说案例讲通报
——燃油系统
B737系列
目 录
事件回顾
通报解析
构型差异
维修提示
本篇主要介绍以往几起民航飞机因燃油箱在内外
因素而引起的不安全事件，继而让人们开始重视探索
燃油箱安全运营的问题。 促进了 FAA的关于燃油箱安全
的立法历程，彻底改变了飞机燃油箱的设计，运行和
维护等方面的要求。除此之外，还介绍了波音 737系统
各部件常见问题、构型差异、通报改装、维修提示，
以及使用中的注意事项。尽管波音 737燃油系统相对其
它系统故障较少，工作稳定可靠，但这不能让我们忽
视燃油系统对飞机安全运营的重要性，其某个关键部
件的失效，都会危急飞行安全。通过此文让我们了解
原理，构造，认识到风险点，以便更好的做好燃油系
统维修工作。由于篇幅所限，本文主要讨论第 28章燃
油系统，不涉及发动机燃油系统。
01
事件回顾
自 1903年飞机发明之日起，随着
飞机的迭代发展，空难也伴随而来，人
们在空难事故中不断发现问题，改进设
计中的缺陷，减小运营中的风险，提高
飞机安全可靠性。这其中波音 737燃油
系统就是一个典型的代表。
闪电造成的燃油箱爆炸
707 Elkton MD (1963)
747 Madrid (1976)
非闪电造成的燃油箱爆炸
737 Manila (1990)
747 New York (1996)
737 Bangkok (2001)
闪电造成的燃油箱爆炸 1.1
MORE THAN
TEMPLATE
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闪电造成的燃油箱爆炸
747 Madrid (1976) 707 Elkton MD (1963)
非闪电造成的燃油箱爆炸 1.1
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MORE THAN
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MORE THAN
TEMPLATE
1996年环球航空环球 800航班的一架
25年机龄的 Boeing 747-100飞机从纽约肯尼
迪国际机场起飞后空中解体，造成 230人丧生
。
1990年 11月 5日，一架菲律宾航空 737-
300在马尼拉滑行起飞时中央油箱爆炸。
2001年 3月 3日一架
泰航 737-400在计划起飞
前 27分钟，客舱突然起火
，造成一名乘务员丧生。
在随后的调查中发现中央
油箱油泵在油箱已经抽空
的情况下仍运转，并导致
发生爆炸。
油箱中导线束破损
故障分析 1.2
在上面介绍的一系列事故，无论是雷击还是非雷击造成飞机燃油系
统的破损燃烧，让人们逐渐开始对燃油系统运行安全性进行探索研究。
特别是 TWA800空难让大家重新认识到燃油箱安全的重要性，也促进了 FAA
的关于燃油箱安全的立法历程，彻底改变了飞机燃油箱的设计，运行，
和维护等方面的要求。
基于左图燃烧三要素，工程师展开了研究，主
要从预防点火源和降低可燃性两方面入手。发布了
一系列通报，重点要求对燃油箱导线束进行改装检
查，对中央油箱燃烧燃油泵预防干转进行警示和自
断开，推出了燃油箱惰性发生器。对预防飞机遭雷
击，加强了飞机各部件导电联通性进行了改进，对
部件间导电电阻值提出了具体的要求。
随着对燃油箱不安全事件的深入研究，燃
油箱安全规章也随之发展，发布了一系列针对
预防燃油起火的规章。
02
通报解析
特殊联邦航空条例（ SFAR88） 2.1
背景
自 1959 年以来，全世界共发生了 18 起运输类飞机燃油箱爆炸事故。其中最严重的情况发生在
1996 年 7 月 17 日，值飞 TWA800 航班的一架 25 年机龄波音 B747-100 飞机从纽约肯尼迪国际机
场起 飞后空中解体，造成 230 人丧生。美国国家运输安全委员会（ NTSB） 判定 TWA 800 航班事故发
生的可能原因是中央大翼燃油箱（ CWT）内燃油蒸汽和空气的混合物遇到点火源而发生爆炸。此外，事
故调查报告得出了如下结论 “ 在存在燃油箱可燃性的情况下，仅仅依靠消 除所有点火源的燃油箱设计
和审定理念存在着根本性缺陷。以往经验表明，无法完全预测并可靠地消除所有潜在点火源。 ”
2001 年 6 月 6 日， FAA 运输类飞机燃油箱系统的设计审查，降低可燃性以及维护与检查要
求的规则正式生效，被命名为 2001 燃油 箱安全 (FTS)规则。此规则作为 14 CFR 21 部的修正案并产
生了特殊 联邦航空条例（ SFAR88） 88。 SFAR 88 目前包括在 FAR 21 部中， 也是 2001 燃油箱安全
规则影响 FAR 21 部修订的唯一因素。
2008 年 7 月 21 日， FAA 颁发了 “ 运输类飞机燃油箱可燃性降低 ” 的最终规则，被命名为
