cap 172 series

CAPMODEL 172 SERIES

SUPLEMENTO DEL PMA CONTINUED AIRWORTHINESS PROGRAM

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MODEL 100 SERIES

PISTON ENGINE

PROGRAMADE AERONAVEGABILIDAD CONTINUADA

CAP

CARATULA

AUTOR: MELQUIADES CHAVEZ GALDOS

FECHA: 11-NOV-2011 REVISIÓN: 01 PAGINA: 1

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PROGRAMADE AERONAVEGABILIDAD CONTINUADA

SUPLEMENTO DEL PMA

CAP

MANUAL Nº

REVISION Nº

ASIGNADO A:


01

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INDICE GENERAL

LISTA DE CONTENIDO PAGINA

CARÁTULA DEL MANUAL 1

CARATULA DE ASIGNACION DEL MANUAL 2

INDICE GENERAL 3, 4, 5

APLICABILIDAD 6

LISTA DE PAGINAS EFECTIVAS 7, 8, 9

Página en blanco 10

A.0.- PROGRAMA DE AERONAVEGABILIDAD CONTINUADA (CAP) 11

A.1 INTRODUCCIÓN 11

A.2 POLITICA 11

A.3 OBJETIVO 11

A.4 ORGANIGRAMA 12


B.0.- CONTROL DEL PROGRAMA DE AERONAVEGABILIDAD CONTINUADA (CAP) 14

B.1 CARATULA DEL PROGRAMA 14

B.2 CARATULA DE ASIGNACION DEL PROGRAMA 14

B.3 NUMERO DE CONTROL Y LISTA DE DISTRIBUCION DEL PROGRAMA 14

B.4 APROBACION Y REVISIÓN 15

B.5 REGISTRO DE REVISIONES 16


INTRODUCCION AL PROGRAMA DE AERONAVEGABILIDAD CONTINUADA 18

1.0 DISCUSION 18

1.1 INTRODUCCION AL CAP 18

1.2 OBJETIVO DEL CAP 18

2.0 (DETALLES IMPORTANTES DEL SISTEMA / ESTRUCTURAL) SSD’S 19

FUNDAMENTOS USADOS PARA SELECCIONAR LOS SSD´s 19

LOS SSD´s FUERON SELECCIONADOS BASADOS EN LO SIGUIENTE 19

A. EXPERIENCIA EN EL SERVICIO 19

FECHA: 11-NOV-2011 REVISIÓN: 01 PAGINA : 3

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REGRESARINDICE GENERAL (Cont....)


B. BOLETINES DE SERVICIO, NEWSLETTERS Y SERVICEKITS 19

C. ANALISIS 19

D. PRUEBAS 20

C. INSPECCION DEL AVION 20

3.0 REPORTE Y COMUNICACIONES 20

3.1 REPORTANDO LAS DISCREPANCIAS21

3.2 DISPOSICION DEL FORMATO DE DISCREPANCIAS 21

3.3 ACCIONES DE SEGUIMIENTO DEL FABRICANTE 21

4.0 INFORMACION BASICA 22

4.1 INSPECCION 22

1. GENERAL 22

4.2 MANUALS/PARTS. 22

4.3 SERVICE LETTERS/BULLETINS. 23

5.0 APPLICABILITY/LIMITATIONS. 23

6.0 SIGNIFICANT DETAILS. 23

6.1 CAP FORMS 23

6.2 REPAIR INFORMATION / MODIFICATION24

DISCREPANCE REPORT 25

SECTION I – TECHNICAL DOCUMENT REFERENCES 26

MANUALS 26

SERVICE BULLETINS 26,27


SECTION II - LISTING OF CONTINUED AIRWORTHINESS PROGRAM INSPECTIONS29- 30


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REGRESARINDICE GENERAL (Cont....)


SECTION III – CONTINUING AIRWORTHINESS PROGRAM INSPECTION 31

27-10-00 - Control Wheel Inspection 31

28-20-01 - Hose - Fuel Line Inspection 32

28-30-01 - Quick Drain Valves - Fuel Reservoir and Fuel Tanks Inspection 33-34

28-30-02 - Strainer Drain Control Inspection 35

28-40-01 - Fuel Gaging System Inspection 36

29-10-01 - Hydraulic Hose Replacement and Hydraulic Component Replacement 37-38

Página en blanco 32-10-02 – No Aplicable por Numero de Serie de la Aeronave39-40

57-10-00 - Aileron Balance Weight Inspection 41

57-10-02 - Wing Strut and End Fitting 42-43

57-10-03 - Wing Fuselage Attach Fittings Inspection 44-45

57-50-00- Flap Inspection 46-47

57-50-01 - Flap Support Bracket, Flap Track, and Roller Inspection 48

57-60-00- Aileron Inspection 49-50

71-20-00 - Engine Mount Welded Joint Inspection 51-52

79-10-00 - Oil Cooler Inspection 53



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APLICABILIDAD

MODEL SERIAL

172 Thru 172Q 610, 612, 615, 622, 625, 630,638,639, 2800 Thru 17276211

OB-584 172B AÑO DE FABRICACION 1961 SERIAL 17248688


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REGRESARLISTA DE PÁGINAS EFECTIVAS

PAGINA REVISION FECHA

1 01 11-NOV-2011

2 01 11-NOV-2011

3 01 11-NOV-2011

4 01 11-NOV-2011

5 01 11-NOV-2011

6 01 11-NOV-2011

7 01 11-NOV-2011

8 01 11-NOV-2011

9 ORIGINAL 08-ABR-2010



12 01 11-NOV-2011




16 01 11-NOV-2011



19 01 11-NOV-2011


21 01 11-NOV-2011





26 01 11-NOV-2011



29 01 11-NOV-2011


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REGRESARLISTA DE PÁGINAS EFECTIVAS (Cont…)

PAGINA REVISION FECHA

30 01 11-NOV-2011









39 01 11-NOV-2011

40 01 11-NOV-2011
















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PAGINA INTENCIONALMENTEDEJADO EN BLANCO

FECHA: 08-ABRIL-2010 REVISION: ORIGINAL PAGINA: 9

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REGRESARA.0 PROGRAMA DE AERONAVEGABILIDAD CONTINUADA (CAP)

A.1 INTRODUCCIÓN

El presente Programa de Aeronavegabilidad Continuada ha sido desarrollado por TRAVEL AIR E.I.R.L. en base al Manual D5133-13 publicado por Cessna Aircraft Company, como un complemento al Programa de Mantenimiento Aprobado por la DGAC.

