b 737 Theory

August 1, 2017 | Author: Mustafa Direk | Category: Machines, Mechanical Engineering, Electrical Engineering, Nature
Share Embed Donate


Short Description

Download b 737 Theory...

Description

     

   

B73 37T 7Th heo ory ry  

Bo oein ng 737N 7 7NG S stem Sys ms s  

 

 

                                                INTENTIONALLY LEFT BLANK   

 

1   

Foreword:    This booklet describes systems published in our Facebook pages:    About  This FB page is to interact throughout the B737 community and has NO direct link to any user  company.   THE CONTENT SHALL NOT BE USED FOR ACTUAL OPERATION OF THE AIRCRAFT.  The administrator has NO RESPONSIBILITY to the content written on these pages.    Description  Creator:  Ferdi Colijn  Administrators:  Ferdi Colijn (B737NG Type Rated)    Maarten van Klaveren (B737‐900ER First Officer)    Bert de Jong (Flight Engineer)        B737Theory  March 24    The goal of this FB page is to expand B737 theoretical knowledge among users and we try to achieve  that by expanding the amount of visitors aiming for interaction.    There rest no copyright on our stories but we rather see you recommending us on your private FB  pages iso sharing the posts.    Also feel free to "donate" your experiences and stories on B737Theory and drop us a line by sending  a message. We will evaluate and post them in time. Be aware that it must not be a copy from any  manual or else we interfere with a copyright that is also the reason why we do not publish  schematics on the page.    Thank you       

2   

 

Contents:    Foreword: ................................................................................................................................................ 2  APU .......................................................................................................................................................... 6  Auto Slat System...................................................................................................................................... 7  Engine Electronic Control (EEC) ............................................................................................................... 8  When things go wrong and beyond basic systems knowledge ............................................................... 9  Engine fire detection ............................................................................................................................. 11  Feel Differential ..................................................................................................................................... 12  Fuel Scavenge Jet Pump ........................................................................................................................ 13  Fuel valves ............................................................................................................................................. 14  AC Generator ......................................................................................................................................... 15  Isolation valve ........................................................................................................................................ 17  Manual gear extension. ......................................................................................................................... 18  Mechanical pressure relief valves. ........................................................................................................ 19  Nitrogen Generating System ................................................................................................................. 20  Outflow valve. ....................................................................................................................................... 21  Flight Control “Breakaway” Devices ...................................................................................................... 22  Pack & pack control ............................................................................................................................... 23  Recirculation fans .................................................................................................................................. 24  Hydraulic Reservoirs .............................................................................................................................. 25  The APU Starter/Generator. .................................................................................................................. 26  Landing Gear Transfer Valve ................................................................................................................. 27  PTU ........................................................................................................................................................ 28  Wing Thermal Anti Ice (WTAI) ............................................................................................................... 29  B737 Yaw damping ................................................................................................................................ 30  Zone temperature control ..................................................................................................................... 31  Lavatory “fire protection”. .................................................................................................................... 32  Center tank boost pumps ...................................................................................................................... 33  Antiskid .................................................................................................................................................. 34  Leading Edge Flaps ................................................................................................................................ 35  Thrust Reverser ..................................................................................................................................... 37  Tail Skid .................................................................................................................................................. 39  Vortex generators.................................................................................................................................. 40  Window heating .................................................................................................................................... 41  Wing& Body Overheat ........................................................................................................................... 42  Horizontal Stabilizer Trim. ..................................................................................................................... 43 

3   

Display Electronic Units. ........................................................................................................................ 44  Proximity Switch Electronic Unit ........................................................................................................... 45  Nose wheel steering lockout ................................................................................................................. 46  Weather radar ....................................................................................................................................... 47  Dissolved air .......................................................................................................................................... 49  Frangible fittings .................................................................................................................................... 50  Rudder(vertical stabilizer) load reduction ............................................................................................. 51     

 

4   

                                                  INTENTIONALLY LEFT BLANK   

 

