飞机维修B737NG系统培训课件飞机维修B737NG系统培训课件CFM56-7BEEC1
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B737飞机结构及起落架 概述ppt课件
50
可装载软件 注意：
以上有些组件用于飞机选装系统。当飞机上没有选装系统的LRU时，选装 系统的电门位置显示不工作（INOP）信息。
除了电子发动机控制（EEC）外，你将便携式数据装载器连接到P61板上 的数据转换器组件的插座上来装载软件。
可在发动机上用便携式数据装载器装载EEC软件。
51
可装载软件
30
驾驶舱仪表板
31
驾驶舱仪表板
32
主仪表板
33
遮光板
34
P2中央仪表板和P9前电子面板 P2中央仪表板和P9前电子面板
35
控制台
控制台
36
P8后电子面板
37
驾驶舱仪表板 P5后顶板
38
驾驶舱仪表板 P5前顶板
39
后驾驶舱面板 主电路跳开关面板位于副
驾驶和机长座位后面。P6 和P18面板上有电路组件 载荷电路跳开关。电路跳 开关由飞机系统控制。 P61面板有数据装载控制 器。
程序电门组件有下列部 件：
－ 电门 － 销钉接头 － 电门密封塞 － 安全盖。 LRU程序销钉输入接到
销钉接头。电门设定程 序销钉。
安全盖盖在电门密封塞 上。安全盖和密封塞可 使电门保持稳定不动47。
程序电门组件向LRU提
可装载软件 737上的一些LRU需要硬件和软件。没有软件，LRU内的逻辑电路不能执
机翼结构为铝合金破损安全设计的抗扭盒形结构。由连续的上、下椽条、腹 板及加强件连接而成。上、下蒙皮从翼根至翼尖为连续的机械加工变厚度蒙皮， 铆接桁条。出色的机翼设计使波音737适用于短跑道起降并拥有较好的高空巡航 能力。新一代737飞机机翼设计采用了新的先进临界技术，机翼的翼弦（宽度） 都增加了20英寸（50厘米），翼展（长度）约增加了16英尺（5米）。机翼总面 积增加了25%，不但增加了载油量，而且提高了效率，这都有利于延长航程。每 个载油量增加了30%。
可装载软件 注意：
以上有些组件用于飞机选装系统。当飞机上没有选装系统的LRU时，选装 系统的电门位置显示不工作（INOP）信息。
除了电子发动机控制（EEC）外，你将便携式数据装载器连接到P61板上 的数据转换器组件的插座上来装载软件。
可在发动机上用便携式数据装载器装载EEC软件。
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可装载软件
30
驾驶舱仪表板
31
驾驶舱仪表板
32
主仪表板
33
遮光板
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P2中央仪表板和P9前电子面板 P2中央仪表板和P9前电子面板
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控制台
控制台
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P8后电子面板
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驾驶舱仪表板 P5后顶板
38
驾驶舱仪表板 P5前顶板
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后驾驶舱面板 主电路跳开关面板位于副
驾驶和机长座位后面。P6 和P18面板上有电路组件 载荷电路跳开关。电路跳 开关由飞机系统控制。 P61面板有数据装载控制 器。
程序电门组件有下列部 件：
－ 电门 － 销钉接头 － 电门密封塞 － 安全盖。 LRU程序销钉输入接到
销钉接头。电门设定程 序销钉。
安全盖盖在电门密封塞 上。安全盖和密封塞可 使电门保持稳定不动47。
程序电门组件向LRU提
可装载软件 737上的一些LRU需要硬件和软件。没有软件，LRU内的逻辑电路不能执
机翼结构为铝合金破损安全设计的抗扭盒形结构。由连续的上、下椽条、腹 板及加强件连接而成。上、下蒙皮从翼根至翼尖为连续的机械加工变厚度蒙皮， 铆接桁条。出色的机翼设计使波音737适用于短跑道起降并拥有较好的高空巡航 能力。新一代737飞机机翼设计采用了新的先进临界技术，机翼的翼弦（宽度） 都增加了20英寸（50厘米），翼展（长度）约增加了16英尺（5米）。机翼总面 积增加了25%，不但增加了载油量，而且提高了效率，这都有利于延长航程。每 个载油量增加了30%。
【二类机型培训】B737NG电子22章自动飞行、自动油门
DFCS介绍-速度/安定面配平
DFCS介绍-马赫配平
• 当飞机速度增加时，飞机机头开始下俯。当飞机 空速大于0.615 马赫时，马赫配平功能控制升降 舵上偏，以保持机头不俯。FCC 将马赫配平信号 送至马赫配平作动筒以控制升降舵运动，当马赫 配平作动筒输出轴运动时，它将转动感觉定中组 件，进而使升降舵的动力控制组件（PCU）的输 入杆运动，这样就使升降舵运动。在较大空速飞 行时，马赫配平信号将保持飞机抬头。 • 不论自动驾驶或飞行指引衔接与否，该功能均有 效。
自动油门系统部件位置
自动油门系统部件位置
自动油门系统部件位置
自动油门系统自检
自动油门系统自检
