b737700航后工作单参考标准技术资料汇编Word下载.docx
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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)。
(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。
描述:
释放指示片是一个绿色塑料片,通过卡环固定在位。
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。
氧气瓶组件上有一个易破盘,保护氧气瓶防止超压。
图1.13第1张
发动机灭火瓶
图1.29第2张
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。
(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)
(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。
(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
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。
(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。
(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
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
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20滴,在第一可能时间排除
C.动力转换组件
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
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.
(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)。
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
图1.24第4张
主起落架减震支柱勤务
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
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。
(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
图1.25第3张
轮胎磨损状况
图1.25第4张
图1.25第5张
图1.25第6张
图1.25第7张
图1.25第8张
图1.25第9张
图1.25第10张
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。
(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
(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:
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
图1.32第5张
图1.32第6张
(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。
(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
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