5   

APU  The  APU  is  a  constant  speed  (±  49.000  RPM)  gas  turbine  engine  that  can  supply  AC  power  and  pressurized air.  The starter/generator is powered from either directly the main battery (28VDC) or  transfer bus 1 (115VAC) where either source is converted into 270VDC for starter operation. At 95%  starter operation reverses to a 90 KVA generator, indicated by the blue APU OFF BUS light. (90 KVA  until  32.000  ft.  and  66  KVA  until  41.000  ft.)  Starter  sequence  is  automatically  determined  by  the  Electronic Control Unit (ECU) that needs the battery switch to be in the ON position to energize.    The APU can be used for air and AC power until 10.000 ft., just air to 17.000 ft. and just AC power  until 41.000 ft. That is also the maximum starting altitude although recommended at 25.000 ft. Air  takes  the  biggest  performance  from  the  APU  as  it  takes  air  from  the  load  compressor  which  is  mounted on a common shaft with the combustion compressor. The more air taken in, the lower the  performance  of  the  APU.  That  is  why  there  is  a  restriction  in  altitude  use,  especially  with  air  and  when the demand is large (high EGT), air use is squeezed by IGV’s toward the load compressor. When  on suction feed the APU draws fuel from tank #1 and when operating for an extended time select a  fuel pump to pressure feed which extends the lifetime of the APU.    The ECU protects the APU and shuts down with a low oil pressure, overspeed or when a FAULT light  illuminates.  The  latter  represents  more  than  just  the  foregoing,  including  ECU  failure,  loss  of  DC  power, APU fire, overtemp (during start), high oil temp and many more. The start limit is 2 minutes  and a FAULT light illuminates when the start is aborted through a protection or when the generator  malfunctions.  A  blue  MAINT  light  illuminates  when  oil  quantity  is  low  or  a  generator  malfunction  occurred, the APU is still allowed to operate.    APU  compartment  and  oil  cooling  is  accomplished  by  exhaust  air  used  as  an  educator  to  draw  outside air into the compartment from an inlet just above the exhaust.  When  the  APU  is  stopped  by  placing  the  switch  to  OFF,  the  ECU  determines  a  cooling  cycle  of  1  minute before the APU actually stops. The cooling cycle closes the APU BAV and trips the generator  OFF line. By doing so it reliefs the APU from load and decreases the EGT preventing so called cooking  of the nozzles. (residual fuel forms carbon on the hot nozzles which can affect the flame pattern)  Delay switching the Battery to OFF to 2 minutes after selecting the APU to OFF, this allows the inlet  door  to  close.  The  door  closes  when  the  APU  decelerates  to  ±  30%  to  prevent  the  inlet  duct  to  collapse. The 1 minute is by‐passed when the APU shuts down through a malfunction, the Fire Switch  is activated or when the Battery Switch is selected to OFF.   

 

 

6   

Auto Slat System  The  Auto  Slat  system  operates  the  LE  slats  automatically  in  flight  when  you’re  approaching  a  stall  under certain conditions just before the stick shaker becomes active.     These conditions are when the flaps are at position 1 – 5 and hydraulic pressure is available through:  • Hydraulic system B  • PTU (extend & retract)  • Standby hydraulic system (extend only)    *  With Alternate Flap use, the Auto Slat function is not available.  *  With a short field performance configuration the Auto Slat operates with flap selections 1 – 25.    At  the  flap  position  1  –  5  the  LE  slats  are  in  the  intermediate  (extend)  position  and  the  LE  flaps  at  their  only  extended  position  .  .  .  FULL.  When  the  aircraft  approaches  the  stall  angle/speed  region  determined by the Stall Management and Yaw Damper (SMYD) computer, the Flaps/Slats Electronic  Unit (FSEU) command the LE slats to the FULL extend position to prevent entering a stall condition.  Another  action  by  the  FSEU  is  to  delay  the  “transit  lights”  to  operate  for  12  seconds  thereby  preventing the LE devices transit lights to illuminate.  When thrust is increased/stick force relaxed and the aircraft flies out of this condition (higher speed,  lower AOA) the Auto Slat system drives the LE slats back to the intermediate extend position. Also  here the transit lights will not illuminate.    When  the  Auto  Slat  systems  fails  to  operate  or  is  not  available  by  any  cause,  the  AUTOSLAT  FAIL  indication  illuminates  on  the  flight  control  panel.  When  1  SMYD  computer  fails  the  other  will  automatically  take  over  and  would  go  unnoticed  unless  you  press  RECAL  during  an  Auto  Slat  condition.   