FTFR 规则。该规则适用于设计批准书持有 人 (DAH)和航空运营人，其目的是降低可燃性暴露水平的影
响，并 通过强制在高可燃性水平的燃油箱内安装可燃性降低措施 (FRM)或 减轻点燃影响措施 (IMM)来将
可燃性暴露水平限制在一个可接受的水平。
需要重点说明的是，针对现役机队中燃油箱可燃性暴露水平超标的飞机，航空运营人必须在规章
生效之后按照规定的要求完成受 影响飞机燃油箱 FRM （降低可燃性措施） 或 IMM （减缓点燃影响措
施）或 FIMM（可燃性影响降低措施）的改装，或采取其他局方可接受的其他方式完成对受影响飞机的
处理，从而最大程度避免燃油 箱爆炸事故的再次发生。
特殊联邦航空条例（ SFAR88） 2.1
燃油箱系统适航性限制 — AWL
燃油箱系统适航性限制 (Airworthiness Limitations)
包括强制性的维护和检查以确保 DAH确定的不安全状态不会发生或引入到影响的燃油箱，最后可能影响到燃油箱系
统。
AWL是按照 25.981（ 25-102）发展的，用于 2001.6.6之后开发的设计。 AWL要求在飞机整个运行周期内，预防
燃油箱可燃性发展，即使因为构型更改，修理，改装，或者维修方案的缺陷 也不能超过限制要求。
燃油箱系统 AWL 涉及到燃油箱可燃性降低的方法可能是一个特定的重复检查或者维修任务，或者是 CDCCL。
波音发布了 737-SL-28-066-A对 SFAR88进行讲解，帮助运营商更好的理解燃油系统在设计和维修程序上的改变
燃油箱适
航性限制的
三种类型
适航限制项目
工作程序
CDCCL
包含明确工作说明及间隔（如 10 年）的适航限制项
目（ ALI）
包含明确的工作间隔的 ALI 程序
CDCCL，它不包括间隔，但设立了构型限制以保持并保
护 CDCCL 中定义的“关键设计特性”。 CDCCL 也包
括在飞机上设置关键特性 信息标牌的要求。
CDDCL 2.1
关键设计构型控制限制（ CDCCL）： 本咨询通告中不做特殊说 明，是指由 CCAR-
25.981 和 H25.4 确定的适航限制要求，它定义了 那些必须被保持的设计特性，以保证
点火源不会在燃油箱内部扩展。 通过按需对燃油箱系统进行分析以确认那些能够防止点
火源扩展的 设计特性。
CDCCL 包括了保持这些设计特性的必要的信息。在维护，修理或改 装过程中，为了防止
无意间破坏燃油箱系统初始设计型号的完整性， 这些信息是必不可少的。
氮气发生器（ NGS） —SB-47-1002/3/7/8 2.2
时至今日，已有两架 737 在地面， 因为 中央油箱 空油的情况下而 爆炸被毁，这两架飞机分别是 泰 航 的
737-400和菲律宾航空 的 737-300， 。 导致这两起事故的共同原因是中央油箱燃油泵在空的或几乎空的中央油箱中
高温运转 。实际上 即使一个空的 燃油 箱，也会有一些不可用燃油，在很热的条件下， 它 们会蒸发， 然后与空气中
的氧气混合，产生一种爆炸混合物，这两起事故以及 1959 年以来的 15 起别的 型号的事故，促使 FAA于 2001
年 6月发布了 SFAR88（ 联邦航空特殊条例 88） ，强制要求对油 箱的设计和维护进行改进， 以 在将来减少这种爆炸
发生的可能性，改进的措施包括对燃油泵 燃油量指示系统， 油 箱中任何线路临近散热的空气调节和引气系统等的
重新设计 。
从 2004 年 5月起，新交付 737 装备了在探测到低输出压力时，可自动关断的中央油箱泵， 而且在线
路和燃油总量显示系统中有诸多改进，但最大的改进是中央油箱充惰 性 气体，这被普遍认为是最安全的方法，但它
非常昂贵， 看起来 有点不切实际，国家安全运输委员会在很多年前，多次劝 FAA强制推行油箱 充惰性气体 系统，但
均 被 FAA以成本为由拒绝，在两架 737 NG 飞机 和两架 747-400飞机 上测试了超 过 1000 小时后， FAA于 2006 年
2 月 21 日批准了 Honeywell的 NGS，生产线编号为 (L/N)2620 之后的飞机已经安装了 NGS，并且 (L/N)1935 之
后的飞机都支持安装，该系统不需要 机组 在空 中或地面进行任何操作， 它 也不是放行必 需 的设备 ， FAA在 MEL里给
于了故障保留 10天的许可。
氮气发生器（ NGS） —SB-47-1002/3/7/8 2.2
Honeywell研发了一套氮气 发生系统 （ NGS）又可以称作惰性 气体系统。， 它 将中央油箱的
可燃性降低到与主油箱一致或更低的水平， NGS 是一套机械 空气惰化系统， 它 使用一个空气分离模块
，将空气中的氮气和氧气分离开，空气中的两种主要成分被分离之后，充满氮气的空气 （ NEA） ，被输
送到中央油箱，而充满氧气的空气 （ OEA） ，被 排出几 机外 ，在多数条件下，可以制造出足量的氮气
