B737NG飞机勤务手册中文版
B737NG训练手册-中文版 32-09-00_空地系统
有效性 YE201
R RA REF SBRK SMYD sys sw TCAS TE T/O V VHF VOR WW WX
—右 — 无线电高度表 — 基准 — 速度刹车 — 失速管理偏航阻尼器 — 系统 — 电门 — 空中交通防撞系统 — 后缘 — 起飞 — 伏特 — 甚高频 — 甚高频全向信标 — 轮舱 — 气象雷达
当地面扰流板在不安全状态打开时，速度刹车打开指示系统点亮 速度刹车伸出（SPEEDBRAKES EXTENDED）灯。参阅速度刹车控制系 统部分可得关于琥珀色速度刹车伸出（SPEEDBRAKES EXTEDED）灯的 详细信息。
飞机起飞警告系统在起飞前（在地面）或起飞后（在空中），当 飞机处于不安全状态时启动音响警告喇叭。参阅起飞警告系统可得关 于起飞警告系统的详细信息。（AMM 第 I 部分分 31—53）
位置
前起落架压缩传感器位于上扭力臂连接到前起落架外筒部位的 两侧。目标位于前起落架外筒的下部区域。
传感器托架上的传感器标识牌显示传感器号码。下面是前起落架 压缩传感器号码：
传感器号码
位置
S1014
左
S1015
右
位于前起落架轮舱左墙上的接线盒内有两个传感器线缆的接头。
功能介绍
当前起落架减震支柱压缩时，目标接近传感器。当飞机在地面时 向接近电门电子组件内的空/地系统发送信号。
空/地系统 — 介绍
目的
空/地系统为许多飞机系统提供离散信号。
接近电门电子组件（PSEU）是空/地系统的一个部件。许多飞机 系统通过传感器和电门向 PSEU 发送信号。PSEU 控制空/地继电器 （12）。
下面是接近电门电子组件（PSEU）控制的系统/部件：
— 起落架转换活门 — 起落架位置指示和警告 — 速度刹车打开指示 — 起飞警告 — 舱门警告 — 空/地继电器
B737NG训练手册-中文版 76-00-00_发动机操纵系统
AGB AMM ASM CDS/DEU EEC FDAU IDG HPSOV RLA TLA TO/GA TRA T/R
－附件齿轮箱 －飞机维修手册 －自动油门伺服马达 －公用显示系统／显示电子装置 －发动机电子控制器 －飞行数据采集装置 －整体传动交流发电机 －高压切断活门 －反推杆角度 －推力杆角度 －起飞／复飞 －推力杆解算器角度 －反推装置
推力杆
推力杆组件有两个，每台发动机一个。推力杆组件有许多零件。 这些零件机械地发送推力指令至解算器：
－ 正推力杆 － 反推力杆 － 操纵连杆 － 摇臂 － 拉杆
起反推力杆时，操纵连杆向下移动。当你向前推正推力杆时，操纵连 杆向下移动。
当你移动正推力杆时，反推力杆的位置锁住操纵连杆在正推力杆 上面。力量通过操纵连杆传至摇臂。
76—00—00—010 Rev 5 01/17/1999
有效性
YE201
76—00—00
76—00—00—010 Rev 5 01/17/1999
有效性 YE201
反推力杆 联锁锁销
杆 解算器
正推力杆 起动手柄 电门组件
反推力联锁电磁线圈 自动油门组件
发动机操纵系统 － 一般说明
76—00—00
－ S1 － 自动地面减速板控制和起落架警告 － S2 － 自动刹车系统 － S3 － 自动刹车系统 － S4 － 发动机反推装置同步轴锁 － S5 － 发动机反推控制 － S6 － 发动机反推控制 － S7 － 机翼热力防冰系统 － S8 － 口头警告 － 起飞警告和气象雷达 － S9 － 起落架警告
76—00—00—000 Rev 2 01/17/1999
发动机操纵系统 － 介绍
目的
发动机操纵系统提供控制发动机推力的大部分信号。它也提供信 号至使用发动机操纵状态的其它飞机系统。
23-71-00_音话记录器系统 B737NG训练手册-中文版
23—71—00
麦克风 状态指示器
耳机插孔
23—71—00—007 Rev 4 10/24/1997
抹音开关
测试开关
话音记录器系统 － 驾驶舱话音记录器面板操作
23—71—00
23—71—00—008 Rev 1 10/08/96
话音记录器系统 － 水下定位信标
目的
水下定位装置（ULD）是一个超声波信标台。它使驾驶舱话音 记录器（CVR）在水下易于找到。
23—71—00
23—71—00—012 Rev 1 12/05/1998
23—71—00—012 Rev 1 12/13/1999
话音记录器开音记录器系统 － 话音记录器
目的 话音记录器连续记录； － 时间 － 飞行机组通讯 － 驾驶舱声音
具体说明 话音记录器的壳体具有下列特性： － 防水 － 抗震 － 防热 话音记录器前面板上有一个水下定位信标（ULB）。ULB 有助
于在水下发现话音记录器。 话音记录器在前面板上有一个 BITE 指示器。当话音记录器中存
在故障时，该指示器将指示出来。
23—71—00
23—71—00—006 Rev 5 11/11/1997
－ 正常 － 测试 － 抹音
正常工作
当飞机有电且话音记录器跳开关闭合后，话音记录器连续工作。
话音记录器接收到的所有音频送到话音记录器控制器。控制器具 有下列作用：
－ 将音频信号变成数字信号 － 将数字信号变成音频信号 － 控制音频记录过程 － 控制自测试
模／数（A／D）电路将 4 路音频输入信号转换成数字数据。处 理器将这些数字信号送往抗撞存贮器组件（CSMU）。CSMU 记录 数字数据。
话音记录器组件
B737NG训练手册-中文版 34-57-00_自动定向机系统
