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7 CAMPAÑA DE CERTIFICACIÓN. ENSAYOS
Cuando se construye un nuevo tipo de avión, para demostrar que éste está
de acuerdo con las normas internacionales de aviación, tiene que pasar una serie de
pruebas y ensayos, a este proceso se le lama Certificación de Tipo.
La Certificación de Tipo es el proceso que demuestra que el diseño de un avión
cumple con los requisitos de aviación aplicables. Esta certificación hay que obtenerla
para cada zona donde el avión operará. Para Europa la organización que representa
la Autoridad de Aviación es la EASA, que es la Agencia Europea de la Seguridad
Aérea, y para EEUU es la FAA (Federal Aviation Administration).
Si se construye un avión con pocas diferencias con respecto a otro que ya está
construido, la Certificación de Tipo del que ya esta construido puede ser válida para
el nuevo avión. Hay que realizar una nueva Certificación de Tipo si los cambios en el
diseño, potencia, empuje o peso son tan significativos, que se necesita hacer una
investigación substancial completa para asegurar el cumplimiento de los
requerimientos.
Para realizar la certificación, se crean varios grupos de trabajo cada uno
especializado en un dominio de certificación diferente. A modo de ejemplo existe un
dominio dedicado al vuelo, otro a la estructura, electricidad, aviónica, propulsión,
seguridad en cabina, ruido, programación, seguridad/fiabilidad, etc.
Se realizan ensayos con el avión en tierra para probar los principales sistemas,
sobre todo los circuitos hidráulicos y eléctricos y los sistemas de los trenes de
aterrizaje, además se prueban los elementos móviles de control de vuelo. Otros
ensayos que se realizan son los de presurización de la cabina, inyectando aire hasta
alcanzar una presión superior a un treinta por ciento de la normalmente autorizada y
comprobando mediante captores las tensiones provocadas por esa carga. Se
realizan ensayos en los sistemas de combustible, por un lado para verificar la
calibración de los aparatos de medida y por otro desde el punto de vista de la
seguridad, para controlar que no haya fugas en los circuitos y asegurar el correcto
funcionamiento del sistema.
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Se realizan también ensayos mediante simuladores de vuelo donde se prueban los
equipos y sistemas. Los pilotos y los ingenieros de vuelo simulan los primeros vuelos
con los ordenadores y los sistemas de navegación reales. Antes de realizar vuelos
reales se familiarizan con el comportamiento previsto del avión.
Para probar los sistemas en situaciones reales se crea un banco de integración de
sistemas (Iron Bird), formado por una estructura de acero en la que se instalan todos
los sistemas eléctricos e hidráulicos del avión a escala real, esto permite probar el
comportamiento de los mismos en todas las configuraciones de vuelo. Sirve para
realizar estudios preliminares antes de los Ensayos en Vuelo.
Otro tipo de ensayo que se realiza es el de vibraciones en tierra, para eso se
instalan captores de aceleración sobre las superficies de las alas, estabilizadores,
motores, sistemas y trenes de aterrizaje. Se provoca la vibración de la estructura
mediante excitadores y se observan las reacciones comprobando que no hay
tendencia a la resonancia.
Se realizan también Ensayos Estáticos a escala real, que se explicarán más
adelante.
Por otro lado, otro avión a escala real se destina a los Ensayos de Fatiga, donde se
simulan ciclos de vuelo, que también se detallarán más adelante.
Al mismo tiempo se realizan los Ensayos en Vuelo, donde se prueban todas las
fases de despegue y aterrizaje en condiciones extremas, las fases de vuelo en
múltiples circunstancias y las condiciones reales de vuelo con pasajeros y con
escalas en distintos aeropuertos.
También se prueba el comportamiento del avión en condiciones extremas de altitud,
frío (Figura 83) y calor, situaciones de urgencia (evacuaciones), el confort y la
ergonomía del avión para los pasajeros en vuelos largos, etc.
Otros test que se realizan son los test de ruido externo, de bird strike (que estudia la
resistencia y el comportamiento del avión y motores a impactos con pájaros), de
ingestión de agua, para evaluar si el avión evacúa bien el agua en pistas
encharcadas, comprobando que al avanzar el avión no se lanza agua a los motores
proveniente del tren delantero.