，用来将油箱中的氧气含量降至不足以支持燃烧的浓度， FAA技术中心已经确定， 12%的氧气含量足以防
止燃烧，在 737 上需要 一个模块就可以达到这个浓度，而在 747 以最多需要 6个 。
737CL——SB-47-1007/8
737NG——SB-47-1002/3
燃油低压警告的改进 —SB-28A-1210 2.3
737燃油系统中央油箱或辅助油箱燃油泵最开始的设计理念是
工程师起初认为中央油箱一个增压泵低压灯燃亮，仅是中央油箱油量偏小时，因燃油泵的性
能下降，以及飞机的姿态发生变化造成的。例如空中爬升、下降、转弯，地面转弯等，在中央油箱油
量偏少的情况下都可能会触发中央油箱一个燃油泵低压灯燃亮，但此时油箱还会有少量燃油，不应触
发主警告和燃油警告灯来干扰机组的注意力分配，尤其是起飞和下降进近阶段，仅让燃油泵对应的低
压灯燃亮就足够了。但如果机组没有及时发现低压灯燃亮，就会造成燃油增压泵处在无油干转的风险
之下，这就造成了 737飞机运营早期，中央油箱燃油泵故障送修率远远大于 1、 2号主油箱增压泵，而且
这样还带来了一个更大的潜在风险，增压泵在无油干转的情况下引发过热，会成为点燃中央油箱蒸气
的潜在点火源。
当一个泵低压时，其对应的低压警告灯亮，但主警告和燃油警告灯不亮
当两个泵低压时，其对应的低压警告灯亮，主警告和燃油警告灯燃亮
当一个泵低压时，其对应的低压警告灯燃亮 10秒后，主警告和燃油警告灯也燃亮
当两个泵低压时，其对应的低压警告灯亮，主警告和燃油警告灯燃亮
燃油系统中央油箱或辅助油箱燃油泵落实通报 SB-28A1210改进之后是
这样会使中央油箱在一个燃油泵低压下也会给机组以有效提醒，及时关断相应的燃油泵。
中央油箱
或辅助油箱
中央油箱
或辅助油箱
燃油低压警告的改进 —SB-28A-1216 2.3
在落实了 SB-28A1210通报之后，仅仅是增强了中央油箱或辅助油箱一个燃油泵低压时给机组
的警示，最终还是要依靠机组来人为关断相应的燃油泵。如果飞机在地面，由中央油箱给 APU供油，
驾驶舱无人值守的情况下，依然会出现中央油箱燃油泵低压干转的情况。于是又引出了 SB-28A1216
。 通报 SB-28A216主要是针对 737中央油箱或辅助油箱燃油泵均设置一个继电器，在任一个泵低压
灯连续燃亮 15秒后，继电器将自动断开该泵的电源，即使该燃油泵电门处在打开位。它主要实现的是在
任一个泵低压灯燃亮后，提供 15秒的时间延迟关断，由机组主动去关闭燃油泵，如果机组没有注意到或
没有来得及作动，燃油泵低压保护自断开功能作为备份方式去断开燃油泵，从而从根本上杜绝任一中央
油箱或辅助油箱燃油泵长期处于无油干转的状态。
当一个中央油箱燃油泵电门在 OFF 位时，就复位了那个泵的自动关断逻辑。当中央油箱燃油泵
电门被置于 OFF 位后又置于了 ON 位，这个油泵就又开始工作，直到电门被置于 OFF 位，或者自动关
断逻辑抑制了它。
对于拥有 1、 2和中央油箱的常规燃油箱，此通报设置了 2个继电器，针对装有辅助燃油箱的燃
油系统，增设了 2个继电器。
（如安装）备用油箱低压琥珀色灯亮不会触发 主警告显示，即使按压再现也不会显示。
燃油低压警告的改进 —SB-28A-1216 2.3
在 SB-28A-1216改装之后部分 737选装了随机梯的
737飞机出现了时间延迟继电器控制盒（ J2808Box）与登机
梯发生电磁干涉的现象，造成非指令作动的问题，波音又
提出了改进，将 J2808Box在原有基础上向下移动了一些，
尽可能远离随机梯。见右图。
此外，对于落实此通报后，波音将 GFI的功能检查
加入 MPD，要求进行周期性功能测试。
虹吸供油测试 —SB-28A-1307 4.4
有运营商报告一架 737-400飞机 1号发动机在巡航时熄火，两次尝试起动都没有成
功，另一起事件是一架 737-300飞机 2号发动机在地面滑行时熄火，检查发现供油管有一处
裂纹，更换该管后，进行发动机自吸测试正常。
当主油箱燃油泵低压时，每台发动机均可通过一根虹吸供油管旁通油泵从各自
的主油箱虹吸燃油。当飞机爬升时，由于气压减少油箱中燃油中的溶解空气释放出来。这
些空气会在虹吸管中集中，限制燃油流量。在 30,000ft 以上可能会出现推力衰减和 /或
发动机停车。只有当剩余燃油泵失效后发生了推力衰减或停 车，才需要下降到较低的巡
航高度。 一旦发动机开始了吸力供油，推力衰减和停车就不再可能会发生了，可以保持
当前飞行高度。
针对 737CL波音发布了 28A-1307， FAA也发布了相应的 AD，要求对发动机进行周
期性的发动机自吸测试，以保证发动机在油箱燃油泵失效的情况下，能够利用发动机自吸
供油安全运行而不熄火。
03
故障分析
燃油泵快卸盖板丢失 3.1
油箱燃油泵为了方便航线拆卸， 737CL运营商报告发生过多起机
