737NG飞机49-10-00辅助动力装置
737-NG_apu控制
空气进气温度（T2）传感器 APU 进气门 APU 燃油关断活门 引气活门（BAV） 数据存储模块（DMM） 压差（DP）传感器 ECU（内部监测） EGT 热电偶（2） 流量分配电磁活门 燃油计量活门 燃油电磁活门 燃油温度传感器 IGVA 点火激励器组件 进气压力（P2）传感器
－ 滑油压力低电门 － 滑油量传感器 － 滑油压力传感器 － 滑油温度传感器 － 起动-发电机油滤压力电门 － 转速传感器 － 起动变换器组件（SCV） － 起动电源组件（SPU） － 起动-发电机 － 防喘控制活门（SCV） － 总压（PT）传感器
有效性 YE201
下列因素或部件引起故障灯点亮的保护性停车： － APU 燃油活门 － DC 电源丢失 － ECU － 火警 － 进气门 － 进气过热 － EGT 丢失 － 转速信号丢失 － 没有加速 － APU 没有转动 － 燃烧室没有点燃 － 滑油滤 － 滑油温度 － 超温 － 空气反流 － 传感器失效 － 转速太低
当将 APU 转速小于 7％且 APU 电门置于 OFF 位然后回到 ON 位，或 ECU 断电时，APU 保护性停车灯熄灭。下列情况发生后 5 分 钟，ECU 断电：
－ APU 电门在 OFF 位 － APU CDU BITE 断开 － APU 燃油关断活门是关闭的
如果燃油关断活门在打开位置失效，ECU 不会断电。这导致故 障灯点亮，直到将电瓶开关置于关闭位置。
49—60—00—001 Rev 1 09/12/96
APU 控制 － 介绍
目的 APU 控制系统控制 APU 的所有工作状态。
驾驶舱控制和面板 下列是在驾驶舱的控制开关和面板： － APU 电门（P5） － APU 引气电门（P5） － APU 发电机电门（P5） － APU 灭火电门（P8）
737-NG_动力装置
左可调 液压机械装置 放气活门
右风扇整流罩扳放泄管
前前收收油油池池
低低压压涡涡轮轮间间隙隙主主动动控控制制 右右可可调调放放气气活活门门 维维护护断断接接接接头头（（吊吊架架）） 高压涡轮间隙主动控制
右可调静子叶片
恒温旁 通活门
向前
71—00—00
有效性
YE201
71—00—00
燃油泵底座放泄管 液压泵和整体传动交流
发电机放泄管
向前
起动机空气排放管 滑油箱
71—00—00—005 Rev 5 10/26/2000
向前
有效性 YE201
整体传动交流发电机 液压泵 左风扇整流罩扳放泄管
左可调静子叶片
燃油泵
主滑油／燃油 热交换器
动力装置 － 发动机放泄管
71—00—00—000 Rev 3 10/20/2000
动力装置 － 介绍
概述
两台 CFM56－7B 发动机为飞机提供推力。
两台发动机也为这些系统提供动力：
－ 电气 － 液压 － 气压
CFM56－7B 是一台高流量比、双转子涡轮风扇发动机。
动力装置
动力装置有这些零件：
－ 发动机架 － 发动机整流罩 － 电缆 － 发动机通气口和放油口（管）
下面的三个方框示出制造厂资料。第 2 方框示出发动机的制造 厂。对于通用电气（G.E）装配的发动机，方框示出通用电气公司 （G.E.Co）。SNECMA 装配的发动机，方框示出 SNECMA。另外
的 6 行是用来示出发动机的更改。在必须更换名牌之前，这个可以更 改 6 次推力额定值。
发动机名牌是在风扇右机匣上滑油箱的后面。
警告：如果风速超过 25 节（海里／小时），进气口危险区增大 20％。
737NG飞机49-10-00辅助动力装置
所有的垂直主安装节支柱在顶部都是可调节的。只有支柱被修 理或更换后才需要调节，否则不需要。在更换 APU 时，需要调节左 前方的垂直冗余支柱和右前方的侧冗余支柱。为了接近安装节支柱上 部的锁紧螺母，需要移去防火墙盖板，注意不要损坏防火墙盖板。