Este Manual será usado por TRAVEL AIR como parte de su Programa de Mantenimiento, para garantizar la Aeronavegabilidad continuada de sus Aeronaves. Los ICA (Inspecciones de aeronavegabilidad Continuada) son fichas de inspección donde se muestran los cumplimientos INICIAL y REPETITIVO.

A.2 POLITICA

TRAVEL AIR E.I.R.L., posee un equipo de trabajo de alto nivel profesional cuyas acciones diarias de mantenimiento las ejecutamos con un elevado profesionalismo para garantizar la aeronavegabilidad continua de nuestras aeronaves, nuestra visión de empresa está basada en los siguientes principios:

INTEGRIDAD PERSONAL como expresión de disciplina, orden, respeto, honestidad y entusiasmo.

CREATIVIDAD E INNOVACIÓN como parte de nuestro reto diario para el mejoramiento continúo.

PRODUCTIVIDAD en nuestro trabajo y en el empleo de los recursos materiales.

CONSCIENCIA en la ejecución de tareas de mantenimiento libre de errores y el COMPROMISO leal con la compañía y con las realizaciones de calidad.

SEGURIDAD EN LAS OPERACIONES: Actitud proactiva y acciones dinámicas preservando la seguridad e integridad de las aeronaves.

A.3 OBJETIVO.

El objetivo de este Programa de Aeronavegabilidad Continuada es garantizar la aeronavegabilidad de cada una de nuestras aeronaves para brindan un servicio más eficiente con un alto grado de seguridad para nuestros clientes.


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A.4 ORGANIGRAMA

Este organigrama obedece únicamente a los responsables directos de velar el cumplimiento del Programa de Aeronavegabilidad Continua (CAP).

FECHA: 11-NOV-2011 REVISION: 01 PAGINA: 12

GERENTE DE MANTENIMIENTO

JEFE DE CONTROL DE CALIDAD

INSPECTOR DE MANTENIMIENTO

CONTROL DE MANTENIMIENTO

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B.0 CONTROL DEL PROGRAMA DE AERONAVEGABILIDAD CONTINUADA (CAP)B.1 CARATULA DEL PROGRAMA

Es la primera página de este Programa con el propósito de facilitar su identificación.

B.2 CARATULA DE ASIGNACION DEL PROGRAMA

Es la Segunda Pagina de este Programa donde se registra el Numero del Manual asignado, el Número de Revisión actual y el nombre del departamento, entidad o a quien es asignado el presente el manual.

B.3 NÚMERO DE CONTROL Y LISTA DE DISTRIBUCION DEL PROGRAMA

Los Programa asignados serán numerados correlativamente con un número de control. El departamento de Control de Mantenimiento mantendrá una Lista de Asignación de los Manuales en la que incluirá el número de control y las revisiones que se han incorporado.

01 Dirección General de Aeronáutica Civil (D.G.A.C.) (CD)

02 Gerencia de mantenimiento

03 Departamento de Control de Calidad

04 Control de Mantenimiento

05 Estación de Línea Nazca

06 Departamento de Instrucción y publicaciones


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B.4 APROBACION Y REVISIÓN

En esta sección se establecen los procedimientos para que el CAP (Programa de Aeronavegabilidad Continuada) se mantenga actualizado.

La revisión del CAP, es responsabilidad directa del Gerente de Mantenimiento, sin embargo podrá delegar esta función; toda vez que la DGAC emita una nueva Norma técnica, revisiones efectuadas por Cessna o cuando Travel Air considere conveniente para mejorar su Programa.

El responsable de efectuar la revisión recibirá todas las sugerencias de revisiones al manual de los usuarios asignados, insertando las correcciones o modificaciones que considere necesarias; una vez realizada la revisión se insertara al el pie de página la fecha de la revisión seguido del N de revisión correspondiente, para posteriormente solicitar a través del Inspector Principal de Mantenimiento (IPM DGAC) su aceptación o aprobación.

El responsable de la revisión remitirá al IPM de Travel Air, a través de mesa de partes del MTC, una carta de presentación con el logo tipo de la compañía y la firma del Gerente de Mantenimiento junto con un ejemplar de las páginas revisadas y dos copias de la lista de páginas efectivas.

Una vez aprobada o aceptada la revisión, con la refrenda del IPM en la lista de las páginas efectivas, el Departamento de Control de Mantenimiento sacará copias suficientes de las revisiones para su distribución a las diferentes áreas.

Las revisiones serán distribuidas por el encargado del Departamento de Control de Mantenimiento con un cargo de entrega, será responsabilidad del usuario el insertar las revisiones de acuerdo con la lista de páginas efectivas.


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B.5 REGISTRO DE REVISIONES

REVISION FECHA DE REVISION

FECHA DE APROBACION

EFECTUADO POR

ORIGINAL 08-MAY-2010 27-AGO-2010 CARLOS PALACIN CORCUERA

01 11-NOV-2011 MELQUIADES CHAVEZ GALDOS


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OBJETIVO DE PROGRAMA DE AERONAVEGABILIDAD CONTINUADA

1.0 DISCUSION.

El programa de la aeronavegabilidad Continuada (CAP) consiste en recomendaciones de inspección, que cuando se combinan con los requisitos de mantenimiento existentes, ayudará a mantener la aeronavegabilidad continuada de la aeronave.

1-1 INTRODUCCION AL CAP.

Las aeronaves que contenidas en este CAP, fueron entregados (cuando fueron vendidos) con los programas de inspección recomendadas. Manuales de mantenimiento continuamente actualizados complementados con los boletines del servicio e información para el propietario fueron proporcionados (mediante subscripciones con Cessna) con la intención de mantener la aeronavegabilidad de las aeronaves.

