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
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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。