翼下燃油泵盖板飞丢事件。这类盖板是靠一个带自锁螺帽的旋转锁栓
通过螺栓的预紧力来夹紧开口处的机翼蒙皮进行固定，根据调查，安
装不当是导致盖板丢失的一个主要原因。机翼下表面燃油泵接近盖板
是由旋转式螺母锁紧机构连接的，此机构主要由挡块、指示环、螺钉
部分组成。
燃油泵快卸盖板丢失 —737CL 3.1
拆下此盖板时用螺刀逆时针方向转动螺钉 90 度，使锁紧指示环上的凹槽平行于
盖板边缘，如果锁紧指示环上的凹槽仍然垂直于盖板边缘，可以继续拧松螺钉，然后用一
字螺刀将锁紧指示环上的凹槽拨到使其与盖板边缘相平行状态 。
如果螺钉旋出过多，将使得拖把因螺钉旋出过多而从叉形锁紧指示环中脱开，这样在安装
盖板时可能造成即使凹槽指示正确，但实际拖把仍未到位的情况，工作者安装前应确认拖
把没有因螺钉旋出过多而从叉形锁紧指示环中脱开。
将盖板上的旋转式螺母锁紧机构全部锁紧以后，应检查盖板是否平整，用手或磁
性根部敲击盖板上的旋转式螺母锁紧机构，确定没有任何松动的现象，以确保盖板是否安
装牢固可靠。
确保安装拖把挡块的铆钉墩头填充不少于拖把挡块上划窝的 80%，并且平齐度为
+0.01 英寸。
指示环为塑料制品，并刻有红色对齐凹槽，由于材质老化以及红线凹槽处易发
生开裂
发动机吊架处也有多个类似此盖板，也发生过多起盖板飞丢事件，需要我们
对这些部位加强检查， 1、看螺钉是否松动 2、指示环红线是否对齐
燃油温度表 3.1
燃油温度，最高燃油温度 49 ℃ ，最低燃油温度 - 45， NG系列之后飞机提供了 “ Fuel Temperature
Low ” 的提示功能，这意味着当燃油温度正接近燃油温度限制（燃油冰点以上 3℃/5℉ 或 -43℃/ -45℉ ，取较高
值） 以较高者为准 。
典型的 Jet A-1，燃油的冰点为 - 47 ℃ ，如果燃油温度接近最低限制，这可能发生在长航 程 飞行中，
你可以通过下降到较暖高度或增速来提高温度， 注意 NG 的主油箱，由于形状和尺寸的原因，有着比 737CL型
降温快得多的趋势 。
燃油温度指示器位于 1号主油箱的燃油温度。
这是一个从 737-200 传承下来的设计，一般来说左
主油箱要比右主油箱温度更低。因为 737-200飞机 1
号主油箱的液压热交换器是为两个 A系统 EDP降温，
产生的热量相对较小；而 2号主油箱的液压热交换器
是为两个 B 系统 EMDP 降温，产生的热量相对较大
。
我国使用的航空煤油为 3号航油，与美标
JETA-1基本一致。
燃油温度低 3.1
燃油温度随空气全温的变化而变化。比如在高巡航高度长时间飞行时，可能会使燃油温度降低。有些情况下燃
油温度可能会接近其最小油温极限。
不要把燃油冻结与燃油中存在水分子而结冰现象混淆起来。燃油冻结温度是燃油中悬浮的蜡晶体聚集而形成时
的温度。 Jet A 燃油规范限制冻结温度为最低 -40℃ ，而 Jet A-1 的限制值为最低 -47℃ 。在前苏联，燃油为 TS-1或 RT
，其最低冻结温度为 -50℃ ，在一些区域能达到更低。航空燃油的实际冻结温度随提炼所处区域不同而不同。
除非航空公司在签派站测量装载燃油的实际冻结温度，否则必须使用最大规定的冻结点。在大多数机场，测量
的燃油冻结点比规定的最低冻结点低。如果已知，则可使用所交付燃油的实际冻结温度。飞行员应记住，一些机场在地
上的储存燃油，极冷温度下，燃油在装上飞机前可能已经接近最低运行温度。除非燃油温度降低到接近上述极限温度，
否则保持最小燃油温度并不是一个问题。燃油冷却率接近每小时 3℃ ，在极度寒冷的天气条件下，最大冷却率有可能到
达每小时 12℃ 。单独或结合使用以下三种方法可增加全温：
·爬升或下降到较暖的大气团中
·改航到较暖的大气团中
·增大马赫数
马赫数每增加 0.01 将使全温增加 0.5℃ 到到 0.7℃ 。
燃油面板 3.1
737系列的燃油面板，这么多年来没有改变多少， NG 系列使用分开的 ENG VALVE CLOSED(发动 机
燃油关断活门关闭 )灯和 SPAR VALVE CLOSED(翼 梁燃油关断活门关闭 ） 灯取代 FUEL VAVLE CLOSED（ 燃油
关断活门关闭 ） 灯， 737OG系列的面板上还有与 交输活门 灯相似的蓝色 VAVLE OPEN（活门 打开 ） 灯 。
737-OG燃油面板 737-CL 4个燃油箱的燃油面板 NG/MAX燃油面板
在 737OG飞机 上
FILTER BYPASS（燃油滤旁
通） 灯是 FILTER ICING(燃
油 滤 结冰 ）。燃油滤旁通
一般不太可能由积冰所导
致，因为在燃油到达燃油
滤之前已经加温过两次。
燃油滤旁通一般由发动机
自身污染，相关燃油箱、
燃油管路污染，或最近加
注了污染后的燃油所导致
。
燃油油量表 3.1
数字式 Simmonds 型
燃油油量表 3/4/500''s
（ 4个燃油箱 -）
