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  • 1. INSTITUTO POLITECNICO NACIONAL ESCUELA SUPERIOR DE INGENIERIA MECANICA Y ELECTRICA UNIDAD PROFESIONALTICOMAN INGENIERIA AERONAUTICA SEMINARIO DE ADMINISTRACION DE LA PRODUCCION EN EL MANTENIMIENTO DE AERONAVES DESARROLLO DE LOS PROCEDIMIENTOS NECESARIOS PARA LA IMPLEMENTACION DE LA REGULACION DE SEGURIDAD PARA EL ENVEJECIMIENTO (AASR AGING AIRPLANE SAFETY RULE) DE LA AERONAVE AIRBUS A320. INTEGRANTES: HERNNDEZ HERNNDEZ PEDRO BOCANEGRA CRUZ ERICK

2. 2 NDICE ndice General. Pg. Lista de Figuras. 5 Planteamiento Del Problema. 7 Objetivo General. 8 Objetivos Especficos. 8 Justificacin. 9 Alcance. 10 Metodologa. 11 Capitulado. 12 CAPITULO I. FILOSOFIAS DE DISEO DE AERONAVES Y ANALISIS DE TOLERANCIA AL DAO. 15 1.1. Consideraciones en el Diseo de Aeronaves. 15 1.2. Filosofas de Diseo de Aeronaves. 19 1.3. Anlisis de Tolerancia al Dao. 21 1.4. Envejecimiento de Aeronaves. 27 3. 3 CAPITULO II. ESTRUCTURA DE LA AERONAVE AIRBUS A320 Y REPARACIONES ESTRUCTURALES. 30 2.1. Descripcin Estructural de la Aeronave Airbus A320. 30 2.2. Elementos Estructurales Crticos a la Fatiga de la Aeronave Airbus A320. 34 2.3. Reparaciones Estructurales. 60 2.4. Inspecciones No Destructivas. 70 CAPITULO III. REQUERIMIENTOS PARA DAR CUMPLIMIENTO A LA REGULACIN DE SEGURIDAD PARA EL ENVEJECIMIENTO DE AERONAVES EN EL AIRBUS A320. 86 3.1. Regulacin de Seguridad para el Envejecimiento de Aeronaves AASR 86 3.2. Implementacin de la Regulacin de Seguridad para el Envejecimiento de Aeronaves AASR en el Programa de Mantenimiento de la aeronave Airbus A320.3.1. Regulacin de Seguridad para el Envejecimiento de Aeronaves AASR. 89 3.3. Inspeccin General. 92 CAPITULO IV. PROCEDIMIENTOS PARA LA EVALUACIN DE REPARACIONES ESTRUCTURALES. 95 4.1. Evaluacin de Reparaciones Instaladas en los Elementos Estructurales Crticos a la Fatiga de la Aeronave Airbus A320. 95 4. 4 4.2. Evaluacin de Reparaciones Estructurales Efectuadas de Acuerdo al Manual de Reparaciones Estructurales SRM. 100 4.3. Evaluacin de Reparaciones Estructurales Efectuadas de Acuerdo a un Boletn de Servicio SB. 103 4.4. Evaluacin de Reparaciones Estructurales Efectuadas de Acuerdo a una Forma de Aprobacin de Diseo de Reparacin 106 4.5. Evaluacin de Reparaciones Estructurales Efectuadas de Acuerdo a una Aprobacin de una Organizacin de Mantenimiento. 109 4.6. Ejemplo Prctico del Clculo y Evaluacin de Reparaciones. 112 CAPITULO V. ANLISIS DE RESULTADOS, CONCLUSIONES Y RECOMENDACIONES. 118 5.1. Conclusiones. 118 5.2. Recomendaciones para la implementacin de la Regulacin de Seguridad para el Envejecimiento de Aeronaves en el Airbus A320. 120 VI. Glosario De Acrnimos 125 VII. Glosario De Trminos 128 VIII. Bibliografa. 130 5. 5 LISTA DE FIGURAS FIGURA PAG Figura 1.1. Consideraciones de Diseo de Aeronaves. 16 Figura 1.2. Lmite de vida til Airbus A320. 17 Figura 1.3. Mquina voladora de Leonardo Da Vinci. 22 Figura 1.4. Pruebas de Fatiga en la Aeronave De Havilland Comet. 23 Figura 1.5. Anlisis de Mecnica de la Fractura. 25 Figura 2.1. Clasificacin Estructural Airbus A320. 32 Figura 2.2. Estructura Primaria y Estructura Secundaria Airbus A320. 33 Figura 2.3. Puertas de Pasajeros Delanteras y Traseras. 36 Figura 2.4. Puertas de Emergencia. 37 Figura 2.5. Puertas de Compartimiento de Carga Delantero y Trasero. 38 Figura 2.6. Puertas de Tren de Aterrizaje Principal. 39 Figura 2.7. Fuselaje Delantero, Seccin 11 y 12. 41 Figura 2.8. Fuselaje Delantero, Seccin 13 y 14. 42 Figura 2.9. Fuselaje Central, Seccin 15/21. 43 Figura 2.10. Fuselaje Trasero, Seccin 16 y 17. 44 Figura 2.11. Fuselaje trasero, Seccin 18. 45 Figura 2.12. Cono de Cola, Seccin 19. 46 Figura 2.13. Pilones y Barquillas. 47 Figura 2.14. Estabilizador Horizontal, Borde de Salida. 48 Figura 2.15. Elevador. 49 Figura 2.16. Herrajes de Estabilizador Vertical. 50 Figura 2.17. Timn, Estructura Principal. 51 Figura 2.18. Timn, Herrajes de Sujecin. 52 Figura 2.19. Seccin Central del Ala. 53 Figura 2.20. Estructura de Ala Exterior. 54 Figura 2.21. Estructura de Ala Exterior, herrajes de Sujecin. 55 Figura 2.22. Estructura Auxiliar del Ala. 56 Figura 2.23 Spoiler y Alern. 57 Figura 2.24. Flaps Interior y Exterior. 58 6. 6 Figura 2.25. Estructura de Slats. 59 Figura 2.26. Clasificacin de Reparaciones Mayores y Menores. 63 Figura 2.27. Forma de Aprobacin de Diseo de Reparacin. 68 Figura 2.28. Forma de Aprobacin de Diseo de Reparacin - Reverso . 69 Figura 2.29. Inspeccin Termogrfica. 73 Figura 2.30. Inspeccin por Rayos X. 74 Figura 2.31. Inspeccin por Ultrasonido. 77 Figura 2.32. Principio de Inspeccin por Corriente Eddy. 78 Figura 2.33. Inspeccin por Corriente Eddy. 79 Figura 2.34. Inspeccin por Partculas Magnticas. 81 Figura 2.35. Inspeccin por Lquidos Penetrantes. 84 Figura 3.1. B737 Aloha Airlines. 87 Figura 3.2. Desprendimiento de Panel de Piel en el Boeing B737 de Aloha Airlines. 87 Figura 4.1. Diagrama de Flujo 1. 98 Figura 4.2. Diagrama de Flujo 2. 99 Figura 4.3. Diagrama de Flujo 3. 102 Figura 4.4. Diagrama de Flujo 4. 105 Figura 4.5. Diagrama de Flujo 5. 108 Figura 4.6. Diagrama de Flujo 6. 111 7. 7 PLANTEAMIENTO DEL PROBLEMA. En Abril de 1988 se suscito un accidente en una aeronave B737 en la que un panel de piel de fuselaje se desprendi de la aeronave debido a daos por corrosin y a la fatiga presentada por la estructura tras haber rebasado su lmite operacional. Tras ste accidente la Administracin Federal de Aviacin (FAA Federal Aviation Administration), comenz un plan para evaluar las aeronaves envejecidas con el fin de seguir manteniendo integra su aeronavegabilidad. En 2005, tras varias propuestas, la FAA emiti finalmente una regulacin aplicable a las aeronaves que operen bajo su jurisdiccin, es decir, bajo el Cdigo de Regulaciones Federales, (CFR - Code of Federal Regulations) Titulo 14 (Aeronautics and Space), Parte 121 o Parte 129. Esta regulacin es llamada Regulacin de Seguridad para Aeronaves Envejecidas (AASR - Aging Airplane Safety Rule) y requiere que los operadores tengan un programa de mantenimiento basado en la tolerancia al dao. Los requerimientos contemplados por la FAA dentro del AASR consisten en implementar inspecciones en las aeronaves envejecidas as como la revisin de los documentos relacionados con las reparaciones estructurales instaladas en cada aeronave; implementando inspecciones suplementarias y la evaluacin de la tolerancia al dao de las reparaciones, alteraciones o modificaciones que haya sufrido la aeronave. El AASR se enfoca a la estructura crtica a la fatiga. La estructura crtica a la fatiga es aquella que es susceptible a los esfuerzos por fatiga y que pueden contribuir a una falla catastrfica incluso si la estructura ha sido reparada o alterada. La evaluacin de la tolerancia al dao es el proceso para determinar las acciones de mantenimiento necesarias para detectar roturas por fatiga que puedan contribuir a una falla catastrfica. En base a sta evaluacin se llevaran a cabo las inspecciones suplementarias. 8. 8 Debido a sta nueva regulacin, todos los operadores de aeronaves que se rijan por el Cdigo de Regulaciones Federales CFR 14, Parte 121 o Parte 129, debern implementar un programa de mantenimiento estructural basado en la tolerancia al dao. Siendo el modelo Airbus A320 una aeronave comnmente utilizada por las lneas areas comerciales que operan bajo jurisdiccin de la FAA dentro y fuera de los Estados Unidos, este trabajo se enfocar principalmente a desarrollar los procedimientos necesarios para dar cumplimiento al AASR para ste tipo de aeronaves. OBJETIVO GENERAL. Desarrollar los procedimientos necesarios para implementar en el programa de mantenimiento de una aeronave Airbus A320 la Regulacin de Seguridad para el Envejecimiento de Aeronaves AASR, emitida por la Administracin Federal de Aviacin - FAA. OBJETIVOS ESPECIFICOS. Los objetivos especficos que se han propuesto son los siguientes: - Investigar las filosofas de diseo de aeronaves as como el anlisis de tolerancia al dao aplicado a las reparaciones estructurales. - Analizar la estructura de la aeronave Airbus A320, as como los principios de reparacin de daos estructurales. - Definir los requerimientos de la Regulacin de Seguridad para el Envejecimiento de Aeronaves - AASR con el fin de desarrollar los procedimientos necesarios para incorporarla en el programa de mantenimiento de la aeronave A320. 9. 9 - Desarrollar los procedimientos de evaluacin de reparaciones estructurales para cumplir con la Regulacin de Seguridad para el Envejecimiento de Aeronaves. - Proponer recomendaciones que sirvan de gua a los operadores de aeronaves Airbus A320 para implementar la Regulacin de Seguridad para el Envejecimiento de Aeronaves AASR emitida por la Administracin Federal de Aviacin - FAA. JUSTIFICACION. La fatiga en las estructuras aeronuticas produce una disminucin en la resistencia a las cargas que experimenta la aeronave durante el vuelo, lo que puede llevar a una falla catastrfica. Debido a esto que la FAA Federal Aviation Administration, emiti la regulacin denominada (AASR - Aging Airplane Safety Rule), para incorporar un programa de mantenimiento estructural basado en la tolerancia al dao y que va dirigido a ciertas estructuras denominadas Estructura Critica a la Fatiga. El modelo Airbus A320 es una aeronave con una alta demanda por aerolneas comerciales debido a su versatilidad y buen rendimiento sobre todo en rutas de corto y mediano alcance; por lo cual se ve sometido a esfuerzos de fatiga considerables. Esta aeronave es utilizada por operadores regidos por la FAA de acuerdo al CFR Title 14, tanto por la Parte 121 como por la Parte 129, es decir, dichas aeronaves estn registradas y reguladas por la FAA y que operan dentro o fuera de los Estados Unidos. Es por esto que se ven afectadas por la Regulacin de Seguridad para el Envejecimiento de Aeronaves (AASR). Considerando que sta regulacin es prcticamente nueva, la FAA ha emitido una serie de recomendaciones para que los operadores puedan cumplir con los nuevos requerimientos, sin embargo no profundiza demasiado en lo que vendran 10. 10 a ser los procedimientos internos de cada lnea area para evaluar y llevar a cabo cada uno de los aspectos considerados por la regulacin. En ste trabajo se pretende analizar cuales son los requerimientos necesarios para dar cumplimiento al AASR con el fin de desarrollar los procedimientos adecuados para su implementacin en el programa de mantenimiento de la aeronave Airbus A320. ALCANCE. Con este trabajo de investigacin se pretende desarrollar los procedimientos generales que servirn de referencia para una lnea area que opere con aeronaves Airbus A320 con el fin de implementar la Regulacin de Seguridad para el Envejecimiento de Aeronaves AASR (Aging Airplane Safety Rule) en su programa de mantenimiento, de igual manera se desarrollarn los procedimientos para la evaluacin de las reparaciones estructurales encontradas en los elementos estructurales crticos a la fatiga durante la inspeccin general de la aeronave requerida por sta regulacin. As mismo ste trabajo est enfocado a las aeronaves Airbus A320 debido a que estas son comnmente utilizadas por las lneas areas nacionales e internacionales y el programa de mantenimiento de sta aeronaves es similar al programa aplicable para toda la familia Airbus A320 que contempla los modelos A318, A319, A320 y A321; por lo que incluso lneas areas que operen con cualquiera de estos cuatro equipos podrn beneficiarse con los procedimientos desarrollados en ste estudio siempre y cuando se tomen en cuenta las diferencias en los arreglos estructurales de cada modelo. 