有效性 YE201
49—10—00
见
见
见 见
前
有效性 YE201
概述 下列是辅助动力装置的主要部件： － 燃油总管 － 燃油喷嘴 － 滑油冷却器 － 起动-发电机 － 引气活门（BAV） － 进气导流叶片作动筒（IGVA） － 压力传感器 － 点火组件 － 防喘控制活门（SCV） － 数据存储模块（DMM） － 润滑组件 － 燃油控制组件（FCU） － APU 发动机
49—10—00—004 Rev 1
有效性
YE201
49—10—00
有效性 YE201
APU 导线束
APU 导线束接头
APU 动力装置－导线束
前
49—10—00
49—10—00—003 Rev 2 02/09/1999
APU 动力装置 － APU 安装点
目的
三个 APU 主安装节把 APU 固定在 APU 舱内。安装节将 APU 振动与飞机结构隔离。主安装节使用锥形螺栓连接。
培训要点
必须研究从泄油支杆泄漏的流体以确定泄漏来源，从 FCU，SCU 或 IGVA 漏燃油或滑油是 APU 故障的指示。
从门泄放点泄漏的流体通过泄油口泄放。门泄油口连接到泄油 支杆。从舱泄油口泄漏的滑油或燃油表示 APU 上有接头松动，必须 改正漏油的原因。从泄油支杆上漏水是正常的。
下列泄油点的油被收集在后泄油收集器管中：
气门关闭。 进气门位于机身后部右前侧。
浅谈B737NG飞机的APU引气故障
浅谈B737NG飞机的APU引气故障作者：张浩文来源：《中国新技术新产品》2014年第15期摘要：本文简要介绍了APU引气系统组成，针对APU引气系统部件故障进行分析，并提出解决措施，以供参考。
关键词：APU ；引气电门；引气活门； ECU ；IGVA中图分类号：U67 文献标识码：AAPU（auxiliary power unit）---辅助动力装置，是737NG飞机上的一个系统，主要为飞机提供电源和气源，提供气源的目的是为了飞机增压和空调的需要，以及用于飞机发动机的启动。
如果APU引气系统故障——无引气，那么飞机在地面时，因无APU引气的原因，客舱空调系统不能工作，导致飞机客舱舒适度很差；地面启动发动机时需要气源车的支持，如果为APU无引气，就会衍生风险。
一、APU引气系统组成及简介APU引气系统是由下列部件组成：APU引气电门、APU引气活门（BAV）、ECU，喘振控制活门（SCV），进口导向叶片（IGV）、进口导向叶片作动筒（IGVA）、压力传感器（PT、DP、P2 SENSOR）以及负载压气机等部件。
进口导向叶片（IGV）和负载压气机是非航线可更换件，其它部件均为航线可更换件。
当APU引气电门接到ON位，ECU接到引气的信号令APU引气活门（BAV）打开，同时FCU将增压的伺服燃油送到IGVA，驱动IGV转过一个合适的角度，将气体引到负载压气机，通过APU引气关断活门将气体输送到飞机气源系统，ECU同时输送一个信号给喘振控制活门（SCV）以防止负载压气机喘振，当有引气需求时，SCV关闭，当无引气需求时，SCV 打开，将负载压气机的引气从APU尾部排泄出去。
当然，APU供气量的多少由ECU通过控制负载压气机来实现的，而ECU的控制又取决于压力传感器等信号。
根据APU引气系统的组成，可初步判断出引气故障的原因可能是：APU引气电门故障、APU引气活门故障、ECU故障、SCV故障、IGV、IGVA以及负载压气机故障。
飞机交流电源通电程序
培训内容：B737NG飞机交流电源通电程序 参考资料：B737－600/700/800/900 培训手册49-00-00
培训对象：新进员工 教学设施：电脑、投影仪 教学方式：课堂教学
2020/7/6
培训教案