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7.1 Ensayos Estáticos
Los Ensayos Estáticos forman parte del proceso de certificación del avión, en
el caso del A380 se realizaron a Full Scale, es decir con un avión entero a escala
real (Figura 75).
Se parte de un avión que no está equipado de sistemas hidráulicos ni de elementos
de aviónica al que se le somete a pruebas estructurales, que darán como resultado
datos sobre el reparto de cargas.
Una primera parte de los ensayos estáticos se debe realizar antes de que se realice
el primer vuelo, se estudia el comportamiento de las alas y fuselaje completo
sometido a cargas normales y a cargas excepcionales que se pudieran producir en
múltiples circunstancias (Figura 76).
Una segunda parte que dura más tiempo, estudia cómo responde el avión a cargas
considerables en condiciones de vuelo y de desplazamiento en tierra variables.
Por último, se realiza una serie de ensayos que consisten en aplicar cargas a las
alas y fuselaje hasta el punto de ruptura, permitiendo verificar que ésta se produce
en los lugares previstos y obteniéndose datos útiles para el desarrollo de futuros
aviones. Primero se lleva la estructura a la “carga límite” (carga máxima probable
que un avión en servicio deberá soportar) y se incrementan progresivamente las
cargas hasta alcanzar 1.5 veces la carga límite, a ésta se le llama “carga última”
(Figura 77). Los ingenieros desarrollan un modelo de elementos finitos para calcular
los requisitos de esta carga.
En el caso del A380, el ala sufrió una fractura justo por debajo del objetivo marcado,
el fallo ocurrió a 1,45 veces la carga límite, lo cual representa un 3% por debajo del
objetivo, esto demuestra la exactitud del modelo de elementos finitos.
A pesar de este incidente el equipo de ingeniería decidió después de hacer un
estudio que no habría que hacer ninguna modificación importante en el diseño,
aunque si se reforzaría la estructura.
Este test de carga límite es extremadamente severo llegando el ala a sufrir una
flecha de hasta 7,4 metros.
91
La European Aviation Safety Agency (EASA) supervisa que los métodos y
procedimientos realizados en estas pruebas se adecúan a las normas bases de
certificación.
A diferencia de lo ocurrido en otros programas, los cálculos de diseño realizados
para la fabricación del ala del A380 se han ajustado a los máximos permitidos por
cuestiones de ganancia de peso para cumplir los requisitos de carga última.
Los resultados de estos test estáticos se extrapolarán y servirán de base para el
desarrollo de futuros aviones en los próximos años.
Figura 75. Avión para Ensayo Estático
Figura 76. Ala sometida a cargas
Figura 77. Gráfico de carga última
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93
7.2 Ensayos de Fatiga
7.2.1 Introducción
La Fatiga es el deterioro progresivo de la resistencia de un material o de un
componente estructural en servicio tal que el fallo puede ocurrir en niveles de
tensión y carga mucho más bajos que los de tensión y carga últimos.
A la Fatiga le afectan importantemente los parámetros siguientes:
- Aspectos metalúrgicos
- Tipo de estructuras y geometría
- El medio, corrosión
- Tipos de cargas.
El desarrollo de las grietas de fatiga en metales es un proceso que no da un solo
resultado y es favorable al análisis estadístico.
Hay diferentes formas de fatiga:
• Fatiga cíclica: fatiga debida a cargas repetidas y de intensidad variable,
• Fatiga de corrosión: fatiga acelerada por un ambiente corrosivo,
• Fatiga de frotación: fatiga que se inicia por movimientos de frotamiento y
abrasión a escala reducida de piezas adyacentes,
• Fatiga termal: fatiga producida por las fluctuaciones de tensión inducidas por
dilataciones y contracciones termales,
• Fatiga acústica: fatiga causada por las fluctuaciones de alta frecuencia de la
tensión inducidas por las vibraciones excitadas como consecuencia de ruidos de
propulsores
Las pruebas de fatiga en los aviones se basan sobretodo en la Fatiga cíclica.