11. 11 METODOLOGIA. La metodologa empleada para llevar a cabo este trabajo de investigacin consiste en lo siguiente: - Estudio de los antecedentes que llevaron a la emisin de la Regulacin de Seguridad para Aeronaves Envejecidas AASR, incluyendo el anlisis de las Circulares de Asesoramiento (Advisory Circulars) emitidas por la FAA con respecto al AASR. - Investigacin y familiarizacin con las estructuras crticas a la fatiga en las aeronaves Airbus A320 a travs del Manual de Reparaciones Estructurales (SRM) y de la Lista de Elementos Estructurales Crticos a la Fatiga (FCBS). - Analizar los documentos emitidos por el fabricante Airbus para la evaluacin de reparaciones estructurales y para el clculo de la tolerancia al dao. 12. 12 CAPITULADO. CAPITULO I. FILOSOFIAS DE DISEO DE AERONAVES Y ANALISIS DE TOLERANCIA AL DAO. 1.1. Consideraciones en el Diseo de Aeronaves. 1.2. Filosofas de Diseo de Aeronaves. 1.3. Anlisis de Tolerancia al Dao. 1.4. Envejecimiento de Aeronaves. CAPITULO II. ESTRUCTURA DE LA AERONAVE AIRBUS A320 Y REPARACIONES ESTRUCTURALES. 2.1. Descripcin Estructural de la Aeronave Airbus A320. 2.2. Elementos Estructurales Crticos a la Fatiga de la Aeronave Airbus A320. 2.3. Reparaciones Estructurales. 2.4. Inspecciones No Destructivas. 13. 13 CAPITULO III. REQUERIMIENTOS PARA DAR CUMPLIMIENTO A LA REGULACIN DE SEGURIDAD PARA EL ENVEJECIMIENTO DE AERONAVES EN EL AIRBUS A320. 3.1. Regulacin de Seguridad para el Envejecimiento de Aeronaves AASR 3.2. Implementacin de la Regulacin de Seguridad para el Envejecimiento de Aeronaves AASR en el Programa de Mantenimiento de la aeronave Airbus A320.3.1. Regulacin de Seguridad para el Envejecimiento de Aeronaves AASR. 3.3. Inspeccin General. CAPITULO IV. PROCEDIMIENTOS PARA LA EVALUACIN DE REPARACIONES ESTRUCTURALES. 4.1. Evaluacin de Reparaciones Instaladas en los Elementos Estructurales Crticos a la Fatiga de la Aeronave Airbus A320. 4.2. Evaluacin de Reparaciones Estructurales Efectuadas de Acuerdo al Manual de Reparaciones Estructurales SRM. 4.3. Evaluacin de Reparaciones Estructurales Efectuadas de Acuerdo a un Boletn de Servicio SB. 4.4. Evaluacin de Reparaciones Estructurales Efectuadas de Acuerdo a una Forma de Aprobacin de Diseo de Reparacin 4.5. Evaluacin de Reparaciones Estructurales Efectuadas de Acuerdo a una Aprobacin de una Organizacin de Mantenimiento. 4.6. Ejemplo Prctico del Clculo y Evaluacin de Reparaciones. 14. 14 CAPITULO V. ANLISIS DE RESULTADOS, CONCLUSIONES Y RECOMENDACIONES. 5.1. Conclusiones. 5.2. Recomendaciones para la implementacin de la Regulacin de Seguridad para el Envejecimiento de Aeronaves en el Airbus A320. 15. 15 CAPITULO I FILOSOFIAS DE DISEO DE AERONAVES Y ANLISIS DE TOLERANCIA AL DAO. 1.1. Consideraciones en el Diseo de Aeronaves. El diseo de la estructura de las aeronaves es un proceso mediante el cual se debe de encontrar un balance entre la capacidad del arreglo estructural de la aeronave (diseo, propiedades de materiales utilizados, procesos de manufactura) y los requerimientos a los que ser sometida la aeronave a lo largo de su vida til (rendimiento, costo, carga til, facilidad de mantenimiento, etc.). Hay cuatro parmetros principales que se deben de considerar durante la planeacion del diseo de una aeronave: - Seguridad - Vida til - Reduccin de Peso - Facilidad de Mantenimiento 16. 16 Figura 1.1. Consideraciones de Diseo de Aeronaves. Seguridad. La seguridad es regida por autoridades aeronuticas a travs de sus regulaciones, proporcionando instrucciones al fabricante de la aeronave para desarrollar el diseo, las pruebas y los programas de inspeccin; y a las aerolneas para la operacin de la aeronave. Vida til. Las aeronaves son diseadas bajo un lmite de vida usualmente llamado Design Service Goal - DSG. Este parmetro marca el periodo dentro del cual la estructura de la aeronave estar libre de daos significantes, excluyendo aquellos daos provocados por las condiciones ambientales o accidentes durante la 17. 17 operacin del aparato. La vida til o DSG de la aeronave Airbus A320 es de 20 aos o 48,000 ciclos de vuelo, sin embargo, se puede contemplar una extensin de vida til gracias a la incorporacin de modificaciones que reestablezcan la capacidad de la estructura de resistir las cargas a las que se ve sometida. Figura 1.2. Lmite de vida til Airbus A320. Reduccin de Peso. El peso de la aeronave es un factor muy importante debido a que de ello depende la autonoma que pueda llegar a alcanzar. Cualquier incremento en el peso llevara a un aumento en el consumo de combustible, lo que disminuir el alcance de la aeronave y/o la carga que pueda transportar. 18. 18 La optimizacin del peso de la aeronave se puede hacer mediante el uso de los materiales adecuados que proporcionen una aceptable relacin fuerza / densidad, sin descuidar otros aspectos como la resistencia a la corrosin, resistencia a la fractura, costos de produccin y facilidad de reparacin. El uso de materiales compuestos para la fabricacin de componentes de aeronaves significa una reduccin de peso con respecto a los componentes fabricados de metal. Es comn el uso de materiales compuestos en partes como: - Carenados (radomo, carenados de fuselaje y de superficies de control) - Estabilizadores Vertical y Horizontal - Superficies de control (flaps, spoilers, alerones, timon) - Puertas de tren de Aterrizaje principal y tren de Aterrizaje de Nariz - Paneles de Piso - Cubiertas de motor - Paneles de Acceso Facilidad de Mantenimiento. Es importante que desde el diseo de la aeronave se contemplen aspectos de mantenimiento tales como la facilidad para acceder a todas las zonas de la aeronave, la facilidad para realizar las inspecciones y la facilidad en trminos de viabilidad, procedimientos y materiales para efectuar las reparaciones estructurales que se requieran. Las aeronaves cuentan en toda su estructura con registros llamados paneles de acceso. A travs de estos paneles se tiene acceso a puntos especficos de los sistemas de la aeronave, as como a los miembros estructurales para su inspeccin o reparacin. 19. 19 Adicionalmente a los paneles de acceso, se han desarrollado diversos mtodos de inspeccin que no requieren de un acceso complicado, pues la inspeccin puede efectuarse desde el exterior de la aeronave reduciendo la necesidad de remover componentes o desensamblar parte de la estructura, lo que llevara a un aumento en el tiempo de aeronave en tierra. 1.2. Filosofas de Diseo de Aeronaves. Diseo basado en la Vida Infinita. sta filosofa de diseo estaba enfocada a mantener los esfuerzos de los elementos estructurales por debajo del limite de resistencia del material del que estaban fabricados. ste limite esta dado por el mximo esfuerzo que puede ser aplicado a un componente sin causar una falla debido a la fatiga. El problema que se present con sta filosofa radicaba en que existan muchas limitantes para aplicarla ya que la resistencia de un material determinado para fabricar un componente estructural es un factor que se ve altamente afectado por pequeos daos tales como ranuras, rayones, golpes o marcas. ste tipo de daos actan como puntos de concentracin de esfuerzos que rpidamente producirn una rotura por fatiga reduciendo la resistencia del material. Fue por esto que se llego a la conclusin de que no es posible disear estructuras de alto rendimiento en las cuales el lmite de resistencia a la fatiga obtenido por pruebas de laboratorio, sea el mismo que presenta la estructura sometida a diferentes factores a lo largo de su vida til. En la actualidad ste concepto de diseo ya no se utiliza, pues se ha establecido que la resistencia a la fatiga de un componente estructural es un factor muy sensible. 20. 20 Diseo basado en la Vida Segura (Safe-Life). El enfoque de sta filosofa de diseo considera a la fatiga como un proceso de rotura nter granular y no considera la posibilidad del incremento de las roturas. Se trata a los elementos estructurales como elementos libres de defectos y una vez que alcanzan su vida til son removidos de servicio. Bajo sta filosofa se disearon inadecuadamente muchas aeronaves en la dcada de 1960; en la actualidad solamente se utiliza en el diseo de partes para los trenes de aterrizaje de las aeronaves. Diseo basado en la Tolerancia al Dao. Tras los estudios realizados bajo las filosofas de diseo basado en la vida infinita y en la vida segura se desarrollaron mtodos de diseo basados en la tolerancia al dao, bajo este concepto se considera a los elementos estructurales como elementos que contienen roturas existentes, detectadas y evaluadas dentro de los limites de inspeccin. Bajo la tolerancia al dao se desarrollan otros dos conceptos que debern seguirse para garantizar que la estructura no fallar durante su vida til. a) Crecimiento de las roturas. Este criterio establece los niveles de esfuerzo para evitar la propagacin de la grieta durante la vida til de un elemento estructural fabricado de un material determinado y con roturas pre-existentes. Con el fin de incrementar la seguridad de la estructura, la vida til permitida se obtiene dividiendo a la mitad el periodo total para el incremento de la rotura. Una vez que la estructura llega a ese lmite, deber inspeccionarse antes de continuar en servicio. ste es el enfoque normal de una estructura que presenta una sola ruta de carga. b) Diseo a prueba de fallas (Fail-Safe). 21. 21 ste diseo asume la posibilidad de tener una estructura con mltiples rutas de carga y/o elementos estructurales capaces de contener el aumento de las roturas con el fin de que la falla de un solo componente estructural no propicie la perdida inmediata de toda la estructura. De sta manera la carga soportada por el elemento estructural que fall es inmediatamente distribuida en la estructura adyacente eliminando la fractura total de la estructura. Si embargo es necesario que la falla sea detectada y oportunamente reparada ya que la carga extra que est soportando la estructura adyacente reducir considerablemente su vida til. 1.3. Anlisis de Tolerancia al Dao. Antecedentes. Durante mucho tiempo la humanidad ha construido estructuras, edificios, vehculos terrestres y aeronaves en las cuales a confiado adems en las que dependen vidas humanas, al pasar de los aos han reconocido la necesidad de un elemento seguro a fallas. Desde los aos 1400s Leonardo Da-Vinci haba diseado su maquina voladora pensando en la filosofa de diseo a prueba de fallas y la que describa en la construccin de las alas de la siguiente manera hay que hacer una cuerda para que soporte la tensin y tener una cuerda suelta en la misma posicin para que si una se rompe por la tensin ejercida sobre ella, la otra esta lista para realizar la misma funcin 22. 