1
概述：
在实际工作中，我们主要使用地面电源车、辅助动力装置（APU） 和发动机来给飞机提供交流电源。本课件主要就如何使用地面电源车和
注意：启动ＡＰＵ前要确认后勤务门 关闭
培训教案
14
2020/7/6
4. 当转速达到50％时，观察直流电流 表指针回到中间0位。
5. 当转速达到95％时，APU电源可用 灯亮。观察电压表稳定在115±5V频 率表稳定在405-410 Hz范围内。
6. 确认P5板汇流条转换电门（BUS TRANS switch）在自动（AUTO）位。
培训教案
10
2020/7/6
2. 在火警面板上进行APU火警测试。当测 试电门扳到“过热/火警”位置，进行1、 2号发动机、APU的过热火警测探测环路以 及主轮舱火警探测器的工作连续性试验， 此时驾驶舱内11个灯亮。这些灯包括：2 个主警告灯；2个火警灯；主警告牌“过 热/火警”系统警告灯；1发、2发APU灭火 手柄电门及指示灯；1发2发过热灯；轮舱 火警灯（无交流电时此灯不亮）。在此同 时，驾驶舱火警铃响，主轮舱的APU遥控 面板的APU火警喇叭响 、APU火警灯闪亮。 进行灭火瓶爆炸帽测试，将电门分别扳向 1和2位，三个爆炸帽状态指示绿。燃亮。 观察P5 电源分配面板，低滑油压力灯亮， APU低滑油量灯不亮。
培训教案
11
2020/7/6
培训教案
12
2020/7/6
培训教案
B737-NG动力装置及APU部分(机械)幻灯片PPT
CFM56-7B发动机
1.涡轮风扇发动机简介： 60年代的涡轮风扇发动机有JT9D、RB211、CF6等； 70年代的涡轮风扇发动机有CFM56、PW2037、RB211-535等； 80年代的涡轮风扇发动机有CF6-8C2、PW4000、V2500等；
PW4000发动机是美国普-惠公司研制发展的， V2500发 动机是美国、英国、日本、意大利、西德五国共同研制的。
N1指令扇形区显示N1和N1指令之间的瞬时差，油门杆位置设定N1指令 速度。 N1指令速度显示在指令扇形区的顶边或底边。如果发动机速度必须增 加，N1指令显示在顶边。如果必须减少发动机速度，N1指令显示在底 边。 指令扇形区和N1指令是白色的。
第18页 共210页
CFM56-7B发动机
8. N1基准游标
• —滑油 • —燃油 • —液压油 • —水 • —蒸气
第28页 共210页
CFM56-7B发动机
• 右风扇整流罩处的起动机空气充气管
可以对下列部件排放的流体进行放泄： • —吊架 • —主燃/滑油热交换器 • —液压机械组件（HMU） • —高压涡轮主动间隙控制（HPTACC）活门 • —低压涡轮主动间隙控制（LPTACC）活门 • —左右可变静子叶片（VSV）作动筒 • —左右可变引气活门（VBV）作动筒 • —瞬时引气活门（TBV）
第10页 共210页
➢ 4.涡轮风扇发动机----具有耗油率低、起飞推力大、噪 音低、迎风面积大等特点。
流入发动机的空气在风扇中增压后，一部分由燃气发 生器中流过，称为内函气流，一部分由围绕燃气发生器外 壳的外环中流过，称为外函气流，发动机推力由内、外函 气流分别产生的推力组成。
外函、内函空气流量之比称为流量比或函道比。
波音737NG型飞机备用动力控制组件原理及其故障
2012年第11卷第10期波音737NG型飞机备用动力控制组件原理及其故障分析□戴文晶【摘要】在了解备用动力控制组件前了解备用动力系统的功用构成以及逻辑运行关系，可以更好地掌握作为部件之一的备用动力控制组件的故障发生。
本文简要介绍了波音737NG型飞机备用动力控制组件原理及其故障现象和原因，并结合实践提出了一些系统的排除故障方法。