方位、音频和莫尔斯码标识符数据从信号处理器到达 486 处理 器。双口 RAM 作为两个处理器间的数据连接。486 处理器处理来自信 号处理器的 BIT 数据用于在前面板上显示信息。它同时提供到输入／ 输出（I／O）部分的数据和控制信号。该处理器控制 ADF 接收机的 所有主要功能。它也提供到内存和数据记录／数据装载闪存卡装置的 接口。处理器在将来自信号处理器的方位数据输出到外部系统之前执 行 QEC 和上／下补偿。
ADF 接收机计算相对于 ADF 地面站的方位并将它发送到 DEU 用于 显示。ADF 方位同时送到无线电磁指示器（RMI）。ADF 接收机处理 来自地面站的音频信号并把它送到遥控电子组件（REU）。
34—57—00—002 Rev 13 10/02/2000
有效性
控制面板
ADF 控制面板输入
ADF 接收机系统处理器在一条 ARINC 429 数据总线上接收来自 ADF 控制面板的人工调谐输入和控制面板模式选项。
PSEU
接近电门电子组件（PSEU）向系统处理器发 一个空／地离散信 号。该离散信号为故障存储器设置飞行阶段计数。
程序销钉输入
ADF 接收机从一个插座电门接收程序销钉离散信号。方位计算机 电路使用象限误差修正（QEC）程序销钉输入来调整由飞机结构引起 的信号失真。
描述
天线组件是一片模制壳。天线用 12 个螺栓连接到飞机上。天线 组件包含下列部件：
— 环形天线组件（2） — 垂直天线（1） — 电子组件
ADF 天线电子组件包含每个天线组件的放大器。放大器接收来自 ADF 接收机的 12V 直流电源。
27-31-00_自动油门系统 B737NG训练手册-中文版
自动油门系统 — 介绍
概述
自动油门（A / T）计算机使用来自飞机传感器的数据来计算发 动机的推力。自动油门系统经由 DFCS MCP 和驾驶舱中的电门响应 飞行机组的方式请求或响应 FMC 的方式请求控制发动机的推力。自 动油门系统从起飞到接地之间工作。
ADIRU
ADIRU 向 A/T 计算机传送下列数据：
— 真空速 — 马赫数 — 气压高度 — 大气压力 — 外界大气静温 — 惯性垂直速度 — 加速度
在改变飞行条件过程中当计算 T/L 速率指令以设置发动机推力 作为精确推力调整时，A/T 使用 ADIRU 的数据。
EEC
DEU 向 EEC 传送 FMC N1 目标。EEC 使用该数据计算相当的 TRA 目标。在起飞、爬升和最大推力复飞期间，A/T 使用 EEC TRA 目标来设置推力。对于起飞及最大推力复飞，A/T 最初使用 EEC TRA 目标来前推 T/L。当 T/L 达到 FMC N1 限制 4 至 6 度内时，A/T 计 算机再使用 FMC N1 目标来进行 T/L 的最后调整到 FMC N1 限制。
— 从 DFCS MCP 上人工方式选择 — 当 DFCS 衔接时，由 DFCS 自动的方式选择 — 从油门杆 TO/GA 电门人工选择
取决于所选择的方式及 DFCS 的工作方式，自动油门系统可被 衔接于 N1 方式或速度方式。A/T 的工作方式显示在共用显示器系统 的飞行方式通告（FMA）上。
A/T 系统部件
22—31—00—002 Rev 5 09/24/1999
27—31—00
A/T 断开电门 TO/GA 电门
A/T 预位电门 A/T 方式电门
27-09-00_飞行操纵多功能系统组件 B737NG训练手册-中文版
27—09—00—003 Rev 4 03/24/1997有效Biblioteka YE201P5 前头顶面板
A 系统飞行操纵电门
B 系统飞行操纵电门
A 系统飞行操纵低压 灯 B 系统飞行操纵低压灯
A 系统飞行扰流板电 门 B 系统飞行扰流板电门
偏航阻尼器灯 偏航阻尼器电门
飞行操纵面板
备用液压低油量灯 备用液压低压力灯 备用襟翼预位电门
前缘襟翼（4） 和缝翼（8）
飞行操纵多用途系统/组件—飞行操纵钢索
安定面齿轮箱
水平安定面
27—09—00
飞行操纵多用途系统/组件—飞行操纵面板
本页空白
27—09—00—003 Rev 4 10/29/1997
有效性
YE201
27—09—00
飞行操纵多用途系统/组件—飞行操纵面板
目的
飞行操纵面板上包括几个飞行操纵系统的液压控制电门和告诫 灯。
功能介绍 钢索是成对的，在正常输入期间，一根钢索的张力增加，并移动
下游的部件。下面是钢索对： —副翼操纵主钢索（ACBA，ACBB） —副翼左右机体钢索（AA，AB） —副翼机翼钢索（ABSA，ABSB） —升降舵操纵钢索（EA，EB） —方向舵操纵钢索（RA，RB） —襟翼操纵钢索（WFA，WFB） —襟翼随动钢索（WFFA，WFFB） —安定面操纵钢索（STA，STB） —减速板操纵钢索（SBA，SBB） —扰流板操纵钢索（WSA，WSB）
培训信息点
AB 两系统的飞行操纵液压单元组件可互换。
飞行操纵关断活门和扰流板关断活门也可互换。可以作为一个组 件更换活门和马达，也可以只更换马达。
27—09—00—004 Rev 3 03/24/1997
有效性
B737NG训练手册-中文版 34-46-00_近地警告系统
除了 1 — 7 方式以外，还有两种附加功能：
— 地形净空基底 — 进近中下降过界 — 地形觉察 — 显示飞机周围的地形
缩略语
ADI ADIRU alt AOA approx BITE capt DEU DFCS FDAU FMC F/O FPM FPS GND PROX GPS GPWC GPWM
34—46—00—002 Rev 10 12/19/2000
飞行管理计算机 系统（FMCS）