• 速度配平在自动驾驶脱开，且飞机在低速高推力 的情况下起作用，速度配平系统产生与空速变化 相反的飞机姿态来提高稳定性，空速增加产生使 飞机抬头的指令控制安定面运动，空速减小则产 生使飞机低头的指令控制安定面运动。 • 自动驾驶计算升降舵移动的最大位置和控制升降 舵移动的速度，如果升降舵移动的指令相对其位 置限制过大，则自动驾驶将通过配平安安面减小 升降舵移动的位置。
• 自动驾驶的工作方式显示在公用显示系统（CDS）姿态指示器的上 方。若要断开自动驾驶，驾驶员可按压位于驾驶盘上的断开电门。 当自动驾驶断开时，可以听到来自音频警告组件的音响警告，同时 自动飞行状态通告器（ASA）上的红色A/P 灯闪亮。若驾驶员按压 位于ASA 上的红色A/P 通告器或按压A/P 断开电门，则ASA 上的警 告及音频警告被复位（取消）。
SMYD自检-故障历史
SMYD自检-地面测试
SMYD自检-其他功能
自动油门系统
• 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。自动油门系统通过MCP板和驾驶舱中的电门，响应 飞行机组的方式请求或FMC的方式请求控制发动机的推力。
【二类机型培训】B737NG电子23章通讯
ACARS系统概述
ACARS系统部件位置-驾驶舱
ACARS系统部件位置-设备舱
CMU前面板测试指示
• MU PASS (green) – CMU测试正常 • HW FAIL (red) – CMU故障 • LOAD SW (amber) – 需要装载软件 • XFER BUSY (amber) – 正在进行软件装载 • XFER COMP (green) – 软件装载完成 • XFER FAIL (red) – 软件传输故障 • APM FAIL (red) –飞机个性组件故障
• GO - green • NO GO - red • VHF1 - yellow • VHF2 - yellow • VHF3 - yellow • HF1 - yellow • HF2 - yellow
ACARS系统
• ACARS即飞机通讯寻址报告系统，它是一个可 寻址的空/地式数据通信网络，它采用甚高频 频段，通过它可以进行空地之间的数据和信 息的自动传输交换。
ACARS系统概述
系统组成： • CDU（控制和显示） • CMU（数据处理） • 飞机个性组件（提供飞 机识别码和注册号等信 息） • 打印机
发送的数据：
• Crew identification • Out, off, on, in (OOOI) times • Engine performance • Flight status • Maintenance items.
控导航接收机的音频。
飞行内话系统概述
飞行内话系统部件位置
飞行内话系统部件位置
飞行内话系统部件位置
飞行内话系统部件说明-ACP
飞行内话系统部件说明-REU
飞行内话系统部件说明-驾驶盘PTT
B737NG驾驶舱面板培训PPT学习课件
(图示说明）
参考：
MH3145.2 民用航空 器的放 行
For training only
P6板
HALON灭火瓶
保险完好
在绿区
驾驶舱门
PBE
石棉手套
防烟面罩 For training only
4.目视检查各面板上所有电门，跳开关在正常位置
检查标准: 1．确认下列电门位置正确：
A.确认P5-8板上发动机电动泵电门（EDP1和EDP2）和P5-10发 动机引气电门在ON位
（图示说明）
For training only
注意事项：当使用中的FLB 剩余三页或三页以下时， 适航放行人员应补充新本，并继续在使用中的FLB 内签署，直 至用完。要求使用中的FLB 用完后与新 启用的FLB同时放置驾驶舱三天，三天后由适航放行 人员撤除交MCC 。
For training only
动配平器
副翼与 方向舵 配平面
板
安定面配 平电门在 NORMAL
ADF面板
电门航后在备用位
货舱探测
ACARS
TCAS/ATC控制面板
航
后
OF
ADI
F
驾驶舱 门锁面
板
AUTO UNLOCK灭
LOCK FAIL亮
EHSI
NAV
ACP（副驾）
安定面配平主电门及自 驾配平电门在normal位
甚高频通讯）
航后所有灯都不亮，禁止在非
参考：无 注意事项：APU MAINT 灯亮，正 常情况下是提示操作者按需加滑油， 故障除外。
For training only
航后
OFF
HF
此图为300飞机的P8板，与NG差不多，只作参考
【二类机型培训】B737NG电子34章
• 是传统的备用高度空速表和备用地平仪的合成体。 • 系统包括ISFD和专用电池。 • ISFD显示备用的姿态、空速、高度等数据。
ISFD系统概述
ISFD系统部件位置
ISFD描述
ISFD自检测试
传统备用仪表
RMI介绍
• 无线电距离磁指示器是一个 备用仪表，位于驾驶舱P2中 央仪表板。
• 用于指示VOR和ADF台的方位， 并同时显示飞机的磁航向。
ILS系统组成
• 2部多模式接收机MMR • 2个VOR/LOC天线 • 2个下滑道天线 • 2个航向道天线 • 2个导航控制面板 • 2个航向道天线转换开关
