are many kinds of airline service work. By reading Chapter 12 of the Aircraft Maintenance Manual of B737 and the paper of service, summarizes the main contents of Route service work and describes several typical airline service work: hydraulic tank service. Engine oil service, landing gear shock service. The B737 Check around the plane is described by pictures and text. Several common faults of B737 oil system are studied and analyzed by using the Fault Isolation Manual. Taking the excessive oil consumption as an example, the troubleshooting procedures are formulated, the causes and solutions of the faults are obtained, and the fault treatment steps are summarized.Key words: Route service; inspection Check around the plane; Faults of oil system.目 录第1章 绪论11.1 背景介绍11.2 航线工作现状21.3 航线勤务操作错误导致的事故3第2章 航线勤务工作42.1 航线勤务概述42.2 典型的几种航线勤务工作介绍42.2.1 液压油箱勤务42.2.2 发动机滑油勤务62.2.3 起落架减震支柱勤务10第3章 绕机检查153.1 做绕机检查的意义153.2 绕机检查工作程序15第4章 滑油系统故障分析264.1 滑油系统介绍264.2 常见的滑油系统故障及引起原因274.2.1 滑油变色或含有胶状物274.2.2 滑油消耗量超过规定274.2.3 滑油箱油量增多284.2.4 滑油压力不符合手册要求284.3 滑油系统故障排故程序284.3.1 滑油系统故障排故前的准备工作284.3.2 滑油消耗量过高的排故程序及维护方案29第5章 结论34参考文献35致 谢36附录：外文翻译资料37I第1章 绪论1.1 背景介绍近几十年来，为了节省旅客的时间和为满足旅客舒适的需求，各个航空公司通过租赁或购买更多的先进安全的飞机来增强自身的运载能力，同时也增加了许多的国内外的航线，航班也在增多。飞机的增多虽然带来了航班的增多，提供更大的运输能力，但也使飞机航线的勤务工作量变大，增大了机务人员的压力。为了方便机务人员能准确快速地完成飞机航线勤务工作，需要一套简洁明了的工卡给机务人员遵循，让机务人员能准确并迅速完成航线所需要做的勤务工作，减少飞机的延误和保证飞行安全。在飞机运输业正快速崛起的阶段，因为当时的科技水平的限制，制造工艺也比较落后，同时对飞机维护的也存在许多盲区，并且在飞机的构思和生产过程中都隐藏了许多安全问题。随着一次次空难给飞机设计制作的工作人员带来的警示和思考，让他们发现了许多以前没考虑到的因素，同时也激发了许多新科技的崛起和发现并制造了多种新型材料，并在制作工艺上也得到了飞速发展，这些技术和材料被广泛应用在飞机生产上。由于制造工艺的改进以及新型材料的发展克服了传统材料的缺陷和采用余度技术，飞机的可靠性、经济性和安全性都得到了显著提升。近几年民航飞机因为故障出现空难事件的次数越来越少。1958年首架民用喷气飞机B707投入民航运输，标志着民用航空进入喷气时代，民用飞机致命事故发生率呈现两个阶段：第一阶段致命事故发生率明显下降阶段第二阶段相对稳定阶段。由于飞机性能的逐渐提升，飞机使用地域的多样性和为能在各种恶劣天气安全飞行，导致飞机结构越来越复杂。为保证飞机飞行安全以及满足旅客舒适的要求，民用航空局对飞机的结构、系统等要求越来越高。但在实际使用过程中，由于设计、制造、使用、维修及管理等因素引起的设备和零件故障，导致飞机事故仍时有发生。图1-1 年事故发生率在飞机的整个寿命内，飞机总会遇到各种或轻或重的故障，无论飞机遇到的故障是否严重只要可能造成严重后果都必须排除并进行维修。机务人员反复进行的每一项既简单又严格的工作，无论是各种航线检查、航线勤务还是各种定时维修维修，无不是为了确保飞机能安全起飞、降落，尽可能减少因出现飞机故障导致飞机发生事故的可能性。尽管现在飞机在设计上广泛应用了在一个系统发生故障还存在备用系统来保证飞机安全的余度技术、结构发生微小损伤不会破坏整体安全的损伤容限及结构材料更长寿命的耐久性设计，飞机的可靠性和安全性被大大提升，降低了故障带来的后果，但故障仍是产生飞行事故的主要原因，其中人为差错导致的故障比较显著。据统计民航1950年以来有确切资料的120起事故中，因人为差错造成的事故的占79%，机械装备故障造成的事故的占13.4%，环境和其他因素造成的事故的占7.6%3。在21世纪科技进入了腾飞的阶段，飞机因机械出故障而造成的事故发生概率不断下降，但是因人为差错造成的事故发生的概率却不断地增加。在现阶段飞机自身可靠性已经达到非常高的水平且不太可能在短时间内得到重大发展的情况下，民用飞机需要在飞机日常维护和维修及飞行操作方面寻求发展，制定准确的工卡提高维修效率和规范性，降低人为差错造成的飞行事故。在飞机所有维护、维修中航线勤务工作是最频繁的，并且在航线要检查的项目比较多容易漏检，因此航线勤务也是最容易出现人为差错的，一份准确的航线维护工卡是必须的，让机务人员能遵循工卡进行勤务工作，避免漏检的情况发生，同时也能降低人为差错导致的事故。本文通过分析航线勤务工作总结出一套完整的航线勤务给机务人员借鉴，方便进行航线的检查工作，同时避免漏检项目的发生。同时本文还会进行滑油系统故障分析，总结滑油系统可能出现的故障及其原因，并制定排故工卡。1.2 航线工作现状航线工作环境一般都比较恶劣，主要表现这几方面：飞机起飞和着陆过程的巨大噪音的影响，若没有采取一定的保护耳朵的措施，容易造成失聪。所以在航线工作的机务人员或多或少都存在一定的耳朵问题飞机起飞和着陆过程中频繁的无线通信等发射的强烈的辐射容易让长时间暴露在这些辐射的机务人员产生健康问题。因此应该避免经过刚刚停机的机头雷达前的附近区域。航线机务避免不了夏季要在高温的条件下工作和冬季在寒冷的条件下件还有刮风、下雨、下雪等恶劣天气下工作，航线勤务工作种类多但都比较简单，同时容易出现懈怠心理，特别在一些重复次数比较多的项目容易出现错误。航线机务人员工作都比较累，特别在上夜班的时候，工作多、光线较差并且夜晚人的精神状态也比较差这就更容易出现人为差错。1.3 航线勤务操作错误导致的事故虽然飞机的可靠性和安全性在经过不断改进完善的设计和制作中提升到了很高的水平，但人为因素导致的事故还时有发生。如：1、某航空公司机务人员在进行地面高功率试车时，没有在规定地点进行试车和放错轮挡，并没有按手册要求清洁地面，只清除轮胎附近的冰块，导致飞机试车时越过较低的轮挡撞上廊桥，飞机损坏。2、某航空工司在送飞机离港起飞时忘拔起落架安全销，导致飞机起飞后必须进行耗掉大部分燃油后返回。3、某机场在飞机起动发动机后某机务人员未按规定走安全区域，导致被吸入发动机死亡。4、某机务人员在合上发动机整流罩后突然因为某些事情离开工作区域，返回工作区域后忘记锁上发动机整流罩造成飞机起飞时整流罩打开，幸好及时发现才没造成严重后果。5.某机务人员在给主起落轮胎做勤务时，胎压略低于手册要求但他本人以为低一点不会有事就签字放行导致飞机重陆时，发生轮胎爆炸。各种各样的航线勤务操作差错导致的事故多不胜数。这警示了航线机务人员必须按规章制度工作不能按自己想的去工作，这样能尽可能避免人为差错导致的事故。第2章 航线勤务工作2.1 航线勤务概述航线工作是在机坪完成的，也被称外场工作，与在机库进行的定期检查区分，外场工作主要是各种比较常见的航线勤务工作，主要分为例行工作和非例行工作。航线工作一般都是较简单但又是必不可少的工作，它是保障飞机安全飞行的重要保障。例行工作是各种惯例上在航前、航后、和过站短停都需要进行的常规勤务工作，它为飞机的飞行安全提供了最基本的保障，如：接机、放轮挡、加燃油、加滑油、检查轮胎压力等；非例行工作主要是各种突发故障引起的检查工作，如：时寿件到寿需要进行更换、刹车盘磨损较严重需要更换，轮胎磨损严重需要更换等。例行工作的质量与飞机安全飞行相关，也会间接影响航空工司的运营成本，和飞机是否会延误也相关。航空工司为了达到最大的经济利益，就要安排更多的航班，航班的紧密更增大了对航线维修的要求。更多的航班会一定程度上缩短每架飞机进行航线勤务工作的时间，但工作的内容却没有少，这就要求航线机务人员需要更加准确并迅速完成工作。从AMM手册中12章勤务可以看出航线勤务工作众多并且有各种严格要求，虽然看上去是一件很简单的工作但工作起来必须认真不马虎，航线勤务分为：保证飞机在当前航班任务有足够燃油的燃油勤务、保障飞机各个系统能正常作动的液压油箱勤务、保证发动机有足够的滑油润滑轴承等部件的发动机滑油勤务、保障门或盖板能正常合上的接近门和面板勤务、安定面和接近门面板勤务、保障乘客和机组人员有干净的饮用水的饮用水勤务、液压制动蓄能器勤务、保障起落架减震效果的起落架减震支柱勤务、前登机梯门勤务、极寒天气维护、清洗、副翼控制系统勤务等。航线勤务工作基本涵概飞机所有区域，机务人员需要根据手册的要求进行检查判断是否出现故障，并根据手册规定得出那类故障在什么范围内是可以保留放行的，那些部位一旦出现故障就必须进维修，甚至是进行发动机下发。但航线勤务工作更主要的工作是日常维护，是在可能出现安全问题的故障之前就进行维护避免故障发生可能带来的安全问题。2.2 典型的几种航线勤务工作介绍2.2.1 液压油箱勤务液压系统是大型客机的一个非常重要的系统，它控制操纵着飞机许多系统或部件的运动，现代飞机结构复杂和体积巨大，仅依靠机组人员人工操作已是不可能的事，液压系统是飞机绝大部分姿态改变的动力来源，如：起落架的收放需要液压系统提供动力、在飞行员脚踏方向舵时尾翼的偏转也要液压系统提供动力才能完成飞机的偏航等有关飞机姿态改变的操纵都需要液压系统提供动力及飞机的作动筒的运动几乎都离不开液压系统。从运输机故障统计结果看，有20%的机械故障属于液压系统，所以提高飞机维修人员对液压系统故障的预防、判断和排除的能力是很重要的4。液压油箱作为液压系统的重要组成部分，存储了液压系统的大部分液压油，必须保证液压油箱无泄漏等故障，否则就有可能导致液压油不足导致飞机操纵失效等后果，因此液压油箱的勤务工作也非常重要，并且液压油箱含有大量的液压油还有冷却来自各个系统流回油箱的高温液压油的作用，防水油温过高造成液压油变质形成絮状物堵塞油路。