有效性 YE201
数字式飞行控制系统 方式控制板（MCP）
近地警告计算机（GPWC）
GPWS — 概述
避撞计算机
远距电子组件（REU）
34—46—00
GPWS — 驾驶舱内的部件位置
驾驶舱部件位置
以下 GPWS 部件为在驾驶舱内的： — 机长和副驾驶的下滑禁止电门 — 近地警告模件板
有效性
YE201
34—46—00
34—46—00—005 Rev 11 12/19/2000
有效性 YE201
115 交流 转换汇流条
近地警告
1 号 28 伏 直流汇流条
地形显示
P—18 板 跳开关板
地形/气象 继电器
地形/气象 继电器
起落架位置 起落架手柄电门模件
测试 起落架禁止
襟翼禁止 地形禁止
mod
— 组件、模数
ND
— 导航显示器
ovrd
— 超控
P
— 压下
PFD
— 主飞行显示器
pos
— 位置
PSEU
— 接近电门电子组件
PWS
— 预测风切变
RA
— 无线电高度
B737NG训练手册-中文版34-33-00_无线电高度表系统
的任一个来启动无线电高度表收发机检测。LCD 显示检测结果。 在 RA 收发机的前面板上有一个内存卡插槽。车间人员通过该插
槽插入可向 LRU 装载软件的闪存卡。该内存卡可在工作过程中保存由 LRU 发送的 LRU 状态数据。这一功能不适用于航线维护人员。
电源
RA 收发机 1 的电源是来自转换汇流条 1 的 115V 交流电。RA 收 发机 2 接收来自转换汇流条 2 的 115V 交流电。
天线接口
发射天线向地面发送无线电频率（RF）信号。接收天线将返回的 RF 信号送到 RA 收发机的接收电路。
飞行操纵计算机离散信号
飞行操纵计算机（FCC）向 RA 收发机提供检测禁止信号。这一信 号在 ILS 模式被选定时防止 RA 检测。
无线电高度表系统 — 介绍
概述
无线电高度表（RA）系统测量从飞机到地面的垂直距离。无线电 高度显示在驾驶舱内的显示组件（DU）上。无线电高度是利用接收机 发射机组件比较发射的信号和接收的信号来计算的。R/T 组件发射一 个无线电信号，然后接收从地面返回的反射 RF 信号来确定飞机的高 度。R/T 将计算的高度数据输出到两个 ARINC 429 数据总线上并送到 飞机上的使用系统。
培训知识点
不要喷涂天线的发射面或背面。涂层将阻止天线发送或接收无线 电频率信号。
34—33—00—008 Rev 2 01/19/1996
有效性
YE201
34—33—00
飞机蒙皮
同轴接头
O 形圈
34—33—00—008 Rev 2 11/13/1997
安装螺钉（4）
有效性 YE201
RA 系统 — RA 天线
波音737NG机型ATA中文手册电源部分
电源 － 介绍目的电源系统可进行发电，供电及控制等功能。
系统有自动和人工控制两种方法，机内测试设备（BITE ）和备用电源可使系统保持较高可靠性。
电源系统有如下子系统： － 发电机传动 － 交流发电 － 直流电 － 外部电源－ 交流电载荷分配缩略语AGCU － APU 发电机控制组件 AGB － 附件齿轮箱altn － 备用APB － APU 断路器APS － APU 电源电门 APU － 辅助动力装置 ASG － APU 起动机－ 发电机 auto － 自动bat － 电瓶BPCU － 汇流条电源控制组件 BTB － 汇流条断路器 CSD － 恒速传动装置CT － 电流变压器 chgr － 充电器disc － 断开DEU － 显示电子组件 DPCT － 差动保护电流变压器 EEC － 电子发动机控制 EP － 外部电源EPC － 外部电源接头flt － 飞行fltr － 油滤F/O － 副驾驶GCB － 发电机控制断路器 GCR － 发电机控制继电器 GCU － 发电机控制组件 gen － 发电机gnd － 地面grd － 地面GSTR － 地面勤务转换继电器 IDG － 整体传动发电机j － 接头LRU － 航线可更换组件 NCT － 中线电流变压器 PDP － 电源分配面板 PMG － 水磁发电机pwr － 电源QAD － 快速拆装rly － 继电器RMS － 均方根值RTL － 准备加载24—00—00—000 R e v 4 07/08/1999电源 － 介绍scav － 回油，清除SCU － 起动交流机组件 sect － 节，段SPCU － 备用电源控制组件 SPU － 起动电源组件 srvce － 服务 stdby － 备用 sys － 系统 thrm － 热TRU － 变压整流器组件 VR － 电压调节器 xfr－ 变压器24—00—00—000 R e v 4 07/08/199924—00—00—000 R e v 4 09/12/2000交流电负载分配电源 － 介绍外部电源直流电电源交流发电 发电机传动电源 － 电源和控制 － 概况介绍本页空白24—00—00—001 R e v 3 02/19/1998电源 － 电源和控制 － 概况介绍目的电源系统为飞机提供交流和直流电，系统有自动和人工控制和保护。
B737NG训练手册-中文版 34-53-00_空中交通管制系统
有效性34—53—00空中交通管制系统 — 介绍概述空中交通管制（ATC ）地面站向机载ATC 系统询问，ATC 应答机向地面站回答其询问，按所需格式的编码信息应答。
ATC 应答机也对其他飞机或地面站的交通避撞系统（TCAS ）的S 模式询问作应答。
当一个地面站或一架其他飞机上的TCAS 计算机询问本ATC 系统时，应答机发射一个脉码回答信号，从回答信号中可吧判别和表明这架飞机及其高度。