模拟式燃油油量表
-1/200''s 和一些早期
300型
DU 燃油油量表 -NG''s
数字式 Smiths型燃
油油量表
- 3/4/500''s
DU 燃油油量表 -MAX
在数字式旭日形燃油表上，按压油量测试按钮，将开始依次显示和燃油量指
示系统的自检，如果有故障，自检后每个表将显示故障代码，在 Simmonds 的表上
显示故障码 1、 3、 5、或 7， Smiths表上显示， 1、 3和 6都仍然被认为是工作正常的
，只要油量表显示的故障代码不是 0，表就可以用。
燃油量指示故障的处理放行 3.1 737CL
1 故障现象描述
燃油表指示摆动、显示 ERR 0，或加油时油量还未满，但是加油停止。
2 需要了解的各种现象以及相关参数
详细询问机组出现燃油指示故障的阶段；
故障的具体现象如指示摆动范围，摆动范围是否稳定，是否与飞机姿态有关；
地面检查读取故障代码；
3 放行处理措施
出现此故障时，应该果断的按 MEL28-6 或 MEL28-7 处理放行，不要试图以清洁插头和复位跳开关的方法来清除故障，如故障
再次出现，可能会导致机组滑回和延误。
3.1 通常情况下，油量指示系统如果出现小范围摆动，是正常的，这是油量指示系统设计原因造成的，油面摆动，油箱内水分
过多都会造成这种现象。
3.2 如果机组报告空中曾出现油量指示异常，如大幅度油量摆动（ 600LBS 以上），或指示 0 LBS，或 ERR 0，都表示油量指
示系统出现故障。
3.3.1 如果在地面加油时，机组发现主油箱油量指示与另一侧相比还不满，但是加油停止，加油活门灯灭，也说明可能是油量
指示误差造成的。此时千万不要人工超控加油，否则会导致油从通气油箱中溢出，造成航班延误。
3.3.2 此时，应该分别拔出两主油箱最外侧的油尺，对比油尺刻度来确认油量是否加满。如果油尺证明油箱未加满，可以超控
加油，但要注意油量值。如果油尺证明油箱已经加满，说明是主油箱油量指示故障，应立即按下述步骤按 MEL26-6 放行。
燃油量指示故障的处理放行 3.1 737CL
3.4.1 如果是主油箱指示出现故障，可以根据 MEL26-6 放行，要求：
a． 指示失效的油箱增压泵工作正常
b． 左右发燃油流量表工作正常（因为 EIS 要根据燃油流量表计算已使用油量）
c． 中央油箱油量表指示正常
3.4.2 机组通过按压 EIS 上的 “ FUEL USED” 按钮，读出双发已使用的油量值，然后用总油量减去该值就是当前
的燃油总重。因此：起飞前，机组应在 EIS 上按压 “ FUEL USED RESET” 复位已记录在 EIS 内的已用燃油量值
。并且要提醒机组，每个航段起飞前都要复位。
3.4.4 主油箱油量表失效后，可通过对比左右油尺的办法来确定已加油量，波音认为，油尺读出的油量误差在
400 磅以内。因此左右油箱油尺指示刻度并不要求绝对一致。
3.4.5 因为 FMC 内的总重计算是起飞前总重减去燃油耗量来确定的，燃油量指示故障会导致总重计算错误。因
此：如果 FMC 软件版本在 7.5或 8.5 以上时，可以由机组在 CDU 上人工输入当前总重。可以使用垂直导航，
无需在 “ MCP 板 VNAV 方式选择电门处挂 ‘ 不工作 ’ 标牌 ”
3.4.6 断开 P6 板上的 QTY 和 EP GND FUELING 跳开关，松开 P23 板的四颗固定螺钉接近 FSU 并脱开插头。
注意：如果不脱开 FSU 插头，将导致不能在 CDU 上人工输入总重数据。
3.4.7 闭合上述跳开关。
3.4.8 在相关油量表上贴 “ 不工作 ” 标牌。
3.5.1 如果是中央油箱指示不工作，可以根据 MEL26-7 放行，要求：
a. 中央油箱增压泵工作正常
b. 主油箱油量表指示正常
燃油量指示故障的处理放行 3.1 737CL
3.5.2 中央油箱油量表失效后，如果中央油箱不需加油，可以直接放行。
如果需要加油，则应该立即将中央油箱倒空，然后根据油车油量指示或倒油时主油箱油量表的减少量来确
定加入中央油箱的油量。
这两种方式均是符合 MEL 要求的方式。
3.5.3 因为 FMC 内的总重计算是起飞前总重减去燃油耗量来确定的，燃油量指示故障会导致总重计算错误
。因此：如果 FMC 软件版本在 7.5或 8.5 以上时，可以由机组在 CDU 上人工输入当前总重。可以使用垂
直导航，无需在 “ MCP 板 VNAV 方式选择电门处挂 ‘ 不工作 ’ 标牌 ”
3.5.4 断开 P6 板上的 QTY 和 EP GND FUELING 跳开关，松开 P23 板的四颗固定螺钉接近 FSU 并脱开插
头。
注意：如果不脱开 FSU 插头，将导致不能在 CDU 上人工输入总重数据。
3.5.5 闭合上述跳开关。对于大部分 737-3/400 飞机 ,还要拔出 FUEL QTY IND CTR.