94
7.2.2 Aplicación
Los criterios de seguridad básicos en los aviones referidos a la fatiga son:
- Una resistencia a fatiga suficiente para minimizar la probabilidad del tener grietas
durante la vida del avión
- Repartos de carga múltiples para permitir fallos parciales
- Un programa de inspección detallado para asegurarse de que ningún daño en la
estructura (sometida a fatiga) crezca a un tamaño crítico (sometida a carga límite)
antes de ser detectada en el programa de inspección.
Para esto las estructuras deben:
- Ser del material más apropiado con respecto a los criterios de diseño
- Ofrecer una buena durabilidad
- Haberse diseñado a prueba de fallos
- Favorecer el crecimiento de grieta lento
- Ser accesibles permitiendo las inspecciones apropiadas
7.2.3 Diseño
En el caso del Airbus A380 los ensayos de fatiga se hicieron a Full Scale, es
decir, el avión completo a escala real (Figura 78), al igual que los ensayos estáticos.
El objeto de este test es verificar el tiempo de vida del fuselaje completo del
avión sometido a fatiga para el período operacional previsto. En el caso del Airbus
A380 este período se fija en 25 años.
Para esto, se enviaron cinco partes del avión (tres secciones del fuselaje y las dos
alas) a las instalaciones de prueba, donde se ensamblaron e integraron. La
estructura ensayada consiste en el fuselaje y las dos alas. Los pilones, los trenes de
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aterrizaje y los estabilizadores se simulan con estructuras de acero. En un período
de más de dos años, se simularon las cargas en vuelo estimadas para 47500 vuelos
con objeto de demostrar que se garantizaban los estándares de seguridad
requeridos para el objetivo de diseño de 19000 vuelos.
En las instalaciones se integra una unidad de balance hidráulico con unos 200
cilindros que conjuntamente con los sistemas de inducción de carga especialmente
desarrollados, simulan las cargas a las que estaría sometida la estructura en un
vuelo operacional (Figura 79).
El histórico de carga se registra usando una unidad de metrología que permite la
medida y la grabación de valores de tensión de los materiales, de la presión, de la
temperatura y de la deformación en el curso de la prueba.
Las pruebas se realizan sin hacer paradas y solo se interrumpen por inspecciones
regulares de la estructura.
Figura 78. Nave de Ensayos de Fatiga en Dresden
Figura 79. Ala sometida a carga
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7.3 Ensayos En Vuelo
ara realizar este tipo de ensayos hay que dotar al avión de sensores,
captor
7.3.1 erformance en condiciones de Crucero
l comportamiento del avión en condiciones de crucero tiene mucha
import
de
algunos aeropuertos si se
en la ruta, el consumo de combustible
s aerolíneas son exigentes para que el comportamiento del avión en
crucero sea el óptimo.
P
es y otros equipos provisionales, mediante los cuales se irán tomando
medidas que serán luego procesadas y estudiadas al final de cada vuelo. Esta
instrumentación provisional del avión se denomina FTI (Flight Test Installations), e
incluye todas las instalaciones que se realizan en los Ensayos en Vuelo destinadas a
tomar datos sobre el vuelo o sobre el comportamiento del avión durante el vuelo.
Pueden ser equipos, cableado, soportes estructurales para instalar los equipos, etc.
Generalmente estas instalaciones van pintadas de color naranja para distinguirla de
las instalaciones fijas del avión. Se verán con más detalle en el próximo apartado.
P
E
ancia para las líneas aéreas, ya que están comprando aviones para actuar en
unas rutas dadas y por lo tanto tienen establecidos los requisitos del número de
pasajeros a transportar y la cantidad de carga que pueden llevar en estas rutas.
Obviamente para rutas muy largas, puede haber limitaciones en el número
pasajeros y/o la carga en el caso de un consumo de combustible alto, debido a la
capacidad limitada del depósito de combustible o a la limitación del peso máximo al
despegue según las especificaciones técnicas del avión.
Puede también haber algunas limitaciones en la salida de
necesita demasiado combustible para el viaje: peso de despegue limitado por la
longitud de la pista, temperatura, altitud, etc.
Incluso cuando no hay limitación de la carga
es muy importante, pues representa una parte muy importante de los costes de las
líneas aéreas.