— 最大空速 — 避撞协调售 — 高度— A 模式识别码 — 24位地址。
缩略语abs — 绝对 abv — 高于 ADIRS — 大气数据惯性基准系统 ADIRU — 大气数据惯性基准组件 AD — 大气数据 ADR — 大气数据基准 alt — 高度 amp — 放大器 ant — 天线ATC — 空中交通管制ATCRBS — 空中交通管制雷达信标系统 BITE — 机内自检设备 blw — 低于 bot — 底部 coax — 同心、同心轴 cntl — 控制 CPU — 中央处理器 DME — 测距设备、测距仪 ELEX — 电气的 FL — 飞行高度层、飞行高度 gnd — 地面、接地 ID — 识别 I/O — 输入/输出 idnt — 识别 INS — 仪表 INT — 询问机 LED — 发光二极管 MAX — 最大 MHz — MHz N — 正常 NC — 不连接 norm — 正常 pnl — 板 PSR — 一次监视雷达 RA — 解脱咨询34—53—00—001 R e v 5 02/23/1999有效性34—53—00空中交通管制系统 — 介绍REL — 相对 RF — 无线电射频 rptg — 报告 RX — 接收 SDI — 源宿识别 sig — 信号 SLS — 边带抑制 SSR — 二次监视雷达 SPI — 专用目的识别 stby — 待用 sw — 电门 TA — 交通咨询 TAS — 真空速 TCAS — 交通警戒和避撞系统 tpr — 应答机 TX — 发射 XFR — 转换 xmtr — 发射机 xpdr — 应答机 xpndr — 应答机34—53—00—001 R e v 5 02/23/1999有效性34—53—00空中交通雷达收发机ATC 地面站空中交通管制系统 — 介绍地面雷达显示 （ATC 雷达设施）S 模式询问询问应答对避撞的S 模式应答34—53—00—001 R e v 5 11/08/2000有效性34—53—00空中交通管制系统 — 概述概述空中交通管制系统的部件有： — 顶部天线 — 底部天线— ATC 同心电门（2个） — ATC/TCAS 控制板 — ATC 应答机（2个）。
B737NG训练手册-中文版 34-43-00_气象雷达系统
34—43—00—005 Rev 18 10/31/2000
有效性
YE201 — 电源和模拟接口
RF 发射和接收
发射的无线电频率（RF）从 R/T 经过导波管到达气象雷达天线。 接收的 RF 从天线经过导波管回到 R/T。
当 WXR R/T 得到 ON（开）信号，它向 WXR 控制面板内的电源供 应组件提供 12V 直流和 28V 直流电。
12V 直流电启动从 WXR 控制面板的 ARINC429 发射机输出。 ARINC429 发射机向 WXR R/T 以数字形式发送模式数据。然后 R/T 开 始工作。
供向 WXR 控制面板的 28V 直流电用于电源联锁离散信号。28V 直 流电流经联锁离散电路，然后到达 WXR R/T。WXR R/T 使用 28V 直流
— 进近 — 航空无线电公司 — 机场 — 方位角 — 气压的 — 机载检测设备 — 纵剖线 — 校准 — 机长 — 控制显示组件 — 控制 — 控制面板 — 中央处理器 — 直流 — 显示电子组件 — 决断高度 —下 — 电子飞行仪表系统 — 增强型近地警告系统 — 标高 — 电气 — 副驾驶 — 飞行管理计算机 — 飞行管理计算系统 — 飞行航迹向量
—磁
max
— 最大
MDA
— 最低下降高度
MHz
— 兆赫
MINS
— 最小
MTRS
—米
nav
— 导航
NCD
— 无计算数据
ND
— 导航显示
NM
— 海里
OK
— 好或通过
PFD
— 主飞行显示
B737NG训练手册-中文版 30-41-00_防冰和防雨_驾驶舱
30—41—00
防冰和防雨—驾驶舱—窗户加热控制组件
目的
窗户加热控制组件有下列作用： － 感受窗户温度 － 必要时，输入电流给窗户加热系统 － 控制电流到窗户加热传导涂层，阻止热振动 － 控制 P5-9 窗户加热状态指示 － 包含 P5-9 过热和电源测试的线路 － 自检。
风挡玻璃传感器电门只为一号窗户使用。用风挡玻璃传感器电 门可以转换主传感器到备用传感器。
位置
窗户加热控制组件在电子设备舱。两个在 E4-2 架，两个在 E2-1 架。
风挡玻璃传感器电门在 E4 支架前外侧。
概况介绍
共有四个一样的窗户加热控制组件。每一个窗户加热控制组件 控制到一个窗户的加热。
窗户加热控制组件使用 115 伏交流、28 伏直流电控制和指示一 号和二号窗户的加热。
窗户加热控制组件输出电能到可变电压接线带。窗户的电源分 叉到接线以便更好的适应窗户电能需要。它是窗户尺寸和传导涂层状 态的函数。
P18 跳开关面板
电源供应 窗户和动压加热控制面板（P5） 窗户加热控制组件
过热
控制线路
备用
右前风挡玻璃
右前风挡玻璃 传感器电门
有效性 YE201
防冰和防雨—驾驶舱—温度和加热控制组件—功能介绍
30—41—00
30—41—00—005 Rev 4 01/30/1998
防冰和防雨—驾驶舱—5 号窗户热电门
培训知识点
更换窗户时，风挡玻璃上刻着一个代码表示新窗户的电阻。代 码告诉合适的变压插钉。如果窗户不能适当的加热，检查传导涂层插 钉并选择适当的变压插钉。
30—41—00—007 Rev 2 01/14/1999
有效性
YE201
30—41—00
B737CL飞机勤务手册中文版——机务经验交流