22 Figura 1.3. Mquina voladora de Leonardo Da Vinci. Hasta antes de la dcada de los 70s, la filosofa a prueba de fallas era predominante en la ingeniera de estructuras de aeronaves que tenia como propsito asegurar que la aeronavegabilidad fuera mantenida con una sola pieza rota; en caso de fallar el componente principal se tenia uno mas o dos para cubrir la funcin del componente averiado, un requisito de redundancia conocida como aprueba de fallas. Sin embargo, los avances en la mecnica de fracturas, en conjunto con las catastrficas fallas por fatiga como las suscitadas con el De Havilland, Comet, requirieron de un cambio drstico para las aeronaves. 23. 23 Figura 1.4. Pruebas de Fatiga en la Aeronave De Havilland Comet. Fue descubierto un fenmeno conocido como "multiple-site damage" (daos en mltiples zonas), este puede causar muchas diminutas grietas en la estructura de la aeronave, las cuales crecen lentamente por si mismas, con el tiempo se unen y forman grietas mucho mas grandes y reducen significativamente el tiempo de resistencia estructural de los elementos que conforman la aeronave hasta una que se produce una falla. Estructura Basada En La Filosofa De Diseo de Vida Segura (Safe-Life) No todos los elementos estructurales de una aeronave necesitan ser tolerantes a los daos a la fatiga por cargas para hacer efectiva la seguridad en la operacin. Algunas estructuras operan bajo la filosofa de diseo de vida segura, el enfoque de sta filosofa de diseo considera a la fatiga como un proceso de rotura nter granular y no considera la posibilidad del incremento de las roturas, en este caso se considera que hay un nivel de riesgo extremadamente bajo y es aceptado a travs de una combinacin de pruebas y anlisis donde el componente estructural siempre formara una grieta detectable debido a la fatiga a la que es sometida durante la vida til de la pieza. Se trata a los elementos estructurales como elementos libres de defectos y una vez que alcanzan su vida til son removidos de 24. 24 servicio. Esto se logra a travs de una reduccin significativa de los esfuerzos por tensin por debajo de la capacidad de resistencia a la fatiga tpica de la parte en cuestin. En la actualidad las estructuras basadas en la vida segura son empleadas cuando los costos o la inviabilidad del el desarrollo e implementacin de programas de inspecciones supera los costos asociados con el precio del componente estructural en cuestin. Un ejemplo de un componente diseado bajo el concepto de vida segura es el aspa de un rotor de un helicptero, debido al numero extremadamente grande de ciclos soportados por el componente rotativo, una grieta indetectable podra crecer a una longitud critica en cuestin de segundos en un simple vuelo y antes de que la aeronave aterrice, resultar en una falla catastrfica que el mantenimiento regular no podra haber prevenido, tambin son usadas en el diseo de partes para los trenes de aterrizaje de las aeronaves. El estudio de la tolerancia al dao, se puede definir como la capacidad que tiene un elemento estructural para resistir el incremento de roturas ya existentes durante un cierto periodo de tiempo. El enfoque de ingenieria de diseo toma en cuenta la tolerancia al dao basada en la suposicin que los defectos o fallas pueden existir en cualquier estructura y algunos defectos se propagan con el uso. Enfocando este concepto a las estructuras aeronuticas se puede definir que esta propiedad est presente en aquellas estructuras crticas que pueden comprometer la integridad de la aeronave en caso de que se produzca una falla. Este enfoque se utiliza habitualmente en la ingeniera aeroespacial para controlar la extensin de las grietas en la estructura mediante la aplicacin de los principios de la fractura mecnica. 25. 25 Figura 1.5. Anlisis de Mecnica de la Fractura. En la ingeniera aeroespacial, la estructura se considera tolerante al dao, en el supuesto de que un programa de mantenimiento ha sido implementado se obtendr como resultado la deteccin y reparacin de daos accidentales, corrosin y grietas por fatiga antes de que tales daos afecten la resistencia estructural por debajo de lmites aceptables, que en consecuencia evitaran una falla catastrfica. A travs del estudio de la tolerancia al dao de una estructura se puede determinar cuanta carga puede soportar dicha estructura con una rotura de dimensiones conocidas. Adicionalmente tambin se puede predecir cuanto tiempo se requiere para que una rotura ya existente de dimensiones conocidas se extienda y alcance un tamao considerable para provocar una falla de la estructura. 26. 26 Anlisis de tolerancia al dao Para garantizar la operacin segura de un componente estructural tolerante al dao, las inspecciones programadas son ideales. Este programa esta basado en diferentes criterios que incluyen: - Una condicin inicial de estructura daada. - La tensin en la estructura (ambos por fatiga y tensin operacional mxima) factores que causan el crecimiento de las grietas de la condicin inicial del dao. - Geometra del material lo cual intensifica o reduce la tensin en la punta de la grieta. - La capacidad del material para resistir agrietarse debido a las tensiones en el entorno esperado. - Una grieta de mayor tamao que la estructura puede soportar antes de que ocurra una falla catastrfica. - La probabilidad que un mtodo de inspeccin en particular revelar una grieta. - Nivel de riesgo aceptable en el que una cierta estructura fallara completamente. - Duracin esperada hasta que una grieta detectable se forme. - Se asume que una falla en componentes adyacentes que pueden tener efectos sobre los esfuerzos por tensin que se ejercen en la estructura en cuestin. Estos factores afectan cuanto mas tiempo la estructura opere normalmente bajo una condicin de dao antes que una o mas intervalos de inspecciones tengan la oportunidad de descubrir el estado del dao y efectuar una reparacin oportuna. El intervalo entre inspecciones debe ser seleccionado con un cierto rango mnimo de seguridad y tambin balancear los costos de las inspecciones, la reduccin en la carga de paga para reducir tensiones por fatiga y la afectacin en costos asociados con la estructura (Aeronave) estando fuera de servicio para mantenimiento. 27. 27 1.4. Envejecimiento de Aeronaves Actualmente las aeronaves de transporte civil fueron diseadas de tal forma que tengan una vida til de al menos 20 o 25 anos de servicio, ms o menos arriba de 90000 ciclos. Estos imites de tiempo de vida til de las aeronaves, son normalmente excedidos por los operadores de las aeronaves. En el futuro este tipo de aeronaves se estn diseando para durar mas o menos el mimo tiempo de vida til pero las estructuras ahora se disean mas resistentes a la corrosin, mayor tolerancia al dao, esto con el fin de minimizar el costo y la complejidad de los servicios de mantenimiento, esto para cumplir con los requerimientos del operador de aeronaves mejorando las regulaciones de aeronavegabiliad. La integridad fsica de la estructura de la aeronave se ve afectada considerablemente por el desgaste, la fatiga y los esfuerzos a los que esta sometida la estructura de la aeronave, los daos sufridos por el medio ambiente (Corrosin), o daos sufridos durante la vida de la aeronave, (Golpes, accidentes), todo esto afecta a las aeronaves que de forma imperceptible se va deteriorando con el tiempo es por eso que tenemos que poner especial atencin en este tipo de aspectos, debido a que si hay daos que si se detectan a tiempo pueden ser reparados a un menor costo y evitando una reparacin extensiva y costosa (por el tiempo de avin en tierra, costo de materiales y costo de mano de obra), y en el peor de los casos evitar un accidente con consecuencias catastrficas. Las estructuras metlicas de un avin que ya han sido sometidas a muchos ciclos de trabajo y estrs, pueden desarrollar grietas y roturas cuando experimentan cargas repetidas como la presurizacin y despresurizacin que ocurre en cada vuelo. En el SRM (Manual de Reparaciones Estructurales) se citan las especificaciones que se deben cumplir relacionadas con los tipos de reparaciones que se ejecutan y con el rea de la aeronave que se est reparando, lo anterior debido a que dependiendo del rea de la aeronave, puede cambiar la especificacin. 28. 28 Los factores citados anteriormente que desgastan a la aeronave tienen que ser reparados al efectuar reparaciones y/o modificaciones en la estructura y componentes estructurales de la aeronave, la integridad fsica de la estructura se ve afectada considerablemente, es por esto que hay que prestarle especial atencin a este tipo de estructuras reparadas previamente. Estas reparaciones efectuadas en la aeronave tambin sufren de desgaste con el paso del tiempo, debido al estrs y fatiga al que se estn sometidas, por lo que es importante llevar un cuidadoso archivo de las reparaciones que se le hayan realizado a la aeronave, con el fin de saber cuando fue efectuada esta reparacin y cuando debemos efectuar inspecciones a cada una de las preparaciones. Los diferentes tipos de reparaciones tienden a concentrar mas esfuerzos en las zonas reparadas por esto mismo es necesario cuidar que no se creen grietas y roturas en estos puntos, las grietas y roturas pequeas que se crean en estas reparaciones, por o general son imperceptibles a simple vista por lo que es recomendable considerar otros tipos o mtodos de inspecciones. Como se mencionan posteriormente en este documento. En el capitulo 2.5 Mantenimientos preventivos son fundamentales para evitar fenmenos de corrosin que ameriten ms adelante costosas acciones correctivas. Control de la corrosin. El CPCP (Programa de Control y Prevencin de la Corrosin) tiene como propsito mantener el nivel de proteccin que aportan los recubrimientos a las superficies, de tal manera que recomienda los periodos de limpieza, de monitoreo, de inspeccin, de reposicin relacionando estos periodos con los tipos de ambientes o agresividad de los ambientes (apacible rural y urbano, moderado clido y hmedo, agresivo industrial y martimo) por los cuales transita o pernocta la aeronave. 29. 29 Esto quiere decir que aunque este manual lo sugiere el fabricante de la aeronave y lo entrega con la misma, el programa a seguir ser el que el operador o usuario de la aeronave ajuste o adapte a las condiciones de operacin y ambientales a travs de las cuales cumple sus recorridos o itinerarios. La limpieza y el lavado de la aeronave es una tarea tan sumamente importante que dependiendo de cmo se realice, con qu productos y se verifique el trmino de la descontaminacin superficial, los problemas o reportes por corrosin disminuirn en forma representativa y tendrn mayor importancia dependiendo de las condiciones de operacin y ambiente por el cual transita. Los costos por corrosin en la industria aeronutica son muy altos, particularmente cuando a estas tareas y procedimientos no se les valora desde el punto de vista de control de corrosin sino meramente como un resultado esttico, concepto a travs del cual queda subvalorado y donde muchas veces incluso las malas prcticas de estas tareas inducen o generan problemas de corrosin y por ello hacen parte del problema y no de la solucin Esto se logra mediante un exhaustivo programa de inspecciones a cada una de las estructuras reparadas, las regulaciones internacionales (Aging Aircraft Safety Rule), requieren se realicen este tipo de inspecciones y reemplazo de reparaciones para aumentar la tolerancia al dao de la aeronave. La regulacin se enfoca a reparaciones extensas y modificaciones realizadas a la aeronave, ya sea por medio de boletines de servicio (SB) o algn otro factor por el cual la aeronave haya tenido que ser reparada. En noviembre de 2010 en la ciudad de WASHINGTON, D.C., en Estados Unidos de Norte Amrica. En un esfuerzo continuo para abordar las cuestiones de envejecimiento de aeronaves, la administracin federal de aviacin (FAA) ha finalizado una regla diseada para proteger la mayora de los aviones comerciales de hoy y los diseados en el futuro, de daos estructurales a medida que envejecen. 