 

7   

Engine Electronic Control (EEC)  The EEC is mounted on the right top side of the fan duct and exists of two computers (channel 1 & 2),  where one is active and the other standby although they’re both operating and cross linked during  normal  operation.  The  EEC  receives  numerous  environmental  and  engine  input  signals  to  calculate  fuel  and  control  outputs  to  operate  the  engine  and  identifies  the  engines  thrust  rating  by  a  pre‐ selected identification plug. Doing so it heats up and needs to be cooled which is achieved by tapping  off, and directing fan air to the EEC.    Normal power source of the EEC is an alternator mounted on front of the engine gearbox but is only  valid when the gearbox (N2) reaches 15%. Before 15% N2, the EEC is powered by Transfer Bus 1 or 2  (Eng. 1 or 2) if available, and becomes energized when the Start Switch is placed to GRD or CONT or,  when  the  Start  Lever  is  moved  to  IDLE.  A  de‐energized  EEC  is  indicated  by  blank  engine  indication  boxes on the upper and lower DU’s even when the EEC button illuminates a white ON, just indicating  that the EEC is selected to the normal mode. In this case the only indication visible directly from the  sensors  are  N1,  N2,  Oil  quantity  and  the  vibration  indicator,  all  others  are  blank.  So  .  .  .  during  a  battery  start  (emergency  power),  indications  of  EGT,  fuel  flow,  oil  pressure  and  oil  temperature  remain blank until the alternator reaches 15%.     On the aft overhead engine panel there are the two guarded EEC control buttons to select the EEC to  the  NORMAL  mode  of  operation  (white  ON  light),  or  the  manual  HARD  ALTERNATE  mode  of  operation (amber ALT light). An undispatchable failing EEC is indicated also on the engine panel by a  ENG  CONTROL  light  and  will  only  illuminate  when  on  the  ground  and  the  engine  N2    >50%.   A little teaser . . . . the last indication on the engine panel are two REVERSER lights . . . when and how  long do they illuminate amber during normal operation?   

 

8   

When things go wrong and beyond basic systems  knowledge  The next post is an actual situation that happened, losing a Transfer Bus in flight. I’ve tried to simplify  the  explanation  but  in  fact  it’s  just  an  indicator  of  what  CAN  happen.  At  this  point  Non  Normal  Procedures, CRM and common sense is needed to fly out of these situations.    It  started  with  a  MASTER  CAUTION  and  a  right  SOURCE  OFF,  indicating  that  XFR  bus  2  was  not  powered  by  its  “last  selected  source”  but  by  Transfer  Bus  1.  QRH  tells  us  to  select  the  GEN  switch  (affected side) ON what this time caused a TRANSFER BUS 2 OFF to illuminate with additional related  indications.  (DEU  2  and  others,  (check  the  power  source  booklet  to  find  out)  Next  the  APU  was  started and when attempted to connect the generator, a BATTERY DISCHARGE illuminated indicating  an  excessive  discharge  of  a  battery,  with  multiple  additional  indications.  The  crew  decided  to  stop  further procedures and investigation and used the system “as is”. To give you an idea, the Indications  involved: battery discharge, master caution, right hand source off, right hand transfer bus off, Mach  trim fail, auto slat fail, fuel pump 2 fwd., fuel pump 1 aft, electrical hydraulic pump #2, probe heat B,  engine EEC alternate, zone temperature.    After this ordeal the crew managed to land safely with this reduced electrical power condition and  multiple caution indications.      What  actually  has  happened  was  that  the  Generator  Control  Unit  (GCU)  2  had  received  an  erratic  signal through the Line Current Transformer (LCT) that IDG2 was connected to the transfer bus. This  signal  is  then  transferred  to  the  Bus  Power  Control  Unit  (BPCU)  who  arranges  switching  in  the  electrical AC system to provide in the two major rules:  • No paralleling of AC sources  • An AC source connecting to a Transfer Bus disconnects the previous source (look at the first  rule)    This erroneous signal locked out the possibility to connect the APU or other AC sources like Transfer  Bus 1 to Transfer Bus 2. However, as IDG 2 in fact was not connected, transfer bus 2 lost power. The  erroneous  indication  must  have  originated  at  the  GCB  2  (unit  connecting  IDG  2  to  bus  2)  itself,  indicating the switch had closed although it had not moved.        

9   

The BATTERY DISCHARGE is probably caused by the a (excessive) main battery discharge by powering  the Battery Bus as also the DC 2 system (TR 2 & TR 3) were not powered anymore and illuminates  when a battery output conditions exists of:  • Current draw is more than 5 amps for 95 seconds  • Current draw is more than 15 amps for 25 seconds  • Current draw is more than 100 amps for 1.2 seconds.  Mind you, normally when Transfer Bus 2 is de‐energized the Transfer 3 Relay would switch TR 3 to  Transfer Bus 1 which obviously didn’t happen.       