Por todo esto la
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Los buenos resultados dependen no sólo del fabricante de aviones, sino también del
fabricante del motor (las fronteras no son siempre fáciles de definir).
gravedad, etc.,
s aviones durante el desarrollo para ir adaptando el modelo.
ido y
Se estudia el comportamiento del avión en subida para establecer la fricción
arán todos los datos de
despegue y go-around, que
je abiertas
Al principio de la campaña de ensayos en vuelo se prueba el comportamiento del
avión en todas las configuraciones de peso, altitudes, centros de
para establecer un modelo preciso y comparar con las predicciones que se hicieron
durante el diseño.
Es por eso que se realizan las pruebas cuando hay modificaciones en la
configuración de lo
Finalmente, cada avión que se fabricará en serie será sometido a una serie de
pruebas para confirmar que su comportamiento es el mismo al modelo establec
los resultados serán utilizados para demostrar que el avión satisface las garantías.
7.3.2 Performance en Despegue y Go-around
polar y comprobar el empuje asociado necesario. Se comput
es un aterrizaje abortado en el último momento en el
que el avión tiene que realizar la subida justo después de anular el aterrizaje. Se
estudia también el comportamiento en el caso de pérdida de uno o dos motores.
Las configuraciones usuales son las siguientes:
- Primera parte de la ascensión: Configuración de despegue con el tren abajo y
máxima potencia
- Primera parte de la ascensión: Configuración de despegue con las trampas
del tren de aterriza
- Segunda parte de la ascensión: Configuración de despegue con el tren arriba
y máxima potencia
- Limitación de la potencia de los motores
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Todos los test se realizan situando el Centro de Gravedad del avión lo mas delantero
.3.3 Pasos bajos sobre la pista: Efecto suelo
tos que le provocan al
avión la pr
anemometría con el efecto de
da configuración usada en el despegue o el aterrizaje, en los puntos de paso
.3.4 Entrada en pérdida
n fenómeno aerodinámico que consiste en la
disminuc
y
son:
posible (configuración más restrictiva posible).
7
El objetivo principal de estas pruebas es medir los efec
oximidad al suelo cuando el avión esta a muy poca distancia de éste, se
miden los efectos de arrastre, levantamiento, efecto sobre los mandos de vuelo y se
comparan con los comportamiento en altitud normal.
Puede también ser utilizada para las calibraciones de
suelo.
Para ca
bajo y velocidades estabilizadas se realizan medidas a diversas altitudes sobre la
pista, desde 200 pies a 5 pies.
7
La entrada en pérdida es u
ión más o menos súbita de la fuerza normal que produce la corriente
incidente sobre cualquier perfil aerodinámico. Se produce cuando la proporción del
contorno del perfil donde la capa límite está desprendida se vuelve
significativamente amplia, debido a que la presión del aire es notablemente menor
cuando la capa límite está desprendida que cuando está adherida a la superficie.
Cuando las alas entran en pérdida el piloto debe recuperar la sustentación perdida
por tanto el control del avión haciendo que éste pique, es decir, haciendo que el
morro baje respecto de la cola.
Los objetivos de estos ensayos
- Abrir el espectro de vuelo
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- Optimización de la configuración aerodinámica para obtener un buen
compromiso entre bajas y altas velocidades.
- Determinar las velocidades de entrada en pérdida en las cuales se basan
muchos comportamientos del avión.
- Ensayos de certificación
- Un gran número de ensayos se realizan para determinar la mínima velocidad
a la cual el avión puede generar suficiente sustentación para mantenerse en
equilibrio.
7.3.5 Límites de Ángulo de Ataque (Protecciones)
El objetivo de las pruebas es optimizar el ajuste de los márgenes de
seguridad determinando los ángulos de ataque límite. Esta optimización tiene que
ser realizada en todas las condiciones de vuelo posibles.