B737-300/400/500飞机勤务手册1B737-300飞机勤务手册目录1.勤务概述2.燃油勤务3.液压油箱勤务4.发动机滑油勤务5.饮用水勤务6.污水勤务7.起落架轮胎勤务8.飞机拖行9.飞机登机门、勤务门及货舱门开关10.气源车使用2旗开得胜一、勤务概述：A.本手册包括一些系统油箱或部件的勤务信息。
(1)如图301，302为油箱勤务位置图。
(2)如图303，304大翼和安定面行走区域。
34地面勤务接头位置5图303 大翼行走区域6图304 安定面行走区域7二、液压油箱勤务：A.概述：(1)如液压油完全流光，则按照AMM29-00-00/201的程序进行液压油的更换。
(2)如果是因为更换一个部件或液压油完全散失后补加液压油，则按照AMM29-00-00/201，进行液压系统引气。
(3)加油设备在右主轮舱，包括一个手摇泵，一个压力加油接头，一个液压油滤和一个选择活门。
(4)在系统A和B液压油箱上各有一个油量指示器，B系统油箱是通过备用油箱来加油的。
当B系统的油箱显示“满”时，说明B系统和备用系统油箱都已经加满了。
(5)液压油在高海拔时的冷却以及出发机场与到达机场之间环境温度的巨大变化都会导致液压油量液面降低，这种情况不会对液压系统的操作产生影响，但会指示为需要勤务，即使在飞行前的一个温度较高的机场进行了油箱勤务。
在这种情况下，如在一个温度较低的机场对液压系统进行了勤务，而后飞机又飞到了一个温度较高的机场，则油箱内的液压油将会溢出，从而通过排放口流出。
(6)如果到达机场的地面外界大气温度为20F或更低，而液压油量显示为“REFILL”/补加，此时只需补加到刚超过“REFILL”即可，避免飞机到达下一个温度较高机场时液压油溢出。
B.消耗材料(1)液压油：D00153 （BMS 3-11）C.液压油箱加油程序：(1)给液压系统释压，AMM 29-15-00/201。
提示：在给液压油箱加油前，不需要给油箱释压。
737NG发动机滑油勤务
Part.1.教学目的让学员掌握如何正确对发动机进行滑油勤务，避免因加油时机不对、添加错误的油液或错误操作而造成维修差错。
Part.2.教学用具无。
Part.3.风险因素勤务时机不合适容易造成人员受伤或添加滑油量不符合规定。
滑油口盖没有安装到位可能会导致滑油泄漏，从而导致发动机空中停车。
误添加错误的油液而导致飞机停场、发动机空中停车等风险。
Part.4.参考资料AMM12-13-11 TA73N-CHH79-001Part.5.几个概念发动机滑油箱的容量：发动机滑油箱的容量约为21.4夸脱，油箱加满时CDU上指示的滑油量为17-20夸脱。
放行标准：滑油量指示不得少于12夸脱，同时滑油消耗量在限制范围内。
勤务标准：A.对于过站：如果滑油量低于14夸脱，则需要勤务。
B.对于航后：如果滑油量低于17夸脱，则需要勤务。
C.无论过站还是航后，只要滑油量低于14夸脱，则需要检查滑油消耗量是否在规定范围内。
滑油消耗量的限制：1.正常消耗量：小于0.1 US 加仑/小时（0.4 夸脱/小时）2.出现下述情况是应进行排故：A．滑油消耗量呈渐增趋势。
B．滑油消耗量突增。
C．滑油消耗量大于0.2 US 加仑/小时（0.8 夸脱/小时）3.如果滑油消耗量大于0.4 US加仑/小时（1.6 夸脱/小时），更换发动机。
Part.6.程序1、发动机关车后5-30分钟内通过驾驶舱中央DU检查发动机滑油量，如果油量不满足航后或过站标准则按需添加。
2、根据工卡要求领取符合标准的滑油。
3、清理干净滑油罐表面的污垢及水等杂质，防止加油时水等杂质进入滑油系统。
4、在发动机关车后5-30分钟内按需添加适量的滑油。
5、按要求盖好滑油口盖并复查，防止漏盖滑油箱口盖或口盖的密封链条被夹住而导致口盖未盖好。
6、用毛巾等物品清理因加油而导致溢流在发动机下部的油液。
注意事项：1.加油之前一定要检查确认所选油液正确。
2.检查滑油油量时，应对照检查滑油箱观察窗上显示的油平面和驾驶舱内滑油量的指示，以免因为观察窗陈旧变色或者油量指示误差反映不出真实油量。
B737CL飞机勤务手册中文版——机务经验交流
(j)确保所加燃油规格是适用的。
(k)不要使用宽馏分的燃油。
(l)确保加油设备良好。
(2)压力加燃油程序：
(a)给加油车和飞机接地。
(b)如在加油时，邻近的飞机APU正在工作，要确保APU尾气不会接触到正在加油的飞机。
(c)飞机加燃油时，APU最好不要工作。
(6)如果到达机场的地面外界大气温度为20F或更低，而液压油量显示为“REFILL”/补加，此时只需补加到刚超过“REFILL”即可，避免飞机到达下一个温度较高机场时液压油溢出。
B.消耗材料
(1)液压油：D00153（BMS 3-11）
C.液压油箱加油程序：
(1)给液压系统释压，AMM 29-15-00/201。
提示：在给液压油箱加油前，不需要给油箱释压。
(2)确保襟翼和前缘装置在收上位/UP。
(3)在给B油箱加油前，确保刹车储压器在液压泵关闭的情况下，最小压力有2800psi。
(4)如使用手摇泵加油，则将抽吸软管的端部插入到液压油中。
提示：目前所有的BMS3-11IV型V型的可以完全互换，且可以以任意比例混合（737-SL-29-078）。
警告：不要让液压油接触到你的身体，型号为BMS3-11的液压油会导致人员损伤。如皮肤上沾上液压油，用清水清洗皮肤。如将液压油进入眼睛，用清水清洗眼睛并且进行治疗。如吞入或喝了液压油，立即进行治疗。
警告：当给液压油箱加油时，需要使用清洁的液压油和清洁的设备。脏物可能导致液压系统的损伤。
液压勤务