10   

Engine fire detection  The engine fire detection system consist of a fire, and an overheat detection inside the nacelle which  are only active when the engine is operating. Temperatures are guarded by 2 (A & B) detector loops  which operate by expanding gas pressure inside the loop elements thereby activating an OVERHEAT,  a FIRE or a FAULT (leaking loop tube) contact. The engine areas covered by the loops are inside the  nacelles around the fan, and the “core” hot section so . . . a torch (see image) would go undetected  as it occurs inside the engine.    • OVERHEAT detection is indicated by an OVHT/DET, 2 MASTER CAUTION and respective ENG  OVERHEAT indication. (± 170°C around the fan section and 340°C around the hot section)  • FIRE detection would be indicated by 2 MASTER FIRE WARNING, the respective FIRE SWITCH,  an OVHT/DET, 2 MASTER CAUTION and an audio FIRE BELL warning. (± 300°C around the fan  and 450°C around the hot section)    When either of the foregoing occurs the fire switch unlocks to allow it to be pulled up.    A fire or overheat is detected when both loops exceed the mentioned limits and when one loop fails,  it’ll  go  unnoticed  and  the  detection  system  automatically  switches  to  a  single  loop  operation.  One  failing loop will only illuminate a FAULT during a test (also not on RECALL) and when both loops fail,  the FAULT light illuminates but NOT the MASTER CAUTION.    The detection tests on preflight are:  • The OVHT/FIRE test which checks the operation of the engine & APU fire detection control  module located in the E&E bay and not to forget the indications on the flight deck.  • A  FAULT/INOP  test  checks  the  FAULT  detection  circuits  (loops  and  elements)  and  the  flight  deck indications by simulating a dual loop failure.    Note that the APU fire detection also operates during the FIRE test and is visible/audible in the right  main wheel well on the APU Ground Control Panel during pre‐flight.   

 

11   

Feel Differential  The FEEL DIFF PRESS indication on the flight control panel can illuminate in the following cases.     (The  feel  system  simulates  “actual  feel  forces”  at  the  control  column  from  the  hydraulically  supported elevator panels)    1.  The  first  one  is  related  to  a  differential  of  A  &  B  hydraulic  pressure  to  the  elevator  feel  system.  When  either  hydraulic  system  pressure  drops  >  25%  related  to  the  higher  pressure,  the  FEEL  DIFF  PRESS  light  illuminates  on  the  flight  control  panel  with  a  30  second  delay.  The  30  second  delay  prevents the light from “flickering” when pressure drops in either system by a high demand such as  gear selection.    2. The second is related to the dynamic air pressure supply to the Elevator Feel Computer. It receives  dynamic pressure from the two pitot tubes mounted on either side of the vertical stabilizer. When  the  computer  receives  an  erratic  signal  it’d  be  the  same  as  the  pressure  drop  and  the  light  illuminates. (failed probe heater and icing conditions)    3.  The  third  is  related  to  the  Stall  Management  and  Yaw  Damper  (SMYD),  and  a  so  called  Elevator  Feel  Shift  module  (EFS),  which  creates  a  ±4  times  higher  forward  control  column  force  when  approaching the stall region. This force uses a reduced system A pressure and when this reducer fails,  opening prematurely providing a higher than normal A system pressure to the feel actuator, the FEEL  DIFF PRESS also illuminates after 30 seconds.    Note  on  the  last  system,  it’s  inhibited  726, CONFIG)   

 