灯稳定点亮。当ADIRU需要 信息时该信号灯会闪亮。 — ON DC。当ADIRU有28V直流电源 时，琥珀色信号灯稳定点亮。 — FAULT。当ADIRU的IR功能失效时， 一个琥珀色信号灯稳定点亮。 — DC FAIL。当直流电源低于18V时， 琥珀色信号灯稳定点亮。 • 在MSU上的琥珀色GPS信号灯显示机 载全球定位系统的故障。
B737NG(CFM56) 电子 机型
34章—导航系统
34章—导航系统
• 静压及全压系统(STATIC AND TOTAL AIR PRESSURE SYSTEM) • 大气数据惯性基准系统 (AIR DATA INERTIAL REFERENCE SYSTEM) • 综合备用飞行显示器(integrated standby flight display) • 仪表着陆系统（INSTRUMENT LANDING SYSTEM） • 指点信标系统（MARKER BEACON SYSTEM） • 无线电高度系统（RADIO ALTIMETER SYSTEM） • 气象雷达系统（WEATHER RADAR SYSTEM） • 交通警戒和防撞系统（TRAFFIC ALERT AND COLLISION AVOIDANCE
ISFD系统概述
ISFD系统部件位置
ISFD描述
ISFD自检测试
传统备用仪表
RMI介绍
• 无线电距离磁指示器是一个 备用仪表，位于驾驶舱P2中 央仪表板。
• 用于指示VOR和ADF台的方位， 并同时显示飞机的磁航向。
ILS系统组成
• 2部多模式接收机MMR • 2个VOR/LOC天线 • 2个下滑道天线 • 2个航向道天线 • 2个导航控制面板 • 2个航向道天线转换开关
灯稳定点亮。当ADIRU需要 信息时该信号灯会闪亮。 — ON DC。当ADIRU有28V直流电源 时，琥珀色信号灯稳定点亮。 — FAULT。当ADIRU的IR功能失效时， 一个琥珀色信号灯稳定点亮。 — DC FAIL。当直流电源低于18V时， 琥珀色信号灯稳定点亮。 • 在MSU上的琥珀色GPS信号灯显示机 载全球定位系统的故障。
B737NG(CFM56) 电子 机型
34章—导航系统
34章—导航系统
• 静压及全压系统(STATIC AND TOTAL AIR PRESSURE SYSTEM) • 大气数据惯性基准系统 (AIR DATA INERTIAL REFERENCE SYSTEM) • 综合备用飞行显示器(integrated standby flight display) • 仪表着陆系统（INSTRUMENT LANDING SYSTEM） • 指点信标系统（MARKER BEACON SYSTEM） • 无线电高度系统（RADIO ALTIMETER SYSTEM） • 气象雷达系统（WEATHER RADAR SYSTEM） • 交通警戒和防撞系统（TRAFFIC ALERT AND COLLISION AVOIDANCE
飞机维修 B737NG系统培训课件 飞机维修 B737NG系统培训课件 CFM56-7B EEC1分解
两个转换继电器位于EEC里， 每个继电器给相应的EEC通道 供电，
1发由J22继电器控制， 2发由J24继电器控制，
J22、24继电器通电： 1：起动手柄提到慢车位； 2：起动电门放在地面位； 3：起动电门放在连续位； 4：CDU到维护页面；
16
TRAINING MANUAL
EEC交流发电机的维护信息
28
TRAINING MANUAL
HMU
起动手柄给CDU一个打开HPSOV的信号，CDU将信号传给EEC，EEC 打开FMV，流过FMV的燃油打开HPSOV。 起动手柄在关断位时给HPSOV的电磁线圈通电，伺服燃油关断活门， 流过FMV的燃油就不能打开HPSOV。 火警控制手柄电门给HPSOV的电磁线圈通电。 HPSOV关断后燃油就不能到喷嘴。 发动机活门关闭灯： HPSOV关闭——暗亮； HPSOV转换——明亮； HPSOV打开——熄灭；
27
TRAINING MANUAL
HMU
警告：LPTACC的故障不引起发动机控制灯和主警告灯亮。 VSV和VBV的线形位置（LVDT）传感器给EEC提供反馈信号
EEC给CDU上发送一个不能放行的信息： —VBV、VSV不在正确的位置； —VBV、VSV在EEC上两个通道的位置信号超出范围； —VBV、VSV在EEC单通道工作时此通道的位置信号超出范 围； —在EEC单通道工作时VBV、VSV EHSV的控制电流超出范 围
EEC将储存短时间放行的故障信息在CDU上发动机维护页面上： 两个EEC通道工作正常，但有一个通道由交流汇流条供电。 EEC将储存不能放行的故障信息在CDU上发动机维护页面上，且当飞机 接地后发动机控制灯和主警告灯亮： EEC单通道工作，且工作通道由交流汇流条供电。
【二类机型培训】B737NG电子31章
CDS系统概述
CDS系统部件
CDS包括下列部件：
• 两个显示选择面板 • 一个发动机显示控制面板 • 两个EFIS控制面板 • 两个显示源选择电门 • 两个显示电子组件（DEU） • 四个同轴耦合器 • 六个显示组件（DU） • 两个亮度控制面板 • 两个外界光线传感器
CDS系统部件位置
CDS系统部件位置
CDS自检
B737NG(CFM56) 电子 机型
31章—指示/记录系统
31章—指示/记录系统
• 时钟（CLOCKS） • 飞行数据记录系统（FDRS） • 打印机系统（PRINTER SYSTEM） • 音响警告系统（AURAL WARNING SYSTEM） • 主告诫系统（MASTER CAUTION SYSTEM） • 通用显示系统（CDS）