3.5.6 在相关油量表上贴 “ 不工作 ” 标牌。
4 排故注意事项
4.1 如果油量摆动，则 DCTU 后部插头 1 号钉的屏蔽线可能脱落。
4.2 如果是 1 号钉的中心小销钉（ HI-Z）断路 ,油量表先指示 0 LBS，约两分钟后指示 ERR 0.
4.3 如果（ LO-Z）断路，油量表直接指示 ERROR 0。
4.4 如果 COMP 断路，油量表指示误差几百磅。
燃油量指示故障的处理放行 3.1
1故障现象描述
驾驶舱 DU 和加油站油量表油量指示不正确；
2 需要了解的各种现象以及相关参数
2.1 是哪个油量表指示不正确，指示有没有跳动，跳动幅度为多少？
3 放行处理措施
3.1 如果中央油箱油量指示不正确，可按 MEL28-7 放行；如果中央油箱不加油，则不必确认油量；如果中央油箱加油，
可以用从主油箱倒油的方法或直接读油尺来确定油量；
3.2 如果主油箱指示不正确，可按 MEL28-6 放行，并用油尺左右两边对比读数的方法来确定油量；
3.3 在放行之前，应进入 CDU 上 INDEX MAINT FQIS 进行 FQIS系统自检并读取故障代码，如果有故障代码就直接根据
FIM排故；
4 注意事项
4.1 在已知飞机有油箱油量指示故障的情况下，压力加油时应提前通知加油人员，在加到活门灯灭后严禁使用人工超控继
续加油；
4.2油量指示失效的油箱所有的增压泵必须工作正常；
4.3排故时可充分利用 CDU 上 FQIS IDENT/CONFIG 页面来读取油箱组件的电容值，以便快速隔离故障；
737NG
燃油箱间串油 3.1
燃油箱间串油故障在 737系列飞机中发生的较少，但此故障源由于在燃油箱里，排故难
度也不小，根据串油的走向，即哪个油箱向哪个油箱串油，再结合燃油箱系统原理图，判断哪
些部件，逐一排除，常见故障件如下：
—— 油箱抽油系统存在渗漏
—— 左燃油箱的其中一个或两个燃油泵及其相关部件存在渗漏
—— 发动机供油总管存在渗漏
—— 油箱加油总管存在渗漏
—— 油箱的 5 号肋存在渗漏
笔者经历了一起油箱内因燃油供油
管接头密封胶圈没有安装到位，导致的油箱
串油，排故时，可以将串油导致油量增加的
油箱排空燃油，燃油箱油泵分别打开，查看
各部件是否有渗油。
需要强调的是，进入油箱需要遵守
进入油箱的安全规定。
燃油 量油尺 3.1
燃油尺的构型有两种，一种是磁浮子式，一种是 OPEN TUBE 式 (DRIPSTICKS)。
具体步骤
—— 对于磁浮子式油尺，放下相关油箱的油尺（让油尺自由落下，然后慢慢向上托油尺
直到油尺被浮子组件吸住）。
—— 对于 OPEN TUBE 式将油尺放下。
—— 通过主轮舱的飞机姿态指示仪读出飞机的当前姿态（包括俯仰角度和横滚角度）。
—— 对于 737-3/400 飞机，根据飞机姿态，参照主油箱油量与油尺刻度对照表（ D6-
38111）找到符合飞机当前姿态的那页，再根据需要加油量确定读几号油尺及油尺应指示
的刻度。油尺标号为从内往外分别为 1-5 号。
—— 对于 737-7/800 飞机，根据飞机姿态，参照 AMM PARTII 12-11-02中的油量与油尺
刻度对照表，找到符合飞机当前姿态的那页，再根据需要加油量确定读几号油尺及油尺
应指示的刻度。油尺标号为从内往外分别为 1-8 号。
—— 为油箱加油直到相应的油尺指示已加到所要求的油量。
对于磁浮子式当相应油尺随浮子上升到所需刻度则说明已经加到所需油量；对于 OPEN
TUBE 式油尺，先将油尺保持在所需刻度，当有燃油从油尺底部的小孔流出时说明已经加
到所需的燃油量。
—— 停止加油，等待 5 分钟来稳定油箱中的油面。
—— 再次检查油尺刻度，如果指示油量小于所要求油量则继续加油，直到油面稳定后油
尺指示已加到所需油量。
—— 收回油尺并锁好。
燃油箱盖板渗油 3.1
燃油渗漏时放行请参考 TASK 28-11-00-300-801盖板漏油检查时注
意事项（如图）
1 油箱盖板黑色密封圈的检查：用棉布清洁干净，然后检查封圈是否出
现刮痕，压痕，老化及脱落，封严胶状态是否完好
2 油箱盖板拖把的检查：检查拖把是否损坏及拖把头罩根部是否有裂纹
。
3 以上两处是造成油箱盖板漏油的两个常见原因，应首先检查这两处。
油箱盖板封严漏油
盖板螺钉头罩根部裂纹
此外由于大翼下表面油箱盖板形状、大小相似，拆下后如果不做标
示，很难分辨具体的对应位置。不同位置的盖板可能件号相同，也可能