13   

Fuel valves  Let’s look at the most important valves in the fuel system, the Spar Fuel Valve and the Engine Fuel  Valve a bit further than needed but still at an acceptable level. It will clarify what actually happens  specifically with the Engine Valve. By all means just remember the easy way as the FCOM explains.    The #1 most important fuel valve is the Spar Fuel Valve. This 28 VDC valve is mounted in the front  wall  “spar”  of  the  main  fuel  tank  supplying  fuel  to  the  fuel  feed  line  of  the  engine.  The  DC  power  comes from the Hot Battery Bus and the valve even has an own recharging Battery Power Pack to be  able  to  positively  close  the  valve  in  case  of  an  emergency  such  as  a  separated  engine.  The  valve  opens when the Start Lever is placed in the IDLE position and closes by CUTOFF of that Start Lever, or  by pulling its Fire Switch. When the valve is closed it shows a dim blue light even with the Start Lever  in CUTOFF as I always explain that any blue light is a “not standard flight condition light”, knowing  that the book says it’s a status light.    The Engine Fuel Valve is actually the High Pressure Shut Off Valve (HPSOV) and is integral with the  Hydro  Mechanical  Unit  (HMU)  on  the  accessory  gearbox.  The  valve  opens  and  closes  by  the  same  controls as the Spar Fuel  Valve but its actual opening is a bit  more complicated. It relies  on the so  called Fuel Metering Valve (FMV) which is under control of the EEC. So . . when conditions meet the  requirements  to  open  the  HPSOV,  the  EEC  signals  the  FMV  to  open  up  the  HPSOV  by  servo  fuel  pressure.     On  the  other  hand  the  closing  of  the  HPSOV  is  achieved  by  the  Start  Lever  or  Fire  Switch,  the  EEC  energizes  the  CLOSED  SOLONOID  of  the  HPSOV  which  uses  28VDC  from  the  Battery  Bus.  During  engine start this FMV is controlled by the EEC and when conditions dictate the HPSOV (Engine Fuel  Valve)  to  close,  the  EEC  commands  the  FMV  and  thereby  the  HPSOV  to  close  in  the  following  conditions:  • A Hot Start occurs (>725°C) on the ground (exceedance  protection)  • If the engine decays after idle speed during start below 50% N2 speed and EGT exceeds the  start limit  • The EEC senses a “wet start” meaning no EGT rise within 15 seconds after the Start Lever is  at Idle (YOU are the start limit for the EGT rise which is 10 seconds!!!)    All of these conditions will be indicated by a bright ENG VALVE CLOSED light.    Note that with an updated EEC software (7.B.Q and later) the EEC also provides a protection when  approaching a Hot Start meaning a rapid increase in EGT.  The 115/200 VAC, 400 Hz, 90 KVA Integrated Drive Generator.   

 

14   

AC Generator  I  recently  received  a  request  from  one  of  our  followers  to  explain  the  operation  of  a  brushless  generator. I’ve send the explanation and thought on sharing this generic AC power generation info of  an  aircraft  AC  brushless  generator.  I’ve  used  the  AC  generator  I’m  familiar  with  and  adjusted  the  image toward that generic explanation and added the 737 protection circuits in the GCU.    The AC Generator is an assembly of three generators:  • Permanent Magnet Generator (PMG)  • Exciter Generator  • Main Generator    The most important Rotor components of the AC Generator are:  • Permanent Magnet Generator rotor  • Exciter Generator Rotor; which includes also the Rotating Rectifiers (3) and resistors (3)  • Main Generator Rotor    The most important Stator components of the AC Generator are:  • PMG Stationary Armature; output: 39 VAC, 1 ø, 600 Hz  • Exciter Generator Stationary Field; input: 28 VDC pulsating, 1,200 Hz  • Main Generator Stationary Field; output: 115/200 VAC, 3 ø, 400 Hz    Once the engine gearbox (N2) on which the generator has been installed has come on speed, voltage  is excited in the PMG. This will be a 39 VAC, 600 Hz, 1 ø, at 100% revolutions of the IDG (± 12,000  RPM  of  the  generator).  This  voltage  is  fed  to  the  voltage  regulator  in  the  Generator  Control  Unit  (GCU)  through a DC Power Supply where it is converted into a pulsating direct voltage of 28 VDC,  1.200 Hz.    The output of the voltage regulator is linked through the closed Generator Control Relay (GCR) to the  Stator of the Exciter Generator which excites a 3 ø AC voltage in the Rotor. This AC voltage is than  rectified by three rotating rectifiers and subsequently supplied to the Rotor of the Main Generator.    The last step is that the Main Generator rotor field excites the required 115/200 VAC, 400 Hz, in the  Main Generator Stator. The 115 VAC is the voltage taken from one phase and ground and the 200  VAC is the voltage between two phases (115 x √3) which explains the ra ng of what the generator  can generate (115/200 VAC).     The  above  shows  that  there  is  no  need  an  external  voltage  source  to  ensure  the  generator  is  in  operation, that’s why the system is also referred to as being "Self‐supported".    OK  the  easy  way  is  that  the  Permanent  Magnet  Generator  (PMG)  rotates  by  the  IDG  on  the  same  shaft  as  the  exciter‐,  and  Main  rotors.  The  generated  (39  VAC)  is  rectified  to  a  pulsating  DC  in  the  control unit and send to the exciter stator. This DC power creates an alternate current in the exciter  rotor and is rectified by the rotating rectifiers where after it finally creates an alternate current in the  three main generator stator. This is the 115 VAC/400 Hz output of the generator and is monitored by  the current transformers that relaxes or intensifies the DC power toward the exciter generator to the  requested load of the electrical system.   