机载打印机位置
机载打印机
音响警告系统
• 音响警告组件是系统唯一的部件。 • 安装在前P9 电子面板的右下侧。
音响警告系统概述
音响警告组件接收以下输入信号： • 不安全着陆警告信息 • 不安全起飞警告信息 • 座舱压力警告信息 • 自动驾驶脱开警告信息 • 超速警告信息 • 火警信息 • 选择呼叫提醒信息 • ACARS 提醒信息 • 勤务呼叫提醒信息
主告诫系统概述
以下系统的不正常会导致主告诫灯亮： • 液压系统 • 飞行操纵系统 • 发电机驱动和备用电源系统 • APU 指示系统 • 燃油控制系统 • 超温/防火系统 • 空调/引气控制系统 • 窗和皮托管加热系统 • 发动机控制面板 • IRS 主警戒组件 • 飞行数据记录器/马赫空速警告系统
input/output电路卡中，有一个故障时显示。 4. CDS FAULT（此信息仅当飞机在地面，且至少一台发动机停车后方能显示） • 当DEU损坏量达到50%(含)以上时显示 • 当软件或程序销钉验证不正确时显示 • 当DEU初始化过程中热电瓶汇流条失效，或数据装载开关在DEU1/DEU2位时显示 • 当DEU1和DEU2内N1、N2、EGT数据不同步时显示
机场培训课件：B737机型知识
1. 飞机尺寸 2. 飞机舱门 3. 飞机风挡 4. 飞机外部照明 5. 驾驶舱仪表面板 6. 飞行组责任区 FCOM VOL2 第1章
外部照明
外部照明
外部照明
跑道脱离灯
固可定收着放陆的灯着陆灯 固定着陆灯
滑行灯 可收放的着陆灯
滑行灯
外部照明
防推机轮撞 出翼位位舱灯时照置置灯：放明灯灯：红在灯：：安色频：左左装，闪照红红在机位明、、前身，机右右起上到翼绿绿落下 位前、、架各 后缘尾尾和一 关。白白主个 闭起。 。落架的轮舱里。
舱门-应急撤离
答案： 1. 翼上紧急出口无滑梯； 2. 机组需将襟翼放到40。
舱门-应急撤离路线
应急撤离出口由登机门/服务门和翼上应急出口组成。
B737-800
舱门-应急撤离路线
B737-700
飞机概况-驾驶舱门
1.锁销及其标牌 3.释压板:作为应急出口通道
且在飞机失压时自动打开。
2.开锁销：向内侧拉锁销，
B737-700
飞机概况-外部设备
• B737过站如需电源车、气源车、空调车，接口位置分别是：
飞机概况-维护系统
• B737过站如需维护，接口位置分别是：
舱门-应急撤离
问题： 1、B737翼上紧急出口是否有滑梯？ 2、旅客紧急情况下，怎么从机翼上应急撤离？
舱门-应急撤离
案例：2015年7月8日上午，一架737飞机09:35从合肥飞广州，因货舱 冒烟报警紧急返航，10:10合肥落地。在紧急撤离过程中，有多人受伤 ，重伤的旅客大部分是从机翼直接跳下或者被挤下来的！
ATA100号规范介绍
• ATA100号分类
航空器
动力装置
总体（05-12章） 系统（20-49章） 结构（51-57章）
外部照明
外部照明
外部照明
跑道脱离灯
固可定收着放陆的灯着陆灯 固定着陆灯
滑行灯 可收放的着陆灯
滑行灯
外部照明
防推机轮撞 出翼位位舱灯时照置置灯：放明灯灯：红在灯：：安色频：左左装，闪照红红在机位明、、前身，机右右起上到翼绿绿落下 位前、、架各 后缘尾尾和一 关。白白主个 闭起。 。落架的轮舱里。
舱门-应急撤离
答案： 1. 翼上紧急出口无滑梯； 2. 机组需将襟翼放到40。
舱门-应急撤离路线
应急撤离出口由登机门/服务门和翼上应急出口组成。
B737-800
舱门-应急撤离路线
B737-700
飞机概况-驾驶舱门
1.锁销及其标牌 3.释压板:作为应急出口通道
且在飞机失压时自动打开。
2.开锁销：向内侧拉锁销，
B737-700
飞机概况-外部设备
• B737过站如需电源车、气源车、空调车，接口位置分别是：
飞机概况-维护系统
• B737过站如需维护，接口位置分别是：
舱门-应急撤离
问题： 1、B737翼上紧急出口是否有滑梯？ 2、旅客紧急情况下，怎么从机翼上应急撤离？
舱门-应急撤离
案例：2015年7月8日上午，一架737飞机09:35从合肥飞广州，因货舱 冒烟报警紧急返航，10:10合肥落地。在紧急撤离过程中，有多人受伤 ，重伤的旅客大部分是从机翼直接跳下或者被挤下来的！
ATA100号规范介绍
• ATA100号分类
航空器
动力装置
总体（05-12章） 系统（20-49章） 结构（51-57章）
737 NG 80(b)——737NG发动机课件
ATA 80章-起动系统
• 起动系统部件
• 起动活门 • 起动机 • 相关管路
ATA 80章-起动系统
• 起动电门GRD（电源品质受信号后打开APU IGV 3. 起动活门电磁线圈激励，活门打开 4. 起动机离合器啮合，N2转动 5. P5板：起动电门自持在GRD位（电磁线圈）
737 NG 发动机 CFM56-7B
ATA 80章-起动系统
• 起动系统：冷转或起动发动机
• 地面和空中均可工作
• 起动系统利用以下气源来转动高压转子
• APU • 地面气源 • 另一发动机引气
• 起动系统相关控制部件：
• 驾驶舱：起动电门 • 显示电子组件（DEU） • 发动机电子控制组件(EEC)
• 起动监控的参数