30. 30 CAPITULO II. ESTRUCTURA DE LA AERONAVE AIRBUS A320 Y REPARACIONES ESTRUCTURALES. 2.1. Descripcin de la Estructura de la Aeronave Airbus A320. La estructura de las aeronaves se clasifica en primer lugar como Estructura Primaria y Estructura Secundaria. La Estructura Primaria es aquella estructura que contribuye significativamente a soportar las cargas que afectan a la aeronave durante vuelo, durante las operaciones de tierra, as como las cargas a las que se somete la aeronave debido a la presurizacin. La Estructura Secundaria es aquella estructura que soporta nicamente cargas inerciales cuando la aeronave acelera o desacelera y cargas por rfagas de aire (turbulencia). Los Elementos Estructurales Principales estn contenidos dentro de la Estructura Primaria de la aeronave debido a que contribuyen principalmente a soportar las cargas que afectan la aeronave durante las operaciones de vuelo, operaciones en tierra y la presurizacin, sin embargo adicionalmente a esto su integridad es de gran importancia para asegurar que la aeronave se encuentra en condiciones optimas de aeronavegabilidad. 31. 31 Figura 2.1. Clasificacin Estructural Airbus A320. Los Elementos Estructurales Principales presentes en las aeronaves son: Ala y Empenajes - Slats, flaps, superficies de control as como sus sistemas y herrajes de sujecin. - Paneles de piel atiezados. - Herrajes. - Traslapes de piel. - Pieles y refuerzos alrededor de cortes. - Combinaciones de Largueros y Pieles. - Vigas (alma y patines). Fuselaje, Puertas y Ventanillas - Cuadernas circunferenciales y pieles adyacentes. - Marcos de Puertas. 32. 32 - Postes de Ventanillas de Pilotos. - Mamparos de Presin. - Pieles y cualquier cuaderna o elemento atizador alrededor de un corte. - Piel o Traslapes de Pieles bajo cargas circunferenciales o cargas laterales. - Pieles de Puertas, marcos y seguros. - Marcos de Ventanillas. Tren de Aterrizaje y medios de sujecin. Montantes de Motor. 33. 33 Figura 2.2. Estructura Primaria y Estructura Secundaria Airbus A320. 34. 34 La Estructura Susceptible a Mltiples Daos por Fatiga se refiere a aquella estructura que puede presentar roturas en diversos puntos de la estructura que, por su tamao y densidad provocan que la estructura ya no sea capaz de cumplir con los requerimientos de esfuerzo residual. Daos en mltiples sitios as como daos en mltiples elementos pueden contribuir a mltiples daos por fatiga. La estructura susceptible a mltiples daos por fatiga es una sub-clasificacin de la estructura crtica a la fatiga. 2.2. Elementos Estructurales Crticos a la Fatiga de la Aeronave Airbus A320. De acuerdo al Cdigo de Regulaciones federales CFR 26.41, la Estructura Crtica a la Fatiga es aquella estructura de una aeronave que es susceptible a roturas por fatiga que pueden contribuir a una falla catastrfica de la aeronave. En sta clasificacin se incluye a la estructura que, si es reparada o alterada puede ser susceptible a roturas por fatiga y ocasionar una falla catastrfica. Esta estructura puede ser parte de la estructura base de una aeronave parte de una alteracin. La estructura base es aquella estructura que fue diseada bajo las especificaciones del Certificado Tipo de la aeronave, es decir que es la estructura original con la que fue fabricada la aeronave. La estructura de una aeronave puede ser susceptible a presentar roturas por fatiga debido a que est sujeta a repetitivos ciclos de tensin durante la vida operacional del equipo. Dentro de la estructura crtica a la fatiga se encuentran los Elementos Estructurales Principales PSE de la aeronave y algunos elementos pertenecientes 35. 35 a la Estructura Secundaria, especficamente aquellos que son susceptibles a presentar roturas por fatiga. Los fabricantes de aeronaves han sido requeridos por la Administracin Federal de Aviacin FAA para que den a conocer a los operadores cuales son los elementos estructurales crticos a la fatiga de cada una de las aeronaves. Airbus Industrie ha hecho lo propio con el modelo A320 y ha emitido la Lista de Estructura Bsica Crtica a la Fatiga (Fatigue Critical Baseline Structure FCBS). sta lista est contenida en el Manual de Reparaciones Estructurales SRM del A320, en el Capitulo 51. A continuacin se indican a grandes rasgos cuales son algunos de stos elementos, sin embargo es necesario referirse a la Lista de Elementos Estructura Bsica Crtica a la Fatiga contenida dentro del Manual de Reparaciones Estructurales del Airbus A320 para obtener la informacin completa. Puertas Delanteras y Traseras de pasajeros, Puertas de Emergencia, Puertas de Compartimientos de Carga, Puertas de Trenes de Aterrizaje: - Piel Exterior - Piel Interior - Marcos de Ventanilla - Topes de Puerta y Herrajes Soporte - Cuadernas y Largueros de la Puerta - Vigas - Herrajes Bisagra, Bisagra tipo Piano (Pernos, Brazos) - Herrajes de Sujecin 36. 36 Figura 2.3. Puertas de Pasajeros Delanteras y Traseras. 37. 37 Figura 2.4. Puertas de Emergencia. 38. 38 Figura 2.5. Puertas de Compartimiento de Carga Delantero y Trasero. 39. 39 Figura 2.6. Puertas de Tren de Aterrizaje Principal. 40. 40 Fuselaje - Paneles de Piel - Ensamble del Mamparo de Presin Delantero - Marcos de los Parabrisas - Cuadernas - Uniones de Fuselaje Longitudinales y Circunferenciales - Vigas de Piso - Largueros - Ensamble del Marco de la Puertas de Pasajeros y Puerta de Tripulacin Herrajes de Seguros y Topes - Estructura Superior delantera - Ensamble del Pozo del Tren de Aterrizaje de Nariz - Marco de Puertas de Acceso - Marcos de Ventanillas de Cabina - Herrajes de Puerta de Escalerilla de Entrada - Herrajes Superiores del Actuador de Tren de Aterrizaje de Nariz - Herrajes y Conexiones del Tren de Aterrizaje de Nariz - Estructura del Panel de Instrumentos - Ensamble alrededor de la Apertura de la Puerta de Compartimiento de Carga Delantero y Trasero y Compartimiento de Carga a Granel, Atiezadores, Herrajes y Cuadernas - Ensambles del Marco de las aperturas de Salida De Emergencia. Placas de Refuerzo Internas, Almas de Unin y Vigas Superior e Inferior - Ensambles de Mamparos de Presin en FR35 y FR46 - Herrajes de Seguridad del Tren Principal - Viga de Quilla y Partes de Conexin, Herrajes del Actuador de la Puerta del Tren de Aterrizaje Principal, Herrajes Bisagra - Paneles de Piel de Fuselaje, Paneles de Piel Alrededor de Puertas de Servicio - Mamparo de Presin Trasero (Piel, Largueros y Uniones) - Uniones del Mamparo de Presin Trasero a la FR70, Tiras de Unin - Cuadernas Maquinadas FR72, FR74 y FR77 - Herrajes de Sujecin del Cono de Cola a la Seccin 19 - Herrajes de Sujecin del Estabilizador Vertical - Herrajes Bisagra de Soporte del Estabilizador Horizontal - Puntales FR77 - Largueros en la Apertura para el Estabilizador Horizontal - Placa de Refuerzo Interna de Apertura para el Estabilizador Horizontal 41. 41 Figura 2.7. Fuselaje Delantero, Seccin 11 y 12. 42. 42 Figura 2.8. Fuselaje Delantero, Seccin 13 y 14. 43. 43 Figura 2.9. Fuselaje Central, Seccin 15/21. 44. 44 Figura 2.10. Fuselaje Trasero, Seccin 16 y 17. 45. 45 Figura 2.11. Fuselaje trasero, Seccin 18. 46. 46 Figura 2.12. Cono de Cola, Seccin 19. 47. 47 Pilones y Barquillas - Paneles Laterales - Vigas - Refuerzos de Piel Alrededor de Aperturas - Herrajes de Sujecin Piln Ala, Conexiones, Pernos y Cojinetes - Herrajes de Sujecin Piln Motor, Pernos y Cojinetes - Costillas del Piln - Bisagras de las Cubiertas - Bisagras de las Cubiertas de Reserva - Montantes de Motor Delanteros, Montantes de Motor Traseros Figura 2.13. Pilones y Barquillas. 48. 48 Estabilizador Horizontal - Herrajes, Herrajes de Carga Lateral de la Caja Lateral - Herraje de Carga Y Figura 2.14. Estabilizador Horizontal, Borde de Salida. 49. 49 Elevador - Herrajes de Actuador del Elevador - Herrajes Bisagra del Elevador - Costilla 10 del Elevador Figura 2.15. Elevador. 50. 50 Estabilizador Vertical - Brazos de Bisagras - Herrajes de Actuador Figura 2.16. Herrajes de Estabilizador Vertical. 51. 51 Timn - Punta del Timn - Herrajes de Sujecin, Pernos, Herrajes Soporte de Bisagra - Herrajes de Sujecin de Actuador Figura 2.17. Timn, Estructura Principal. 52. 52 Figura 2.18. Timn, Herrajes de Sujecin. 53. 53 Seccin Central de Ala - Estructura de la Seccin Central de Ala, Tiras de Unin Inferiores Externas en la Raz del Ala Figura 2.19. Seccin Central del Ala. 54. 54 Seccin Externa del Ala - Piel Superior e inferior entre Costillas 1 27 - Largueros, Uniones en Piel Superior e Inferior - Tira de Unin en Piel Superior e Inferior - Costillas R2 a R19, Soporte de Flap, Herrajes - Viga Falsa trasera y Costilla R6A, Viga Trasera y Delantera, Uniones - Costillas R20 a R27 - Ensamble de Baha Seca - Placas de Cerrado - Placas de Refuerzo - Sujecin Trasera de Piln - Sujecin Delantera de Piln y Sujecin de Empuje / Resistencia del Piln Figura 2.20. Estructura de Ala Exterior. 55. 55 Figura 2.21. Estructura de Ala Exterior, herrajes de Sujecin. 56. 56 Estructura Auxiliar del Ala - Piel de borde de Salida, Herrajes de Sujecin del Panel de Sobre-Ala, Panel Fijo Debajo del Ala, Cubierta Fija - Herrajes de Sujecin de la Caja de Cubierta - Herrajes y Soportes de Alerones - Herrajes y Soportes de Flaps - Vigas de Movimiento de Flaps - Soporte de Gato - Herrajes y Soportes de Spoilers - Costillas de Borde de Ataque, Costillas de Slats - Borde de Ataque Fijo, Piel, Atizadores, Costillas Internas y Vigas Figura 2.22. Estructura Auxiliar del Ala. 57. 57 Spoiler y Alern - Herrajes Bisagra Internos y Externos, Pernos y Conexiones de Spoilers - Herraje Central de Spoiler, Pernos, Ensamble del Soporte - Alern - Herrajes Bisagra de Alern, Herrajes de Actuador de Alern, Pernos, Soportes Figura 2.23 Spoiler y Alern. 58. 58 Flaps - Piel Superior, Piel Inferior, Largueros - Viga Delantera, Viga Trasera - Costillas de los tracks - Herrajes, Herrajes de Conexin de tracks - Costilla Final Externa Costilla 14 - Puntal de Interconexin Figura 2.24. Flaps Interior y Exterior. 59. 59 Slats - Traces y Costillas de Tracks - Herrajes de Sujecin Slat - Track - Piel Inferior - Atiezador - Piel Superior - Atiezador - Borde de Salida Figura 2.25. Estructura de Slats. 60. 