2.LOCKHEED HERCULES部件翻修手冊, SMP850

    3.適用的維護手冊及維護說明

四. 原因、措施和規定     為防止操縱桿失效和飛機失控,要求完成如下工作:
    A.在本指令生效后250飛行小時之內,渦流檢查靠近地板處左右操縱桿前側上的操縱桿基座.
注:LOCKHEED HERCULES部件翻修手冊,SMP850,27-26項,圖1,第4頁,項目號235所示即為操縱桿基座.檢查區域為靠近操縱桿支撐管(圖中項目185)下端的基座前側上直徑為1.25英寸的孔的周圍.
    操縱桿基座為鎂或鋁制.早期飛機使用的是按MIL-M-4204規范砂型鑄造的鎂合金AZ916-T6,其表面做陽極化處理,并按MIL-C-8514規范噴涂底漆,按LAC37-722,I型噴涂了兩層環氧底漆后按LAC37-722噴涂了一層適當顏色的環氧瓷漆.鋁制基座是按MIL-A-21180,10類規范生產的鑄鋁合金A356-T6,其表面做硫酸陽極化處理,并噴涂了兩層鉻酸
  CAD1995-C130-03／39-1352
鋅底漆,后按TT-L-190噴涂了二層裝飾瓷漆。
    疲勞裂紋可能昀初發生在由于厚度過渡而形成的尖銳邊緣處,大約在從基座前側上直徑1.25英寸的孔的底部中間向上的區域.裂紋將延厚度過渡區域圍繞基座周圍向后伸展.
1.按FAA AD 88-09-03,修正案39-5903(本指令參考文件:1)中的
A.1至6段要求,進行渦流檢查.
    2.如果渦流檢查發現操縱桿鑄造基座有任何可疑的缺陷,缺陷顯示為測定時儀器指針有非正常的偏擺,則標記出可疑的缺陷.
a.為確定缺陷是否真實,完成本指令四.B段工作.

b.如未發現可疑的缺陷,則完成本指令四.C段(系統保證)工作.

B.按FAA AD 88-09-03,修正案39-5903(本指令參考文件:1)中的

B.1至5段要求,進行熒光滲透檢查以確定可疑的缺陷是否真實.如證實有缺陷,則在下次飛行之前用可用的無裂紋的操縱桿基座更換.更換操縱桿基座后,或未發現有缺陷,則完成本指令四.C段(系統保證)工作.  

    C.系統保證:恢復表面涂層和封嚴劑,安裝拆下的部件,拆下檢查區域的各種檢查設備.按適用的維修手冊中的要求調節操縱系統;按適用的維護說明的要求進行操縱測試.

    D.完成本指令可采取能保證安全的替代方法或調整完成的時間，但必須得到適航當局的批準。

五. 生效日期：1995年1月29日
六. 頒發日期：1995年1月27日
七. 聯系人：張森     民航華北管理局適航處 (010)4562158
C A A C

適航指令
           AIRWORTHINESS  DIRECTIVE

本指令根據中國民用航空規章《民用航空器適航指令規定》（CCAR-39）頒發，內容涉及飛行安全，是強制性措施。如不按規定完成，有關航空器將不再適航。
編號：CAD1995-MD82-02 修正案號：39-1353
一. 標題：改裝發動機前整流罩
二. 適用范圍：
    列在MD MD-82緊急服務通告A71-61(1994.10.4頒發的修訂1)上的所有型號為DC-9-81(MD-81)、DC-9-82(MD-82)、DC-9-83(MD-83)、DC-9-87(MD-87)系列飛機
三. 參考文件：
    1)FAA
AD94-25-06 修正案 39-9090

    2)MD-82緊急服務通告 A71-61(1994.10.4頒發的修訂 1)

四. 原因、措施和規定
    為了防止當發動機發生嚴重振動時發動機前整流罩從飛機分離開來，必須在本適航指令生效后12個月內(除非事先已經完成)，按照MD MD-82緊急服務通告A71-61(1994.5.18頒發或1994.10.4頒發的修訂1)改裝左、右發動機前整流罩。
　
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