1. N2 2. 滑油压力 3. N1 4. 燃油流量 5. EGT
ATA 80章-起动系统
• 湿起动 • 起动手柄置慢车位15秒钟，EGT未上升 • EEC切断燃油、停止点火：终止起动 • CDU测试：故障信息
ATA 80章-起动系统
• 热起动 • EEC觉察到有热起动的可能时，EGT闪烁 • EGT超过起动极限，EEC立即切断切断燃油、 停止点火 • EGT继续闪烁直到起动手柄放置到 CUTOFF 在地面时才有该警告
ATA 80章-起动系统：起动活门
• 控制供往起动机的气源引气 • 地面起动 • 空中起动（需要起动机提供动力） • 冷转
• 起动电门置于GRD位：电磁阀激励，引气压力到达气动作动器→作 动器的力大于扭力弹簧力，活门打开。 • 位置电门→ DEUS →驾驶舱指示
• 人工超控：3/8英寸摇把顺时针旋转→打开 • 活门体上有目视指示器→活门位置 • 左侧风扇整流罩上有人工超控接近孔 拆卸起动活门时要断开飞机气源引气 没有气源时不要人工操作活门→必须有气源才能防止作动器膜盒 损坏
飞行培训课件：B737NG正常程序
执行相应的非正常检查单（NNC） 在地面检查《最低设备清单》（MEL）
10
介绍 如在按压再现过程中一个琥珀色灯亮且在复 位主注意灯后该灯熄灭：
检查《最低设备清单》（MEL） 不需要相应的非正常检查单
11
介绍 飞行组职责：
飞行前和飞行后：机长和副驾驶。 飞行阶段：操纵飞行员（PF）与监控飞行员
18
飞行前和飞行后巡视流程
19
飞行前和飞行后巡视流程
20
飞行前和飞行后巡视流程
21
飞行前和飞行后巡视流程
22
责任区域
23
程序 飞行前准备程序-机长或副驾驶
飞行前准备程序假设已完成电源接通补充程序。 建议每次飞行前完成一次惯导全校准。如时间不
允许进行全校准，执行快速再校准补充程序。
24
控飞行员输入，操纵飞行员必须在执行前证实 输入。
17
介绍
飞行过程中，CDU 通常由监控飞行员输入，工作负荷 允许时也可由操纵飞行员进行简单的CDU 输入。仅在 另一位飞行员对输入证实后，输入飞行员才能执行。
工作量大的阶段，如离场或进场，应尽量减少CDU 输 入。而是使用MCP 航向、高度和速度控制方式完成对 飞行的控制。使用MCP 比向CDU 输入复杂的航路修改 更简单。
7
介绍 如存在不正确构型或反应：
证实系统控制设定正确 按需检查相应的跳开关 按需测试相应的系统灯光
8
介绍
发动机启动前，使用各个系统灯光证实系统工作 状态。如一个系统指示灯指示状态不正确：
检查《最低设备清单》（MEL）以决定该状态是否 可以放行。
决定是否需要维修。
9
介绍 如在发动机启动过程中或发动机启动后， 红色警告灯或琥珀色注意灯亮：
10
介绍 如在按压再现过程中一个琥珀色灯亮且在复 位主注意灯后该灯熄灭：
检查《最低设备清单》（MEL） 不需要相应的非正常检查单
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介绍 飞行组职责：
飞行前和飞行后：机长和副驾驶。 飞行阶段：操纵飞行员（PF）与监控飞行员
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飞行前和飞行后巡视流程
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飞行前和飞行后巡视流程
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飞行前和飞行后巡视流程
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飞行前和飞行后巡视流程
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责任区域
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程序 飞行前准备程序-机长或副驾驶
飞行前准备程序假设已完成电源接通补充程序。 建议每次飞行前完成一次惯导全校准。如时间不
允许进行全校准，执行快速再校准补充程序。
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控飞行员输入，操纵飞行员必须在执行前证实 输入。
17
介绍
飞行过程中，CDU 通常由监控飞行员输入，工作负荷 允许时也可由操纵飞行员进行简单的CDU 输入。仅在 另一位飞行员对输入证实后，输入飞行员才能执行。
工作量大的阶段，如离场或进场，应尽量减少CDU 输 入。而是使用MCP 航向、高度和速度控制方式完成对 飞行的控制。使用MCP 比向CDU 输入复杂的航路修改 更简单。
7
介绍 如存在不正确构型或反应：
证实系统控制设定正确 按需检查相应的跳开关 按需测试相应的系统灯光
8
介绍
发动机启动前，使用各个系统灯光证实系统工作 状态。如一个系统指示灯指示状态不正确：
检查《最低设备清单》（MEL）以决定该状态是否 可以放行。
决定是否需要维修。
9
介绍 如在发动机启动过程中或发动机启动后， 红色警告灯或琥珀色注意灯亮：
737机型培训手册ppt课件
1.STA-站位线： 垂直于飞机中心线的直线，从机鼻前130英寸开始计算 2.BL-纵剖线： 平行于飞机中心线的直线，如：RBL30指在飞机中心线右