Para esto es necesario combinar los siguientes parámetros:
- Peso: del mínimo al máximo
- Centro de gravedad: todo el rango de posibilidades
- Configuración: todas las configuraciones posibles de flaps, slats, spoilers
- Mach: todo el rango de velocidad
Durante todas las pruebas, debe comprobarse que las leyes de control de las
protecciones de seguridad límites son eficaces, estables, libre de oscilaciones y que
la transición entre unas leyes y otras (normal, del ángulo de ataque y de teta) se
hace suavemente.
7.3.6 Velocidad de Control Mínima
VMCA es la velocidad del aire calibrada, en la cual, cuando un motor queda
inoperativo repentinamente y los otros motores se ponen a la potencia máxima de
100
despegue, es posible todavía recuperar el control del avión con ese motor
inoperativo, y mantiene el vuelo recto con un ángulo de alabeo no mayor de 5°.
VMCL es la velocidad de control mínima durante el acercamiento con todos
los motores funcionando, es también la velocidad a la cuál, con uno o dos motores
inoperativos y los demás motores a la potencia máxima de go-around, se mantiene
el vuelo recto con no más de 5° de ángulo de alabeo.
El objetivo es determinar una velocidad mínima durante el acercamiento a la cual, si
se pierde un motor durante el go-aroung, el avión se puede controlar con seguridad.
7.3.7 Velocidad de Control Mínima en Tierra (VMCG)
VMCG es la velocidad de control mínima en tierra. Es la velocidad mínima a
la cual, cuando un motor se vuelve inoperativo, es posible recuperar el control del
aeroplano usando solamente control aerodinámico y sin llevar a una desviación
lateral mayor de 30 pies.
VMCG debe determinarse:
• en cada configuración de despegue o, por lo menos, en la configuración de
despegue más crítica
• con los motores operativos en la máxima potencia de despegue
• con el CG más crítico
• con la configuración de los timones en modo de despegue
• con el peso máximo
7.3.8 Velocidad Mínima de Separación (VMU)
VMU es la velocidad de aire calibrada a partir de la cuál el avión puede
despegarse de la tierra con seguridad y continuar el despegue hasta separarse de la
zona de efecto de tierra (Figuras 81 y 82).
101
La VMU se debe definir en todas las configuraciones de despegue y en todo el rango
operacional de potencia/peso.
7.3.9 Ajuste de las Leyes de Despegue
Las leyes de despegue tienen que ajustarse correctamente antes de
comenzar los ensayos de comportamiento del avión en el despegue.
En el ajuste se determina el rango de trimado en el despegue, las leyes de giro, las
leyes laterales.
7.3.10 Performance de Despegue
El objeto de estas pruebas es establecer el comportamiento en el despegue
en función de la aceleración, de la rotación y de las distintas fases del despegue.
Se cubren los casos de despegue normal con todos los motores operativos,
despegue con fallo en los motores y posibles errores de los pilotos.
7.3.11 Frenado
El propósito de las pruebas es el ajuste del sistema antideslizante y del
sistema de auto-frenado, el comportamiento en el aterrizaje y en el caso de
despegue abortado (RTO, Rejected Take-off). Algunas de las pruebas se realizan en
modos degradados (inhibiendo algunos sistemas).
7.3.12 Flutter (vibraciones, efecto resonancia)
Consiste en demostrar a través de una serie de maniobras de certificación
concretas que los límites de aleteo no se exceden durante estas maniobras.
El objetivo de las pruebas es demostrar que la capacidad de amortiguamiento de la
estructura es suficiente para todas las combinaciones de carga, velocidad y altitud.
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No debe haber oscilaciones divergentes o inseguras superiores los límites máximos.
7.3.13 Protección de Alta Velocidad
Tras las pruebas de Flutter, un conjunto de maniobras de certificación se
realiza para demostrar que los límites de cargas no se exceden.
Las leyes de protección de alta velocidad se ajustan paralelamente a esas
maniobras de certificación.
7.3.14 Estabilidad Direccional Estática y Lateral Estática
Las pruebas para la estabilidad direccional y lateral estática se realizan
principalmente con dos objetivos:
Identificación del avión y Compilación de datos
Certificación
7.3.15 Identificación y Compilación de datos
Los objetivos de los test de Identificación y de Compilación de datos son
diferentes, sin embargo, se han incluido en el mismo grupo debido a que la mayor
parte de los principios generales de ejecución y de los aspectos de seguridad son
comunes.