图2-1 主起落架轮舱液压油箱的勤务工作单第一步：确保襟翼和前缘在上升位；第二步：移除液压系统A、B和备用系统的动力；第三步：在给B系统存储器加油之前，确保制动器的压力最小是2800psig；第四步：在使用手动泵的情况下，把管道末端放在5加仑的液压油容器中，但注意不要在超过75psig的压力下连接，因为超过75psig的压力会对液压系统造成损伤；第五步：若使用勤务车，使用COM-1537连接软管从勤务车连接压力；第六步：转动油箱的选择活门补充油箱的液压油；第七步：加入液体D00153或D50036直到油箱的指示器显示加油为止；第八步：将油箱的选择活门打到关闭位；第九步：把手柄和吸管放在正常位，断开勤务车；第十步：在驾驶舱的面板上查看液压油量，确保液压油量大于量规的60%。图2-1 油箱人工加油泵2.2.2 发动机滑油勤务发动机滑油勤务分为四个部分： （1）补充发动机滑油 （2）排出发动机滑油 （3）冲洗发动机滑油系统 （4）滑油样品分析 不同发动机滑油箱容量会有差别，B737飞机左发的滑油箱储存最大是5.34加仑，右侧发动机的滑油箱储存最大是5.4加仑。补充滑油应该在发动机停后不少于5分钟且不超过30分钟，此时滑油箱的油仍然是温的，这样滑油箱的滑油既不会因滑油过热而在打开加油盖时喷出也不会因滑油过冷而造成发动机滑油的过度勤务，导致发动机运转造成滑油溢出和造成错误的滑油消耗量。如果滑油箱的滑油是冷的，油的密度就会降低，滑油箱可能会被过度勤务；虽然滑油箱过度勤务不会损坏发动机，但多余的滑油会通过发动机通风系统从飞机内吹出，并且会影响计数正确的滑油消耗率。发动机在停止工作时的驾驶舱面板上滑油油位指示不能低于满油的60%。滑油箱勤务一般只当天最后一次停机进行，但如果油位低于60%或油耗比平常高时需要适当增加勤务次数。如果发现发动机滑油系统含有污染物或混有较多的沉淀物必须进行冲洗工作，避免污染物堵塞滑油系统造成发动机轴承、传动齿轮润滑不正常。在没有参考CFMI SB 79-001下，不能混合不同品牌的滑油，因为不同的滑油混合可能会发生化学反应形沉积物堵塞油路。图2-3 发动机滑油箱1.补充滑油的工卡第一步：在风扇整流罩右侧面板打开接近门；第二步：用目视规检查滑油量；注意：在发动机关闭5分钟之内不要打开加油盖。在发动机运转期间滑油箱中的滑油在反复抽回高温高压的回油后油的温度和压力会很高的，如果单向阀有缺陷，热滑油会从油箱喷出，对人体造成伤害。第三步：用布清洁干净油污后提起加油盖手柄逆时针旋转，在重力下拉开加油盖；图2-4 滑油箱加油盖图2-5 加油盖的安装第四步：在打开加油盖后，检查滑油中是否有煤油味判断是否混有燃油判断滑油/燃油热交换器是否有穿孔等故障。当发现滑油箱的滑油混有燃油气味，说明热交换器有泄漏故障让燃油渗入滑油系统，需要更换主滑油/燃油热交换器和更换伺服燃油加热器让滑油系统恢复正常，再冲洗发动机滑油系统后将滑油系统的混入的燃油全部排出再补充滑油；第五步：将滑油加到油箱重力填充口，并在目视规的全部标记之前停止；第六步：装上新的密封圈后拧回加油盖并将手柄推到关闭位。勤务后的检查：a.目视检查加油口盖已经安装到位；b.目视检查加油口盖锁链与加油口盖没有干涉；c.目视检查加油口盖上的锁定手柄与加油口盖平齐；2.放出发动滑油打开飞机某几个断路器并挂上安全标签，然后找到并打开加油盖，把一个10加仑容量的燃油容器置于滑油箱下，再移开放泄塞，让滑油流进容器。移除并报废放泄塞上的密封圈。清洁放泄塞，换上新的润滑过的密封圈，用135-150磅英寸力拧紧放泄塞。同样用类似的方法把一个1加仑容量的容器放在附件齿轮箱的放油塞下，拧开放油塞放掉滑油，之后再用180-220磅英寸力把一个清洁过、换上新的润滑过的密封圈的放油塞拧紧。按手册要求给滑油箱加滑油，最后还要进行系统是否正常测试，当测试结果符合手册要求才能进行放行。图2-6 滑油箱放油塞3.冲洗发动机滑油系统程序第一步：在认为污染物有可能因为某些原因已混入发动机滑油系统后，先做一个滑油样品分析确定滑油含除了滑油之外的其他成份；第二步：进行放油的工作；第三步：补充滑油的工作；第四步：启动发动机，并在地面容转10分钟；第五步：进行停机程序；第六步：在确保发动机可用的情况下，执行下面几步将所有污染物清除到可接受的水平：a.进行放油程序；b.检查探测器芯片和回油滤网，查看是否存在沉积物，若没有就清洁后按装；若存在沉积物就需要采取适当的纠正措施，如：更换新的滤网等；c.补充滑油；d.启动发动机，在地面慢车10分钟；e.停机程序；f.做一个视觉和气味检查滑油中是否存在污染物，若存在就需要重复上述步骤到污染物可接受水。第七步：更换回油滤零件；第八步：更换供油滤；第九步：在发动机停车30分内检查滑油量。发动机滑油系统工作正常是发动机正常运转保障转子轴承寿命的重要保证，而滑油系统的工作正常则需要发动机滑油勤务保证，能大大提升发动机需要润滑的各部件的寿命，如：发动机转子轴承若没有滑油的润滑和降温，转子轴承会在高速运转的转子带动下，很快就会损坏，导致发动机不能正常工作并烧毁。所以必须做好航线的每一项勤务工作，因为这些工作都是保证飞机安全飞行的重要保障。2.2.3 起落架减震支柱勤务起落架减震支柱除了在地面时支撑飞机自身的重量，还能减小飞机在着陆突然撞击地面产生的撞击力和滑跑时可能因地面突然起伏所受到的冲击力，并减弱飞机因撞击而引起的颠簸跳动，提高乘客乘坐飞机的舒适度。油气式减震支柱被广泛应用在起落架可收回的飞机的减震支柱上，减震支柱内的气体在受到飞机撞击的压力时迅速产生压缩变形吸收撞击能量，在这个过程中飞机只是吸收了撞击的能量没有能量消耗，飞机向下压，而在吸收完撞击能量后减震支柱内的油液高速流过阻尼孔摩擦消耗能量，飞机会向上提，来回经过几次减震支柱的伸缩会完全把撞击能量转化为热量消耗掉，减弱飞机着陆的撞击效果实现飞机的平稳着陆5。如果起落架减震支柱受损或减震支柱内的油压、气压不正常，飞机着陆时就要可能受到很大的撞击力，并产生强烈的颠簸跳动或者起落架发生结构破坏造成飞机机身直接接地，这对飞机结构和飞行安全都不利，因此起落架减震支柱勤务工作是很重要的。起落架减震支柱勤务是在航线上发现减震支柱伸长量不在手册对照表的要求范围内，说明减震支柱内气体和油液达不到手册的要求需要进行减震支柱的维护工作。在进行起落架减震支柱勤务工作之前必须确定地面安全销插上，若没有插上地面安全销，起落架可能会收上，造成人员伤亡和设备损坏。减震支柱氮气的勤务主起落架减震支柱勤务当主起落架减震支柱内气压不足时需进行给减震支柱充气的工作。1、移除充气活门上的黄色保护螺帽；图2-7 起落架充气充油嘴2、 把充气管连接到充气活门上，且关闭充气管的活门；3、用开口扳手拧松充气活门的旋转螺帽，然后用手松螺帽，当不能用手拧时，再用板手慢慢拧松；4、随着旋转螺帽的旋转，活门开度变大，有气体从充气活门流出，充气管上的压力表有压力指示，记录压力；5、在主轮舱后壁板有气压压力和起落架减震支柱伸出长度对照表；6、通过对照表和起落架减震支柱气压力，可以找出减震支柱伸长量即对照表中的X值，用钢尺测量飞机在停机时起落架减震支柱伸出长度测量X值，如果测量得到的X值比查手册的对照表的X值大则说明减震支柱内气压高，需要旋转打开充气管上的活门一定开度，放掉适量的氮气，直到测量X值与对照表中的X值相同。如果测量X值较小，则说明减震支柱气压过小，需要把充气管的另一端连上气瓶或勤务车，打开气瓶后打开充气管上的活门，充一些氮气进入减震支柱，让测量X值和对照表X值相同。图2-8 充气的连接图2-9 充气管图2.10 减震支柱伸长量测量图2-11 减震支柱伸长量对照表8、实际X值和对照表X值相同后，关闭充气管上的活门；9、拧紧旋转活门，并打力矩；10、从旋转活门上移除充气管，测试旋转活门是否渗漏，并安装黄色保护螺帽。二、主起落架油液充放勤务1、安装起落架安全销；2、拆除充气活门上的黄色螺帽；3、用胶管连接充气活门（一般用氧气面罩上的气管）并固定好；4、用开口扳手拧松充气活门的旋转螺帽，然后用手松螺帽，当不能用手拧时，再用板手慢慢拧松，这时有气体流出；5、当减震支柱中气体放完后，可以适当调节旋转螺帽，使充气活门开度变大，方便后面的工作；6、拆除充气活门上的保护螺帽；7、把设备SPL-1829一端先放在油盒里，用来观察并接收流出的液压油，另一端连接充油口。此时，减震支柱的液压油会在飞机自身的压力下慢慢流出，直至全部流空；8、拆除设备SPL-1829；9、连接液压油车到充油口，并把充气口的胶管放在油盆中；10、按压液压油车，液压油进入起落架，多余的油液从充气口流出；11、直到减震支柱上充气口流出的油液中没有气泡时，充油工作结束。再断开充油管使起落架恢复正常；12、移除液压油车从充油口处。并安装保护螺帽，打保险；13、通过充气活门，对起落架减震支柱进行充气；14、拧紧旋转螺帽并打力矩，测试渗漏安装黄色保护螺帽。如果机务人员对减震支柱充灌的油压、气压不在手册规定的范围内，减震支柱在着陆时显得过软或过硬，都可能对飞机结构产生危害。1、减震支柱过软：减震器的气压或减震器的油量小于手册规定，减震装置因反抗压缩的力减小变软，当飞机着陆时即使减震支柱完全压缩都不足以把撞击能量吸收完，使减震器的活塞与限动装置相撞，以致飞机各部分的受力急剧增大，可能会造成飞机某些结构损坏。2、减震支柱过硬：减震器的气压或油量大于手册规定，减震支柱反抗压缩的力过大，导致较难产生压缩，显得减震支柱过硬。使飞机在正常着陆和滑行时，受到微小的撞击力就可能使减震支柱的压力超过限制，飞机各部分受到的力也要比气压、油压正常时大，造成飞机减震支柱容易因疲劳而提前破坏，且在飞机重着陆时，减震支柱虽然能吸收完撞击能量，但容易造成减震支柱内的压力超过规定的最大值，可能导致减震支柱损坏，同时，容易使飞机反复跳离地面。所以必须正确充减震支柱内的气、油量。第3章 绕机检查3.1 做绕机检查的意义绕机检查是航前的必要工作，是判断一架飞机能否安全完成飞行任务的总体检查。一次正确的绕机检查很有可能会发现飞机存在的某些安全隐患，使发动机避免出现安全事故，如：在清洁飞机时，为了防止污染物堵塞皮托管、静压孔等，机务人员都会先封好这些部位，但也为忘记或漏移除这些部位的密封埋下隐患，通过绕机检查就可以发现这些隐患，从而避免产生的严重后果。绕机检查是飞机安全飞行的最后一个保障，国外就出现过因绕机检查没发现机身某一块蒙面脱落，飞机起飞后客舱增压，从而导致飞机解体的重大空难，因此绕机检查工作必须细致，不能漏检。绕机检查是对飞机的整体状态及可见部件和设备进行的目视检查，确认能安全飞行，才能签署放行。3.2 绕机检查工作程序确定反光锥已在摆在飞机头部、两翼及尾翼；若较长时间的过站或航后的绕机检查，应接通地面电源；按工卡步骤逐项对飞机进行绕机检查确认安全并签署放行；在光线较差时要使用手电筒照明。绕机检查人员需要戴好安全帽防止不小心碰到飞机造成人员伤害，并穿好反光背心便于其他人能看到你在飞机附近，停车刹车必须刹住，减小刹车片间的间隙，在按压磨损指示器时能查看真实的刹车磨损指示器伸出量，判断刹车片的磨损程度6。