测30英寸处 3.WL-水平线： 确定飞机零部件高度，从地面开始计算
16
B737飞机基本介绍
门的位置
17
B737飞机基本介绍
驾驶舱面板
18
地面气源车
气源用户 空调系统 防冰系统 起动发动机
26
36章 气源系统
二 气源系统部件 气源管道：发动机/吊架/大翼前缘/左机身/APU/
空调舱管道 高压级引气活门：气控气动 低压级单向活门：防止高压级引气时反流 PRSOV：电控气动，调节下游压力45+/-4PSI，
温度232度 预冷器：气冷式，调节出口温度为199-227度 隔离活门：交流马达驱动，把引气分成左右两
维修工程部教案
课程名称：B737-300机型熟悉培训 课程编号： 培训课时：理论授课24课时
1
培训目标 通过理论培训，使学员了解B737-300飞机
的基本构造、各系统的功用、组成、基本 工作原理；熟悉飞机各系统部件的安装位 置
2
授课内容 ➢ 飞机介绍 ➢ 飞机的基本构造和各系统的功用、组成、
课时分配：0.5课时
培训教员：王永亮 分机 2158
wangyongliang@
培训方式：课堂教学
6
B737飞机基本介绍
➢ 概述 B737-300飞机是美国BOEING公司生产的B737系
列商用运输飞机中的一种。 B737系列飞机分为3种： 初始型（ORIGINAL）：100/200 经典型（CLASSIC）：300/400/500 新一代( NG) : 600/700/800/900 深航波音机型概况： 300：9架 700：10架 800：8架 900：3架
测30英寸处 3.WL-水平线： 确定飞机零部件高度，从地面开始计算
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B737飞机基本介绍
门的位置
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B737飞机基本介绍
驾驶舱面板
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地面气源车
气源用户 空调系统 防冰系统 起动发动机
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36章 气源系统
二 气源系统部件 气源管道：发动机/吊架/大翼前缘/左机身/APU/
空调舱管道 高压级引气活门：气控气动 低压级单向活门：防止高压级引气时反流 PRSOV：电控气动，调节下游压力45+/-4PSI，
温度232度 预冷器：气冷式，调节出口温度为199-227度 隔离活门：交流马达驱动，把引气分成左右两
维修工程部教案
课程名称：B737-300机型熟悉培训 课程编号： 培训课时：理论授课24课时
1
培训目标 通过理论培训，使学员了解B737-300飞机
的基本构造、各系统的功用、组成、基本 工作原理；熟悉飞机各系统部件的安装位 置
2
授课内容 ➢ 飞机介绍 ➢ 飞机的基本构造和各系统的功用、组成、
课时分配：0.5课时
培训教员：王永亮 分机 2158
wangyongliang@
培训方式：课堂教学
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B737飞机基本介绍
➢ 概述 B737-300飞机是美国BOEING公司生产的B737系
列商用运输飞机中的一种。 B737系列飞机分为3种： 初始型（ORIGINAL）：100/200 经典型（CLASSIC）：300/400/500 新一代( NG) : 600/700/800/900 深航波音机型概况： 300：9架 700：10架 800：8架 900：3架
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• P11堵头。
• EEC的识别堵头与发动机对应，当更换EEC后需安装原来的EEC的识别 堵头。
• 发动机的序号不在EEC的识别堵头上，当更换发动机后需在FMC CDU 上更改。
发动机燃油控制
• EEC交流发电机给EEC提供正常的电源。 1号交流转换汇流条给1号EEC提供备用电源； 2号交流转换汇流条给2号 EEC提供备用电源。
• EEC的空气接头： P0-------大气静压 PS13----风扇出口静压 P25------高压压气机进口压力 P3-------高压压气机出口压力
EEC的识别堵头
EEC的识别堵头
• EEC的识别堵头提供发动机的构型数据给EEC： 发动机的型号（7B）； N1的配平（TRIM）； 推力比； 发动机的状态监控； 发动机燃烧室的构型。
EEC的功能
C：发动机功率管理 。 EEC使用N1,大气压力和大气温度来计算发动机推力，通 过控制N1转速来控制发动机推力。飞行员通过推拉油门 杆来增加或者减少推力，这时油门杆角度解析器将油门 角度(TLA)转换为油门杆解析角度（TRA）,并传到EEC， 通过在CDU上作自检可以看到油门杆的解析角度。
• 当两个通道都正常工作时，通道A和通道B轮流作为主通道或备用通道。 转换的条件是： A：上一次发动机运转时N1超过了76%，且 B：新的主通道没有故障或者故障比新的备用通道少。
EEC的功能