Debido a que estas aeronaves han sido asignados a variadas misiones (vuelos privados, turísticos, paracaidismo etc.), el tipo de cuidado que se le presta, así como el envejecimiento general e índice de uso (horas de vuelo del avión), Cessna considera necesario proporcionar requerimientos adicionales a los programas de inspección como un medio de garantía adicional para que los aviones puedan continuar siendo aeronavegables. De la experiencia que Cessna ha adquirido y el apoyo continuo de los reportes de campo de las aeronaves, Cessna continúa dando información de servicio para las aeronaves por medio de los CAP.

Este CAP ha sido desarrollado por Cessna en conformidad con las guías proporcionadas por los Circulares de Asesoramiento 91-56 y 91-60 de la FAA. El CAP no intenta hacer cambios o sustituir, pero puede proporcionar información adicional al MANUAL DE SERVICIO o cartas de servicio que son aplicables.

1-2 OBJETIVO DEL CAP.

Este CAP se ha desarrollado para asegurar la capacidad de la aeronave para performar dentro de los parámetros de la certificación original.

Los CAP están direccionados hacia los componentes estructurales primario y secundario, motor, Items eléctricos y sistemas primario y secundario para lograr este objetivo declarado de aeronavegabilidad continuada.

Condiciones para establecer las bases para que los Items detallados en los CAP sean incluidos, la aeronave debe reunir con las siguientes condiciones:

A. La aeronave ha sido mantenida en concordancia con las recomendaciones de Cessna o equivalente.

B. Cuando el CAP está dirigido a un componente o parte específico, se da a entender que la inspección incluirá la observación y evaluación de las aéreas alrededor de las partes y equipamientos. Cualquier discrepancia encontrada durante la inspección fuera del alcance del CAP debera ser comunicado a Cessna a través del sistema de reporte de condición existente de manera que se pueden realizar cambios al CAP en caso necesario.


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C. Los aviones modificados por un Certificado Tipo Suplementario (STC) no son responsabilidad de Cessna. Cualquier inspección requerida dentro de lo manuales de Cessna o CAP´s que tengan áreas que hayan sido modificados por un STC serán automáticamente referidas al titular del STC, por el propietario y / u organización de mantenimiento para la obtención de las directrices de mantenimiento aprobadas por la FAA.

2-0 (DETALLES IMPORTANTES DEL SISTEMA / ESTRUCTURAL) SSD'S.

Los elementos designados para la inspección en este documento son esas estructuras o sistemas que incluyen el motor y sistemas eléctricos cuyas fallas podrían causar la pérdida o daños sustanciales a la aeronave. Los términos detalles estructuralmente importantes o detalles importantes del sistema (SSD) se aplicará a estos Items críticos. La selección y el seguimiento de estos SSD´s es el núcleo del (CAP) Programa de Aeronavegabilidad continuada.

2-1 FUNDAMENTOS USADOS PARA SELECCIONAR LOS SSD'S.

La flota Cessna series 100 fue diseñada para vuelos comerciales y vuelos de placer. Sin embargo, desde su producción en común algunos de estos aviones tienen más de 10.000 horas de vuelo y otros son mayores de (20 años) con pocas horas de vuelo, los métodos y fundamentos utilizados para la selección de los SSD críticos se dispone en el párrafo 2-2, A. hasta la E.

2-2 LOS SSD'S FUERON SELECIONADOS BASADOS EN LO SIGUIENTE:

A. EXPERIENCIA EN EL SERVICIO.

La correspondencia del cliente y reportes de condición también fueron revisados durante el proceso de selección de los SSD´s críticos. Los informes (reportes) también fueron utilizados para seleccionar los items que eran similares en aplicación para otras aeronaves basadas en función a su diseño y carga.

B. BOLETINES DE SERVICIO, NEWSLETTERS, Y SERVICE KITS.

Los boletines de servicio han sido revisados y volvieron a tratarse los criterios de seguridad de vuelo para ayudar a seleccionar los SSD críticos. Algunos de estos documentos se consideran vitales para la operación segura de la aeronave y en consecuencia, la estructura afectada o componentes del sistema serán enumerados como un SSD.

NOTA.Algunos de estos boletines pueden ya estar incorporados

dentro del programa de mantenimiento del operador.

C. ANALISIS.

Se revisaron los análisis existentes para identificar los componentes en áreas que puedan haber mostrado el potencial requerimiento de inspección adicional.

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D. PRUEBAS.

Se realizo una revisión de los resultados de las pruebas aplicables al diseño. Se evaluaron los resultados de las condiciones de carga junto con pruebas estáticas y de fatiga. Los datos resultantes se utilizaron para determinar si el componente debería ser considerado como un SSD para su incorporación dentro del CAP.

E. INSPECCION DEL AVION.

Aeronaves con muchos años de operación fueron desarmadas completamente para ser inspeccionado con la finalidad de seleccionar los SSD. Inspecciones especiales fueron realizadas a otras aeronaves con muchos años de operación para complementar estas inspecciones.

Los efectos de la corrosión no se han tenido en cuenta en la selección y justificación del SSD o los efectos sobre la fatiga por estrés. Es difícil determinar los efectos de la corrosión, pero como son recibidos los reportes de inspección del CAP, los tiempos de inspección serán ajustados como sea necesario dependiendo de la severidad de la discrepancia.

NOTA

Si una aeronave tiene un historial donde se hayan realizado vuelos de reconocimiento a baja altura sobre el terreno las inspecciones Inicial y Repetitivo

se reducen a la mitad.

3-0. REPORTE Y COMUNICACIONES.

Para que los CAP puedan tener éxito en forma permanente, es esencial que exista un libre flujo de información entre el operador, la DGAC y Cessna. Los detalles significativos de los resultados de la inspección, reparaciones y modificaciones ejecutados deben ser comunicados a Cessna con el fin de evaluar la eficacia de sus procedimientos de control recomendadas y los intervalos de tiempo. En algunos casos, es posible obtener extensiones en las frecuencias de inspección si la información obtenida sugiere la aparición de problemas de fatiga a un mayor número de horas de vuelo de lo inicialmente previsto.

Además, Items no considerados anteriormente para su inclusión en el CAP pueden ser descubiertos por el operador a través de las inspecciones y los reportes de inspección. Estos Items serán evaluados por Cessna y si es de aplicación general a las configuraciones de la aeronave en cuestión, se añadirá al CAP para el beneficio de todos.