(7)给液压系统加油直到油箱指示器显示为“FULL”。
(3)加油设备在右主轮舱，包括一个手摇泵，一个压力加油接头，一个液压油滤和一个选择活门。
B737NG训练手册-中文版 80-00-00_发动机起动
发动机电子控制器（EEC）
在起动过程中 EEC 保护发动机。在一次起动过程中当 EEC 发 现发动机的参数是超过极限时，EEC 就关断至发动机的燃油供给。
显示电子装置（DEU）
显示电子装置（DEU）是公用显示系统（CDS）的部件。DEU 监控 N2 并在起动机断开时使发动机起动电门回到 OFF（关断）位置。
发动机起动电门
你把发动机起动电门放在 GRD（地面）位置用起动机转动发动 机。在起动机断开后，电门自动移到关断位置。
当电源和气压动力可用时，当你把起动电门放在 GRD（地面） 位置时，发生如下：
— 发动机电子控制器（EEC）收到起动信号 — APU 收到发动机起动信号 — 起动活门打开和气动起动机转动发动机。
有效性 YE201
—11—
80—00—00
发动机起动 — 起动机
目的
起动机为发动机起动或冷转程序转动发动机。起动机改变空气压 力为机械能。
具体说明
起动机有一个单级，轴流，涡轮空气马达。起动机使用减速齿轮 和一个制动离合器转动连接至发动机附件齿轮箱（AGB）的输出轴。
减速齿轮减速且离合器脱开。起动机输出轴然后随齿轮箱和发动机转 动。涡轮和减速齿轮继续减慢直至它们停止为止。
有效性 YE201
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80—00—00
发动机起动 — 起动机
告诫：不要用传动轴悬吊起动机。能够发生起动机内部的损坏。
80—00—00—005 Rev 1 10/13/96
有效性 YE201
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80—00—00—005 Rev 1 10/13/96
下气压起动机管道组件 联轴器
B737NG训练手册-中文版 34-58-00_全球定位系统
MMR 为 ARINC-600 标准的 3MCU 组件，宽 3.6 英寸、高 7.9 英尺、长 14.6 英寸，无源冷却。MMR 重 10 磅，用 115 伏 400 用交 流电工作。
34—58—00—006 Rev 8 11/02/1999
有效性
YE201
34—58—00
34—58—00—006 Rev 8 04/07/1998
MMR 利用这些数据进行系统初始化，并有助于在卫星信号覆盖 不好时系统的工作。
MMR 数据输出总线
MMR 输出如下数据： － GPS 纬度 － GPS 纬度（精值） － GPS 经度 － GPS 经度（精值） － GPS 时间和日期 － GPS 状态 － 水平品质指标 － 水平完好性限度
有效性 YE201
控制段
34—58—00
GPS — 工作原理 — 2
34—58—00—007 Rev 3 05/16/1997
有效性
YE201
34—58—00
安装螺丝孔
34—58—00—007 Rev 3 02/13/1997
有效性 YE201
顶视图
不准涂漆
插座ቤተ መጻሕፍቲ ባይዱ底视图
GPS — GPS 天线
34—58—00
GPS — 工作原理 — 1
空白页
34—58—00—008 Rev 3 01/05/1998
时钟
时钟使用 GPS 时间及其数据
近地警告计算机（GPWC）
MMR 向 GPWC 送出如下 GPS 参数： － 纬度（粗值） － 经度（粗值） － 纬度（精值）
34—58—00
GPS — 接口
－ 经度（精值） － 地速 － 真航迹角 － 高度 － 垂直速度 － 水平精度扩散因子（HDOP） － 垂直精度扩散因子（VDOP） － 水平品质指标（HFOM） － 垂直品质指标（VFOM） － 日期 － 时间（世界协调时） － 水平完好性限度（HIL） － 传感器状态
B737NG训练手册-中文版 78-36-00_反推装置指示系统
－ 接近传感器（每个反推套筒 2 个） － 同步锁定装置 － 在反推装置控制活门组件内的换向活门 － 在反推装置控制活门组件内的液压隔离活门
78—36—00—001 Rev 3 05/2919/97
有效性
YE201
对这些条件中的任一个反推灯点亮。当收入故障消失时，灯熄灭。 如果故障停留多于 13 秒，主告诫灯和发动机信号牌点亮。
如果 EAU 探测到预位电门未能至展开位置，反推灯将点亮并保 持亮（锁住）。这是唯一使反推灯保持亮的收入故障。为了使灯熄灭， 你必须搬动电门展开反推装置和复位 EAU。
展开故障逻辑电路
EAU 把这些条件中的任一个识别为展开故障：
关于更多的资料参见反推装置控制系统部分。（飞机维修手册第 I 部分 78－34）。
收入故障逻辑电路
－ 任何套筒收入传感器远离（在发出展开指令后 6 秒） － 任何套筒锁传感器远离（在发出展开指令后 6 秒） － 左或右同步锁无电压（在发出展开指令后 2 秒）
有效性
YE201
78—36—00
反推装置指示系统 － 一般说明
概述
反推灯
反推装置（T／R）指示系统供给反推装置平移套筒位置数据至 公用显示系统（CDS）。反推信息作为平移套筒位置指示出现。
反推装置指示系统使用反推灯表示反推装置控制系统部件故障。
反推装置指示系统也能够使发动机控制灯点亮表示反推装置指 示系统部件故障。
每个反推装置在发动机板上有一个琥珀色的反推灯。每个反推装 置有一个灯。无论何时一个反推灯点亮时，主告诫灯在延时后点亮。 反推灯在飞行中能够点亮。
