2.LOCKHEED HERCULES部件翻修手册, SMP850
3.适用的维护手册及维护说明
四. 原因、措施和规定 为防止操纵杆失效和飞机失控,要求完成如下工作:
A.在本指令生效后250飞行小时之内,涡流检查靠近地板处左右操纵杆前侧上的操纵杆基座.
注:LOCKHEED HERCULES部件翻修手册,SMP850,27-26项,图1,第4页,项目号235所示即为操纵杆基座.检查区域为靠近操纵杆支撑管(图中项目185)下端的基座前侧上直径为1.25英寸的孔的周围.
操纵杆基座为镁或铝制.早期飞机使用的是按MIL-M-4204规范砂型铸造的镁合金AZ916-T6,其表面做阳极化处理,并按MIL-C-8514规范喷涂底漆,按LAC37-722,I型喷涂了两层环氧底漆后按LAC37-722喷涂了一层适当颜色的环氧瓷漆.铝制基座是按MIL-A-21180,10类规范生产的铸铝合金A356-T6,其表面做硫酸阳极化处理,并喷涂了两层铬酸
CAD1995-C130-03／39-1352
锌底漆,后按TT-L-190喷涂了二层装饰瓷漆。
疲劳裂纹可能昀初发生在由于厚度过渡而形成的尖锐边缘处,大约在从基座前侧上直径1.25英寸的孔的底部中间向上的区域.裂纹将延厚度过渡区域围绕基座周围向后伸展.
1.按FAA AD 88-09-03,修正案39-5903(本指令参考文件:1)中的
A.1至6段要求,进行涡流检查.
2.如果涡流检查发现操纵杆铸造基座有任何可疑的缺陷,缺陷显示为测定时仪器指针有非正常的偏摆,则标记出可疑的缺陷.
a.为确定缺陷是否真实,完成本指令四.B段工作.
b.如未发现可疑的缺陷,则完成本指令四.C段(系统保证)工作.
B.按FAA AD 88-09-03,修正案39-5903(本指令参考文件:1)中的
B.1至5段要求,进行荧光渗透检查以确定可疑的缺陷是否真实.如证实有缺陷,则在下次飞行之前用可用的无裂纹的操纵杆基座更换.更换操纵杆基座后,或未发现有缺陷,则完成本指令四.C段(系统保证)工作.
C.系统保证:恢复表面涂层和封严剂,安装拆下的部件,拆下检查区域的各种检查设备.按适用的维修手册中的要求调节操纵系统;按适用的维护说明的要求进行操纵测试.
D.完成本指令可采取能保证安全的替代方法或调整完成的时间，但必须得到适航当局的批准。
五. 生效日期：1995年1月29日
六. 颁发日期：1995年1月27日
七. 联系人：张森 民航华北管理局适航处 (010)4562158
C A A C
适航指令
AIRWORTHINESS DIRECTIVE
本指令根据中国民用航空规章《民用航空器适航指令规定》（CCAR-39）颁发，内容涉及飞行安全，是强制性措施。如不按规定完成，有关航空器将不再适航。
编号：CAD1995-MD82-02 修正案号：39-1353
一. 标题：改装发动机前整流罩
二. 适用范围：
列在MD MD-82紧急服务通告A71-61(1994.10.4颁发的修订1)上的所有型号为DC-9-81(MD-81)、DC-9-82(MD-82)、DC-9-83(MD-83)、DC-9-87(MD-87)系列飞机
三. 参考文件：
1)FAA
AD94-25-06 修正案 39-9090
2)MD-82紧急服务通告 A71-61(1994.10.4颁发的修订 1)
四. 原因、措施和规定
为了防止当发动机发生严重振动时发动机前整流罩从飞机分离开来，必须在本适航指令生效后12个月内(除非事先已经完成)，按照MD MD-82紧急服务通告A71-61(1994.5.18颁发或1994.10.4颁发的修订1)改装左、右发动机前整流罩。
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