15   

The in the image shown protections in the CDU will de‐energize the GCR thereby de‐energizing the  exciter  field,  which  de‐energizes  the  generator.  This  de‐energizing  GCR  also  occurs  when  the  generator switch is selected OFF.   

16   

Isolation valve    The isolation valve separates the left, from the right side of the bleed manifold. It is powered from  AC Transfer Bus 1 but also can be manually opened/closed by a control lever, accessible in the left air  condition bay. Because it’s AC power* it will fail in the selected position when power is removed.  When the Isolation switch is in the AUTO position the valve opening relies on the so‐called “corner  switch” positions. They are the Pack and Bleed switches, when all these switches are NOT in the OFF  position the isolation valve is closed. On the other hand if any corner switch is selected to OFF the  Isolation valve opens in the AUTO selection.  When a Pack switch is OFF, the Isolation valve opens to create equal performance of the engines.  When a Bleed is selected OFF the Isolation valve opens to allow air from either side of the manifold  to be used for the off side WTAI.  Note the isolation valve logic is related to switch position so a tripped pack or bleed will not open the  Isolation Valve when in AUTO. After flight the Isolation valve should be selected OPEN just in case  you need to battery start engines when there is no APU or external electrical power available. The  ground air connection is located on the right side of the manifold close to engine #2. When N2 >20%  there is no personnel allowed in the vicinity of the turning engine so we have to start engine #1 first.  When this would be a battery start you’ll need the isolation valve to be open, so when you removed  AC power with the isolation valve switch OPEN, the valve is still in the open position.    * A general rule for electrical power is; “AC lies, DC dies”.   This is a nice thing to know also for analog instruments, an AC powered instrument stays where it  lost power and a DC powered instrument will drop off to zero.     

 

 

 

17   

Manual gear extension.  Let’s have a look at this Non Normal procedure and its components.    When the gear is UP and the LG lever in the OFF position, hydraulic system A pressure is removed  from the uplines to the actuators which causes the three struts to “hang” in their respective uplock.  This is also the preferred position of the LG lever during a manual extension attempt because of the  depressurized hydraulic lines.    When the gear (all or any) does not extend after a down selection, follow the QRH procedure in an  attempt to lower the gear. Manual extension of the gear is accomplished by pulling the three “T”  handles, accessible through the Manual Gear Extension Access Door just behind the FO seat on the  cockpit floor.    The need for this Non Normal procedure could be caused by:  • Disrupted electrical signal to the LG selector valve  • No system A hydraulic pressure available  • LG lever stuck in the UP or OFF position    When opening the Manual Gear Extension Access Door, a “door open” micro switch commands the  LG selector valve electrically down regardless of the LG handle position. This action activates the LG  selector bypass valve which connects the hydraulic lines to return so the manual down selection does  not hydraulically restricts (locks) the actuators down capability.    This also prevents the LG to retract when the door is not flush closed after take‐off and selected UP.  This procedure is covered in the QRH by the LG disagree procedure with the LG handle UP and all red  and green indicator lights illuminated, telling you the gear is down and locked but not in the selected  position.    When you’d pull any (or all) “T” handle it simply releases the uplock by cable action where after the  respective gear free‐falls down, supported by gravity (weight) and airflow to the extend position.  When the gear is fully down, the downlock “bungee” springs will hold the downlock struts in an over  centered locked position. Normally this is accomplished by a downlock actuator but with the absence  of system A pressure, the springs enforce a mechanical downlock which is indicated by (6) down and  locked green lights.    By the way, there are 6 green lights as a redundant indication. Neither gear is visible on the NG and  the double green lights for each strut will give a backup for the down indication. 

 

  18   

Mechanical pressure relief valves.  There are three mechanical adjusted pressure relief valves on the 737.  Positive safety pressure relief is accomplished by 2 mechanical adjusted pressure relief valves,  located on each side of the outflow valve. They are totally independent of the pressurization system  and prevent the inside/outside pressure to exceed +9.1 PSID in the event of a pressurization  system/outflow valve malfunction. (stuck closed outflow valve)  The fuselage airframe structure cannot withstand large negative pressures and is protected for that  at a very low value. The negative pressure relief valve is located at the right lower side of the  fuselage just fwd. of the outflow valve. This spring‐loaded door is also not depending on the  pressurization system and adjusted at just a –1.0 PSID value. This will prevent the aircraft to collapse  when the inside/outside pressure becomes negative for example during a (very) fast descent.     