不同的航空公司规定的绕机检查顺序不尽相同，但检查项目都是一样的，且检查应形成一个闭环避免漏检，切忌杂乱无章。B737NG飞机绕机路线图3-1 绕机检查路线二、通过图片形式简述绕机检查的工作程序区域1飞机机头检查：1、多角度多距离进行目视检查驾驶舱三块风挡玻璃，确定风挡玻璃清洁无鸟击后产生的裂纹或其他损伤，避免发生漏检。图3-2 机头雷达罩风挡玻璃检查图3-3 空速管迎角探测器2、检查左右侧各一个的迎角探测器，应无损伤，无雷点，且无转动障碍，紧固螺钉松动；检查空速管，机身左侧有1个，右侧有2个，目检查空速管清洁，无堵塞，无损伤，无雷点。注意：在航前检查时，一定要确保空速管套被取下并放在机上规定区域。3、 雷达罩检查：应无鸟击后残留的血迹等外来物附着在雷达罩上，无鸟击后产生的凹坑等损伤，无雷击后产生的黑色斑点痕迹，无漆层脱落表面要光滑，六导电条安好无松动无凸起，固定螺钉无松动。图3-4 雷达罩区域2前起落架检查：前起落架轮舱及前电子设备舱检查1、前电子设备舱：舱门关闭，表面光无损伤，开关手柄在按入位。2、前起落架轮舱外部检查舱门外表无损伤，门连接铰链、控制杆、搭铁线及封严条完好。图3-5 前起落架轮胎检查3、前起落架轮舱内部检查需要借助强光手电筒，检查前轮舱内部封严盖板确认6个固定螺钉无松动，若松动必须按手册重新磅紧螺丝；前轮舱内部作动筒、液压部件、管路及接头无渗漏，注意在航前和过站绕机检查时必须确定前起落架安全销已取下；检查2片前轮刹车片磨损量在安全范围内，并且固定螺钉无松动；详细检查轮胎磨损程度，确认未超过安全使用范围，检查轮胎下部和侧面必须拿开轮挡避免漏检，常见的轮胎损伤：脱面脱落、割伤、裂纹、腐蚀等；目视前起落架减震支柱无渗漏，有伸出，前轮转弯释压手柄牢固无渗漏，转动无阻碍，并能回到中立位。图3-6 前起落架检査图3-7 前起落架连杆检查区域3飞机左前机身检查：左侧机身总温探头表面清洁，无堵塞，无损伤，固定螺钉牢固。登机门边缘无翘起，外部舱门手柄正常在压进位门表面无损伤；静压孔干净无堵塞，四周蒙皮无裂纹、锈蚀、凹坑等损伤及封堵胶已撕除；及机复前部天线TCAS,ATC,4个无线电高度表牢固封胶完好，无污染物及掉漆。图3-8 前起落架轮舱检查图3-9 机腹天线图3-10 机身腹部检查区域4主起落架及轮舱检查：主起架上的着陆灯及转弯灯灯罩完好并能正常工作，无裂纹、鸟击等损伤，灯罩固定无松动。主起落架上的减摆器等液压部件、管路及接头无渗漏，临近电门清洁无损伤等，轮舱內各油路、电路无损。图3-11 主起落架下部检查图3-12 主起落架后部检查检查主轮舱内部电插头、线路固定好且无损伤，液压管路及管接头连接正常无渗漏，液压回油滤压差指示器无跳出。液压油箱压力正常，如发现压力过低需要尽快在保证引气正常的前提下，判断是否为表头等部位漏气。图3-13 主起落架刹车指示检查区域5发动机检查：进气道外表面干净无外来附着物、无凹坑、无蒙皮凸起等损伤，铆钉无松动。发动机的各勤务靠近门封闭并锁好，无油液渗漏。，无油液渗漏。涡流发生器无鸟击损伤，整流封严条完好。目视检查进气锥光滑清洁无凹坑无裂纹损伤，固定螺栓无松动。风扇叶片无凹坑、裂纹、掉块等损伤且能转动正常无松动。图3-14 发动机出口检查图3-15 发动机前部检查区域6左大翼检查：发动机关断活门接近盖板关闭锁好，无渗漏。大翼油箱接近盖板无渗漏、释压活门在关闭位、油箱通气口无堵塞、冲压油箱放油口清洁无堵塞和无渗漏。图3-16 左大翼翼尖小翼图3-17 左大翼前缘区域7、8机身左后段及尾翼检查：外部应急灯检查；厕所勤务盖板正常关闭并锁好无渗漏，后厨房排水桅杆牢固无损伤。后登机门检查；垂尾空速管检查；尾翼水平安定面垂直安定面无鸟击等造成的凹坑或缺失。方向舵升降舵无损伤且无外来物阻碍其偏转。图3-18 尾翼区域9机身右后部分检查：几个勤务门关闭并锁好，无渗漏现象。图3-19 后勤务门、后货舱门图3-20 水勤务盖板、备用液压泵接近盖板区域10右大翼检查，燃油加油接近盖板和油活门接近盖板正常关闭，锁好，并且无渗漏；图3-21 右大翼加油盖板区域13右侧前机身检查机组氧气瓶过压释放指示片在释压位、外电源盖板平滑无损伤，并且已关闭锁好；图3-22 右侧前机身盖板区域15机身腹部检查蒙皮无凹坑、掉漆和无铆钉松动掉落。确认机腹余水孔及设备冷气出气口正常无堵塞；图3-23机腹余水孔图3-24 机腹防撞灯第4章 滑油系统故障分析4.1 滑油系统介绍目前干糟式滑油系统被广泛应用在航空飞机上，这种滑油系统因具有滑油箱贮存滑油能更好地保证发动机滑油系统的滑油量和品质，并且便于发动机进行滑油勤务工作。滑油系统主要由储存滑油的滑油箱、给滑油增压加快滑油流动的增压泵、过滤滑油金属颗粒等杂质保障滑油清洁的滑油滤、抽回集油糟中滑油的回油泵、用于降低滑油温度防止滑油温度过高的滑油散热器、收回混在空气的滑油蒸气降低滑油消耗的油气分离器、显示滑油箱滑油量的指示系统和判断发动机轴承等部件的磨损程度的磁性堵塞等组成7。CFM56-7发动机是B737NG的唯一可选的动力装置，发动机滑油系统由储存系统、分配系统、指示系统三个子系统组成，而分配系统又分为供油系统、回油系统和通气系统三部分。滑油系统功用：1、润滑：减小需要润滑部件的摩擦力，减小摩擦力产生热量造成的能量损失。飞机的轴承若没有滑油形成的油膜，在转子带动的时候就会因为金属直接接触的干摩擦而迅速损坏。滑油包裹着转子轴承滚子形成一层油膜，避免了金属之间的直接接触的干摩擦，减小在相互转动时的摩擦力，降低转子轴承、传动附件的齿轮、联轴器的磨损，并降低发动机的热量产生，大大增加了轴承的寿命。2、冷却：带走部件摩擦产生的热量，降低需要润滑部件的温度。滑油流过轴承等温度较高的部件时，带走大量的热量，降低了轴承等部件的温度，防止轴承因温度过高产生变形等破坏，同时在通在滑油/燃油热交换器时加热燃油降低滑油温度利于滑油再次冷却轴承等防止滑油超温，同时防止燃油结冰，提高燃油的雾化质量。3、清洁：带走磨损的微小颗粒；滑油在流过轴承或其他相互运动的部件时将磨损下的金属颗粒带走，再在经过滑油滤时分离出微小颗粒，达到清洁的作用，因此航线勤务要确滑油滤没有堵塞，堵塞的滑油滤会引起滑油压力升高，并且因为滑油没有得清洁，对轴承等部件的润滑效果有影响。4、防腐：在金属部件表面形成一层油膜，隔离空气防止空气直接接触到金属使金属产生锈蚀等损坏，从而起到防腐的功用。5、滑油还被用作其他工作系统的工作乔质。如某些飞机用热滑油流过容易结冰的位置防止其结冰等。若发动机滑油系统不能正常给发动机转子轴承供给滑油，轴承会因为没有滑油润滑、降温，轴承寿命会迅速降低，进而使轴承等零件损，导致发动机不正常工作。因此，发动机工作时，发动机滑油系统必须每时每刻都要给发动机的转子轴承腔供给滑油，否则就可能会出现严重后果。4.2 常见的滑油系统故障及引起原因4.2.1 滑油变色或含有胶状物发动机滑油系统在不断的滑油消耗中会不断减少，若不及时进行补充，滑油箱的滑油过少导致发动机转子轴承、传动齿轮等部件需要润滑的滑油不足，并且滑油在滑油箱中没有得到足够的冷却就进入轴承腔润滑，造成滑油温度过高而引起滑油碳化变黑，并且滑油温度过高还引起滑油变质产生絮状胶状物。此外，滑油也会因为含有磨损的金属颗粒或受到污染而变色。滑油中含有轴承等部件磨损产生的金属颗粒但在经过油滤时大部分会被过滤掉，若不及时更换油滤就可能造成油滤堵塞，滑油就会没有经过过滤直接进入滑油系统，这不仅会加快发动机轴承、传动齿轮的磨损产生更多的金属颗粒物，而且有时还会堵塞油路，造成滑油供给不正常8。因此，在航线维护中可以根据滑油颜色的颜色变化情况来判断滑油是否需要更换。滑油温度升高的原因：1、滑油喷嘴部分堵塞，进入轴承腔的滑油流量减小，轴承得不到充足的润滑和降温，轴承产生大量热量，引起滑油温度过高；2、轴承等部件磨损产生的金属颗粒堵塞滑油滤，滑油压力升高，滑油没有经过过滤含有大量金属屑，加快轴承磨损产生大量热量，进而引起滑油温度升高。3、滑油/燃油热交换器堵塞或存在穿孔使燃油混入到滑油中都会使滑油温度升高。热交换器堵塞油液中存在较多轴承等部件磨损的金属屑使系统部件摩擦增大产生更多的金属屑和热量，进而堵塞油路。热交换器堵塞，滑油从热交换器的旁通活门流出，滑油没有得到冷却，滑油温度升高。在滑油系统正常工作时，滑油主要通过滑油/燃油热交换器冷却的，如果热交换器堵塞，滑油就得不到充足的冷却，而导致滑油温度过高。但不是指示器显示的滑油温度过高就一定是滑油温度过高，还有可能是指示系统出现故障，导致显示错误或传感器出现故障导致的滑油温度显示异常。4.2.2 滑油消耗量超过规定单位时间内滑油系统减少的滑油量称为滑油消耗量9。发动机滑油系统正常情况下滑油主要通过滑油形成气态的蒸气通过通气管逸出到大气中消耗和从各个油腔封严装置溢漏，当滑油系统不正常发生泄漏损失。滑油箱贮存的滑油是有限的，如果突然滑油消耗量迅速上升，有可能会导致每个轴承腔得到的供油减少，不能很好地对轴承润滑、冷却。B737飞机滑油系统是全流式再循环系统，在发动机正常运行期间，滑油消耗量不应该超过0.6quart.h，一旦滑油消耗量超出0.9quart.h，必须进行故障隔离和排故工作。滑油消耗量起过规定的原因：1、油腔的封严装置的涨圈或封严篦齿磨损严重，使连接间隙增大，封严效果变差，滑油出现渗漏。2、轴承腔混入发动机增压空气，导致滑油系统的通气系统压力上升，进入油气分离器流量增大，导致一部分滑油没有从油气中分离出来就排放到机体外。3、回油泵效率降低，轴承腔的滑油越来越多，轴承腔压力升高，部分滑油会从轴承腔溢出。此外，在发动机停机时不能收回集油糟的全部滑油，会导致滑油消耗升高的假象，并且容易造成在做滑油勤务时，加的滑油过度。4.2.3 滑油箱油量增多滑油箱的滑油在正常工作下是会逐渐消耗的，若在发动机停车后发现滑油箱的油量增多则一定是滑油系统混入了其它油液。导致其它油液混入滑油系统的原因：1、滑油/燃油热交换器管路破裂或穿孔，燃油混入滑油系统，并在发动机停车后，被吸回滑油箱，导致滑油箱油量增多。混入燃油会使滑油的粘度降低并含有燃油味，此时就应该更换热交换器并冲洗滑油系统。2、液压油泵传动齿套的密封性变差，液压油渗漏到附件齿轮箱内混入了滑油系统，在发动机工作时，在回油泵工作下抽回滑油箱。混入液压油的滑油会微显液压油的红色。4.2.4 滑油压力不符合手册要求滑油系统压力必须在手册要求的范围内，滑油过低或过高都会影响滑油系统工作效果，滑油压力过高可能会造成滑油系统管路的破裂导致发动机滑油量迅速下降，而压力过低滑油系统的工作效果就会降低，会降低滑油的流量。导致滑油压力不正常的原因：1、滑油温度过低导致滑油压力过高；2、滑油供油管路发生折叠弯曲或堵塞导致滑油压力过高3、高的滑油消耗量会引起滑油压力下降；4.3 滑油系统故障排故程序4.3.1 滑油系统故障排故前的准备工作要进行滑油系统故障的排故工作则必须了解滑油系统的工作原理，知道滑油会经过那些部件并且经过这些部件后滑油会产生什么变化，才能根据故障的现象分析出滑油系统故障的部位，同时要知道从哪些手册能查到所需要的信息。