60 2.3. Reparaciones Estructurales. Clasificacin de reparacin. Las reparaciones estructurales estn clasificadas en tres categoras, las cuales se describen a continuacin. - Categora A: Una reparacin permanente dentro de una zona de inspeccin bsica o que este dentro de una zona para la que este adecuado un programa de inspeccin para asegurar una aeronavegabilidad continua. - Categora B: Una reparacin permanente que requiere inspecciones suplementarias para asegurar un aeronavegabilidad contina. El intervalo para estas inspecciones suplementarias estn declarados en la forma de aprobacin de diseo de reparacin (RAS). Los intervalos y los mtodos de inspeccin estn especificados si el umbral de inspeccin es menor que la vida til extendida de la aeronave, o menor a la vida til de diseo, si es que la vida til extendida no esta definida. Si el umbral es mayor a la vida til extendida y mayor a la vida til de diseo, los intervalos o mtodos de inspeccin quedan abiertos ej. A ser determinados (TBD= to be determinated). Los operadores de las aeronaves, que estn planeando operar sus aeronaves sobre los intervalos mencionados arriba, debern contactar a Airbus al menos 12 meses antes de alcanzar estos intervalos para obtener los detalles necesarios para el mtodo de inspeccin y los intervalos aplicables. 61. 61 - Categora C: Esta es una reparacin temporal, que requiere ser retrabajada o reemplazada antes del limite de tiempo establecido. Una serie de inspecciones suplementarias pueden ser necesarias para asegurar una aeronavegabilidad continua antes de estos lmites. Estas categoras fueron definidas de acuerdo a normas y publicaciones regulatorias aplicables. Daos permisibles Dentro de estas categoras mencionadas anteriormente se encuentran definidos tambin los daos permisibles como sigue: Un dao permitido es un dao definido como un dao menor el cual no afecta la integridad estructural o la funcin de un componente. Nota: Los limites para un dao permitido y reparaciones estn contenidas en el Manual de reparaciones estructurales para las aeronaves A320 estn descritas en los captulos del 52 al 57 no son aplicables a la estructura aeronave que ya ha sido reparada con anterioridad. Para daos y reparaciones a estructuras previamente reparados es necesario contactar al TCH al poseedor del certificado tipo de la aeronave, para este caso en particular es el fabricante de la aeronave, AIRBUS. Dao Permitido No significa que una reparacin al dao se innecesaria. Por ejemplo, ralladuras y rebabas estn incluidas en esta categora y es necesario remover bordes speros y afilados y suavizar el dao. Adems, cualquier dao en los recubrimientos de la superficie y/o tratamientos de proteccin deben ser reparados usando un procedimiento tratados de acuerdo al manual de la aeronave en cuestin. El rea donde se encuentra el dao se debe limpiar perfectamente antes de ser examinada para poder visualizar si el dao esta dentro de los limites permisibles. 62. 62 Por ejemplo, en el caso de una corrosin, primero deber ser removida la corrosin existente y despus examinar la dimensin del dao, para ser comparada con la dimensin de los lmites de los daos permisibles. Clasificacin de daos permisibles. Los daos permisibles se dividen en tres categoras las cuales son las siguientes: - Daos Permisibles Permanentes (son categorizados como una Reparacin Categora A) Esta categora de dao permitido se establece de tal manera que el dao dentro de lmites no requiere una reparacin estructural o inspecciones adicionales durante el diseo de la vida til o la vida til extendida como aplique a la aeronave. - Daos permisibles permanentes con lmites operacionales (Categorizados como Reparacin Categora B) Esta categora de dao permanente establece, que a pesar de que el dao dentro de estos limites no requiere una reparacin estructural durante la vida til o la vida til extendida como aplique a la aeronave, requiere inspecciones estructurales adicionales estas tareas de inspeccin pueden ser requeridas antes que la aeronave alcance su vida til. El manual indicara el umbral de inspeccin y el intervalo de inspecciones repetitivas para este tipo de daos - Daos Permisibles Temporales (Categorizados como reparacin C) Esta categora de daos permisibles establece que el dao dentro este lmite deber ser reparado permanentemente dentro de un lmite operacional definido, por ejemplo x Ciclos de Vuelo x Horas de vuelo x tiempo en meses das. 63. 63 Para todas las categoras de daos permisibles que se mencionan anteriormente, se requiere que se tenga un buen expediente de todos los daos permisibles, por las siguientes razones: - En caso de un dao adicional en la misma rea o en un rea adyacente, dicha reparacin podr requerir lmites operacionales adicionales. - Para asegurar un adecuado seguimiento a los requerimientos de las inspecciones adicionales. - Para asegurar un adecuado seguimiento para la realizacin de la reparacin permanente. Limites operacionales de daos permisibles. Los lmites operacionales son definidos como el lmite para la operacin del aeroplano con un dao permisible. Un ejemplo claro para la operacin aceptable de un aeroplano: Repara antes de los 50 ciclos de vuelo a mas tardar. Figura 2.26. Clasificacin de Reparaciones Mayores y Menores. 64. 64 Aprobacin de una reparacin estructural. Las regulaciones actuales requieren que el diseo de las reparaciones estructurales en las aeronaves, estn sujetas a aprobacin por parte de los fabricantes o los poseedores del certificado tipo de la aeronave. Para tal efecto todas las reparaciones estructurales deben ser hechas de acuerdo a los datos aceptables y a lo establecido por la autoridad aplicable del operador, por ejemplo la FAA o la DGAC en el caso de Mxico. Estos datos aceptables incluyen: - SRM de la Aeronave aplicable. - Dibujos de reparacin o instrucciones de reparacin aprobados por el fabricante AIRBUS. - Diseo de reparacin e informacion de la aerolnea y aprobada por el Fabricante - Informacion desarrollada y diseada por la aerolnea En el caso de que las reparaciones sobrepasen los lmites de la documentacin previamente aprobada por ejemplo el los limites especificados en SRM, especficamente en aquellas estructuras primarias, (FCS Fatigue Critical Structure) incluidas en los PSEs (Principal Structure Elements), es recomendable siempre obtener la aprobacin por parte del fabricante para asegurar principalmente que se cumplan los requerimientos de aeronavegabilidad. De la misma manera en algunos pases requieren que estos diseos de reparaciones estn aprobados por la autoridad aeronutica del pas de origen del certificado tipo de la aeronave. Los procedimientos de reparacin aplicables deben cumplir con las regulaciones y requerimientos ya sean de la FAA Federal Aviation Administration o de la EASA 65. 65 European Aviation Safety Agency. Por ejemplo el cdigo federal de regulaciones CFR 14 parte 26 subparte E, secciones 26.43 y 26.45 para emisin de: - Todas la Formas de aprobacin de diseo de reparacin RAS (Repair Design Approval Sheet) que fueron creadas de manera individual para cada reparacin desde el 01 de enero de 1992 y todas las RAS emitidas posteriormente por Airbus cumplen con los requerimientos de las partes aplicables del CFR 14 26.43 (d) y 26.45 (d) para todas las reparaciones e inspecciones de tolerancia al dao (DTI) son provedas por Airbus de acuerdo a los procedimientos para aprobacin de reparaciones. - En el caso de las aeronaves Airbus A320, Airbus ha realizado una actualizacin de sus manuales de reparacin estructural utilizando los criterios de tolerancia al dao de tal manera que dichos manuales dan cumplimiento los requerimientos y las inspecciones de tolerancia al dao (DTIs) para todas las reparaciones contenidas en el SRM de airbus de acuerdo al CFR 14 Parte 26 secciones 26.43 (c) y 25.46 (d). - para todas las reparaciones que no se evaluaron conforme a los criterios de tolerancia al dao se limitaron con notas donde indica el nmero de horas o ciclos permitidos para ese tipo de reparaciones. - Todas las reparaciones que no se hayan analizado con forme a los criterios de Tolerancia al Dao incorporados en los manuales Airbus presenta una serie de notas tpicas como se citan a continuacin. Reparacin permanente, con un umbral para la inspeccin de 18 meses despus de haber sido realizada la reparacin. Contactar a Airbus antes de alcanzar dicho umbral para obtener detalles de las inspecciones asociadas (Datos de acuerdo a los criterios de Tolerancia al Dao) 66. 66 Reparacin temporal, Esta reparacin es valida hasta el 31 de diciembre de 2013. Contactar a Airbus para operar la aeronave con esta reparacin instalada despus de esta fecha. La publicacin de estas notas en los manuales de reparacin estructural tom lugar en las ltimas revisiones hechas en el SRM de Airbus (en febrero de 2010), para la familia de aeronaves A320. Airbus provey a los operadores de estas aeronaves con el REG (Repair Evaluation Guidelines) para ser incorporado en el Programa de mantenimiento de la aerolnea, las notas mencionadas arriba aplican a las nuevas reparaciones realizadas posterior a la fecha de la ultima revisin (FEB/2010). Por ende los operadores de aeronaves Airbus A320 debern realizar el registro de las reparaciones temporales y sus lmites o el umbral de inspeccin especificado por las notas citadas anteriormente. En la actualidad la documentacin e informacin aprobada por Airbus cumple con los procedimientos aceptados en USA bajo la FAA/DGAC Procedimientos de Implementacin para el AASR Aging Airplane Safety Rule. Airbus mantiene el DOA (Design Organization Approval) previamente autorizado por la EASA a travs de la Oficina de Aeronavegabilidad de Airbus para aprobar el manual de reparacin estructural (SRM) y los Boletines de Servicio (SBs) como lo indica el manual de reparacin estructural (SRM) en sus primeras paginas. En el caso de que la informacion contenida en los documentos antes mencionados en esta seccin sea insuficiente o que no sea aplicable al diseo de una reparacin para una estructura daada en particular, el operador deber contactar a Airbus para que se le provea y establezca el diseo de reparacin aplicable y la aprobacin asociada a dicha reparacin. Airbus esta autorizado para aprobar una reparacin menor y mayor. Las aprobaciones por parte de la EASA o FAA debern ser reconocidas y aceptadas por las autoridades aeronuticas del pas del operador. 67. 67 Procedimiento Para Aprobacin De Diseo De Reparaciones. A. La aprobacin para el diseo de reparaciones se proporciona por medio de la forma de aprobacin de diseo de reparacin (RAS). Este es el documento de aprobacin oficial emitido por Airbus, para la aprobacin de diseo de reparaciones. Esta forma se muestra en la Figura 2.27 y 2.28. B. Este documento provee informacion donde muestra el cumplimiento de la normativa aplicable. Este se facilita cuando se ha solicitado a Airbus desarrollar una reparacin especifica para un dao que no se encuentra dentro del manual de reparacin (SRM) o se le solicitado revisar un diseo de un diseo de reparacin especifico que no este establecido por Airbus en el Manual de reparacin SRM. C. Este documento solo cubre los aspectos de diseo y excluye los aspectos de mano de obra. Se prepara especficamente para una aeronave o un componente y solo en base a la informacion proveda a Airbus por el operador o taller reparador. Este documento no puede ser utilizado para alguna otra aeronave, algn otro componente o propsito distinto aquel para el que fue emitido, sin una aprobacin por escrito proporcionada por el Airbus. D. La RAS provee de un registro en resumen de la aeronave afectada o componente, descripcin del dao y localizacin, Reparacin aplicable, Clasificacin de la reparacin, Justificacin y referencias, Repercusiones en el Programa de Mantenimiento, Autorizacin del anlisis de fatiga por elemento finto, aprobacin de aeronavegabilidad por la autoridad. 