 

19   

Nitrogen Generating System  Following two Boeing 737CL explosion investigations in Asia (and others including the B747 TWA 800  midair explosion), a protection was developed by Boeing to minimize explosive vapors in the center  tank. The 737 explosions were caused by trapped fuel high temperatures due to radiant heat from  the Packs under the tank which formed highly explosive vapors. The fuel was ignited by the center  tank fuel pumps which were still running with an empty center tank. Early days center tank fuel  pumps did not had an automatic shut off with LOW PRESSURE as the newer modified ones that shut  down after ±15 seconds of LOW PRESSURE. This is also the reason that someone has to be on the  flight deck when a center tank pump is running as by the FCOM, the book does not cover explicit  modifications to each aircraft.    This protective device (NGS) divides Nitrogen from Oxygen by a separation module and leaves  Nitrogen enriched air (NEA) in the center tank to a level which will not support combustion. The  oxygen level is decreased by the NGS to ±12% which is sufficient to prevent ignition.    The NGS has only an indication available in the right main wheel well next to the APU fire control  panel, so it has no visible clew for crews of its operation during flight.    Indications are:   • OPERATIONAL (green)  • DEGRADED (blue)  • INOPERATIVE (amber)    The nitrogen generation system gets bleed air from the left side of the pneumatic manifold where  after its cooled, driven through the separation module and directed to a flow valve into the center  tank. The NGS operates automatically only in flight and shuts down in the next conditions:  • Either engine is shut down in flight  • Fire or smoke detection in any compartment  • Left Pack overheat   

 

 

 

20   

Outflow valve.  To stay in line with the previous post, let us look at this pressurization component of the 73.    The outflow valve restricts/regulates the flow of conditioned air overboard, thereby creating a  pressurized environment in the aircraft. The valve is located at the aft lower side of the fuselage and  has raked edges for noise reduction purposes.     The valve is moved by a common actuator which can be operated by either of the three outflow  valve electro motors. Two motors are operated by the pressure system controllers and one is directly  operated by a switch when in Manual operation.     Automatic control is accomplished by means of 2 Cabin Pressure Controllers (CPC’s) which alter  control each flight or when a malfunction occurs on the operating controller. A third way of  controlling the outflow valve is by a manual toggle switch on the pressurization panel. The switch is  spring loaded to neutral and has three positions, CLOSE – Neutral – OPEN.    The outflow valve indicator shows the actual position of the outflow valve in all modes of operation  provided the Battery Bus is powered through the PRESS CONT IND C/B.     Electrical power to the three electro motors is provided by:    • AUTO mode 1 electrical power to the auto electro motor 1 is supplied by the 28 VDC Bus 1  through CPC 1. (PRESS CONT AUTO 1 C/B)  • AUTO mode 2 electrical power to the auto electro motor 2 is supplied by the 28 VDC Bus 2  through CPC 2. (PRESS CONT AUTO 2 C/B)  • MANUAL mode electrical power to the manual electro motor is supplied directly by the 28  VDC Battery Bus. (PRESS CONT MAN C/B)    A mode selector is used to determine the operation of the outflow valve, either AUTO, ALT(ernate)  or MAN(ual).    The outflow valve receives a closed signal when the cabin altitude reaches 14.500 feet in the AUTO  mode of operation so it is not affected through the MANUAL mode.    Just for the “mind set” when at a high altitude and a pressure loss, you’d have to close the outflow  valve to increase pressure in the aircraft which results in lowering cabin altitude.  Aircraft control override devices.   

 

 

 

21   

Flight Control “Breakaway” Devices  There are two devices that allow you to control the aircraft in case of a malfunctioning or jammed  control system.    One concerns roll control. When one of the yoke cables (or aileron PCU/spoilers) becomes jammed  or moves freely, the opposite control is still available to roll the aircraft. The two yokes are  interconnected at the base of the co‐pilots control column by the Aileron Transfer Mechanism  through torsion spring friction and a “lost motion device”. If the FO control jams, the spring force can  be overcome by the Captain thereby controlling the aileron PCU through cables. If the Captain  control jams, the FO can control roll by use of the flight spoilers. Note that this only happens when  the yoke has been turned ± 12° which engages a so called “lost motion device” which in turn  operates the flight spoilers.    The second is related to pitch control. When one of the control columns becomes jammed, the crew  can override (breakout) the failing control. The control columns are interconnected below the  cockpit floor by a torque tube with a device that enables the controls to be separated from each  other. The Elevator Breakout Mechanism connects both control columns by two springs which will  separate the columns when ± 30Lbf/13Kgf is used to overcome them. When applied, the control  columns are mechanically separated from each other. Note that deflection of the elevators is  significantly reduced and a higher force is needed to move the elevators. (even higher than with  manual reversion)    