不相同，某种件号可能适用多块盖板，也有的件号只能适用其中某一块
盖板。油箱内部与盖板的匹配也不近相同，如吊架内侧的油箱内部，在
配合盖板时有两端的微小凸台定位，这样如果稍长一点的盖板就可能卡
不到位导致密封不严。由于大翼下油箱接近盖板数量比较多，在做油箱
大工作而需要拆装多块接近盖板时，必须对应做好标签标示；更换盖板
时，必须件号适用，以免因为配合问题导致密封失效而渗油。
燃油箱盖板渗油 3.1
只要损伤的不是耐冲击（ Impact Resistant） 盖板，可结合损伤具体情况向 BOEING 报 SR
申请一个临时修理。耐冲击（ Impact Resistant） 盖板安装在 737OG（ 1-1456和 1486）和 737CL（
1001-1505和 1508）飞机上。对于耐冲击（ Impact Resistant） 盖板，波音发布了 737-28-1286，要求
检查此盖板是否正确安装以及正确标识。
Non-Impact Resistant (cast)
Impact Resistant (honeycomb)
非耐冲击（ Impact Resistant） 盖板修理
燃油增压泵 3.1
由于 737CL系列飞机在使用机上电瓶起动 APU时，没有交流电给燃油箱泵供电，导致 APU是靠虹
吸供油的，在冬季易出现供油不足而起动失败，此时必须借助外部交流电。而在一些 737CL上加装
了直流驱动的 APU 燃油泵，利用直流供电的 APU 燃油增压泵来保证向 APU 燃油控制组件提供稳定的
燃油压力。此泵在 APU 起动过程中自动接通，并当 APU 到达额定速度（ 95%），可接受负载时自动
关闭。
737OG/CL 系列中央油箱增压泵
燃油增压泵 3.1
在 737NG系列开始，中央油箱以及主油箱增压泵设置在机翼后梁里，相比 737OG/CL系列飞机减
少了机翼下开口以及易更换燃油泵，更重要的是杜绝了燃油泵电源线束浸泡在油箱里成为潜在
点火源的风险。但由于中央油箱燃油泵从主油箱移到中央油箱，也导致了只有 NG系列飞机受 适
航指令 AD 2002-19-52 影响的原因， 它要求机组在中央油箱保留一定数量的燃油。
737MAX 系列
加油台活门 /指示器不工作 3.1
辅助加油：如果门打开时，加油电源控制电门没
有使系统触发，则使加油系统开始工作。
门关闭 — 接触传感器断开至加油系统的电源。
门打开 — 加油系统电源接通，面板灯亮。
加油面板没有得到 28v 直流电，因为：
—— 驾驶舱的电瓶电门在 OFF 位
将电瓶电门放置到 ON 位以获得直流电源
-—— 位于加油口盖板右上侧燃油动力控制继电器的传感器不工
作：
证实盖板在最大打开位并已上锁
人工将仪表 /加油电门保持在
AUX FUELING POWER CONTROL（ 737CL）位
FUEL DOOR SWITCH BYPASS（ 737NG/MAX） 位
—— 燃油活门 跳出
-—— 燃油活门操作被自动溢油保护系统抑制
微动电门
加油台接头渗油 3.1
螺钉松动
加油接头的螺钉松动易导致漏油，加油接头由 6 个安
装螺钉安装，螺钉的拧紧力矩为 30 LB-IN，因加油管晃动造
成螺钉松动，导致加油时漏油。查询民航某机队故障记录
， 2006 年以来，加油口漏油故障有 10 起，其中 5 起原因是
接头螺钉松动漏油（ 4 次拧紧螺钉后测试正常， 1 次更换
接头），其余原因是加油口关断活门封圈问题。
04
使用事项
燃油平衡 4.1
TITLE GOSE HERE
波音飞机上燃油平衡限制 /警告的主要目的是为延长
机体和起落架的结构寿命而不是由于操纵性的限制。经
常在超出燃油平衡限制的情况下操作会减少机体结构或
起落架的寿命。超出正常燃油平衡限制操作时，横侧操
纵不会受到太大影响。
737NG/MAX 燃油平衡警戒的首要目的是通知机
组超过当前状况的不平衡可能导致配平阻力和耗油
量增加。接到燃油平衡警戒后应完成“燃油不平衡
”（ IMBAL）非正常检查单。
需要知道的是，不平衡信息在地面不会显示，
如果在起飞后马上显示 IMBAL信息，可能是由于在
地面使用 APU 时间过长（如 2 到 3 个小时）和 /或
燃油加载不平衡或着陆时燃油不平衡导致。当 主 油
箱 之 间 的 燃 油 油 量 差 值 低 于 90kg /200lbs 后
， IMBAL 信息会立即消失。