Se ha establecido e incorporado en este documento un sistema de reporte consecuente con los sistemas empleados por el CESSNA PROPELLER PRODUCT SUPPORT ORGANIZATION y registrada en este CAP. Las copias de los formularios pertinentes están disponibles para usted en la Estación de Servicio de Cessna o el Servicio de Ingeniería de campo de la Fábrica.


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3.1. REPORTANDO LAS DISCREPANCIAS.

El reporte de las discrepancias es esencial para proveer y ajustar los parámetros de inspección y los intervalos de tiempo en mayor o menor intensidad, así como la incorporación o eliminación de los SSD. Basado en los datos reportados, puede ser posible perfeccionar los métodos de inspección, reparaciones y modificaciones involucrados en los SSD.Todas las rajaduras y corrosiones de gravedad encontrados en materia de inspección de un SSD serán notificadas a la Cessna. Los resultados de la inspección SSD se informara en un formulario como se muestra en la página siguiente:

3-2. DISPOSICION DEL FORMATO DE DISCREPANCIAS.

Enviar todos los datos disponibles incluyendo las reparaciones, fotos, etc. a la siguiente dirección:

Cessna Aircraft CompanyAttn: CAP ProgramTechnical Support ServicesDept. 751P.O. Box 7706Wichita, Kansas 67277Fax 1-316-942-9006

NOTA

Este sistema no reemplaza la condición de comunicación del sistema de reportes para aquellos Items no cubiertos por el CAP.

3-3. ACCIONES DE SEGUIMIENTO DEL FABRICANTE.

Todos los reportes SSD serán revisados para ver si algunas de las siguientes acciones deberían ser tomadas:

1. Chequear sus efectos en la integridad estructural u operacional.

2. Chequear otras aeronaves con altas cantidad de horas a fin de considerar la emisión de un boletín de servicio.

3. Ver si un reforzamiento es necesario.

4. Revisar el CAP si es necesario.


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4-0. INFORMACION BASICA.

This CAP applies to the 100 Series Aircraft. Refer to individual 100 Series Service Manuals for specific inspection programs on your aircraft.

NOTA.- Desde el párrafo 4.1 hasta la página final se mantendrán tal como fueron publicados en Ingles.

4-1. INSPECTION.

1. GENERAL

A. A recommended method of inspection is given; however, if the operator can show that an alternate method is equal to or better than the suggested method for detecting damage, then it will be considered as a possible alternate inspection method.

B. The following general eddy current inspection shall be used where called out as "INSPECTION PROCEDURES" within Section III.

C. Eddy current inspect using an eddy current test instrument capable of detecting the simulated cracks in a bolt hole and surface reference standard equivalent to the HRS-10A and SRS-123A standard available from NDT Engineering, 7056 S. 220th, Kent, WA 98032.

D. The following general liquid penetrant inspection shall be used where called out as "INSPECTION PROCEDURES" within Section III.

E. Penetrant inspection is used to detect small cracks or discontinuities open to the surface which may not be evident by normal visual inspection. Penetrant inspection can be used on most airframe parts and assemblies accessible for its application. The inspection is performed by applying a liquid which penetrates into surface defects so that visual indications are obtained by color contrast or fluorescence of the penetrant under the display of black light. The penetrant method of inspection requires that the surface in the inspection area be thoroughly clean and free of paint.

4-2. MANUALS/PARTS.

Cessna has a number of documents that are useful to maintaining continued airworthiness of aircraft:

Cessna 100 Series Service ManualCessna 100 Series Parts CatalogsCessna Single Engine Service Bulletin SummariesCessna Newsletter Summaries

For information regarding these documents, contact:

Cessna Parts DistributionAttn: SPA DepartmentP.O. Box 949Wichita, Kansas 67218


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4-3. SERVICE LETTERS/BULLETINS.

As an aid to the operator, a listing of all the Service Letters/Bulletins pertaining to these 100 Series Aircraft CAPS, are listed in Section 1, titled: TECHNICAL DOCUMENT REFERENCE. For information concerning the technical data included in these Service Letters/Bulletins that apply to your aircraft, you may contact Cessna's Propeller Technical Information Services, Department 753. The telephone number for customer assistance is (316) 941-7550. A Service Bulletin Listing Program, that provides a list of all Cessna Service Bulletins and Service Newsletters, applicable to a particular airplane model and serial number is also available from Cessna. This service is obtained by calling (316) 941-6118.

5-0. APPLICABILITY/LIMITATIONS.

The Cessna 100 series aircraft have had many modifications that were accomplished under STC's by other organizations without Cessna Engineering involvement. Because Cessna does not have knowledge of the airworthiness of STC's, this report cannot apply to those areas affected by such STC's and the STC holder should prepare a CAP for each particular modification.

6-0. SIGNIFICANT DETAILS.

This section contains the significant details selected by the rationale process described in paragraph 2-2. These items are considered significant to maintain continued airworthiness of all Cessna 100 series models. Service Bulletins considered mandatory for airworthiness will be listed in Section 1, TECHNICAL DOCUMENT REFERENCE.

A summary of the CAPs is shown in the section titled: LISTING OF CONTINUED AIRWORTHINESS INSPECTIONS. This can be used as a checklist by the operators.

6-1. CAP FORMS.

Each CAP will be listed on a form and will contain the following:

1. Continued Airworthiness Inspection Number.2. Title.3. Effectivity.4. Inspection Compliance.5. Initial.6. Repeat.7. Purpose.8. Inspection Procedure.9. Access/Location.10. Detectable Crack Size.11. Inspection Procedure.12. Repair/Modification.13. Comments.