飞机维护人员在飞维护过程中会使用到大量的技术文件，如：AMM提供航线和定检维护时所需要详细技术住息，包含系统及部件的工作描述、勤务、修理、更换、检查等必要住息；SSM展示了飞机机载系统的配置、功能、电气工作原理、组件位置；FIM向维护人员提供了故障隔离程序，用于排除故障，方便维护人员根据已知的故事现象、故障代码查找故障隔离程序。图4-1 发动机滑油系统原理图4.3.2 滑油消耗量过高的排故程序及维护方案滑油油量显示在驾驶舱面板，当出现滑油消耗量过高时就需要进行排故工作。一台发动机在地稳定起动的滑油消耗量是0.5加仑，而以起飞功率起飞的滑油消耗量是3.2加仑，不同的功率下滑油消耗量都不相同。滑油消耗量过高的排故工卡第一步：由故障现象去FIM手册查找对应的故障代码、故障隔离手册的任务号；图4-2 査故障代码第二步：找到并打开故障隔离手册79-05 TASK 801。查看滑油消耗量的描述并明确造成滑油消耗量过高的原因：外部或内部的滑油箱泄漏、滑油系统的过度勤务导致的滑油消耗量过高、吞咽效应（不是故障）【】。图4-3 滑油消耗量描述图4-4 故障原因第三步：根据手册要求断开某些线路跳开关，若是一号发动机发生滑油消耗量过高的故障就断开跳开关面板的6D10和18D5。若是2号发动机就断开6D9和6D11；图4-5 需要断开的跳开关第四步：查阅其它手册与此故障相关的信息，查阅SSM 79-31-11和WDM 79-31-11；图4-6 相关手册章节第五步：对滑油消耗量进行初步评估，判断是否需要进行故障隔离工作；对滑油箱进行补充滑油的工作并记录补充量，若补充的滑油量对飞行要说是正常的，就继续发动机勤务工作；若补充的滑油量远超发动机正常的滑油消耗量就进行故障隔离程序。图4-7 故障的初步评估第六步：故障隔离步骤：图4-8 故障隔离程序1、查AMM TASK 79-00-00-200-802-F00 p601做外部滑油系统检查；如果发现外部滑油系统泄漏，就查手册AMM TASK 71-71-00-200-801-F00 p601做发动机通风和泄漏工作；2、若没有发现外部滑油系统泄漏，就进行内部滑油系统泄漏检查；a、查手册AMM TASK 71-11-02-010-801-F00 p201打开风扇整流罩面板找到辅件齿轮箱；b、查手册AMM TASK 12-13-11-600-803 p301对辅件齿轮箱进行放发动机滑油的工作；c、如果从辅件齿轮箱放出的滑油超过2加仑，就要查手册AMM TASK 79-00-00-200-804-F00 p601检查回油滤网和查找堵塞；清洁回油滤网，让发动机地面慢车状态运转5分钟后，再关闭发动机，通过目视规对滑油箱的滑油量做目视检查，若滑油量恢复正常，就继续勤务工作。若滑油水平仍然过低就要检查回油管路是否堵塞，若没有发现管路堵塞问题就要更换润滑组件，否则就进行修理管路。d、如果从辅件齿轮箱放出的滑油少于2加仑，就查手册AMM TASK 79-00-00-200-803-F00 p601检查内部滑油系统，如果发现内部滑油系统泄漏部件和滑油消耗超过限制值就进行发动下发，安装另一台发动机；如果没有发现问题就更换润滑组件。图4-9 故障隔离程序第七步：根据故障隔离，对确定的故障部件进行修理；1） 修理故障部件前的准备工作；2） 按AMM TASK 12-13-11-600-801 p301的步骤进行补充发动机滑油的工作。3） 按AMM TASK 71-11-02-410-801-F00 p201的工作程序关闭风扇整流罩。4） 按AMM TASK 71-00-00-800-807-F00 p201的工作程序起动发动机，让发动机以慢车状态工作5分钟。5） 按AMM TASK 71-00-00-700-819-F00 p201的工作程序让发动机停车。6） 如果还有滑油泄漏问题，要确保没有更多的滑油泄漏。7） 在发动机停车后用滑油箱的目视规确定距离满油的滑油水平。8） 在下一次航班中监测发动机滑油消耗。图4-10 故障修理在整个滑油消耗量过高的排故过程中，手册明确地表明了应该做所有的步骤的工作内容，逐项排查得出故障部件，最后对故障部件进行维修工作，这种排故方案能尽可能减少需要检查的部件但也存在一些不足，它不是最简单的排故方案，操作的工作量较大，它是从最有可能出现故障的部件进行排查，通常最有可能发生故障的部件都是结构比较复杂并且连接比较多的管路，但它们的排查工作比较困难不方便，而且航线上发生故障的部件往往就是手册排故中较后的那些部件，因此应当根据航线机务人员的工作经验，制定一份最少工作量的排故方案，减少工作量。第5章 结论主要介绍B737航线勤务工作并以发动机滑油系统勤务等几个勤务工作为例详细描述了航线勤务的工作步骤。在航线上当勤务人员怀疑发动机滑油系统受到污染时，先进行滑油样品分析，确认污染物后再放泄滑油和冲洗发动机滑油系统，最后才补充回滑油。手册明确了每一步应该做的工作，避免了可能遗漏某一项工作没有做的情况的发生。通过图片和文字概述航线绕机检查所要做的工作项目，检查飞机某一部件要达到工卡的要求才能签署放行。同时对发动机滑油系统可能发生的故障进行分析，并研究发动机发生故障的部件和制定以滑油消耗量过高为例制定排故程序。从民用航空发展到现在发生的事件屡见不鲜，而因为航线勤务人为差错导致的事故占比重并不低，因此航线勤务人员必须读懂工卡并按工作步骤逐项工作，才能避免类似事故的发生。在进行发动机滑油系统排故，先由故障现象在FIM手册查找故障代码、故障任务号，打开相应的章节阅读，对这种故障的描述，造成故障的可能的原因，故障隔离前的准备工作，进行故障隔离确定故障零件，查阅AMM手册确定故障零件的拆装、维修、更换，再到IPC手册查找零件件号。参考文献1 Boeing737-600/700/800/900Aircraft Maintenance ManualJune 10,20022 Boeing737-600/700/800/900,Fault Isolation Manual,June 10,20023 白杰，田秀云飞机故障诊断与监控技术北京：兵器工业出版社，20034 中国民航学院教研室飞机结构与系统北京：兵器工业出版社20015 深圳航空公司B737NG飞机减震支柱勤务工程科技20156 牟光一绕机检查工程科技20127 沈燕良,王建平,曹克强飞机滑油系统故障分析J润滑与密封, 2004(3):101-1038 王天元, 汤雪峰, 王轶等 一起滑油系统金属屑故障分析J 航空维修与工程, 2015(12):49-509 吴成宝, 何龙彬, 田巨等 波音737NG的CFM56-7B滑油系统故障类型的统计分析及启发J航空维修与工程, 2017(5):76-7810 屈桥CFM56-7B发动机滑油渗漏及耗量监控简析J价值工程, 2014(34):54-5511 杨文臣CFM56-5B发动机滑油系统常见故障分析J工业 2016(8):277-27812 徐刚CFM56-3发动机滑油压力故障分析J中国高新技术企业2016(11):58-59致 谢随着论文的完成，大学的生活也来到了尾声，这篇论文是我根据大学老师们给我传授的知识和前辈们的经验写出一篇有利以后我从事飞机维修工作的论文。回想大学四年的时光，有快乐、有收获、有遗憾、也有迷茫，但母校给我带来的更多的是知识的拓展，我无法用语言来表达我对母校的感激，但我以后会用自己在大学学到的知识运用到工作中，展现我们航大学子扎实的理论知识首先，我要感谢XX老师，从一开始选择论题开始，到定初稿和修改中，他都给我提出许多建议，并提供了许多研究资料让我可很好地展开论文的写作。最后我要感谢大学的所有老师、同学，是他们让我学到了很知足，并开阔了我的视野，让我有一个美好的大学生活。祝老师们天天开心，万事如意。附录：外文翻译资料 Section 14 - Onboard Maintenance System (OMS) & Basic TroubleshootingOnboard Maintenance System (OMS)Functional Architecture:The Onboard Maintenance System (OMS) on the A380 is hosted in the Network Server System (NSS) and supplies maintenance functions for: The aircraft systems (Avionics World) The Avionics domain of the NSS (Open World)It is linked to the avionics systems through two Secure Communication Interfaces (SCI) which are secured gateways between the Avionics world and the Open World.The OMS includes maintenance software applications that support aircraft maintenance tasks. The maintenance operators can get access to this data through HumanMachine Interfaces (HMI). The OMS can also communicate with ground stations through datalinks.The OMS is designed to support line & hangar maintenance activities and engineering follow-up by providing the following functions: Failure detection/reporting Dispatch Repair Servicing Maintaining continued Airworthiness Managing aircraft configurationHuman Machine Interfaces (HMls) The maintenance applications are accessed and controlled through I-IMIs. These are as follows: Onboard Maintenance Terminal (0MT) CAPT & F/O Onboard Information Terminals (01 T) Portable Multipurpose Access Terminals (PMAT) Main and upper deck Forward Attendant Panels (FAP) PrinterOMS - FUNCTIONAL