【关键词】备用动力控制组件；逻辑关系；故障隔离；继电器【作者单位】戴文晶，上海航空有限公司机务部维修管理部一、备用动力系统介绍备用动力系统提供普通28V直流电和单相115V交流电给电源汇流条以保证飞行安全。
备用动力控制组件位于驾驶舱副驾驶背后，并且提供控制功能和选择备用/直流分配系统。
普通运行模式：当交流电源有电并且备用动力控制组件从TRU3，1号直流汇流条，1号转换汇流条和电瓶收到电力。
备用运行模式：当所有的交流电无效且备用动力控制组件从电瓶和静变流机得到电力。
二、备用动力控制组件介绍（一）功用。
备用动力控制组件（SPCU）提供对于电瓶和备用汇流条的手动和自动动力来源选择的控制。
备用动力控制组件提供直流电系统失效的数据到相关的电子仪表、电瓶和厨房动力组件。
备用动力控制组件同时也对电气系统内的一些动力分配继电器进行控制。
（二）位置。
备用动力控制组件位于P6面板上，P6面板位于驾驶舱副驾驶座椅的背后。
（三）构成。
备用动力控制组件监控电瓶和备用动力的开关。
同时监控交流、直流和电瓶汇流条及这些正确动力源的连接。
（1）电瓶汇流条；（2）选择热电瓶汇流条；（3）交流备用汇流条；（4）直流备用汇流条。
（四）电源分配。
备用动力控制组件控制通过继电器控制电源分配：（1）电瓶汇流条备用继电器（K1）；（2）电瓶汇流条正常继电器（K2）；（3）备用直流电的备用继电器（K3）；（4）备用正常继电器（K5）；（5）选择热电瓶汇流条继电器（K8）。
（五）数据收集。
备用动力控制组件监控并发送下列备用动力系统控制和继电器失效时的数据到相关数据搜集组件：（1）备用动力控制组件（SPCU）失效（动力供应无效或者继电器不在正确位置）；（2）电瓶充电器不运行。
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。
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49—10—00
燃油总管燃油喷嘴
滑油冷却器
有效性 YE201
数据存储模块（DMM） 前
引气活门（BAV） 起动-发电机
润滑组件 燃油控制组件（FCU）
防喘控制活门（SCV） 点火组件
前
进气导流叶片作动筒 压力传感器 （IGVA）
APU 动力装置－辅助动力装置－介绍
49—10—00
APU 起动
当将 APU 电门置于 ON 位或 START 位时，顺序发生下列步骤： － ECU 送打开信号给燃油关断活门 － 当燃油关断活门打开，燃油关断活门打开限位电门改变 位置。 － 打开信号送到 ECU － ECU 送打开信号给进气门作动器 － 进气门作动器打开进气门 － 当进气门完全打开，进气门位置电门送一个信号给 ECU。
右前安装节支柱 和罩组件
扩散管路
进口转接座
进气门开关
前
进气门作动筒杆
进气门作动筒
为了使视图更清楚表示 把空气进口移走
有效性 YE201
进气管路 APU 空气进口底视图
APU 动力装置－APU 进气进口－介绍
49—10—00
49—10—00—006 Rev 1 09/11/96
APU 动力装置 － APU 进气门部件
目的 进气门打开时使空气进入发动机和负载压气机。APU 停车时进
APU 动力装置－APU 泄放点－介绍
集油杯
49—10—00
APU 动力装置 － APU 泄放点 － 功能描述
概述
下列 APU 部件泄漏的燃油和滑油送到 APU 检查门上的泄油支 杆：
－ 燃烧室燃油 － 引射器/消音器 － 负载压气机封严 － 防喘控制活门作动器密封 － 进气导流叶片作动器密封 － 燃油控制组件密封
APU 发动机泄放系统
下列泄油点的油被收集在前泄油收集管中： － 燃油控制组件(FCU)密封 － 防喘控制活门(SCV)密封 － 进气导流叶片(IGVA)密封
APU 负载压气机封严通到中泄油收集器管中.
