2.LOCKHEED HERCULES部件翻修手冊, SMP850
3.適用的維護(hù)手冊及維護(hù)說明
四. 原因、措施和規(guī)定 為防止操縱桿失效和飛機(jī)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(nèi),渦流檢查靠近地板處左右操縱桿前側(cè)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(qū)域為靠近操縱桿支撐管(圖中項目185)下端的基座前側(cè)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(jī)使用的是按MIL-M-4204規(guī)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(guī)范噴涂底漆,按LAC37-722,I型噴涂了兩層環(huán)氧底漆后按LAC37-722噴涂了一層適當(dāng)顏色的環(huán)氧瓷漆.鋁制基座是按MIL-A-21180,10類規(guī)范生產(chǎn)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(fā)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(cè)上直徑1.25英寸的孔的底部中間向上的區(qū)域.裂紋將延厚度過渡區(qū)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(jìn)行渦流檢查.
2.如果渦流檢查發(fā)現(xiàn)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(biāo)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(fā)現(xiàn)可疑的缺陷,則完成本指令四.C段(系統(tǒng)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(jìn)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(fā)現(xiàn)有缺陷,則完成本指令四.C段(系統(tǒng)保證)工作.
C.系統(tǒng)保證:恢復(fù)表面涂層和封嚴(yán)劑,安裝拆下的部件,拆下檢查區(qū)域的各種檢查設(shè)備.按適用的維修手冊中的要求調(diào)節(jié)操縱系統(tǒng);按適用的維護(hù)說明的要求進(jìn)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(diào)整完成的時間，但必須得到適航當(dāng)局的批準(zhǔn)。
五. 生效日期：1995年1月29日
六. 頒發(fā)日期：1995年1月27日
七. 聯(lián)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(jù)中國民用航空規(guī)章《民用航空器適航指令規(guī)定》（CCAR-39）頒發(fā)，內(nèi)容涉及飛行安全，是強(qiáng)制性措施。如不按規(guī)定完成，有關(guān)航空器將不再適航。
編號：CAD1995-MD82-02 修正案號：39-1353
一. 標(biāo)題：改裝發(fā)動機(jī)前整流罩
二. 適用范圍：
列在MD MD-82緊急服務(wù)通告A71-61(1994.10.4頒發(fā)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(jī)
三. 參考文件：
1)FAA
AD94-25-06 修正案 39-9090
2)MD-82緊急服務(wù)通告 A71-61(1994.10.4頒發(fā)的修訂 1)
四. 原因、措施和規(guī)定
為了防止當(dāng)發(fā)動機(jī)發(fā)生嚴(yán)重振動時發(fā)動機(jī)前整流罩從飛機(jī)分離開來，必須在本適航指令生效后12個月內(nèi)(除非事先已經(jīng)完成)，按照MD MD-82緊急服務(wù)通告A71-61(1994.5.18頒發(fā)或1994.10.4頒發(fā)的修訂1)改裝左、右發(fā)動機(jī)前整流罩。
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