在正常的反推装置收入操作中，反推灯点亮 10.5 秒。在收入过 程中如果反推控制系统部件出故障，反推灯就保持亮。灯保持亮直至 收入故障反推灯立刻就 亮。灯保持亮直至你修理展开问题并复位发动机附件装置（EAU） 为止。
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B737NG飞机勤务手册B737NG飞机航线勤务培训内容1.勤务概述2.燃油勤务（1）补加燃油限制和注意事项（2）补加燃油准备工作（3）压力加燃油程序（4）燃油系统放沉淀3.液压油箱勤务（1）液压油箱油量检查（2）液压油箱油量补加4.发动机滑油勤务（1）发动机滑油量检查（2）发动机滑油补加5.IDG滑油勤务（1）IDG滑油量检查（2）IDG滑油补加6.饮用水系统勤务（1）饮用水系统排放（2）饮用水箱加水7.起落架轮胎勤务（1）起落架轮胎压力检查（2）主起落架和前起落架热轮胎压力检查（3）起落架轮胎勤务8.污水箱勤务9.飞机拖行10.飞机登机门、勤务门和货舱门的开/关11.飞机停放规定12.气源车使用一、勤务概述：图1所示，为对飞机勤务时，各勤务车辆的位置；图2所示，为飞机勤务点的位置。
图1图2二、燃油勤务1.补加燃油时限制和注意事项：（1）勤务区域应在户外进行，航空器应停放在使救援与消防设备易于接近的区域。
（2）在任何一种可能导致人员和设备等不安全状况发生时，立即停止加油程序。
（3）加油过程中应注意观察加油车各种仪表运行是否正常，发现异常，应停止加油。
检查飞机有无燃油渗漏，在翼尖有无燃油溢出。
（4）如在加油过程中发生溢油时：A.立即停止加油。
B.卸掉APU负载，并使APU停车。
C.按照《民用航空器行业标准》上的程序进行处理。
（5）在加油过程中，不要使用飞机的HF通讯系统；不要连接或断开电瓶充电器、其它地面电气部件；不要对电源设备进行测试。
（6）不要对氧气瓶进行勤务。
（7）不要断开电源。
（8）在发动机火警或过热以及起落架温度异常高的情况下，不要加油。
（9）在加油前，要确保轮挡不要接触到轮胎。
（10）确保所加燃油规格是适用的。
（11）不要使用宽馏分的燃油。
（12）确保加油设备良好。
2.加油准备程序：（1）给飞机供电（可以使用飞机电瓶和地面电源）。
（2）加油时，飞机机头向下1.140,这样可以加更多的燃油。
（3）在加油前，需要给燃油箱放沉淀。
（4）确保前缘襟翼不会作动。
3.压力加油程序（1）加油车接地。
（2）打开加油面板。
（3）给加油喷嘴接地。
（4）将加油嘴接到加油座上。
(a)确保无燃油渗漏。
(b)确保加油座干净并无损坏。
（5）确保面板照明灯亮。
（6）如照明灯不亮，则进行下面的步骤：(a)确保下面的跳开关在闭合位。
A 5 C01340 BATTERY BUSTBD C01341 STATIC INVERTER RCCB(b)将电瓶电门放在ON位。
（7）按压加油活门上的位置灯，确保工作正常。
（8）测试燃油量指示器，确保所有的指示显示空白约2秒，然后显示888.82秒。
（9）按下面的步骤加油：（a）将相应的加油活门电门设定在open位。
（b）作动燃油关断活门的控制电门，开始加油。
（c）确保加油压力在35-55psi.（d）确保加油活门指示灯亮，说明活门打开。
（e）确保1号和2号燃油箱保持同样的速率。
（f）将油箱加到需要的油量。
（10）当油加到所需要的量后，将加油活门电门放在CLOSE位。
（11）等1分钟，使FQIS系统稳定。
（12）记录从燃油量指示器上的实际的加油量。
（13）确保P15上的所有活门电门在CLOSED位置。
（14）将电瓶电门放在OFF位。
（15）从飞机上断开加油管。
（16）断开加油管上的接地线。
（17）确保加油座无损伤。
（18）关闭加油接近门。
（19）将飞机恢复到通常状态。
4.燃油箱放沉淀A.从1号和2号主燃油箱放沉淀：(1)在放油活门下，放一个5加仑的油桶。
(2)将放油工具COM-1535的顶部接到放油活门的低部,使放油工具挂到放油活门上。
(3)使每个活门流出燃油。
(4)目视检查燃油中是否有杂质和水分，如燃油无水分和杂质，则将放油设备拿掉。
(5)确保放油活门提升阀关闭，无燃油渗漏。
(6)保留油样。
B.从中央燃油箱放沉淀：(1)飞机位置：机头向下1.14度，这样可以将燃油集中到中央油箱的底部。
(2)打开192G 放油活门接近门，来接近放沉淀活门。
(3)在活门下方接一根软管，通到放沉淀的油筒内。
(4)向下拉出作动杆。
(5)保持作动杆在一个位置，直到燃油内无水分为止。
(6)拿掉软管。
(7)将作动杆推回到正常位置。
(8)关闭接近门。
(9)保留油样。
三、液压油箱勤务注意事项和程序：提示：如飞机到达目的地，地面外界温度≤20F（6℃），而此时液压油水平面低于“REFILL”，这是加油只要加到“REFILL”上面一点就可以，防止飞机到达另外一个较温暖的地点时，液压油溢出。
1.确保前后缘襟缝翼收上位置。
2.给A、B和备用液压系统释压。
提示：给液压油箱加油不需要放掉油箱的压力。
3.给B系统加油前，确保在液压泵关闭的情况下刹车储压器内压力不小于2800PSI。
4.如使用手摇泵加油，则将吸管端部放到5加仑（19升）的筒内。
告戒：加油压力不要超过75PSI。
防止损坏液压系统。
5.如使用液压车，则连接接头到压力加油口。
6.将油箱加油选择器活门转到需要加油的油箱位置。
7.所加的液压油种类为D00153或D50036，直到油箱3指示器上显示为FULL标志提示：对于A系统油箱，FULL标记指示大约为5.7加仑（21.6升）。
