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Page 1: Aging airplane safety_rule

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 SAFET Y

RULE) DE LA AERONAVE AIRBUS A320.

INTEGRANTES:

HERNÁNDEZ HERNÁNDEZ PEDRO

BOCANEGRA CRUZ ERICK

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2

ÍNDICE

Índice General. Pág.

Lista de Figuras. 5

Planteamiento Del Problema. 7

Objetivo General. 8

Objetivos Específicos. 8

Justificación. 9

Alcance. 10

Metodología. 11

Capitulado. 12

CAPITULO I. FILOSOFIAS DE DISEÑO DE AERONAVES Y ANALISIS DE

TOLERANCIA AL DAÑO. 15

1.1. Consideraciones en el Diseño de Aeronaves. 15

1.2. Filosofías de Diseño de Aeronaves. 19

1.3. Análisis de Tolerancia al Daño. 21

1.4. Envejecimiento de Aeronaves. 27

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3

CAPITULO II. ESTRUCTURA DE LA AERONAVE AIRBUS A320 Y

REPARACIONES ESTRUCTURALES. 30

2.1. Descripción Estructural de la Aeronave Airbus A320. 30

2.2. Elementos Estructurales Críticos 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

REGULACIÓN DE SEGURIDAD PARA EL ENVEJECIMIENTO

DE AERONAVES EN EL AIRBUS A320.

86

3.1. Regulación de Seguridad para el Envejecimiento de Aeronaves

– AASR 86

3.2. Implementación de la Regulación de Seguridad para el

Envejecimiento de Aeronaves – AASR en el Programa de

Mantenimiento de la aeronave Airbus A320.3.1. Regulación de

Seguridad para el Envejecimiento de Aeronaves – AASR.

89

3.3. Inspección General. 92

CAPITULO IV. PROCEDIMIENTOS PARA LA EVALUACIÓN DE

REPARACIONES ESTRUCTURALES. 95

4.1. Evaluación de Reparaciones Instaladas en los Elementos

Estructurales Críticos a la Fatiga de la Aeronave Airbus A320. 95

Page 4: Aging airplane safety_rule

4

4.2. Evaluación de Reparaciones Estructurales Efectuadas de

Acuerdo al Manual de Reparaciones Estructurales SRM. 100

4.3. Evaluación de Reparaciones Estructurales Efectuadas de

Acuerdo a un Boletín de Servicio SB. 103

4.4. Evaluación de Reparaciones Estructurales Efectuadas de

Acuerdo a una Forma de Aprobación de Diseño de Reparación 106

4.5. Evaluación de Reparaciones Estructurales Efectuadas de

Acuerdo a una Aprobación de una Organización de

Mantenimiento.

109

4.6. Ejemplo Práctico del Cálculo y Evaluación de Reparaciones. 112

CAPITULO V. ANÁLISIS DE RESULTADOS, CONCLUSIONES Y

RECOMENDACIONES. 118

5.1. Conclusiones. 118

5.2. Recomendaciones para la implementación de la Regulación de

Seguridad para el Envejecimiento de Aeronaves en el Airbus

A320.

120

VI. Glosario De Acrónimos 125

VII. Glosario De Términos 128

VIII. Bibliografía. 130

Page 5: Aging airplane safety_rule

5

LISTA DE FIGURAS

FIGURA PAG

Figura 1.1. Consideraciones de Diseño de Aeronaves. 16

Figura 1.2. Límite de vida Útil Airbus A320. 17

Figura 1.3. Máquina voladora de Leonardo Da Vinci. 22

Figura 1.4. Pruebas de Fatiga en la Aeronave De Havilland Comet. 23

Figura 1.5. Análisis de Mecánica de la Fractura. 25

Figura 2.1. Clasificación 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, Sección 11 y 12. 41

Figura 2.8. Fuselaje Delantero, Sección 13 y 14. 42

Figura 2.9. Fuselaje Central, Sección 15/21. 43

Figura 2.10. Fuselaje Trasero, Sección 16 y 17. 44

Figura 2.11. Fuselaje trasero, Sección 18. 45

Figura 2.12. Cono de Cola, Sección 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. Timón, Estructura Principal. 51