68. 68 Figura 2.27. Forma de Aprobacin de Diseo de Reparacin. 69. 69 Figura 2.28. Forma de Aprobacin de Diseo de Reparacin Reverso. 70. 70 2.5. Inspecciones no destructivas Fabricantes y operadores de aeronaves tienen un inters financiero asegurando que el programa de inspecciones sea tan rentable como sea posible. Esto debido a que las aeronaves producen ingresos, hay una afectacin en los costos asociados con el mantenimiento de la aeronave (Lost ticket revenue) perdida de ingresos en boletos), adems que el costo del mantenimiento de la aeronave por si mismo. Por lo tanto, es deseable que este mantenimiento sea frecuente, incluso cuando tales intervalos se incrementan pueden causar aumento en la complejidad y costos en el mantenimiento mayor. El crecimiento de la grieta, como es mostrada por la mecnica de las fracturas, es exponencial por naturaleza; significa que el rango crecimiento de una grieta esta en funcin del tamao de la grieta actual al cuadrado. Un deseo por intervalos de inspeccin poco frecuente, combinado con el crecimiento exponencial de las roturas en la estructura lleva al desarrollo de los mtodos de pruebas no destructivas la cuales permiten inspecciones para buscar fracturas muy pequeas que son usualmente invisibles a simple vista. Se denomina inspecciones no destructivas (por sus siglas en ingls NDT de nondestructive testing) a cualquier tipo de inspeccin practicada a un material que no altere de forma permanente sus propiedades fsicas, qumicas, mecnicas o dimensionales. Las inspecciones no destructivas implican un dao imperceptible o nulo. Los diferentes mtodos de inspecciones no destructivas se basan en la aplicacin de fenmenos fsicos tales como ondas electromagnticas, acsticas, elsticas, emisin de partculas subatmicas, capilaridad, absorcin y cualquier tipo de prueba que no implique un dao considerable a la muestra examinada. Se identifican comnmente con las siglas: NDI; y se consideran sinnimos a: Ensayos no destructivos (END), Pruebas no destructivas y exmenes no destructivos. 71. 71 En general las inspecciones no destructivas proveen datos menos exactos acerca del estado de la variable a medir que las inspecciones no destructivas. Sin embargo, suelen ser ms baratos para el propietario de la pieza a examinar, ya que no implican la destruccin de la misma. En ocasiones las inspecciones no destructivas buscan nicamente verificar la homogeneidad y continuidad del material analizado. La amplia aplicacin de los mtodos de inspecciones no destructivas en materiales se encuentran resumidas en los tres grupos siguientes: - Defectologa. Permite la deteccin de discontinuidades, evaluacin de la corrosin y deterioro por agentes ambientales; determinacin de tensiones; deteccin de fugas. - Caracterizacin. Evaluacin de las caractersticas qumicas, estructurales, mecnicas y tecnolgicas de los materiales; propiedades fsicas (elsticas, elctricas y electromagnticas); transferencias de calor y trazado de isotermas. - Metrologa. Control de espesores; medidas de espesores por un solo lado, medidas de espesores de recubrimiento; niveles de llenado. Algunos ejemplos de esta tecnologa pueden ser: Inspeccin termogrfica La tcnica de la termografa consiste en la generacin de imgenes a partir de la radiacin infrarroja emitida por un objeto, estando sta directamente relacionada con la temperatura del mismo. Se basa, pues, en la deteccin de puntos calientes de un componente/equipo, midiendo su temperatura sin existir contacto. La termografa infrarroja es la ciencia de adquisicin y anlisis de la informacin trmica obtenida mediante los dispositivos de adquisicin de imgenes trmicas a distancia. 72. 72 La Termografa es la rama de la Teledeteccin que se ocupa de la medicin de la temperatura radiada por los fenmenos de la superficie de la Tierra desde una cierta distancia. Una Termografa Infrarroja es la tcnica de producir una imagen visible de luz infrarroja invisible (para nuestros ojos) emitida por objetos de acuerdo a su condicin trmica. Una cmara termogrfica produce una imagen en vivo (Visualizada como fotografa de la temperatura de la radiacin). Las cmaras miden la temperatura de cualquier objeto o superficie de la imagen y producen una imagen con colores que interpretan el diseo trmico con facilidad. Una imagen producida por una cmara infrarroja es llamada: Termografa o Termo grama. Las aplicaciones ms comunes de la termografa infrarroja como un ensayo no destructivo en aeronutica son: - Descubrimiento de inclusin de agua en paneles de Honey-comb en las superficies aerodinmicas del avin. - Inspeccin de fuselajes de avin. - Falta de adhesin en materiales compuestos. - Daos por impacto en materiales compuestos. - Espesor medida de la profundidad en materiales compuestos. - Porosidad en materiales compuestos. - Adherencia de la pintura. - Corrosin bajo pintura. - Anlisis dinmico de fatiga. - Descubrimiento de corrosin oculta. - Evaluacin de la soldadura por puntos. - Vaco, oclusin de aire y deformaciones en material plstico (polmero). Los ensayos no destructivos por termografa, por lo general, son a travs de la tcnica activa (el estmulo externo es necesario con la finalidad de poder obtener contraste trmico relevante). 73. 73 Figura 2.29. Inspeccin Termogrfica. 74. 74 - Rayos X La denominacin rayos X designa a una radiacin electromagntica, invisible, capaz de atravesar cuerpos opacos y de imprimir las pelculas fotogrficas. Los actuales sistemas digitales permiten la obtencin y visualizacin de la imagen radiogrfica directamente en una computadora (ordenador) sin necesidad de imprimirla. La longitud de onda est entre 10 a 0,1 nanmetros, correspondiendo a frecuencias en el rango de 30 a 3.000 PHz (de 50 a 5.000 veces la frecuencia de la luz visible). Tambin puede utilizarse para determinar defectos en componentes tcnicos, como tuberas, turbinas, motores, paredes, vigas, y en general casi cualquier elemento estructural. Aprovechando la caracterstica de absorcin/transmisin de los Rayos X, si aplicamos una fuente de Rayos X a uno de estos elementos, y este es completamente perfecto, el patrn de absorcin/transmisin, ser el mismo a lo largo de todo el componente, pero si tenemos defectos, tales como poros, prdidas de espesor, fisuras (no suelen ser fcilmente detectables), inclusiones de material tendremos un patrn desigual. En el caso de las aeronaves se utiliza para la deteccin de fluidos en el interior de los componentes de una aeronave, discontinuidades tales como grietas o roturas, inclusiones y variaciones en el espesor de las estructuras o componentes. Las ventajas es que elimina la necesidad de remover o desensamblar componentes, tiene una alta sensibilidad y provee un tiempo permanente de grabacin. 75. 75 Figura 2.30. Inspeccin por Rayos X. 76. 76 - Ultrasnicas La inspeccin por ultrasonido es un mtodo no destructivo en el cual un haz o un conjunto de ondas de alta frecuencia son introducidos en los materiales para la deteccin de fallas en la superficie y sub-superficie. Las ondas de sonido viajan a travs del material disminuyndose paulatinamente y son reflejadas a la interfase. El haz reflejado es mostrado y analizado para definir la presencia y localizacin de fallas y discontinuidades. El grado de reflexin depende grandemente en el estado fsico de los materiales que forman la interfase. Por ejemplo: las ondas de sonido son reflejadas casi totalmente en las interfaces gas/metal. Por otro lado existe una reflectividad parcial en las interfaces metal/slido. Grietas, laminaciones, poros, socavados y otras discontinuidades que producen interfaces reflectivas pueden ser detectadas fcilmente Inclusiones y otras partculas extraas pueden ser tambin detectadas causando baja reflexin. La mayora de los instrumentos de inspeccin ultrasnica detectan fallas monitoreando uno ms de los siguientes puntos: La reflexin del sonido de las interfaces consistentes en los lmites del material o en discontinuidades dentro del material mismo. El tiempo de trnsito de la onda de sonido durante la prueba dentro de la pieza desde el punto de entrada del transductor hasta el punto de salida. La atenuacin de las ondas de sonido en la pieza debido a la absorcin y dispersin dentro de la pieza. La mayora de las inspecciones ultrasnicas son realizadas en frecuencias entre 0.1 y 25 MHz. Las onda de ultrasonido son vibraciones mecnicas, las amplitudes de las vibraciones producen esfuerzos en las piezas por debajo de su lmite elstico, de esta manera los materiales no producirn deformaciones plsticas. 77. 77 La inspeccin ultrasnica es el mtodo no destructivo ms comnmente utilizado. Su principal aplicacin es la deteccin de discontinuidades y defectos internos, aunque tambin es utilizado para detectar defectos superficiales, para definir caractersticas de la superficie tales como: medida de corrosin y espesor. Y con frecuencias menores se sirve para determinar el tamao de grano, estructura, y constantes elsticas Las aplicaciones de la inspeccin ultrasnica en las aeronaves son: Deteccin de discontinuidades en la superficie y debajo de la superficie, grietas e imperfecciones. Las ventajas son que es rpido y confiable, fcil de operar. Los resultados son inmediatos y exactos, muy sensible y es porttil. Figura 2.31. Inspeccin por Ultrasonido. 78. 78 - Corriente EDDY Esta basada en los principios de la induccin electromagntica y es utilizada para identificar o diferenciar entre una amplia variedad de condiciones fsicas, estructurales y metalrgicas en partes metlicas ferromagnticas y no ferromagnticas, y en partes no metlicas que sean elctricamente conductoras. Las corrientes de Eddy son creadas usando la induccin electromagntica, este mtodo no requiere contacto elctrico directo con la parte que esta siendo inspeccionada. Figura 2.32. Principio de Inspeccin por Corriente Eddy. Aplicaciones de la corriente Eddy en Pruebas No Destructivas Medir o identificar condiciones o propiedades tales como: conductividad elctrica, permeabilidad magntica, tamao de grano, condicin de tratamiento trmico, dureza y dimensiones fsicas de los materiales. 79. 79 Detectar discontinuidades superficiales y sub-superficiales, como costuras, traslapes, grietas, porosidades e inclusiones. Detectar irregularidades en la estructura del material. Medir el espesores de un recubrimiento no conductor sobre un metal conductor, o el espesor de un recubrimiento metlico no magntico sobre un metal magntico. Figura 2.33. Inspeccin por Corriente Eddy. Ventajas: Se aplica a todos los metales, electro-conductores y aleaciones, alta velocidad de prueba, medicin exacta de la conductividad, indicacin inmediata, deteccin de reas de discontinuidades muy pequeas. ( 0.0387 mm2 0.00006 in2 ), la mayora de los equipos trabajan con bateras y son porttiles, La nica unin entre el equipo y el espcimen bajo inspeccin es un campo magntico, no existe posibilidad de daar la pieza. 80. 