1 号和 2 号主油箱的燃油不平衡不能超过 453kg / 1,000lbs。
燃油箱的回油与抽水 4.3
中央油箱回油系统的回油喷射泵可以将中央 油箱的剩余燃油转移到 1 号主油箱中。燃油喷射泵
的工作不需要任何电气系统为其供电， 1 号主油箱前泵在工作时可以为燃油喷射泵提 供流量动力。这
套系统也没有控制电门。 中央油箱搜油泵，以最低 1000 千克每小时的速率将燃油从中央油箱传输到一
号油箱，而实 际通常接近 200 千克每小时，不同系列飞机燃油泵的触发条件如下
自 1983 年 12 月之后 生产的 737OG型 开始 装配，工作方式与 737CL型一样 。 737CL型，将两个中央油箱泵
电门置于 OFF位， 燃油抽油关断活门打开。这样来自 1 号主油箱前泵的燃油压力就可驱动中央油箱的抽
油泵，把中央油箱中的剩油转输至 1 号主油箱。 20 分钟后，搜油器关断活门自动关闭。 新一代 NG，
当 1 号 主 油 箱 燃 油 下 降 到 1,990kg / 4,487lbs 时，回油系统 SOV 自动打开，并且 在剩余飞行中始终保持
打开。该 SOV 是一个 漂浮阀门，不需要电力供给。 在 737CL 型上，如果起飞是中央油箱，油量少于 1000
千克，爬升过程中可能出现油量不平衡， 这是由于机身角度，中央油箱油泵无法吸到燃油，二号发
动机使用来自二号主箱的燃油， 同 时一号发动机仍使用来自中央油箱的燃油，而后搜油泵还会将中
央油箱的剩余燃油传 输 到 1号主油箱，从而加剧了不平衡 。
主油箱和中央油箱抽水系统
主油箱和中央油箱抽水系统包括：每个主油 箱各有一个水引射泵，和中央油箱的两个水 引射
泵。它们将油箱中的水排出机外以防止 油箱生锈。这套系统没有控制电门和指示 器。水引射系统需
要前燃油增压泵工作。任 何时候当前燃油增压泵在 ON 位时，抽水系统 开始工作。
中央油箱回油系统
燃油对结构的影响 4.3
两台发动机一般优先使用中央油箱燃油直到其 （几乎）完全用尽。以
保持机翼有较大重量，而中央机身略轻一些。这样可以减少机身结构载荷并有益
于机身结构完整性。
在地面，如果中央油箱燃油超过 453kg/1,000lbs，两个主油箱必须加满。
这个限制并不说明你必须要在给中央油箱加油之前先要把主油箱加满。因
为主油箱位于主起落架前面，并没有机尾擦地的风险。这个限制只是说明了当
飞机燃油加注完成后燃油的分布情况。较重的机翼和较轻的机身可以在飞行中
减轻机翼和机身连接处的压力。我们这里所谈的并不是最大载荷的问题，因为
飞机设计时考虑到了如果起飞后中央油箱的两个油泵失效，发动机可以继续使
用机翼油箱中的燃油。这里所谈的情况是长期的有关金属疲劳的问题。
燃油泵跳开关 4.4
在地面，只有当维护人员确定可以安全地复位跳开关时，机组人员才可以复位跳开的跳开关。
在空中，不推荐机组复位跳出的跳开关。然而，如果机长判断跳开关跳出明显会对安全造成不
利影响，在经过短暂的冷却时间后 (约 2 分钟 )，可以将这些跳出的跳开关复位一次。
除非非正常检查单要求，一不建议机组循环操作 (拨出再复位 )跳开关来清除非正常情况。
飞行中禁止复位燃油泵跳开关 。
?
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油箱供油顺序 4.4
所有燃油泵打开的情况下，中央
油箱里的燃油会比主油箱燃油自动先
用完，为了达到这一点 NG 系列的中
央油箱，单向活门的打开压力为 23
psi 大于主油箱单向活门 10 psi，在 1
-500 系列上，中央油箱单向活门的打
开压力 1.3 psi 远低于主油箱单向活门
的打开压力 12 psi，从而先使用中央
油箱燃油。
翼梁关断活门 4.4
在 737CL飞机上，燃油翼梁关断活门是热电
瓶汇流条供电，以保证为了防止在发动机发生非
包容失效时无法切断发动机的燃油供给，这有可
能导致燃烧的火蔓延到飞机的其它部位，波音发
布了 SB要求对 737系列飞机翼梁燃油关断活门的
活门关断电路进行测试， FAA对此也发布了 AD。
NG之后的发动机和翼梁关断活门以及
APU燃油关断活门，通常由热电瓶汇流条供电，
但还有一个专门的电瓶，用来保证在应急情况下
始终有电来关断燃油。
The End
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