Figura 2.18. Timón, Herrajes de Sujeción. 52

Figura 2.19. Sección Central del Ala. 53

Figura 2.20. Estructura de Ala Exterior. 54

Figura 2.21. Estructura de Ala Exterior, herrajes de Sujeción. 55

Figura 2.22. Estructura Auxiliar del Ala. 56

Figura 2.23 Spoiler y Alerón. 57

Figura 2.24. Flaps Interior y Exterior. 58

Page 6: Aging airplane safety_rule

6

Figura 2.25. Estructura de Slats. 59

Figura 2.26. Clasificación de Reparaciones Mayores y Menores. 63

Figura 2.27. Forma de Aprobación de Diseño de Reparación. 68

Figura 2.28. Forma de Aprobación de Diseño de Reparación - Reverso . 69

Figura 2.29. Inspección Termográfica. 73

Figura 2.30. Inspección por Rayos X. 74

Figura 2.31. Inspección por Ultrasonido. 77

Figura 2.32. Principio de Inspección por Corriente Eddy. 78

Figura 2.33. Inspección por Corriente Eddy. 79

Figura 2.34. Inspección por Partículas Magnéticas. 81

Figura 2.35. Inspección por Líquidos 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

Page 7: Aging airplane safety_rule

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 desprendió de la aeronave debido a daños por

corrosión y a la fatiga presentada por la estructura tras haber rebasado su límite

operacional. Tras éste accidente la Administración Federal de Aviación (FAA –

Federal Aviation Administration), comenzó un plan para evaluar las aeronaves

envejecidas con el fin de seguir manteniendo integra su aeronavegabilidad.

En 2005, tras varias propuestas, la FAA emitió finalmente una regulación aplicable

a las aeronaves que operen bajo su jurisdicción, es decir, bajo el Código de

Regulaciones Federales, (CFR - Code of Federal Regulations) Titulo 14

(Aeronautics and Space), Parte 121 o Parte 129. Esta regulación es llamada

Regulación 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 daño.

Los requerimientos contemplados por la FAA dentro del AASR consisten en

implementar inspecciones en las aeronaves envejecidas así como la revisión de

los documentos relacionados con las reparaciones estructurales instaladas en

cada aeronave; implementando inspecciones suplementarias y la evaluación de la

tolerancia al daño de las reparaciones, alteraciones o modificaciones que haya

sufrido la aeronave.

El AASR se enfoca a la estructura crítica a la fatiga. La estructura crítica a la fatiga

es aquella que es susceptible a los esfuerzos por fatiga y que pueden contribuir a

una falla catastrófica incluso si la estructura ha sido reparada o alterada.

La evaluación de la tolerancia al daño es el proceso para determinar las acciones

de mantenimiento necesarias para detectar roturas por fatiga que puedan

contribuir a una falla catastrófica. En base a ésta evaluación se llevaran a cabo las

inspecciones suplementarias.

Page 8: Aging airplane safety_rule

8

Debido a ésta nueva regulación, todos los operadores de aeronaves que se rijan

por el Código de Regulaciones Federales CFR 14, Parte 121 o Parte 129, deberán

implementar un programa de mantenimiento estructural basado en la tolerancia al

daño.

Siendo el modelo Airbus A320 una aeronave comúnmente utilizada por las líneas

aéreas comerciales que operan bajo jurisdicción de la FAA dentro y fuera de los

Estados Unidos, este trabajo se enfocará principalmente a desarrollar los

procedimientos necesarios para dar cumplimiento al AASR para éste tipo de

aeronaves.

OBJETIVO GENERAL.

Desarrollar los procedimientos necesarios para implementar en el programa de

mantenimiento de una aeronave Airbus A320 la Regulación de Seguridad para el

Envejecimiento de Aeronaves – AASR, emitida por la Administración Federal de

Aviación - FAA.

OBJETIVOS ESPECIFICOS.

Los objetivos específicos que se han propuesto son los siguientes:

- Investigar las filosofías de diseño de aeronaves así como el análisis de

tolerancia al daño aplicado a las reparaciones estructurales.

- Analizar la estructura de la aeronave Airbus A320, así como los principios de

reparación de daños estructurales.

- Definir los requerimientos de la Regulación 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.

Page 9: Aging airplane safety_rule

9

- Desarrollar los procedimientos de evaluación de reparaciones estructurales

para cumplir con la Regulación de Seguridad para el Envejecimiento de

Aeronaves.

- Proponer recomendaciones que sirvan de guía a los operadores de aeronaves

Airbus A320 para implementar la Regulación de Seguridad para el

Envejecimiento de Aeronaves – AASR emitida por la Administración Federal de

Aviación - FAA.

JUSTIFICACION.