80 Limitaciones: La capacidad de penetracin esta restringida a menos de 6 mm, en algunos casos es difcil verificar los metales ferromagnticos, se aplica a todas las superficies formas uniformes y regulares, los procedimientos son aplicables nicamente a materiales conductores, no se puede identificar claramente la naturaleza especifica de las discontinuidades, Se requiere de personal calificado para realizar la prueba. - Partculas magnticas El principio de este mtodo consiste en que cuando se induce un campo magntico en un material ferromagntico, se forman distorsiones en este campo si el material presenta una zona en la que existen discontinuidades perpendiculares a las lneas del campo magnetizables, por lo que stas se deforman o se producen polos. Estas distorsiones o polos atraen a las partculas magnetizables que son aplicadas en forma de polvo o suspensin en la superficie a examinar y por acumulacin producen las indicaciones que se observan visualmente de forma directa o empleando luz ultravioleta. Sin embargo los defectos que son paralelos a las lneas del campo magntico no se aprecian, puesto que apenas distorsionan las lneas del campo magntico. Para el uso en las aeronaves tenemos las siguientes aplicaciones: Deteccin de discontinuidades en las superficies o cerca de la superficie en materiales ferromagnticos de cualquier forma o tratamiento trmico. Las ventajas de la inspeccin por partculas penetrantes son: Se basa en un principio muy simple, fcil, porttil, rpido. 81. 81 Figura 2.34. Inspeccin por Partculas Magnticas. 82. 82 - Lquidos penetrantes La inspeccin por lquidos penetrantes es un tipo de ensayo no destructivo que se utiliza para detectar e identificar discontinuidades presentes en la superficie de los materiales examinados. Generalmente se emplea en aleaciones no ferrosas, aunque tambin se puede utilizar para la inspeccin de materiales ferrosos cuando la inspeccin por partculas magnticas es difcil de aplicar. En algunos casos se puede utilizar en materiales no metlicos. El procedimiento consiste en aplicar un lquido coloreado o fluorescente a la superficie en estudio, el cual penetra en cualquier discontinuidad que pudiera existir debido al fenmeno de capilaridad. Despus de un determinado tiempo se remueve el exceso de lquido y se aplica un revelador, el cual absorbe el lquido que ha penetrado en las discontinuidades y sobre la capa del revelador se delinea el contorno de stas. Las aplicaciones de esta tcnica son amplias, y van desde la inspeccin de piezas crticas como son los componentes aeronuticos hasta los cermicos como las vajillas de uso domstico. Se pueden inspeccionar materiales metlicos, cermicos vidriados, plsticos, porcelanas, recubrimientos electroqumicos, entre otros. Una de las desventajas que presenta este mtodo es que slo es aplicable a defectos superficiales y a materiales no porosos. Tipos de lquidos penetrantes Segn el color: - Penetrantes coloreados: Se inspeccionan a simple vista. Solamente hay que contar con una buena fuente de luz blanca. Tienen menos sensibilidad. - Penetrantes fluorescentes: Se inspeccionan con la ayuda de una lmpara de luz ultravioleta (luz negra). Sin sta son invisibles a la vista. Tienen mayor sensibilidad. 83. 83 Segn la solubilidad - Penetrantes lavables con agua o autoemulsificables: Para su limpieza y remocin de excesos simplemente se usa agua. Resultan muy econmicos de utilizar. - Penetrantes postemulsificables: No son solubles en agua. Para la remocin de los excesos superficiales se utiliza un emulsificador que crea una capa superficial que se remueve con agua. Es el mtodo con el mayor sensibilidad se obtiene y en el que mayor dominio de cada una de las etapas tiene el operador. Existen dos tipos de emulsificadores: los hidroflicos, de base acuosa, que se utilizan en solucin de agua, en una saturacin determinada por las necesidades del caso; y lipoflicos, de base aceite, que se utilizan tal como los entrega el fabricante. - Penetrantes eliminables con disolvente: Tampoco son solubles en agua. Para su remocin se utiliza un disolvente no acuoso, denominado eliminador. Son muy prcticos de utilizar ya que el solvente generalmente se presenta en aerosol. Las aplicaciones en las aeronaves son: deteccin de roturas o grietas en todos los metales, piezas de fundicin, piezas forjadas partes maquinadas. Las ventajas de este tipo de inspeccin por lquidos penetrantes son: facilidad de uso, rpida y fcil de interpretar. 84. 84 Figura 2.35. Inspeccin por Lquidos Penetrantes. 85. 85 - Visual Esta no es nada mas que una inspeccin por medio de la vista al alcance de nuestras manos con las cuales podemos verificar fallas, daos o imperfecciones superficiales en todo tipo de materiales. De uso simple en reas que otros mtodos son imprcticos, con herramientas que nos ayuden a mejorar la deteccin de imperfecciones como lo son lmparas y lupas de distintos aumentos. Todos estos tipos de inspecciones Permiten detectar grietas estructurales cuando son muy pequeas y de crecimiento lento, estas inspecciones no destructivas pueden reducir la cantidad de inspecciones de mantenimiento y permiten descubrir daos cuando son muy pequeos, y an de bajo costo de reparacin. 86. 86 CAPITULO III. REQUERIMIENTOS PARA DAR CUMPLIMIENTO A LA REGULACIN DE SEGURIDAD PARA EL ENVEJECIMIENTO DE AERONAVES EN EL AIRBUS A320. 3.1. Regulacin de Seguridad para el Envejecimiento de Aeronaves AASR. A partir de un accidente en el ao de 1988 en el cual se vio involucrada una aeronave Boeing B737, se empez a buscar la manera de asegurar que las aeronaves envejecidas puedan mantener un nivel confiable de aeronavegabilidad. La aeronave involucrada en el accidente sufri un desprendimiento de un panel de piel de fuselaje, lo que provoco una despresurizacin repentina en vuelo causando daos a los pasajeros. La aeronave logr aterrizar en un aerdromo. Despus de muchas investigaciones se llego a la conclusin de que el desprendimiento del panel de piel haba sido causado por roturas debidas a la fatiga. stas roturas se generaron en los barrenos de los afianzadores de una unin de pieles, con el tiempo y debido a la fatiga continua a la que se somete el fuselaje la grieta se extendi verticalmente a otros barrenos y finalmente se desprendi por completo el panel de piel. 87. 87 Figura 3.1. B737 Aloha Airlines. La aeronave en cuestin haba rebasado el lmite de vida til para el cual fue diseada, por lo tanto se trataba de una aeronave envejecida y que se haba sometido a una gran cantidad de ciclos de presurizacin provocando la fatiga de los elementos estructurales (pieles, afianzadores, refuerzos) llevndolos a una falla catastrfica. Figura 3.2. Desprendimiento de Panel de Piel en el Boeing B737 de Aloha Airlines. 88. 88 En el marco de la investigacin y la bsqueda de soluciones, se consideraron originalmente once modelos de aeronaves de todos los fabricantes que eran operadas en esa poca. stos once modelos eran el B707, B727, B737 y B747 de Boeing, DC-8, DC-9, DC-10 y MD-80 de McDonell Douglas, el L1011 de la Lockheed, el A300 de Airbus Industrie, el F-28 de Fokker y el BAC1-11 de British Aerospace Company. Para estos modelos, los fabricantes en conjunto con las autoridades Aeronuticas (FAA) desarrollaron distintas tareas para asegurar que las aeronaves mantuvieran un nivel ptimo de aeronavegabilidad. Se desarrollaron los programas de Control y Prevencin de la Corrosin CPCP, se revisaron las listas de los Elementos Estructurales Significantes de cada aeronave, as como algunos Boletines de Servicio que pasaron de ser de categora recomendada a categora obligatoria o mandatoria. Estos cambios se vieron reforzados con la emisin de nuevas Directivas de Aeronavegabilidad por parte de la FAA y de otras autoridades aeronuticas. Por otro lado se desarrollaron conceptos de inspecciones suplementarias para las reparaciones estructurales instaladas en la aeronave y se empez a manejar el concepto de Daos Dispersos por Fatiga (Widespread Fatigue Damage WFD). Posteriormente la FAA emiti una regulacin final denominada Regulacin de Seguridad para el Envejecimiento de Aeronaves (Aging Airplane Safety Rule AASR) la cual requiere que se tenga un programa de mantenimiento basado en la tolerancia al dao sin importar si el diseo de la aeronave cuenta o no con una certificacin de tolerancia al dao. sta regulacin se extiende a aquellas aeronaves que operen bajo las regulaciones del 14 CFR Parte 121 14 CFR Parte 129; es decir que sean aeronaves operadas en los Estados Unidos y con matricula estadounidense, o que sean aeronaves operadas en otro pas que no sea estados unidos pero que cuenten con matrcula estadounidense, respectivamente. 89. 89 Adicionalmente, esta regulacin es aplicable para aeronaves certificadas con una capacidad de transporte de 30 pasajeros o ms y una capacidad de carga de 7500 libras o ms. Entre los requerimientos de la Regulacin de Seguridad para el Envejecimiento de Aeronaves se consideran: - Inspecciones de aeronaves envejecidas y revisin de los registros de las reparaciones estructurales instaladas en elementos estructurales crticos a la fatiga (FCS) o en alteraciones estructurales crticas a la fatiga (FCAS). - Inspecciones Suplementarias para las reparaciones estructurales instaladas en elementos estructurales crticos a la fatiga (FCS) o en alteraciones estructurales crticas a la fatiga (FCAS). - Anlisis de Tolerancia al Dao para Reparaciones y Alteraciones estructurales. El objetivo de sta regulacin es tener un mantenimiento adecuado de los elementos estructurales crticos a la fatiga (FCS) y de las alteraciones estructurales crticas a la fatiga (FCAS) que son afectadas por el envejecimiento con el fin de garantizar el nivel mas alto de seguridad. 3.2. Implementacin de la Regulacin de Seguridad para el Envejecimiento de Aeronaves AASR en el Programa de Mantenimiento de la aeronave Airbus A320. El AASR requiere que se obtenga el anlisis de tolerancia al dao y las inspecciones basadas en la tolerancia al dao (si aplican) aprobadas por la FAA, para aquellas reparaciones instaladas en los elementos estructurales crticos a la fatiga definidos por el fabricante Airbus a travs del manual de reparaciones estructurales SRM del modelo A320; as como para las alteraciones que afecten 90. 90 algn elemento estructural critico a la fatiga (modificaciones o boletines de servicio). Para todas las reparaciones o que se instalen en un elemento estructural crtico a la fatiga FCBS o que afecten una alteracin estructural crtica a la fatiga FCAS se obtendr el anlisis de la tolerancia al dao y las inspecciones basadas en la tolerancia al dao de acuerdo a los siguientes mtodos: - Utilizando la informacin previamente aprobada del fabricante como el manual de reparaciones estructurales SRM. - Utilizando informacin aprobada por la FAA proporcionada por un DER (Representante de Ingeniera Designado) o ODA (Autorizacin Designada por una Organizacin). - A travs del mtodo especificado en la Circular de Aviso 120-93 emitida por la FAA: a. Antes de que la aeronave regrese a servicio se deber obtener la Primera Etapa de la aprobacin de los datos de resistencia esttica y una fecha estipulada para la obtencin de los datos de tolerancia al dao. b. A ms tardar dentro de 12 meses a partir de que la aeronave regreso a servicio se deber obtener la Segunda Etapa de la aprobacin que contenga la informacin de la tolerancia al dao, especficamente el umbral para efectuar la primera inspeccin. c. La Tercera Etapa contendr la aprobacin de los mtodos de inspeccin y los intervalos repetitivos. sta informacion deber obtenerse antes de llegar al umbral de inspeccin indicado en la Segunda Etapa. 