对于B系统和备用系统油箱，FULL标记指示大约为8.2加仑（31.1升）。
提示：目前使用的BMS3-11 IV型和V型液压油可以互换，并且可以任意比例混合。
8.将油箱加油选择活门扳到CLOSE位置。
9.将手柄和吸管放到正确的位置。
10.检查驾驶舱液压油量，确保大于76%。
注意：在给液压油箱放油时，必须给液压油箱释压，防止在放油时液压油喷出对人体造成损伤。
首先需将液压系统释压，然后需要将飞机气源系统释压。
然后缓慢将放气活门打开，并装上一个工具B29002-5，使活门保持在放气位。
四、发动机滑油系统勤务：1.滑油系统勤务注意事项：（1）加油时间限制为：发动机停车后5-30分钟。
（2）如滑油加得过多则：a.多余的油不会对发动机造成损坏，因为它可以通过发动机通气系统排出机外。
b.但是会造成滑油消耗率的计算。
（3）发动机放行的最小滑油量为60%（12夸脱）。
（4）发动机的滑油有两种规格，同一种规格的滑油可以混用，不同规格的滑油不能混用。
MJO Ⅱ属于Ⅱ类。
2.加油程序（1）打开重力加油盖，然后检查是否有燃油的味道，如发现有燃油位，则更换主燃滑油热交换器和伺服燃油加热器。
说明部件损坏。
并冲洗滑油系统。
（2）加油D00599（CP2442），到FULL标志。
（3）盖上盖子。
3.放油程序（1）拔开相应发动机的跳开关：P18（1发）A 4 C01390 ENGINE 1 ALTN PWR CHAN BA 5 C01314 ENGINE 1 ALTN PWR CHAN AP6（2发）D 7 C01391 ENGINE 2 ALTN PWR CHAN BD 8 C01315 ENGINE 2 ALTN PWR CHAN A（注意：备用电源是：如图所示）（2）打开加油盖。
（3）拧开滑油箱上的放油塞。
（4）将放油塞装上一个新的封圈，并用发动机滑油润滑。
（5）装上放油塞，并拧紧到135-150磅英寸。
打上保险。
（6）拧下AGB上的放油塞。
（7）放掉油，并装上新封圈，拧紧放油塞到180-220磅英寸。
（8）补加滑油（9）进行渗漏测试TEST 3A。
（10）检查滑油量，如不够，继续补加。
4.冲洗滑油系统（1）该程序用来有污染的情况下，冲洗发动机滑油系统。
（2）首先进行滑油样分析。
（3）补加滑油。
（GE认为滑油箱滑油加到50%，可以在慢车状态运行10分钟，用来冲洗）。
（4）起动发动机，在慢车运行10分钟，停车。
（5）放掉滑油，检查磁堵情况。
（6）补加滑油，地面慢车运行10分钟，停车。
（7）更换滑油回油滤和进油滤。
（8）渗漏测试（9）补加滑油。
5.滑油样分析五、IDG滑油勤务1.IDG滑油检查：（1）如滑油面低于银色带，则需要加油。
（2）当滑油是热的，滑油面大于银色带，而小于DRAIN，则不需要勤务。
（3）如滑油是冷的并且高于银色带而低于DRAIN，滑油可能要溢出一点。
2.IDG放油：（1）如滑油面高于DRAIN线，则需要放油。
（2）放油程序：A．放气最少15秒。
B．拆下排放塞。
C．放掉滑油。
D．装上新的封圈。
拧紧排放塞到55-75磅英寸。
3.IDG换油：（1）放掉IDG滑油。
（2）更换IDG回油滤和供油滤。
（3）从压力加油接头上给IDG加油，直到流出的滑油为3-4夸脱。
（4）装上放油塞，拧紧，重新进行IDG勤务。
（5）如是因为污染，则运转发动机，然后继续检查IDG。
六、饮用水系统勤务1.饮用水箱排放：通常需要每3天进行排放，防止细菌生长。
（2）打开饮用水箱勤务门（3）在每一个排放口接上排放管。
共有两个排放口，一个是前厨房/厕所的排放口，另一个是后厨房/厕所的排放口。
（4）确保前厕所关断活门在OPEN位置。
（5）将饮用水箱排水活门打开。
（6）确保每个厕所的供水活门在ON位。
（7）确保饮用水系统排放干净。
（8）如在排放干净后，不立即对饮用水系统进行加水，则进行下面的步骤：CAPT Electrical System Panel, P18-3F 13 C00104 LAVATORY WATER HEATER AF 14 C01073 LAVATORY WATER HEATER DF 15 C01096 LAVATORY WATER HEATER EA 18 C00873 POT WATER COMPRESSORC 9 C00138 WATER QTY IND（9）将前厕所的排放活门到CLOSE位。
（10）将水箱勤务面板上的排水活门关闭。
（11）关闭勤务面板。
2.饮用水补加：（1）打开饮用水勤务面板。
（2）将水车接头接到勤务面板的加水接头上。
（3）转动手柄，将FILL/OVERFLOW活门打开。
（4）进行加水，直到水从排放口流出。
（5）关闭FILL/OVERFLOW活门。
（6）关闭饮用水勤务面板。
放水活门位置七、起落架轮胎勤务：1.起落架轮胎压力检查（1）确保所有的起落架上都装上地面安全销。
（2）在测量轮胎压力前，确保轮胎已经冷却（飞机着陆后，最小2小时后）。
（a）如主/前轮胎太热而不能检查轮胎压力，且飞机放行前，没有足够的时间使轮胎冷却，则进行步骤2中的“主/前轮胎热压力检查”程序。
（3）对于前轮胎，拆下盖子[102]。
（4）对于主轮胎，拆下盖子[101]。
（5）确保轮胎压力表可用。
（6）需要使用0-300PSIG（0-2069KPA）的压力表来测量轮胎压力。
（7）如图302、303，测量主轮和前轮压力：（a）使用轮胎压力曲线进行判断。
（b）表中所显示充气压力是指轮胎在冷却后，并有负载时（轮胎装在飞机上，并承受飞机的重量）的压力情况。