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6-2. REPAIR INFORMATION/MODIFICATION

Repairs may be made in accordance with the applicable Cessna Service/Maintenance Manual or FAA AC43-13 acceptable methods of alteration and repair. Any repair not covered by the recommendations in this CAP Program may be coordinated with Cessna Technical Information Services at Telephone (316) 941-7550


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REGRESARCESSNA AIRCRAFT COMPAINY

MODEL 100 SERIESCONTINUED AIRWORTHINESS PROGRAM

DISCREPANCY REPORT

CAP'S NO: _______________AIRPLANE LOCATION: _________________S/N OF

AIRPLANE:_________

INSPECTION CONDUCTED: Date ___________Airplane Total Hours ______________ Cycles N/A

Component Total Hours____________ Cycles N/A

SERVICE HISTORY:

____________________________________________________________________________________

____________________________________________________________________________________

____________________________________________________________________________________

INSPECTION METHOD/LIMITS:

____________________________________________________________________________________

____________________________________________________________________________________

____________________________________________________________________________________

ACCESS REQUIRED:

____________________________________________________________________________________

____________________________________________________________________________________

____________________________________________________________________________________

REPAIR DESCRIPTION:

____________________________________________________________________________________

____________________________________________________________________________________

____________________________________________________________________________________

COMMENTS:

____________________________________________________________________________________

____________________________________________________________________________________

____________________________________________________________________________________

Enclose all available data including photos, sketches, etc to:

Cessna Aircraft Company

Attn: CAP Program

Technical Support Servies

Dept. 751

P.O. Box 7706

Wichita, Kansas 67277

FAX 1-316-942-9006


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SECTION I - TECHNICAL DOCUMENT REFERENCE

SERVICE MANUALS

Model Number Title

100 Series Service Manual D138-13 172 - 172C (1956 - 1962)

To obtain Service Manuals, write to:Cessna Parts DistributionAtt: SPA DeptP.O. Box 949Wichita, Kansas 67218

SERVICE BULLETINS

Number Title Date Cap Insp

SL64-8 Control Wheel Inspection 2/14/64 27-10-00SL65-1 Baggage Compartment Corrosion 1/5/65 53-20-00SL67-60 Aileron End Bearing Inspection 11/21/67 27-10-01SE70-32 Horizontal Stabilizer Attachment 12/18/70 55-10-02

Brackets InspectionSE71-23 Horizontal Stabilizer Attachment Inspection 8/6/71 71-60-00SE71-27 Cowl Flap Hinge Pin Inspection 11/12/71 57-10-00SE72-03 Vertical Stabilizer Attachment Inspection 2-11-72 55-30-03SE72-29 Vertical Fin Attachments 9/29/72 53-40-00SE73-12 Aileron Cable Inspection 5/18/73 27-10-02SE74-14 Fuel Vent Line Inspection 6/21/74 28-20-03SE78-62 Vertical Fin Attach Bracket Inspection 10/13/78 55-30-00SE79-49 Vertical Fin Attach Bracket Nutplate 4/28/80 55-30-02

InspectionSE80-57 Elevator Trim Tab Inspection 5/12/80 27-30-00SE80-65 Rudder Stop Clip Inspection 6/16/80 27-20-00SE80-85 Vertical Fin Rear Spar Inspection 9/29/80 55-30-01SE80-96 Oil Cooler Inspection 1/12/81 79-10-00SE84-8 Quick Drain Valves - Fuel Reservoir 3/16/84 28-30-01

and Fuel Tanks Inspection

FECHA: 11-NOV-2011 REVISION: R1 PAGINA: 26

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SERVICE BULLETINS

Number Title Date Cap Insp

SNL85-54 Hydraulic Hose Replacement and 11/27/85 29-10-01Hydraulic Component Replacement

SNL86-49 Main Landing Gear Actuator 12/12/86 32-30-01Mounting Bolts

SEB89-1 Stabilizer Balance Weight Bracket 12/21/90 55-20-03Inspection

SEB90-1 Main Landing Gear Pivot Inspection 9/21/90 32-10-00

Service Bulletins listed above, write to:Cessna Aircraft Company Dept 753C.P.O. Box 7706Wichita, Kansas 67277


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REGRESARSECTION II - LISTING OF 172 SERIES CONTINUED AIRWORTHINESS PROGRAM

INSPECTIONS

OB-584 172B AÑO DE FABRICACION 1961 SERIAL NUMBER 17248688

CAPInspection Compliance

Number TitleINSPECTION

PROCEDURESINITIAL REPEAT

27-10-00 Control Wheel Inspection VISUAL 1,000 Hrs 1,000 Hrs

28-20-01 HOSE – Fuel line Inspection VISUAL 5 Yrs 2 Yrs

28-30-01Quick drain Valves – Fuel Reservoir and Fuel Tank Inspection

VISUAL1000 Hrs or

2 Yrs1000 Hrs or

2 Yrs

28-30-02 Strainer Drain Control Inspection VISUAL5 Yrs Control 5Yrs Spring

5 Yrs Control 5 Yrs Spring

28-40-01 Fuel Gauging Systems Inspection VISUAL1,000 Hrs or

3 Yrs1,000 Hrs or 3 Yrs

29-10-01Hydraulic Hose Replacement and Hydraulic Component Replacement

VISUAL1000 Hrs or

3 yrs1000 Hrs or 3 yrs

57-10-00 Aileron Balance Weight Inspection VISUAL 12,000Hrs 2,000 Hrs

57-10-02 Wing Strut and End FittingEDDY CURRENT AND

VISUAL6,000 Hrs

1,000 Hrs (ver Nota 1)

57-10-03Wing Fuselage Attach Fitting Inspection

EDDY CURRENT 12,000Hrs 3,000 Hrs

57-50-01Flap Support Bracket, Flap Track, and Roller Inspection

VISUAL1,000Hrs

500Hrs

57-60-00 Aileron Inspection VISUAL100 Hrs or 12 Months

100 Hrs or 12 Months

71-20-00Engine Mount Welded joint Inspection

VISUAL AND DYE PENETRANT

10,000Hrs

5,000Hrs

79-10-00 Oil Cooler Inspection VISUAL1,000 Hrs

Or3 Yrs

1,000 HrsOr

3 Yrs

NOTA1. Should any history of low level overland survey or patrol exist, then the initial inspection compliance is 6000-hours with repeat at 1000-hour intervals thereafter.