ARCHITECTUREOnboard Maintenance System (OMS) Applications System DescriptionThe OMS is divided into 3 sub-systems, which are hosted in the two Aircraft Network Server Units Operations (ANSI-JOPS) of the NSS Avionics domain. They record and exchange data through a maintenance shared database. The maintenance data is received through the SCIs and the Central Data Acquisition Module (CDAM).The three OMS sub-systems are:The Central Maintenance System (CMS), which identifies, centralizes and records system faults.The Data Loading & Configuration System (DLCS), which controls the data loading operations and aircraft configuration.The Aircraft Condition Monitoring System (ACMS), which supports preventive maintenance and in-depth investigation.The OMS also contains the following applications:Electronic Logbook for crew and maintenance personnel reportingPower Distribution Control System (PDCS), which controls and monitors circuit breaker status.Maintenance documentation (AirNv) OMS Post Flight ReportCIB = Circuit BreakersOMS - APPLICATIONSCMS Data Recording During a FlightDuring a flight, maintenance data received by the CMS are recorded in a time frame defined by several criteria. The CMS data recording is launched if:Three or more engines are running plus 180 secs (3 minutes) and,Calculated Air Speed (CAS) higher than 180 kts or a new flight number has been entered by the pilots. The CMS data recording is stopped when:Less than 3 engines are runningCAS lower than 80 kts for 150 secs (2.5 minutes).Onboard Maintenance Terminal (OMT)LocationThe Onboard Maintenance Terminal (0M T) is located at the rear the flight deck, behind the First Officers seat.FunctionThe OMT allows the operator to log on and get access to the Network Server System (NSS). If the operator logs on as a maintainer, he will gain access to the OMS home page.Troubleshooting OverviewTypes of FaultsThere are two types of basic faults as follows: BITE Faults None-BITE FaultsBite FaultsBITE faults are detected by the electronic systems and include the faults detected by the Engine Electronic Controller (EEC). The EEC sends fault messages to the CMS for the following: Channel A & B FADEC system faults EEC Internal faults Aircraft faults detected by the EEC Thrust Reverser faults detected by the EEC Thrust Reverser faults detected by the Electrical Thrust Reverser Actuation Controller (ETRAC). Engine Monitoring Unit (EMU) detected faults.The BITE fault message is displayed on the maintenance terminal and the Status, if applicable, is displayed on the ECAM.None-BITE FaultsNone-BITE faults are the faults detected by the flight crew, maintenance, or condition monitoring. The faults include observations such as high oil consumption and module performance shifts.There are no fault messages but the faults are reported in the tech log and can be reported by condition monitoring. The Status, if applicable, is displayed on the ECAM.BITE Fault DetectionThe following illustration defines the BITE fault detection used on the Trent 900 in the A380-800.Fault ClassificationIntroductionThere are a total of six fault classifications on the A380. The Flight Warning System manages Class 1 and Class 4 failures only. The other failures classes are managed by the Central Maintenance Function. The fault classifications are as follows:Class O FailuresFailure message where the operational effect of a detected failure is not known by the monitoring unit (class-less failure message).Class 1 FailuresAny detected failure generating a Flight Deck Effect (FDE) is covered by a class 1 failure message transmitted to theCMF. The FDE may be an ECAM warning, caution or advisory local warning flag on an instrument or an EFIS or ECAM displayThe FWS computes the alerts associated to Class 1 failures together with any abnormal procedure checklist. Class 2 Failures: not used anymoreClass 3 Failures:Any detected failure generating a Cabin Effect and with neither safety nor Airworthiness Authority regulation involvement (passenger comfort only).Class 4 FailuresAny failures which are categorised as Long Time Dispatch failures. Maintenance message (class 4) and LTD set flag sent to the FWS. Maintenance have 500 hours to rectify these faults.The warning for these faults is not sent immediately, but the FWS increments a timer during flight hours while EEC is sending its LTD set flag. When the timer saturates (200 hours) the FWS sets a warning. Dispatch allowed by the MMEL for the remaining period (300 hours). Once the warning is set, it can only be cleared by a specific clear flag sent by the EEC. This is sent when the fault confirmation test is carried out