APU 舱泄油系统收集 APU 发动机外部的漏油和通过引射器进 口进来的其他液体。液体泄放通过 APU 整流罩门，泄放延伸通过整 流罩门，防止接触飞机蒙皮。
门位置电门
前
作动器推杆
进气门作动器
门打开
APU 动力装置－APU 空气进口
49—10—00
49—10—00—007 Rev 5 03/02/2000
APU 动力装置 － APU 空气进口功能描述
概述
APU 工作时进气门打开，APU 不工作时进气道门关闭。APU 进 气门由 ECU 和 APU 电门控制。
APU 动力装置 － 导线束
目的： APU 导线束将所有电气导线在一个组件中。
位置 APU 导线束从防火墙引出，到达 APU 前部。从 APU 前部开始
分多个方向，连接到各个电气部件。 具体说明
双绞线外有屏蔽层，保持电磁干扰最小。导线束接头是不锈钢 的，有一个自锁接头。 培训要点
APU 导线束接头有标志，防止不正确的连接。
ECU 逻辑 ECU （后货舱）
不完全打开
完全打开 进气门打开电门
APU 动力装置－APU 空气进口功能描述
49—10—00
APU 动力装置－APU 泄放点－介绍
APU 舱泄放系统
目的
APU 泄放系统通过一个泄油支杆将可燃液体排出机外。
APU 舱泄放系统通过 APU 整流罩门上的一个泄油口将可燃液 体排出机外。
49—10—00
28V 直流转换 热电瓶汇流条
APU 控制
28V 直流 电瓶汇流条
感应线 燃油关断 活门电瓶
有效性 YE201
启动 APU 电门(P5)
正常
火警 APU 火警电门(P8)
ECU
逻辑
开
关
打开
关闭 APU 燃油关断活门
关闭
正常 火警 远程火警电门（P28）
打开 作动器
正常
火警 发动机/APU 火警 探测组件（E2-2）
概述 下列是辅助动力装置的主要部件： － 燃油总管 － 燃油喷嘴 － 滑油冷却器 － 起动-发电机 － 引气活门（BAV） － 进气导流叶片作动筒（IGVA） － 压力传感器 － 点火组件 － 防喘控制活门（SCV） － 数据存储模块（DMM） － 润滑组件 － 燃油控制组件（FCU） － APU 发动机
左前安装节 （垂直冗余支柱）
前
双杆横梁
单杆横梁
防火墙盖板 （典型的） APU 接地线
右前安装节
APU 安装节安装 （右后安装节） （典型的）
前
右后安装节
APU 动力装置－APU 安装
前
左后安装节
支柱
APU 舱连接接头
隔振器 （典型的）
侧支柱
49—10—00
49—10—00—005 Rev 2 01/03/1997
49—10—00—009 Rev 2 09/11/96
有效性
YE201
49—10—00
进气导流叶片作动器
动力部分和负载压气机
引射器
滑油冷却器
燃油控制
润滑组件
齿轮箱
到 APU 舱
燃烧室泄油口
空气流
防喘控制 活门
消音器
显示口
显示口
显示口
图例：
泄油管路
有效性 YE201
燃油控制，喘振控制活门 进气导流叶片作动器
进气门无法完全关闭。在飞行时当进气门位于关闭位置时，这 防止 APU 转动。
进气门和作动器是可调节的。
有效性 YE201
49—10—00
进气门
襟翼
涡流发生器
进气门框
门位置电门
前
作动器推杆 前
进气门作动器
门关闭
作动器推杆 进气门位置电门
作动器摇臂
有效性 YE201
进气门框
襟翼 进气门
涡流发生器
前 进气门作动器
门绝缘板
门绝缘板上有一个孔用以泄漏油。