• 以下是EEC的主要功能： A：输入信号的确认和处理 。 EEC从发动机和飞机的其他各个系统获得信号，其中一 些信号有几个信号源，这可以提高发动机的可靠性，因 为其中某一个信号源失效后，EEC可以使用其他的信号 源。 B：起动控制，关车控制，点火控制 。 EEC使用增强的人工起动，增强的人工起动除了使用与其 他型号的737飞机相同的基本起动程序，还增加了湿起动和 热起动保护。当飞行员将起动手柄放在切断位时，EEC控制 正常的发动机关车 。EEC控制的点火系统除正常的起动点 火在发动机掉转速时还会自动点火。
H：驾驶舱指示 。 EEC为公共显示系统的显示电子组件DEU提供信号，并在 公共显示组件显示发动机的主要和次要参数
EEC堵头
• EEC的电气接头有以下10个： J1,J2,J3,J4,J5,J6,J7,J8,J9,J10。 EEC通过它们来接收、传送数据。
• 发动机的识别堵头（ID堵头）接在P11接口上，给EEC通过发动机的形态 数据。
发动机燃油控制
在发发动动机机起燃动时油，控EE制C由转换
汇流条供电，当N2>15%且发 电机的电可用，EEC的转换继 电器通电，EEC由发电机供电。
若一EEC发电机线圈失效，转 换继电器转换， EEC此通道 由交流汇流条供电， 若两个EEC发电机线圈失效， EEC由交流汇流条供电，
EEC的功能
F：HPTACC 。 EEC通过加热或者冷却涡轮机匣来控制高压涡轮和低压涡 轮叶尖与机匣之间的间隙。
G：自检 。 EEC为发动机维护和排故提供故障信息。可以使用CDU来 进行故障隔离和对发动机系统进行地面测试；可以使用 CDU查看EEC的输入和输出；所有的故障信息只有在地面才 会显示。
D：反推控制 。 EEC使用反推平移整流罩的位置来限制反推力，直到反 推完全打开。在反推没有完全打开之前，EEC给反推内锁 电磁线圈通电，保持反推手柄在展开位，这就告诉了机 组什么时候反推完全展开了
EEC的功能
E：发动机核心控制 。 为使发动机能够正常、安全地使用，EEC有硬件和软件 的限制。EEC通过控制以下系统和部件： 发动机燃油流量； 燃烧室梯级活门； VSV、VBV、TBV。 来确保以下参数在正常限制内： N2----N2速度 ； PS3---高压压气机出口静压 ； 燃油流量。
• EEC交流发电机位于附件齿轮箱的前面的最上边。（500型的N2传感器）
• EEC交流发电机有一个转子两个单独的静子线圈，分别给A、B通道供 电。
• 若N2>15%时， EEC交流发电机没有给EEC的任一通道供电，一条故障 信息将存储在自检信息中，且EEC将单通道工作。
警告：当人工转动发动机转子时，不能安装EEC交流发电机。
EEC（发动机电子控制）
• EEC位于风扇机匣2点钟位置。通过4个减震支柱安装在机匣上。并接地。
• 由冲压空气冷却。
• EEC是发动机的主要控制装置， 它利用来自发动机和飞机系统 的数字式和模拟式的信号来控 制和监测发动机。并传递信号 到飞机的其他系统。
EEC（发动机电子控制）
EEC的功能
• 每个EEC有两个计算机，每个计算机也叫做一个通道，一个叫做通道A, 另一个则叫做通道B，相互之间通过cross channel data link (CCDL)进 行连接。每一个通道都可以单独控制发动机。当一个通道工作在正常模 式时，另一个则工作在备用模式
• 如果主通道失效，则备用通道自动变为主通道。 A：如果一个EEC通道失效，EEC仍然工作在双通道模式。双 通道模式使得主通道可以使用两个通道的感应电路来控 制发动机 。
EEC的功能
B：如果一个EEC通道失效，则储存一个故障信息，并点亮 ENGINE CONTROL灯和主警告灯，这时不能放行飞机。 可以在CDU上看到自检故障信息。
EEC的功能
• 正常情况下，EEC工作在双通道模式。 A ：当EEC发电机只给一个通道供电时，EEC转换到单通道 模式。有EEC发电机供电的通道作为主通道，而另一个 作为备用通道，备用通道从飞机的转换汇流条获得电。 B ： 当EEC的两个通道之间不能互相通讯时，EEC也转换到 单通道模式。
• 当EEC工作在单通道模式时，主通道只能使用自己的感应电路来控制发动 机
• 每一个EEC都有一些驱动电路，驱动电路将EEC的数字指令信号转换为 模拟信号，输送到发动机或飞机各系统的作动筒和电磁线圈。一个EEC 不能控制另一个EEC的驱动电路。
• 每一个EEC都有感应电路，感应电路从发动机和飞机各系统的传感器获 得信号。主通道通过cross channel data link (CCDL)可以从通道A和 通道B读取信号数据，然后选择好的信号或者是取它们的平均值，计算一 个数值去控制发动机
• EEC的识别堵头与发动机对应，当更换EEC后需安装原来的EEC的识别 堵头。
• 发动机的序号不在EEC的识别堵头上，当更换发动机后需在FMC CDU 上更改。
发动机燃油控制
• EEC交流发电机给EEC提供正常的电源。 1号交流转换汇流条给1号EEC提供备用电源； 2号交流转换汇流条给2号 EEC提供备用电源。
• EEC的空气接头： P0-------大气静压 PS13----风扇出口静压 P25------高压压气机进口压力 P3-------高压压气机出口压力
EEC的识别堵头
EEC的识别堵头
• EEC的识别堵头提供发动机的构型数据给EEC： 发动机的型号（7B）； N1的配平（TRIM）； 推力比； 发动机的状态监控； 发动机燃烧室的构型。