and it fails to detect the fault.Class 5 Failures:Any detected failures with neither Flight Deck Effect nor Cabin Effect and without safety involvement or time limitation. However, when combined with one or more other failures, can generate a FDE or Cabin Effect with potential aircraft delay.Class 6 Failures:Any detected failure with neither FDE nor Cabin Effect and without any safety or time limitation, but having an impact on aircraft performances (economical consequences). This page left intentionally blankOnboard Maintenance SystemGetting Access to OMS Home PageUsing the 0M T or the Capt. Or F/0 01 Ts you can get access to the OMS Home page.On the Open World Shell System page, select Login as Maintainer and the OMS Home page will come into view.OMS Home PageIntroductionThrough the OMS Home page, you can get access to all the functions of the maintenance applications as follows: Power Distribution Control (PDCS)If available select Power Distribution Control on the OMS Home page Or on the OMS Home page select Main Functions pull-down menu and select Power Distribution ControlPost Flight Report (PFR) and Fault Detail pageIf available select Post Flight Report on the OMS Home pageOr on the OMS Home page select the Context Home page pull-down menu and select Post Flight ReportTo get access to the Fault Detail page, select a fault case on the PFR and the Fault Detail page comes into viewSystem Report TestIf available select System Report/Test on the OMS Home pageOr on the OMS Home page select Main Functions pull-down menu and select CMS System Report/TestSystem MonitoringOn the OMS Home page select Main Functions pull-down menu and select CMS System MonitoringLoad UploadingIf available select Load Uploading on the OMS Home page Or on the OMS Home page select Main Functions pull-down menu and select DI-CS Load UploadingEquipment IdentificationIf available select Load Uploading on the OMS Home pageOr on the OMS Home page select Main Functions pull-down menu and select DI-CS Equipment IdentificationCMS EngineeringOn the OMS Home page select Advanced Functions pulldown menu and select CMS EngineeringClosing OMS session on OMTMake sure that there are no windows open relating to the maintenance application.In the Context Home page pull-down menu, select ExitDrop-Down MenusAt the top of the Home page there are a number of dropdown menus as follows:Main Functions Advanced FunctionsDocumentationUtilitiesOn the drop down menu for each, there are a number of further selections which can be selected as shown on the following pages.Main Functions contd:CMSSystem MonitoringSystem Report/TestDI-CSLoad UploadingEquipment IdentificationPDCSPower Distribution ControlAdvanced FunctionsDI-CSA/C ConfigurationDownloadingReference NameRepository ManagementSoftware Pin ProgUnistallationACMSCondition MonitoringData RecordingReal Time MonitoringRefuelDocumentation:AirnavMEL/CDLAdvanced Functions:CMSEngineeringExport BoxHistory ClearPrinter Manager Task ReminderUtilities:Maintenance HistoryPost Flight ReportThe Post Flight Report (PFR) shows the faults recorded during the last flight leg correlated to the Flight Deck Effects (FDEs).On the Time Limited tab of the PFR it shows the Class 4 faults, which have a time limit before they are required to be corrected. On this page there is a column giving the time remaining before the fault must be corrected.From the PFR, the fault message can be selected on the screen and the Fault Detail page for that fault will be shown. This gives the following:Logbook entry FDE(s)Fault messageFrom the fault message on the Fault Detail page, the Trouble Shooting Manual can be TSM Fault ProceduresAn example of a typical troubleshooting procedure is attached on the following pages. The procedure follows a set format which is as shown belowJob SetupFault ConfirmationFault IsolationClose-upTASK 73-21-00-810-845-AFailure of the Hydromechanical Unit Fuel Metering Valve Torque Motor on Channel B1.Job Set-up Information2.Fault ConfirmationSubtask 73-21-00-860-096-AA.Energize the FADEC of the engine that has a fault report.(1)On the ENG section of the panel 1255VM push the ENG FADEC GND PWR pushbutton switch, and the ON legend comes on. Subtask 73-21-00-710-085-AB.Do the steps that follow to find the status of the fault.NOTE: When you disconnect fuel tubes, air can get into the fuel system. Air in the fuel system can cause related maintenance messages to be shown when you next start the engine. This air will be automatically removed during continued engine operation. The next time you operate the engine the related messages should not show, unless they are caused differently.