Identificación: Este test tiene como objetivo identificar en vuelo y en las maniobras de suelo
las características del avión. Esta identificación es necesaria para establecer los
modelos matemáticos usados durante su desarrollo y certificación.
Los datos correspondientes a esta identificación son utilizados igualmente para el
desarrollo y las sesiones de entrenamiento en los simuladores.
Estos test son desarrollados principalmente en “ley directa”, es decir, con todos los
sistemas operativos en modo normal (sin simulación de fallos). Se realizan desde los
103
inicios del programa, debido a que los resultados serán usados en el desarrollo del
mismo en caso de que aparezcan problemas.
Los resultados también serán utilizados para validar casos de fallos, ya sea para ver
el comportamiento antes de reproducir un tipo de fallo durante un vuelo, o bien para
la certificación, cuando la demostración del fallo en vuelo no es realizable.
El programa de test lo elabora la Oficina de Diseño y se prepara para cubrir las
informaciones que se necesitan para el desarrollo. No existen exigencias de
certificación en este programa.
Compilación de datos: Las pruebas de recopilación de datos se realizan para recoger datos para el
desarrollo de los simuladores de entrenamiento y la validación de formaciones. El
objetivo es preparar a pilotos con suficiente experiencia en otros aviones de la
familia, a realizar vuelos comerciales sin necesidad de hacer horas de vuelo reales,
de esta manera se consigue un ahorro considerable.
Para esto se necesita que los modelos matemáticos de esos simuladores sean muy
exactos y hay que recoger un gran número de datos.
7.3.16 Autolands. Aterrizaje automático
Las pruebas de Aterrizaje automático se realizan con los objetivos siguientes:
- Establecer un modelo aerodinámico apropiado que será utilizado por la oficina
de diseño antes de adaptar las leyes del piloto automático y su posterior
certificación,
- Hacer un ajuste fino de las leyes de guiado en cuanto a la dirección en todas
las fases del vuelo.
- Certificación.
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7.3.17 Reencendido de motores
Los requisitos para el arrancado de los motores en vuelo estipulan que debe
establecerse un abanico de altitudes y de velocidades del aire para el arranque de
los motores en vuelo y que cada motor debe tener la posibilidad de arrancarse
dentro de este abanico.
Estos requisitos tan poco exigentes fueron establecidos en un momento en que el
diseño del motor permitía el arranque de los motores con la técnica del molino de
viento (windmill restart) en casi cualquier combinación de velocidad/altitud dentro del
abanico de posibilidades.
El desarrollo de los motores actuales ha reducido considerablemente la capacidad
de arranque con molino de viento. Es por eso que los requisitos arranque de
motores en vuelo están en curso de reescritura por las autoridades pertinentes.
Mientras tanto, las autoridades piden un control más allá de las regulaciones
existentes:
- Los motores pueden volver a arrancarse después de haberse apagado sin
aviso desde alta potencia, con una interrupción de combustible de 5 a 15
segundos.
- Los motores pueden volver a arrancarse sin exceder una pérdida de altitud de
5000 pies después de apagarse desde baja potencia, a baja altitud y baja
velocidad del aire.
En la práctica, las autoridades consideran que el avión cumple si:
- El motor puede ser arrancado con molino de viento desde condiciones
estables con una velocidad del aire igual o inferior a 250 kt
o bien
- Hay una APU (Auxiliary Power Unit) para proporcionar asistencia en el
arranque
o bien
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- El motor puede ser arrancado usando un procedimiento de encendido,
después de una interrupción de combustible de al menos 30 segundos
partiendo del motor a mínima potencia.
El objeto de estos test es establecer el abanico de posibilidades de reencendido de
motores y los procedimientos asociados. Se consideran tres tipos de reencendidos
de motor con diferentes posibilidades y procedimientos:
- Molino de viento
- Asistencia para arranque
- Inmediato
7.3.18 Formación de hielo
El objeto de las pruebas de formación de hielo es validar el comportamiento
de los aviones bajo diversas condiciones de formación de hielo. Cubre una gran
variedad de pruebas de maniobrabilidad, motores y sistemas.