EEC的功能
C：发动机功率管理 。 EEC使用N1,大气压力和大气温度来计算发动机推力，通 过控制N1转速来控制发动机推力。飞行员通过推拉油门 杆来增加或者减少推力，这时油门杆角度解析器将油门 角度(TLA)转换为油门杆解析角度（TRA）,并传到EEC， 通过在CDU上作自检可以看到油门杆的解析角度。
• 当两个通道都正常工作时，通道A和通道B轮流作为主通道或备用通道。 转换的条件是： A：上一次发动机运转时N1超过了76%，且 B：新的主通道没有故障或者故障比新的备用通道少。
EEC的功能
• 以下是EEC的主要功能： A：输入信号的确认和处理 。 EEC从发动机和飞机的其他各个系统获得信号，其中一 些信号有几个信号源，这可以提高发动机的可靠性，因 为其中某一个信号源失效后，EEC可以使用其他的信号 源。 B：起动控制，关车控制，点火控制 。 EEC使用增强的人工起动，增强的人工起动除了使用与其 他型号的737飞机相同的基本起动程序，还增加了湿起动和 热起动保护。当飞行员将起动手柄放在切断位时，EEC控制 正常的发动机关车 。EEC控制的点火系统除正常的起动点 火在发动机掉转速时还会自动点火。
H：驾驶舱指示 。 EEC为公共显示系统的显示电子组件DEU提供信号，并在 公共显示组件显示发动机的主要和次要参数
EEC堵头
• EEC的电气接头有以下10个： J1,J2,J3,J4,J5,J6,J7,J8,J9,J10。 EEC通过它们来接收、传送数据。
• 发动机的识别堵头（ID堵头）接在P11接口上，给EEC通过发动机的形态 数据。
发动机燃油控制
在发发动动机机起燃动时油，控EE制C由转换
汇流条供电，当N2>15%且发 电机的电可用，EEC的转换继 电器通电，EEC由发电机供电。
若一EEC发电机线圈失效，转 换继电器转换， EEC此通道 由交流汇流条供电， 若两个EEC发电机线圈失效， EEC由交流汇流条供电，
EEC的功能
F：HPTACC 。 EEC通过加热或者冷却涡轮机匣来控制高压涡轮和低压涡 轮叶尖与机匣之间的间隙。
G：自检 。 EEC为发动机维护和排故提供故障信息。可以使用CDU来 进行故障隔离和对发动机系统进行地面测试；可以使用 CDU查看EEC的输入和输出；所有的故障信息只有在地面才 会显示。
D：反推控制 。 EEC使用反推平移整流罩的位置来限制反推力，直到反 推完全打开。在反推没有完全打开之前，EEC给反推内锁 电磁线圈通电，保持反推手柄在展开位，这就告诉了机 组什么时候反推完全展开了
EEC的功能
E：发动机核心控制 。 为使发动机能够正常、安全地使用，EEC有硬件和软件 的限制。EEC通过控制以下系统和部件： 发动机燃油流量； 燃烧室梯级活门； VSV、VBV、TBV。 来确保以下参数在正常限制内： N2----N2速度 ； PS3---高压压气机出口静压 ； 燃油流量。
• EEC交流发电机位于附件齿轮箱的前面的最上边。（500型的N2传感器）
• EEC交流发电机有一个转子两个单独的静子线圈，分别给A、B通道供 电。
• 若N2>15%时， EEC交流发电机没有给EEC的任一通道供电，一条故障 信息将存储在自检信息中，且EEC将单通道工作。
警告：当人工转动发动机转子时，不能安装EEC交流发电机。
EEC（发动机电子控制）
• EEC位于风扇机匣2点钟位置。通过4个减震支柱安装在机匣上。并接地。
• 由冲压空气冷却。
• EEC是发动机的主要控制装置， 它利用来自发动机和飞机系统 的数字式和模拟式的信号来控 制和监测发动机。并传递信号 到飞机的其他系统。
EEC（发动机电子控制）
EEC的功能
• 每个EEC有两个计算机，每个计算机也叫做一个通道，一个叫做通道A, 另一个则叫做通道B，相互之间通过cross channel data link (CCDL)进 行连接。每一个通道都可以单独控制发动机。当一个通道工作在正常模 式时，另一个则工作在备用模式
• 如果主通道失效，则备用通道自动变为主通道。 A：如果一个EEC通道失效，EEC仍然工作在双通道模式。双 通道模式使得主通道可以使用两个通道的感应电路来控 制发动机 。
EEC的功能
B：如果一个EEC通道失效，则储存一个故障信息，并点亮 ENGINE CONTROL灯和主警告灯，这时不能放行飞机。 可以在CDU上看到自检故障信息。
EEC的功能
• 正常情况下，EEC工作在双通道模式。 A ：当EEC发电机只给一个通道供电时，EEC转换到单通道 模式。有EEC发电机供电的通道作为主通道，而另一个 作为备用通道，备用通道从飞机的转换汇流条获得电。 B ： 当EEC的两个通道之间不能互相通讯时，EEC也转换到 单通道模式。
• 当EEC工作在单通道模式时，主通道只能使用自己的感应电路来控制发动 机
• 每一个EEC都有一些驱动电路，驱动电路将EEC的数字指令信号转换为 模拟信号，输送到发动机或飞机各系统的作动筒和电磁线圈。一个EEC 不能控制另一个EEC的驱动电路。
• 每一个EEC都有感应电路，感应电路从发动机和飞机各系统的传感器获 得信号。主通道通过cross channel data link (CCDL)可以从通道A和 通道B读取信号数据，然后选择好的信号或者是取它们的平均值，计算一 个数值去控制发动机