 

22   

Pack & pack control  There are two Packs activated by an AUTO/HIGH selection that individually has two airflow  directions, one that goes through a three stage cooling cycle (2 air to air heat exchangers and an  expansion turbine) and one that bypasses the cooling machine and its components. The two flow  directions are mixed at the output of the expansion turbine of the cooling machine. Air that enters  the Packs through the Pack Flow Control and Shutoff valve is at ± 212°C and is conditioned and  cooled to a mixed minimum Pack output of ± 18°C as set the lowest on the zone temperature control  selectors. (auto zone temperature range is 18°C – 30°C)When these selectors are all in the OFF  position, the left Pack puts out a fixed 24°C and the right Pack 18°C.     There are two combined Zone/Pack controllers that control the required output temperature of each  Pack. These two Pack Controllers have an auto “on side”, and a standby “off side” control, the latter  takes over if an auto controller fails.  In this case a PACK OFF light illuminates on recall together with  a Master Caution light. When both Pack Controllers fail, a Pack OFF light illuminates with a Master  Caution light, the packs will still operate until a temperature exceedance occur.    When a Pack becomes overloaded by the demand of cool air, a PACK trip off light illuminates with a  Master Caution light and the Pack Flow Control and Shutoff valve closes shutting down that Pack.  When the Pack cools down and the light extinguishes, the Pack can be reset by the reset button on  the Bleed panel. To prevent this condition from re‐occurring select a higher temperature to “unload”  that Pack by demanding less cold air from the cooling machine bypassing it.    A Pack automatically provides a high airflow when the other Pack is selected to OFF provided the  aircraft is in the air with flaps up. The other conditions require engine performance and inhibits the  automatic high flow.    Note: the image is just a simplified flow and pack component, and controller image to illustrate the  flow through the pack and the components in both controllers.   

23   

Recirculation fans  The recirculation fans are located under the cabin floor on the forward cargo compartment’s aft  bulkhead. The purpose of these fans is to re‐use air drawn from the cabin and distribution  compartment back into the mix manifold. Doing so there is no need for air from the Packs, thereby  relieving the Packs from producing conditioned (cool) air improving engine performance. The left  recirculation fan circulates air back into the mix manifold from the distribution compartment  underneath the cabin floor (mix manifold/fan area), the right recirculation fan from the passenger  compartment.  When a higher amount of fresh air is needed from the packs, the recirculation fans are automatically  shut down under several conditions with the recirculation fans selected to AUTO, and the isolation  valve selected to AUTO or OPEN:    On the ground using engine bleed air:  Left RECIRC FAN shuts down when both Packs are selected to high flow    On the ground using APU bleed air:  Left RECIRC FAN shuts down regardless of Pack selection    In flight using engine bleed air:  Left RECIRC FAN shuts down when either Pack is selected to high flow  Both RECIRC FANS shut down when both Packs are selected to high flow    In flight using APU bleed air:  Both RECIRC FANS shut down regardless of Pack selection    Reading the first part it makes sense that the left fan (distribution compartment) shuts down first as  this area heats up by the several operating components. (my personal point of view) 

 

24   

Hydraulic Reservoirs  The 3 hydraulic fluid reservoirs are located in the front of the main wheel well. They are pressurized  from the bleed manifold to supply positive fluid to the pumps, preventing cavitation and foaming.The  standby system reservoir is pressurized through the B reservoir.These pressures (45 – 50 PSI) can  only be checked on 2 gages mounted on the forward main wheel well bulkhead. Quantity of the A &  B reservoirs is displayed directly through gages on the reservoir by a float type transmitter which also  sends a signal to the DEU’s for display on the lower DU. The standby system reservoir only has a low  quantity switch, which displays the STANDBY HYD LOW QUANTITY light on the flight control panel  when 
View more...

Comments

Copyright ©2017 KUPDF Inc.
SUPPORT KUPDF