(1)Do the engine automatic start procedure AMM 710000860812 .(2)Let the engine become stable and operate at idle for 2 minutes.(3)stop the engine AMM 710000860814 .(4)On the OMT, get access to the Fault Detail page to find the status of the fault AMM 450000860801 .(5)If the status is CONFIRMED, go to the Para. Fault Isolation.(6)If the status is NOT CONFIRMED: Do the FADEC System Test on channel B AMM 732100740901 . If the test confirms the fault, go to the Para. Fault Isolation.NOTE: If a fault has occurred again and again without being confirmed, refer to the unconfirmed faults procedure (Ref. TSM 3.Fault IsolationSubtask 73-21-00-812-027-AA.If there is confirmation of the fault:(Ref. Fig. I-IMU to EEC Channel B Wiring Schematic SHEET 1) Do the electrical checks that follow between the EEC (4000KS) and the Hydromechanical Unit (HMU) (4000KC).(1) Get access to the EEC.(a) Open the fan cowl doors AMM 711300010801 .(2)At the EEC, disconnect the electrical harness connector 4000KS-J14.(3)On the electrical harness connector 4000KS-J14:(a)Do a check of the electrical resistance between the pins that follow AMM 715000200804 : EEC ( 4000KS* ) pin J14/11 and EEC (4000KS* ) pin J14/12 (65-157 Ohms).(b)Do a check of the insulation resistance between the pins that follow AMM 715000200803 : EEC ( 4000KS* ) pin J14/11 and ground (1 Megohm minimum).(4)If the resistance values are in the specified limits: Continue this procedure at step 3.B.(5)If the resistance values are out of the specified limits:(a)Replace the EEC (4000KS* ) AMM 732134000801 and AMM 732134400801 .(b)Do the test(s) given in the Para. Fault Confirmation.(c)If the fault continues: Continue this procedure at step 3.D. -3Subtask 73-21-00-812-028-AB.If the fault continues Do the electrical checks that follow at the I-IMU (4000KC).(1)At the HMU, disconnect the electrical connector 4000KC-B.(2)On the HMU electrical connector 4000KC-B:(a)Do a check of the electrical resistance between the pins that follow AMM 71500020Q?04 : HMU (4000102) pin B/14 and I-IMIJ (4000KC* ) pin 8/15 (65-157 Ohms).(b)Do a check of the insulation resistance between the pins that follow and ground AMM 715000200803 : I-IMIJ (A-OOQK-) pin B/14 and ground (1 Megohm minimum).(3)If the resistance values are in the specified limits: Continue this procedure at step 3.C.(4)If the resistance values are out of the specified limits:(a)Replace the I-IMIJ (4000KC* ) AMM 732152000801 and AMM 73215240001 .(b)Do the test(s) given in the Para. Fault Confirmation.(c)If the fault continues: Continue this procedure at step 3.E.Subtask 73-21-00-812-029-AC.If the fault continues:(1)Do a visual inspection of the electrical harness (4313KS) between the EEC and the HMU AMM 715000200801 .(2)Do a continuity check of the electrical harness between the pins that follow AMM 715000200802 : EEC ( ) pin J14/11 and I-IMU (4000KC* ) pin B/15 EEC (40QOKS* ) pin J14/12 and I-IMU (AQOOKQ*-) pin B/14 NOTE: Make sure the electrical connectors 4000KS-J14 and 4000KC-B are disconnected for the insulation resistance checks.(3)Do a check of the insulation resistance between the pins that follow and ground AMM 71QQ0200803 : EEC (4000KS* ) pin J14/11 and ground (1 Megohm minimum) EEC ( 4000KS* ) pin J14/12 and ground (1 Megohm minimum) EEC ( 4000KS* ) pin J14/11 and EEC (APQQKS*_) pin J14/12 (1 Megohm minimum).(a)If you find a problem: Repair or replace the electrical harness as necessary AMM 715161000801 and AMM 715161400801 .Do the test(s) given in the Para. Fault Confirmation.Subtask 73-21-00-811-085-AD.if the fault continues: Look at the steps you have completed during this procedure.(1) If you have not replaced the HMU:(a)Replace the HMIJ ) AMM 732152000801 and AMM 732152400801 .(b)Do the test(s) given in the Para. Fault Confirmation.Subtask 73-21-00-811-086-AE.If the fault continues: Look at the steps you have completed during this procedure.(1) If you have not replaced the EEC:(a)Replace the EEC ( ) AMM 73213400080.1 and AMM 7321340801 (b)Do the test(s) given in the Para. Fault Confirmation.Subtask 73-21-00-811-087-AF.If the fault continues: Look at the steps you have completed during this procedure.(1) If you have not replaced the electrical harness (4313KS) between the EEC and the I-IMLJ.(a)Replace the electrical harness AMM 715161000801 and AMM 715161400801 .(b)Do the test(s) given in the Para. Fault Confirmation.4. Close-upSubtask 73-21-00-942-045-AA. Put the aircraft back to its initial configuration.(1) Make sure that the work area is clean and clear of tools and other items.