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SECTION III - CONTINUING AIRWORTHINESS PROGRAM INSPECTION

Aircraft CESSNA LUGAR:

Model/TypeTotal Time:

Serial Number

Registration Fecha Apertura:

TITLE Control Wheel Inspection 27-10-00

EFFECTIVITYINSPECTION

COMPLIANCE172 Thru 172Q 610, 612, 615, 622, 625, 630, 638,639, 2800 Thru 17276211 INITIAL 1000 HRS

REPEAT 1000 HRSThereafter

PURPOSETo inspect control wheel for cracks.

INSPECTION INSTRUCTIONSVisual inspect control wheel for cracks.

ACCESS/LOCATION DETECTABLE CRACK SIZEControl Column N/A

INSPECTION PROCEDUREVisual

REPAIR/MODIFICATIONReplace control wheel

COMMENTSRef: SL64-8

REMARK COMPLIANCE:

FECHA DE CUMPLIMIENTO ……………………………………………………………..

MECANICO INSPECTOR

(D5133-13) 27-10-00


CAPMODEL 172 SERIES


REGRESAR



Serial Number


TITLE Hose - Fuel Line Inspection 28-20-01


COMPLIANCE172 Thru 172Q 610, 612, 615, 622, 625, 630, 638,639, 2800 Thru 17276211 INITIAL 5 YRS

REPEAT 2 YRSThereafter

PURPOSETo ensure hose integrity.

INSPECTION INSTRUCTIONS1. Inside cabin, open up the headliner upholstery just forward of rear door post.2. Inside wing, remove access cover next to cabin on bottom side.3. Check hose on each side for cracks, weeping and deterioration.4. Replace hose as necessary. When replacing hoses, use new clamps.

Note: Refer to applicable Service Manual for location of hoses.

ACCESS/LOCATION DETECTABLE CRACK SIZECabin Area N/A


REPAIR/MODIFICATIONReplace hose as required.

COMMENTS

REMARK COMPLIANCE:


MECANICO INSPECTOR

(D5133-13) 28-20-01


CAPMODEL 172 SERIES


REGRESAR



Serial Number


TITLE Quick Drain Valves - Fuel Reservoir and Fuel Tanks Inspection 28-30-01


COMPLIANCE172 Thru 172Q 610, 612, 615, 622, 625, 630, 638,639, 2800 Thru 17276211 INITIAL 1000 HRS

Or 2 YRSREPEAT 1000 HRS

Or 2 YRSThereafter

PURPOSETo check for possible corrosion.

INSPECTION INSTRUCTIONS1. Remove fuel reservoir/fuel tank quick drain valve and inspect for corrosion. If corrosion exists the valve must be

replaced.2. Inspect fuel reservoir for internal corrosion.

ACCESS/LOCATION DETECTABLE CRACK SIZEUnder side of wing N/A


REPAIR/MODIFICATIONReplace as required.

COMMENTSRef: SE84-8

REMARK COMPLIANCE:


MECANICO INSPECTOR


CAPMODEL 172 SERIES


CONTINUING AIRWORTHINESS PROGRAM INSPECTIONS: 28-30-01

Quick Drain Valves - Fuel Reservoir Fuel TankFigure 3-3 (Sheet 1)

(D5133-13) 28-30-01


CAPMODEL 172 SERIES


REGRESAR



Serial Number


TITLE Strainer Drain Control Inspection 28-30-02

EFFECTIVITY INSPECTION COMPLIANCE

172 Thru 172Q 610, 612, 615, 622, 625, 630, 638, INITIAL 5 YRS – Control 639, 2800 Thru 17276211 5 YRS – Spring

REPEAT 5 YRS – Control5 YRS – Spring Thereafter

PURPOSEIf fuel strainer drain valve does not close fully when control is released, it can cause continuous loss of fuel.

INSPECTION INSTRUCTIONS1. Ensure that control is rigged properly, refer to applicable Service Manual.2. Accomplish preflight check; pull control to drain strainer, then manually push control forward after actuating.

Visually check that valve is closed.

ACCESS/LOCATION DETECTABLE CRACK SIZELower instrument panel/lower firewall.

N/A


REPAIR/MODIFICATIONReplace control/return spring

COMMENTS

REMARK COMPLIANCE:


MECANICO INSPECTOR


CAPMODEL 172 SERIES

SUPLEMENTO DEL PMA CONTINUED AIRWORTHINESS PROGRAM(D5133-13) 28-30-02

REGRESARAircraft CESSNA LUGAR:


Serial Number


TITLE Fuel Gaging System Inspection 28-40-01


172 Thru 172Q 610, 612, 615, 622, 625, 630, 638, INITIAL 1000 HRS639, 2800 Thru 17276211 or 3 YRS

REPEAT 1000 HRS or 3 YRS

Thereafter

PURPOSETo ensure that fuel gage is reading propery.

INSPECTION INSTRUCTIONS1. Defuel airplane.2. Turn master switch On; ensure that fuel gage reads "0" empty when tank has only unusable fuel

remaining.

ACCESS/LOCATION DETECTABLE CRACK SIZEWing tank filler port.

N/A


REPAIR/MODIFICATIONAdjust/replace transmitter and/or gage as required.

COMMENTS

REMARK COMPLIANCE:


MECANICO INSPECTOR

(D5133-13) 28-40-01


CAPMODEL 172 SERIES




Serial Number


TITLE Hydraulic Hose Replacement and Hydraulic Component Replacement 29-10-01


172 Thru 172Q 610, 612, 615, 622, 625, 630, 638, INITIAL 1000 HRS639, 2800 Thru 17276211 or 3 YRS

REPEAT 1000 HRS or 3 YRS

Thereafter

PURPOSETo ensure that the hydraulic hose and components installed on the airplane are inspected at the proper interval.

INSPECTION INSTRUCTIONSRefer to SNL85-54. (See excerpts under COMMENTS of this CAP.)

ACCESS/LOCATION DETECTABLE CRACK SIZE

As required. N/A

INSPECTION PROCEDURE

Visual

REPAIR/MODIFICATION

COMMENTS

Ref: SNL85-54.

The "on condition" interval applies to -- *

* Brake and landing gear hydraulic system hoses of the later synthetic material (S2178-XXX partnumbers).

* Landing gear hydraulic system power packs used on 1979 and later models (9881124-XX).

* All other components except earlier power packs and hoses of rubber material.