91. 91 Para el caso de las reparaciones estructurales existentes se deber efectuar una inspeccin general de la estructura crtica a la fatiga y de las alternaciones crticas a la fatiga, de acuerdo a los siguientes criterios: Las inspecciones generales se efectuaran de acuerdo con la edad que tenan las aeronaves el 18 de Diciembre de 2009. El lmite de vida til se utilizara para establecer los periodos para inspeccionar las aeronaves. La aeronave de la flota que tenga la mayor edad ser inspeccionada primero. Las inspecciones basadas en la tolerancia al dao sern incorporadas dentro de los 6 meses despus de que la aeronave regrese a servicio. - Para aeronaves que hayan tenido menos del 75% de su lmite de vida til el 18 de Diciembre de 2009, la inspeccin se realizar durante el primer Servicio D despus de alcanzar el 75% de su lmite de vida til. - Para aeronaves que hayan tenido entre 75% y 100% de su lmite de vida til el 18 de Diciembre de 2009, la inspeccin general se realizar durante el siguiente Servicio D despus del 20 de Diciembre de 2010 sin exceder 6 aos o el lmite de vida til, lo que ocurra al ultimo. - Para aeronaves que hayan rebasado el 100% de su objetivo de vida til el 18 de Diciembre de 2009, la inspeccin general se efectuar durante o antes del siguiente Servicio D despus del 20 de Diciembre de 2010; sin exceder 6 aos. Durante la inspeccin general se revisar la documentacin de la aeronave para determinar si se cuenta con las inspecciones basadas en la tolerancia al dao para las reparaciones instaladas en las aeronaves. Cada inspeccin basada en la tolerancia al dao ser identificada dentro del programa de mantenimiento de la aerolnea y tanto el umbral como los 92. 92 intervalos repetitivos sern controlados a travs de un software de gestin de mantenimiento aeronutico. El lmite para la incorporacin de las inspecciones basadas en la tolerancia al dao ser definido como se indica a continuacin: - Si la inspeccin para una reparacin especifica un umbral menor al siguiente Servicio C, la inspeccin de la reparacin se efectuar durante el Servicio C. - Si el umbral de inspeccin es mayor que el siguiente Servicio C, la reparacin ser inspeccionada en el limite del umbral o antes. - Las inspecciones repetitivas sern efectuadas al lmite de tiempo establecido en la informacion de tolerancia al dao de la reparacin. 3.3. Inspeccin General. La inspeccin general requerida por la Regulacin de Seguridad para el Envejecimiento de Aeronaves AASR deber efectuarse en los tiempos establecidos en el capitulo 3.2., teniendo en cuenta que stos limites no deben ser rebasados. Por medio de la inspeccin general de la aeronave se identificarn todas las reparaciones estructurales instaladas en los elementos estructurales crticos a la fatiga FCS. Cada reparacin encontrada en estos elementos deber ser evaluada de acuerdo con los procedimientos establecidos en el Capitulo IV de ste trabajo. La lista de elementos estructurales crticos a la fatiga de la aeronave Airbus A320 se encuentra en el Capitulo II de ste documento. Adicionalmente a la inspeccin general de la aeronave, se deber de recopilar todo registro relacionado con las reparaciones instaladas en la aeronave a lo largo 93. 93 de su vida operacional, esto con el fin de tener a la mano toda la informacin y poder evaluar con mayor rapidez las reparaciones. Para poder llevar a cabo la inspeccin general de la aeronave se requiere que se obtenga el acceso a todos los elementos estructurales crticos a la fatiga esto significa que se tendrn que remover los interiores de la aeronave como son asientos, pisos, acolchados, etc., de acuerdo con las inspecciones zonales definidas en el programa de mantenimiento de la aeronave. Sin embargo, para las zonas que requieren un desensamble mas complicado de la estructura de la aeronave, nicamente se deber efectuar la inspeccin visual de la estructura que est accesible; en caso de que se encuentre una reparacin en stas reas, se revisarn los registros correspondientes y si es necesario se deber proceder a desarmar la estructura adyacente con el fin de evaluar la reparacin. La inspeccin visual general es una inspeccin de un rea interna o externa, de una instalacin o ensamble con el fin de detectar daos evidentes, fallas o irregularidades. Este nivel de inspeccin se debe efectuar a una distancia cercana de la parte a revisar, es posible que se requiera el uso de un espejo para acceder visualmente a todas las superficies comprendidas en el rea de inspeccin. De igual manera, se requiere tener un nivel de iluminacin adecuado que puede ser alcanzado con la ayuda de una lmpara de mano o inclusive de la luz solar. Para poder acceder a todas las reas de la aeronave se requerir el uso de andamios, escaleras o plataformas y se debern abrir o remover los paneles de acceso necesarios para alcanzar las reas de inspeccin. Es necesario que todas las reas de inspeccin estn limpias para tener una mejor apreciacin de cualquier tipo de irregularidades. Cada reparacin instalada en un elemento estructural crtico a la fatiga deber ser inspeccionada visualmente de manera detallada en busca de seales de deterioro como corrosin, afianzadores flojos o faltantes, arrugas, perdida de sellarte u otros daos. 94. 94 Las reparaciones que se encuentren con seales de deterioro debern ser evaluadas de acuerdo con los procedimientos aplicables dados en el Capitulo IV de ste trabajo. 95. 95 CAPITULO IV. PROCEDIMIENTOS PARA LA EVALUACIN DE REPARACIONES ESTRUCTURALES. 4.1. Evaluacin de Reparaciones Instaladas en los Elementos Estructurales Crticos a la Fatiga de la Aeronave Airbus A320. De acuerdo a los requerimientos de la Regulacin de Seguridad para el Envejecimiento de Aeronaves, las reparaciones a evaluar son aquellas que consistan en un refuerzo de la estructura crtica a la fatiga, es decir que reestablezcan las propiedades de resistencia del elemento estructural. Aquellos daos menores como retrabajos (suavizado de daos), abolladuras, delaminaciones, erosin, toques de rayo; instalacin de afianzadores en sobremedida, instalacin de bujes o de rondanas de reparacin no estn cubiertos por sta regulacin. Las reparaciones contenidas en el Manual de Mantenimiento de la Aeronave AMM o en un Manual de Mantenimiento de un Componente CMM son reparaciones aprobadas y no requieren acciones adicionales. Para llevar a cabo la evaluacin de las reparaciones se deber inspeccionar fsicamente cada una de ellas en busca de seales de deterioro. A. En caso de que existan indicios de deterioro en la reparacin, antes del prximo vuelo de la aeronave se deber reemplazar por una reparacin contenida en el Manual de Reparaciones Estructurales SRM o alguna otra reparacin aprobada. O, en dado caso se deber contactar al fabricante Airbus para obtener instrucciones aplicables de reparacin. 96. 96 B. Si no se encuentran seales de deterioro se buscara el sustento de la reparacin por medio de los registros de la aeronave. 1. Si no se encuentra el sustento de la reparacin, antes del siguiente vuelo se deber efectuar una de las siguientes opciones: - Asegurarse que la Primera Etapa (de acuerdo con la Circular de Aviso 120-93 emitida por la FAA) de aprobacin haya sido completada a travs de una reparacin aprobada o del Manual de Reparaciones Estructurales SRM, posteriormente, dentro de 3 meses se deber obtener el anlisis de tolerancia al dao a travs del contacto con el fabricante Airbus. - Reemplazar la reparacin por una que est contenida en el Manual de Reparaciones Estructurales SRM o de acuerdo con una reparacin aprobada por otra organizacin de mantenimiento. - Contactar al fabricante Airbus para obtener una solucin de reparacin. 2. Si se cuenta con los registros de la reparacin, se debern recopilar y verificar si se trata de una reparacin metlica y est instalada en un elemento estructural crtico a la fatiga FCBS. i. Si no se trata de una reparacin metlica y que afecte un elemento estructural crtico a la fatiga no se requieren acciones adicionales para la reparacin en cuestin. ii. Si la reparacin es metlica y afecta un elemento estructural crtico a la fatiga se debe verificar con ayuda del sustento si se trata de una reparacin instalada de acuerdo con el Manual de Reparaciones 97. 97 Estructurales SRM, con un Boletn de Servicio (SB), con una Forma de Aprobacin de Diseo de reparacin (RAS Repair Design Approval Sheet) o una reparacin aprobada con otro documento. a. Si la reparacin fue instalada de acuerdo con el Manual de Reparaciones Estructurales SRM, continuar con las instrucciones de evaluacin de la seccin 4.2. b. Si la reparacin fue instalada de acuerdo con un Boletn de Servicio SB, continuar con las instrucciones de evaluacin de la seccin 4.3. c. Si la reparacin fue instalada de acuerdo con una Hoja de aprobacin de Diseo de Reparacin (RAS), continuar con las instrucciones de evaluacin de la seccin 4.4. d. Si la reparacin fue instalada de acuerdo con cualquier otro documento aprobatorio, continuar con las instrucciones de evaluacin de la seccin 4.5. 98. 98 Figura 4.1. Diagrama de Flujo 1. 99. 99 Figura 4.2. Diagrama de Flujo 2. 100. 100 4.2. Evaluacin de Reparaciones Estructurales Efectuadas de Acuerdo al Manual de Reparaciones Estructurales SRM. Si la reparacin fue efectuada de acuerdo a una referencia del Manual de Reparaciones Estructurales SRM se deber verificar dicha referencia en las revisiones posteriores a Noviembre de 2010 del manual y si es que existe una categora de reparacin. 1. Si existe una categora de reparacin, evaluar la reparacin con el fin de determinar si fue instalada sin ninguna desviacin con respecto a lo publicado en las revisiones del Manual de Reparaciones Estructurales posteriores a Noviembre de 2010. i. Si la reparacin fue instalada completamente en base a lo especificado en el manual de reparaciones estructurales, registrar la categora de la reparacin as como las limitaciones y/o requerimientos de inspeccin (si aplican). ii. Si la reparacin no fue instalada en base a lo especificado en el Manual de Reparaciones Estructurales (revisin posterior a Noviembre de 2010), dentro de 3 meses despus de efectuar la inspeccin general de la aeronave, reemplazarla por una nueva reparacin de acuerdo al Manual de Reparaciones Estructurales, o de acuerdo con otro documento aprobatorio, o contactar al fabricante de la aeronave para obtener instrucciones de reparacin. 2. Si no existe una categora de reparacin o la referencia ya no esta publicada en las revisiones del manual de reparaciones posteriores a Noviembre de 2010, verificar si el manual especifica que la referencia de reparacin fue supersedida o ya no es aplicable. 101. 101 i. Si el manual de reparaciones estructurales indica que la reparacin fue supersedida o ya no es aplicable, dentro de 3 meses despus de efectuar la inspeccin general de la aeronave, reemplazarla por una nueva reparacin de acuerdo al Manual de Reparaciones Estructurales SRM,