(a) Close the fan cowl doors AMM 711300410801 .This page left intentionally blankEnd of Section外文翻译资料译文部分第14节-机载维护系统(OMS)&基本故障排除机载维护系统（OMS）功能架构：A380机载维护系统(OMS) 安装在网络服务器系统(NSS)中，并为以下方面提供维护功能：飞机系统(航空电子领域)网络服务器系统的航空电子领域（开放的世界）它通过两个安全通信接口(SCI)连接到航空电子系统，安全通信接口是航空电子世界和开放世界之间的安全网关。机载维护系统包括支持飞机维护任务的维护软件应用程序。维护操作人员可以通过人机交互界面(HMI)访问这些数据。机载维护系统还可以通过数据链路与地面站通信。机载维护系统旨在通过提供以下功能来支持航线和机库的维护活动和工程跟踪：故障检测/报告派遣修理勤务保持持续适航管理飞机配置 人机交互界面(HML)维护应用程序通过人机交互界面进行访问和控制。这些应用如下：机载维修终端(OMT)机长及机上资料终端(0IT)便携式多功能接入终端（PMAT）驾驶舱主面板和上面板前护板(FAP)打印机机载维护系统(OMS)应用系统描述机载维护系统分为3个子系统，它们安装在网络服务器系统航空电子领域的两个飞机网络服务器组件-操作(ANSI-JOPS)中。它们通过维护共享数据库记录和交换数据。维护数据通过安全通信接口和中央数据采集模块(CDAM)接收。三个机载维护系统子系统是：中央维护系统(CMS)，负责识别、集中和记录系统故障。数据装载与配置系统(DLCS)，它控制数据装载操作和飞机配置。飞机状态监测系统(ACMs)，支持预防性维护和深度检查。图1 机载维护系统功能结构机载维护系统还包含以下应用：机组员和维修人员报告电子日志。配电控制系统(PDC)，它控制和监控断路器的状态。维修文件(AirNv)飞行过程中的中央维护系统数据记录在飞行过程中，中央维护系统接收的维护数据记录在由多个标准确定的时间范围内。启动中央维护系统数据记录的前提是：三个或更多的发动机在运行，外加180秒(3分钟)，和飞行员已输入超过180节或新航班号的计算空速(CAS)。当下列情况下停止中央维护系统数据记录：只有不到3个发动机在运转计算空速低于80节在150秒(2.5分钟) 内。图2 中央维护系统，飞行过程中的数据记录机载维护终端(OMT)位置机载维护终端（OMT）位于飞行面板的后面，正机长座位后面。功能机载维护终端允许操作员登录并访问网络服务器系统(NSS)。如果操作员以维护人员身份登录，他将访问机载维护系统主页。图2 机载维护终端显示屏 图4 机载维护终端使用故障排除概述故障类型有两种类型的基本故障，如下：自检故障非自检故障自检故障自检故障由电子系统检测，包括由发动机电子控制器(EEC)检测到的故障。发动机电子控制器向中央维护系统发送故障消息如下：全权限数字电子控制系统A，B通道故障发动机电子控制器内部故障发动机电子控制器发现的飞机故障发动机电子控制器检测到的反推故障由电子反推作动控制器(ETRAC)检测到的故障。发动机监控组件(EMU)检测到的故障。自检故障消息显示在维护终端上，如果适当的状态会显示在飞机电子中央监控上。非自检故障非自检故障是由机组人员、维修人员或状态监测人员检测到的故障.。故障包括高油耗和模块性能变化等观测。没有故障消息，但故障报告在技术日志中，和可以通过状态监视来报告。如果适用的话，该状态将显示在飞机电子中央监控上。图5 发动机故障类型自检故障检测下图定义了在A 380-800中Trent 900上使用的自检故障检测。图6 故障自检故障分类介绍A 380上共有六种故障类型。飞行警告系统只管理1级和4级故障。其他故障类由中央维护功能管理。故障分类如下：0级故障在监视单元不知道检测到的故障的操作效果的故障消息(“无等级”故障消息)。1级故障任何检测到的故障产生的驾驶舱效应（FDE）被覆盖到一个1级的故障消息发送中央维护功能。驾驶舱效应可能是飞机电子中央监控警告、警戒或咨询。在仪表或电子飞行仪表系统或飞机电子中央监控显示器上的本地警告标志飞行警告系统计算与一级故障相关的警报以及任何异常过程检查表。2级故障不能再使用3级故障任何检测到的故障都会产生驾驶室效应，并且既不涉及安全，也不涉及适航管理局的监管(仅限于乘客舒适)。4级故障任何被归类为长时间调度故障的故障。发送给飞行警告系统的维护消息(4级)和长时间调度故障的标志。维修有500个小时来纠正这些故障。对于这些故障的警告不是立即发送，但是在飞行期间当发动机电子控制器发送长时间调度故障“标志”飞行警告系统增加一个计时器。当计时器使充满（200小时）飞行警告系统的出现警告。主最低设备清单允许的剩余时间(300小时)的调度。一旦出现了警告，则只能由发动机电子控制器发送的特定“清除标志”清除。这是在进行故障确认测试时和它没有检测到故障发送的。5级故障任何检测到的故障，既没有飞行面板效应，也没有驾驶舱效应，也不涉及安全或时间限制。但是，当与一个或多个其他故障相结合时，可以生成飞行面板效应或驾驶舱效应可能导致飞机延误。6级故障任何检测到的故障，既没有飞行面板效应，也没有驾驶舱效应，也不涉及安全或时间限制，但对飞机性能有影响（经济后果）。机载维护系统访问机载维护系统主页使用机载维护终端或机长或副驾驶机的载信息终端，您可以访问机载维护系统主页。在开放世界壳牌系统页面上，选择登录名作为维护人员，机载维护系统主页将进入视图。机载维护系统主页介绍通过机载维护系统主页，您可以访问维护应用程序的所有功能，如下所示：图7 机载维护系统登录介面 电源分配控制(PDCS)如果可用，选择机载维护系统主页上的电源分配控制或在机载维护系统主页上选择“主要功能”下拉菜单并选择电源分配控制。飞行报告(PFR)和故障详细信息页面如果可用，选择机载维护系统主页上的飞行报告或在机载维护系统主页上选择目录主页下拉菜单并选择飞行报告若要访问故障详细信息页，请在飞行报告上选择故障案例，然后查看故障详细信息页系统报告测试如果可用，在机载维护系统主页上选择系统报告/测试或者在机载维护系统主页上选择主要功能下拉菜单并选择中央维护系统系统报告/测试系统监控在机载维护系统主页上选择主要功能下拉菜单并选择中央维护系统系统监控负载上传如果可用，选择加载上载到机载维护系统主页或在机载维护系统主页上选择主要功能下拉菜单并选择数据装载和配置系统负载上传设备鉴定如果可用，选择加载上载到机载维护系统主页或在机载维护系统主页上选择主要功能下拉菜单并选择数据装载和配置系统设备鉴定中央维护系统工程在机载维护系统主页上选择高级功能下拉菜单并选择中央维护系统工程在机载维护终端上结束机载维护系统会话确保没有打开与维护应用程序相关的窗口。在目录主页下拉菜单中，选择退出机载维护系统下拉菜单在主页的顶部有一些下拉菜单，如下所示：主要功能高级功能文件使用在每个下拉菜单上，还有许多其他的选择，如下面的页面所示。主要功能：中央维护系统 系统监控 系统报告/测试数据装载和配置系统 负载上传 设备鉴定电源分配控制 电源分配控制高级功能：中央维护系统 工程 历史操作高级功能目录：数据装载和配置系统 飞机配置 下载 参考名 仓库 管理 软件Pin Prog 卸载飞机状态监控系统 状态监控 数据记录 实时监控加油文件： Airnav 最低设备清单/缺件单使用： 出口箱 打印机管理器 任务提醒飞行报告飞行报告(PFR)显示了在最后一次飞行中记录的与驾驶舱效应(FDES)相关的故障。在飞行报告的时间限制列表选项卡上，它显示了4类故障，它们在需要更正之前有一个时限。在这个页面上有一个列，给出在错误必须纠正之前的剩余时间。从飞行报告中，可以在屏幕上选择故障消息，并显示该故障的故障详细信息页。这显示了以下：日志条目驾驶舱效应故障信息从故障详细信息页面的故障消息，可以访问故障排除手册，以纠正故障。表 1 飞行报告序号日期故障描述1/32003.1.31 14:02谨慎：右燃油箱的中心泵出囗压力低2/32003.1.31 14:25日志：在巡航出现1次方向舵配平警告警告：飞行控制方向舵配平出现1次故障3/32003.1.31 17:12指示旗：交输活门出现琥珀色的交输线排故手册故障程序下面的页面附有一个典型故障排除过程的示例。该过程遵循一个设置的格式，如下所示（任务 73-21-00-810-845-A）工件设置故障确认故障隔离结朿B通道液压机械装置燃油计量阀转矩电动机故障1. 任务设置信息表 2 参考信息参考名称71- 00-00-810-810-A未确认故障AMM 450000860801访问机载维护系统主页AMM 710000860812启动发动机的程序-自动启动AMM 710000860814关闭发动机的程序AMM 711300010801开启风扇整流罩AMM 711300410801关闭风扇整流罩AMM 715000200801发动机电线束和电缆的检查AMM 715000200802电线电缆的连续性检查AMM 715000200803线束、电缆和航线可更换件(LRUs)的绝缘电阻检查AMM 715000200804航线可更换件(LRUs)的电阻检测AMM 715161000801风扇区域电缆的拆除AMM 715161400801安装风扇区域电缆AMM 732100740801FADEC系统测试（EEC的自检）AMM 732134000801移除发动机电子控制器(EEC)AMM 732134400801安装发动机电子控制器(EEC)AMM 732152000801拆除液压机械计量装置(HMU)AMM 732152400801安装液压机械计量装置(HMU)参考文献HMU至EEC通道B布线示意图12. 故障确认分任务73-21-00-860-096-A给有故障报告的发动机的FADEC供电。（1）在面板1255 VM的发动机部分，按ENGFADEC GND PWR按钮开关，打开图例。分任务73-21-00-710-085-AB. 执行以下步骤以查找故障状态。注：当你断开燃油管，空气可以进入燃油系统。燃料系统中的空气会导致在你下一次启动发动机时显示相关的维修信息。这空气将在发动机运行过程中自动地移除。下一次操作发动机时，不会显示相关的消息，除非它们是不同原因造成的。(1)完成发动机自动启动程序AMM 710000860812。(2)让发动机稳定下来，在慢速状态下工作2分钟。(3)停止发动机AMM 710000860814。(4)在OMT，获取故障的详细页面找到故障状态的AMM 450000860801。(5)如果状态确定了，就去Para.故障隔离。(6)如果状态未得到确认：在B通道上进行FADEC系统测试. AMM 732100740901。如果测试确定了故障，就去Para.故障隔离。注意：如果一次又一次的错误没有被确认，请参考未确认的故障过程(参考文献TSM 71-00-00-810-810)3. 故障隔离分任务73-21-00-812-027-AA.如果确认了错误：(参考文献HMU至EEC通道B布线示意图1)-对EEC(4000 KS)和液压机械组件(HMU)(4000 KC)
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