Los sistemas de descongelación son obviamente el foco de las pruebas, pero el
resto de los sistemas también están impactados.
Estas pruebas son una oportunidad única de comprobar antes de la certificación, la
operatividad de los aviones en condiciones adversas: formación de hielo, lluvia,
granizo, rayos, etc.
Se consideran principalmente dos tipos de formación de hielo:
- Máxima formación de hielo continua cuando la acumulación es progresiva. La
acumulación total depende del tamaño de las gotitas.
- Máxima formación de hielo intermitente cuando hay una acumulación
repentina de hielo muy importante. Hay una relación entre el índice de
acumulación, la duración y el tamaño de las gotitas.
En algunos casos, lo que es importante no es el índice de acumulación, sino la
cantidad total de hielo acumulada: aumento de hielo en parte no descongelada por
106
ejemplo. Esto permite realizar algunas pruebas en condiciones menos favorables del
índice de aumento de hielo.
Los test se realizan para probar los sistemas de descongelación como NAI (Nacelle
Anti-Ice o Sistema Anti hielo de las barquillas de los motores) y WAI (Wing Anti-Ice o
Sistema Anti hielo del ala).
Algunas otras pruebas no están ligadas exactamente a la descongelación, sino que
forman parte del programa global de vuelo: niebla de congelación y comportamiento
de los aviones con nieve en tierra.
7.3.19 Medidas de ruido
El ruido es una de las consecuencias más obvias para el medio ambiente
causadas por las operaciones de los aviones. Puede ser considerado como cuestión
local porque afecta principalmente a la gente que vive alrededor de aeropuertos.
La percepción del ruido y la molestia causada por un nivel de ruidos dado no es la
misma en Europa que en los países del tercer mundo. Sin embargo, para los
fabricantes de aviones, es esencial atenerse a algunas reglas internacionales que se
aplican en todos los países, para diseñar y fabricar los aviones de acuerdo a esas
reglas, y teniendo en cuenta su posible evolución.
Además hay una multiplicación de las restricciones locales del ruido en algunos
aeropuertos debido a ecosistemas específicos.
7.3.20 Valoraciones de Seguridad y Análisis de los Fallos
La evaluación de las consecuencias de las condiciones que llevan al fallo es
algo básico para el diseño y las pruebas del avión. Se basa en que se da por hecho
de que siempre ocurrirán fallos. Es la responsabilidad del fabricante de armadura de
avión identificar las condiciones del fracaso que pueden ocurrir y evaluar la
severidad de sus consecuencias.
107
Debe haber una relación inversa entre el grado de importancia del fallo y la
probabilidad de que ocurra.
Las valoraciones de seguridad y el análisis de fallos es una tarea continua no sólo
relacionada con la certificación sino también con el diseño, definición de sistemas,
navegabilidad, etc.
Clasificación de fallos según importancia:
- No afectan a la seguridad: Estos fallos no afectan a la capacidad operativa
del aeroplano ni implican un aumento de carga de trabajo de la tripulación.
- Menor: No se reducen significativamente las condiciones de seguridad del
aeroplano pero pueden implicar acciones por parte de la tripulación. Puede
llevar a una reducción leve de los márgenes de seguridad o capacidades
funcionales del avión, a un aumento leve en la carga de trabajo de la
tripulación, tal como cambios en el plan de vuelo o incomodidades de los
pasajeros o la tripulación de cabina.
- Mayor: Reducen la capacidad del aeroplano o la capacidad de la tripulación
para hacer frente a condiciones de funcionamiento adversas. Pueden llevar a
una reducción significativa de los márgenes de seguridad o capacidad
funcional del avión, o a un aumento significativo en la carga de trabajo de la
tripulación que empeoraría su eficacia, a incomodidades, desolación física de
los pasajeros y tripulación incluyendo posibles lesiones.
- Peligroso: Reducen la capacidad del aeroplano o la capacidad de la
tripulación para hacer frente a condiciones de funcionamiento adversas.
Puede llevar a una reducción importante en los márgenes de seguridad o
capacidades funcionales del avión, o a desolación física, carga de trabajo
excesiva de la tripulación de manera que no pueden realizar la totalidad de
las tareas, lesiones serias o fatales a un número relativamente pequeño de
los pasajeros.