Landing gear power packs used prior to 1979 models still require overhaul every 5 years to replace rubber components. All brake and landing gear hydraulic system hoses used prior to the S2178-XXX part numbers still require replacement every 5 years to replace the rubber hose material.

NOTE

Although part number identification is the positive method to determine hose material, the synthetic hydraulic system hoses generally have a smooth, somewhat shiny surface texture and are generally a blue or reddish color. Rubber hoses are generally black and have a dull, rougher surface texture.


CAPMODEL 172 SERIES


The new overhaul/replacement requirements will be incorporated in future revisions to the applicable airplane Parts Catalogs and Service Manuals.

The revised requirements in no way preclude the importance of accomplishing thorough hydraulic system inspections, as detailed in the applicable airplane Service Manual. Routine inspections are of the utmost importance to ensure continued airworthiness, durability and reliability.

REMARK COMPLIANCE:


MECANICO INSPECTOR

(D5133-13) 29-10-01


CAPMODEL 172 SERIES


REGRESAR

CONTINUING AIRWORTHINESS PROGRAM INSPECTIONS:

32-10-02

NO APLICABLE POR SERIAL NUMBER


CAPMODEL 172 SERIES


REGRESAR

CONTINUING AIRWORTHINESS PROGRAM INSPECTIONS

32-10-02

NO APLICABLE POR SERIAL NUMBER


CAPMODEL 172 SERIES




Serial Number


TITLE Aileron Balance Weight Inspection 57-10-00


172 Thru 172Q 610, 612, 615, 622, 625, 630, 638, INITIAL 3000 HRS639, 2800 Thru 17276211

REPEAT 3000 HRS Thereafter

PURPOSETo inspect aileron balance weight for corrosion and loosen rivets.

INSPECTION INSTRUCTIONS1. Remove aileron in accordance with the applicable Service Manual.2. Visual inspect aileron balance weight for corrosion and loose attach rivet.3. Reinstall aileron in accordance with applicable Service Manual.

ACCESS/LOCATION DETECTABLE CRACK SIZEAileron

N/A


REPAIR/MODIFICATIONRepair corrosion using standard corrosion removal procedures and replace rivets as required.Replace loose rivets with MS204700A5 Rivets.

COMMENTS

REMARK COMPLIANCE:


MECANICO INSPECTOR

(D5133-13) 57-10-00


CAPMODEL 172 SERIES




Serial Number


TITLE Wing Strut and End Fitting 57-10-02


172 Thru 172Q 610, 612, 615, 622, 625, 630, 638, INITIAL 12000 HRS *639, 2800 Thru 17276211

REPEAT 2000 HRS * Thereafter

PURPOSETo check for cracks in wing strut and end fittings.

INSPECTION INSTRUCTIONS1. Visually inspect strut tube for cracks.2. Eddy Current inspect for cracks radiating from the wing and fuselage attach holes in the wing strut end fittings,

using NDT 18 Eddy Current test unit, with 1/2-inch probe. Frequency to be 175. Test Standard shall be Grandia Test Block.

ACCESS/LOCATION DETECTABLE CRACK SIZELoosen strut cuff fairing attachments.Support wing and remove strut.

N/A

INSPECTION PROCEDUREEddy Current and Visual

REPAIR/MODIFICATIONReplace wing strut.

COMMENTSReport wing strut cracks to Cessna Aircraft Company.* Should any history of low level overland survey or patrol exist, then the initial inspection compliance is 6000-hours with repeat at 1000-hour intervals thereafter.

REMARK COMPLIANCE:


MECANICO INSPECTOR


CAPMODEL 172 SERIES



Wing Strut InspectionsFigure 3-14 (Sheet 1)

(D5133-13) 57-10-02


CAPMODEL 172 SERIES




Serial Number


TITLE Wing Fuselage Attach Fittings Inspection 57-10-03


172 Thru 172Q 610, 612, 615, 622, 625, 630, 638, INITIAL 12,000 HRS 639, 2800 Thru 17276211

REPEAT 3,000 HRS Thereafter

PURPOSETo eddy current inspect primary load path of forward and aft spar fitting.There is one known history of cracking, except for rear spar web referred to in CAP Item 57-10-04.

INSPECTION INSTRUCTIONS1. Inspect for possible cracking from wing attachment holes outward. (Refer to step 4.)2. Possible galling or deformation of wing attachment holes. (Refer to step 4.)3. Check wing attach bolts for looseness, If blots are loose, remove wing attach bolts and inspect for cracks. (Refer

to step 4.)4. Eddy Current Inspect, per instructions in section 4-0, Basic Information, pages x and xi.

ACCESS/LOCATION DETECTABLE CRACK SIZERemove wing-to-fuselage fairing strips

N/A

INSPECTION PROCEDUREEddy Current

REPAIR/MODIFICATIONReplace cracked parts.

COMMENTSContact Cessna Aircraft Company for instructions if oversize holes are found.

REMARK COMPLIANCE:


MECANICO INSPECTOR


CAPMODEL 172 SERIES



Wing Fuselage Attach FittingFigure 3-15 (Sheet 1)


CAPMODEL 172 SERIES


(D5133-13) 57-10-03

REGRESAR



Serial Number


TITLE Flap Inspection 57-50-00


172 Thru 172Q 610, 612, 615, 622, 625, 630, 638, INITIAL 100 HRS or 12 Months639, 2800 Thru 17276211

REPEAT 100 HRS or 12 Months Thereafter

PURPOSETo visually inspect the control surface skins for cracks.

INSPECTION INSTRUCTIONS

1. Visually inspect each control surface skin for cracks. Carefully inspect the bend radius areas of corrugated skins for cracks.

ACCESS/LOCATION DETECTABLE CRACK SIZEFlap

N/AINSPECTION PROCEDURE

Visual

REPAIR/MODIFICATION

Any smooth dents in the skin that are free from cracks, abrasions, and sharp corners, which are not stress wrinkles, and do not interfere with any internal structure or mechanism, may be considered as negligible damage. In areas of low stress intensity, deep scratches, or deep sharp dents, which, after trimming or stop drilling, can be enclosed by a two inch circle, can be considered negligible, if the damaged area is at least one diameter of the enclosed circle away from all exterior rivet lines and material edges. Damage that is not negligible, shall be repaired prior to returning airplane to service.