49—10—00—011 Rev 4 01/03/1997
右前绝缘板上有一个 APU 右前安装节的孔。
有效性
YE201
49—10—00
左后安装节支柱 和罩组件
APU 拆装接头
左前安装节支柱 和罩组件
APU 拆装接头
右前安装节支柱 和罩组件
APU 起动-发电机 装接头
49—10—00—001 Rev 3 05/16/1997
有效性
YE201
49—10—00
APU 动力装置
APU 导线束 APU 安装点 APU 空气进口 APU 泄放点 绝缘板
有效性 YE201
APU 动力装置－介绍
49—10—00
49—10—00—002 Rev 2 01/03/1997
APU 动力装置 － 辅助动力装置 － 介绍
49—10—00
APU 动力装置 － APU 绝缘板安装
目的
右后绝缘板
七块绝缘板中有六块上有孔，可以使 APU 系统和飞机相互联系。
右后绝缘板上有一个 APU 后安装节的孔
有孔的这六块绝缘板是：
－前 － 右前 － 右后 －后 －顶 －门
前绝缘板
前绝缘板上有下列孔：
－ 起动-发电机导线孔 － 火警探测器和 APU 舱灯光接头 － 发电机控制接头 － ECS 管路 － 灭火器喷嘴 － 燃油管 － APU 线束的三个电气接头
负载压气机密封
燃烧室机匣/引射器，消音器 泄油支杆
APU 动力装置－APU 泄油点－功能描述
49—10—00
APU 动力装置 － APU 绝缘板
目的 APU 绝缘板在 APU 和 AP说明 有七块不同的绝缘板。每一块装在 APU 舱的特定位置。 绝缘板由不锈钢板制造和板间的绝缘材料构成。
49—10—00—004 Rev 1
有效性
YE201
49—10—00
有效性 YE201
APU 导线束
APU 导线束接头
APU 动力装置－导线束
前
49—10—00
49—10—00—003 Rev 2 02/09/1999
APU 动力装置 － APU 安装点
目的
三个 APU 主安装节把 APU 固定在 APU 舱内。安装节将 APU 振动与飞机结构隔离。主安装节使用锥形螺栓连接。
－顶 －门 培训要点
绝缘板在 APU 舱内安装时有一定的顺序，因为它们互相搭接， APU 整流罩门绝缘板的安装是独立的。
参见维护手册第二部分 APU 绝缘板的拆卸和安装程序。
培训要点
APU 绝缘板不易被损坏，然而，如果板被刺穿，应尽快修复。 否则，板间的绝缘材料会积存液体。如果板间积存有液体，必须更换 这个绝缘板
右前绝缘板
后绝缘板
后绝缘板上有两个孔，一个是引射器孔，另一个是 APU 排气管 道孔
顶绝缘板
顶绝缘板上有下列孔： － 右前安装节支柱和罩组件 － 两个右后安装节支柱和罩组件 － 两个左后安装节支柱和罩组件 － 左前安装节支柱和罩组件 － 吊 APU 起动-发电机的接头 － 吊 APU 的两个接头 － APU 电气地线托架
左前方的安装节是一个冗余垂直支柱，没有减振隔离措施。右 前方的支柱也是冗余的，如果这两个中有一个失效，另一个仍能支撑 APU。
位置
两个前安装节连接在一根单杆的横梁上，这根横梁连在 APU 舱 的上部结构上。
两个后安装节连接在一根双杆的横梁上，这些横梁连在 APU 舱 的上部结构上。
右前和右后的安装节连接在 APU 舱的侧壁上。
APU 动力装置 － 介绍
目的
APU 动力装置给飞机相关系统供应电源和气源。必要时这使飞 机系统在没有地面能源和主发动机不工作时仍能工作。