- Catastrófico: Darían lugar a fatalidades múltiples, generalmente con la pérdida del aeroplano.
108
7.3.21 Primer Vuelo de un avión de la Producción
El objetivo de un primer vuelo es comprobar de la manera más exacta como
sea posible los aviones y sus sistemas, para detectar cualquier anomalía o
malfuncionamiento y verificar que todos los valores registrados están en
conformidad con las tolerancias definidas por las oficinas de diseño.
Se trata de un Hito muy significativo en el proceso de construcción de un
avión (Figura 2), ya que para que este se realice con éxito es necesario que todos
los trabajos anteriores se hayan realizado correctamente, desde la fabricación de
piezas hasta los ensayos de los sistemas.
El PATM (Production Aircraft Test Manual o Manual de prueba de aviones de la
producción) describe los detalles de todos los test requeridos para cada tipo de
aviones. Incluye las pruebas de todas las funciones que no se pueden comprobar
correctamente en tierra o cuyo resultado pueda ser distinto en vuelo. El equipo de
las pruebas de vuelo debe tener presente que el objetivo no es comprobar el
software, que ya ha sido validado, sino comprobar que todo el hardware, interfaces,
interruptores, electrónica, funciona correctamente. Puede ser la oportunidad de
descubrir problemas de cableado o de conexiones.
El objetivo no es minimizar a toda costa el tiempo de vuelo, sino ser eficiente. Esto
significa que el equipo debe estar predispuesto a pasar un cierto tiempo dedicado a
una anomalía para volverse con la información que pueda ayudar a la localización
de averías.
El PATM incluye algunas pruebas que se describen en otros capítulos (ej.
Performance en condiciones de crucero).
7.3.22 Vuelos de aceptación
El objetivo prioritario de un vuelo de aceptación de cliente es proporcionar una
oportunidad segura para que el equipo del cliente quede satisfecho de que el avión
se comporta en vuelo según lo esperado.
109
Otro objetivo es minimizar la exposición del fabricante a los problemas de contrato.
La mejor manera para lograr ambos objetivos es realizar el plan de vuelo de la salida
tan simple como sea posible, ya que internamente se sabe que se han solucionado
todos los problemas técnicos durante la puesta a punto y que el avión cumple las
especificaciones exigidas por la compañía.
7.3.23 Fotos de vuelo
Se pueden realizar principalmente dos tipos de Fotos de vuelo:
- Fotos de vuelo estándar para los primeros aviones de cada cliente u
operador, o siempre que haya un cambio de imagen en el operador. El
objetivo es ofrecer fotos y videos que pueden ser utilizados por el cliente para
publicidad u otros asuntos. El perfil del vuelo es normalmente siempre igual, a
excepción de algunas peticiones específicas de los operadores,
- Vuelos especiales, sea para publicidad de Airbus o por un motivo específico.
Las fotos de vuelo incluyen uno o varios aviones de Airbus y una Corbeta, equipada
de un periscopio debajo del fuselaje.
7.3.24 Exhibiciones de vuelo
El objetivo de la exhibición de vuelo es demostrar la maniobrabilidad de los
aviones. Las maniobras deben ser del tipo de satisfacer al público sin llegar a
asustarlo.
El perfil de vuelo tiene que establecerse para que varios criterios se puedan cumplir
incluso con condiciones adversas. La mayor parte de ellos son de sentido común.
Los aviones se deben colocar para estar tan cerca como sea posible del público. Por
esta razón, es preferible mantener siempre una velocidad relativa baja. La elección
de la configuración se debe hacer teniendo en cuenta la maniobrabilidad. Cualquier
110
tentativa de realizar maniobras a 250 kt o por encima de ésta lleva a dificultades
para decelerar, así que se debe evitar excepto en circunstancias específicas.
Figura 80. Los 5 aviones A380 de Ensayos en Vuelo
Figura 81. Test VMU
Figura 82. Momento de contacto Test VMU
Figura 83. Campaña de Ensayos a Bajas Temperaturas
111