Cracks in corrugated skins;

1. It is permissible to stop drill a crack that originates at the trailing edge of the control surface or from a trailing edge rivet and is not more than 2 inches in length.

2. Stop drill crack using a drill #30 (.128 inch) drill.3. A crack may only be stop drilled once.

NOTE: A crack that passes through a flap trailing edge rivet and does not extend to the trailing edge of the skin may be stop drilled at both ends of the crack.

4. Any control surface that has a crack that progresses past a stop drilled hole shall have an approved repair or skin replacement made as soon as practicable.

5. A control surface that has any of the following conditions shall have an approved repair or skin replacement made as soon as practicable:A. A crack that is longer than 2 inches.B. A crack that does not originate from the trailing edge or a trailing edge rivet.C. Cracks in more than six trailing edge rivet locations per skin.

6. Affected control surfaces with corrugated skins and having a stop drilled crack that does not extend past the stop drill hole, may remain in service without additional repair.

COMMENTS


CAPMODEL 172 SERIES


REMARK COMPLIANCE:


MECANICO INSPECTOR


Flap InspectionFigure 3-18 (Sheet 1)

CAPMODEL 172 SERIES




Serial Number


TITLE Flap Support Bracket, Flap Track, and Roller Inspection 57-50-01


172 Thru 172Q 610, 612, 615, 622, 625, 630, 638, INITIAL 1000 HRS 639, 2800 Thru 17276211

REPEAT 500 HRS Thereafter

PURPOSETo ensure flap support bracket flap track and roller integrity.


1. Visually inspect flap support bracket for cracks.2. Visually inspect flap track, rollers and bushings for damage and excessive wear

ACCESS/LOCATION DETECTABLE CRACK SIZELower wing flap area.

N/A


REPAIR/MODIFICATIONReplace flap support bracket, flap track, rollers and bushings as required.

COMMENTS

REMARK COMPLIANCE:


MECANICO INSPECTOR


CAPMODEL 172 SERIES


(D5133-13) 57-50-01

REGRESAR



Serial Number


TITLE Aileron Inspection 57-60-00


172 Thru 172Q 610, 612, 615, 622, 625, 630, 638, INITIAL 100 HRS or 12 Months639, 2800 Thru 17276211

REPEAT 100 HRS or 12 MonthsThereafter

PURPOSETo visually inspect the control surface skins for cracks.


Visually inspect each control surface skin for cracks. Carefully inspect the bend radius areas ofcorrugated skins for cracks.

ACCESS/LOCATION DETECTABLE CRACK SIZE

Aileron. N/A


REPAIR/MODIFICATION

Any smooth dents in the skin that are free from cracks, abrasions, and sharp corners, which are not stress wrinkles, and do not interfere with any internal structure or mechanism, may be considered as negligible damage. In areas of low stress intensity, deep scratches, or deep sharp dents, which, after trimming or stop drilling, can be enclosed by a two inch circle, can be considered negligible, if the damaged area is at least one diameter of the enclosed circle away from all exterior rivet lines and material edges. Damage that is not negligible, shall be repaired prior to returning airplane to service.

Cracks in corrugated skins;

1. It is permissible to stop drill a crack that originates at the trailing edge of the control surface or from a trailing edge rivet and is not more than 2 inches in length.

2. Stop drill crack using a drill #30 (.128 inch) drill.3. A crack may only be stop drilled once.

NOTE: A crack that passes through a flap trailing edge rivet and does not extend to the trailing edge of the skin may be stop drilled at both ends of the crack.

4. Any control surface that has a crack that progresses past a stop drilled hole shall have an approved repair or skin replacement made as soon as practicable.

5. A control surface that has any of the following conditions shall have an approved repair or skin replacement made as soon as practicable:

A. A crack that is longer than 2 inches.B. A crack that does not originate from the trailing edge or a trailing edge rivet.C. Cracks in more than six trailing edge rivet locations per skin.

6. Affected control surfaces with corrugated skins and having a stop drilled crack that does not extend past the stop drill hole, may remain in service without additional repair.

COMMENTS


CAPMODEL 172 SERIES


REMARK COMPLIANCE:


MECANICO INSPECTOR


Flap InspectionFigure 3-19 (Sheet 1)

CAPMODEL 172 SERIES




Serial Number


TITLE Engine Mount Welded Joint Inspection 71-20-00


172 Thru 172Q 610, 612, 615, 622, 625, 630, 638, INITIAL 10,000 HRS 639, 2800 Thru 17276211

REPEAT 5,000 HRS Thereafter

PURPOSETo inspect welded joints on the engine mounts for cracks.

INSPECTION INSTRUCTIONSDye Penetrant inspect all welded joints on the engine mounts.

ACCESS/LOCATION DETECTABLE CRACK SIZEEngine nacelle.

N/A

INSPECTION PROCEDUREVisual and Dye Penetrant

REPAIR/MODIFICATIONIf cracks are found, contact Cessna Aircraft Company and describe condition

COMMENTS

REMARK COMPLIANCE:


MECANICO INSPECTOR

(D5133-13) 71-20-00


CAPMODEL 172 SERIES


REGRESAR


Engine Mount Welded Joint InspectionFigure 3-20 (Sheet 1)

(D5133-13) 71-20-00


CAPMODEL 172 SERIES




Serial Number


TITLE Oil Cooler Inspection 79-10-00


172 Thru 172Q 610, 612, 615, 622, 625, 630, 638, INITIAL 1,000 HRS or 3 YRS639, 2800 Thru 17276211

REPEAT 1,000 HRS or 3 YRS Thereafter

PURPOSETo inspect oil cooler for internal corrosion.

INSPECTION INSTRUCTIONSInspect oil cooler for corrosion. (Refer to SE80-96.)

ACCESS/LOCATION DETECTABLE CRACK SIZEEngine Nacelle.

N/A


REPAIR/MODIFICATIONRepair in accordance with SE80-96.

COMMENTSRef: SE80-96

REMARK COMPLIANCE:


MECANICO INSPECTOR


CAPMODEL 172 SERIES


REGRESAR



cap 172 series

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