La fatiga en las estructuras aeronáuticas produce una disminución en la

resistencia a las cargas que experimenta la aeronave durante el vuelo, lo que

puede llevar a una falla catastrófica. Debido a esto que la FAA – Federal Aviation

Administration, emitió la regulación denominada (AASR - Aging Airplane Safety

Rule), para incorporar un programa de mantenimiento estructural basado en la

tolerancia al daño 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 aerolíneas

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

están 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 Regulación de Seguridad

para el Envejecimiento de Aeronaves (AASR).

Considerando que ésta regulación es prácticamente 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 vendrían

Page 10: Aging airplane safety_rule

10

a ser los procedimientos internos de cada línea aérea para evaluar y llevar a cabo

cada uno de los aspectos considerados por la regulación.

En éste trabajo se pretende analizar cuales son los requerimientos necesarios

para dar cumplimiento al AASR con el fin de desarrollar los procedimientos

adecuados para su implementación en el programa de mantenimiento de la

aeronave Airbus A320.

ALCANCE.

Con este trabajo de investigación se pretende desarrollar los procedimientos

generales que servirán de referencia para una línea aérea que opere con

aeronaves Airbus A320 con el fin de implementar la Regulación de Seguridad para

el Envejecimiento de Aeronaves AASR (Aging Airplane Safety Rule) en su

programa de mantenimiento, de igual manera se desarrollarán los procedimientos

para la evaluación de las reparaciones estructurales encontradas en los elementos

estructurales críticos a la fatiga durante la inspección general de la aeronave

requerida por ésta regulación.

Así mismo éste trabajo está enfocado a las aeronaves Airbus A320 debido a que

estas son comúnmente utilizadas por las líneas aéreas nacionales e

internacionales y el programa de mantenimiento de ésta 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 líneas aéreas que operen con

cualquiera de estos cuatro equipos podrán beneficiarse con los procedimientos

desarrollados en éste estudio siempre y cuando se tomen en cuenta las

diferencias en los arreglos estructurales de cada modelo.

Page 11: Aging airplane safety_rule

11

METODOLOGIA.

La metodología empleada para llevar a cabo este trabajo de investigación consiste

en lo siguiente:

- Estudio de los antecedentes que llevaron a la emisión de la Regulación de

Seguridad para Aeronaves Envejecidas – AASR, incluyendo el análisis de las

Circulares de Asesoramiento (Advisory Circulars) emitidas por la FAA con

respecto al AASR.

- Investigación y familiarización con las estructuras críticas a la fatiga en las

aeronaves Airbus A320 a través del Manual de Reparaciones Estructurales

(SRM) y de la Lista de Elementos Estructurales Críticos a la Fatiga (FCBS).

- Analizar los documentos emitidos por el fabricante Airbus para la evaluación de

reparaciones estructurales y para el cálculo de la tolerancia al daño.

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12

CAPITULADO.

CAPITULO I. FILOSOFIAS DE DISEÑO DE AERONAVES Y

ANALISIS DE TOLERANCIA AL DAÑO.

1.1. Consideraciones en el Diseño de Aeronaves.

1.2. Filosofías de Diseño de Aeronaves.

1.3. Análisis de Tolerancia al Daño.

1.4. Envejecimiento de Aeronaves.

CAPITULO II. ESTRUCTURA DE LA AERONAVE AIRBUS A320 Y

REPARACIONES ESTRUCTURALES.

2.1. Descripción Estructural de la Aeronave Airbus A320.

2.2. Elementos Estructurales Críticos a la Fatiga de la Aeronave

Airbus A320.

2.3. Reparaciones Estructurales.

2.4. Inspecciones No Destructivas.

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13

CAPITULO III. REQUERIMIENTOS PARA DAR CUMPLIMIENTO A

LA REGULACIÓN DE SEGURIDAD PARA EL ENVEJECIMIENTO

DE AERONAVES EN EL AIRBUS A320.

3.1. Regulación de Seguridad para el Envejecimiento de Aeronaves –

AASR

3.2. Implementación de la Regulación de Seguridad para el

Envejecimiento de Aeronaves – AASR en el Programa de

Mantenimiento de la aeronave Airbus A320.3.1. Regulación de

Seguridad para el Envejecimiento de Aeronaves –AASR.

3.3. Inspección General.

CAPITULO IV. PROCEDIMIENTOS PARA LA EVALUACIÓN DE

REPARACIONES ESTRUCTURALES.

4.1. Evaluación de Reparaciones Instaladas en los Elementos

Estructurales Críticos a la Fatiga de la Aeronave Airbus A320.

4.2. Evaluación de Reparaciones Estructurales Efectuadas de

Acuerdo al Manual de Reparaciones Estructurales SRM.

4.3. Evaluación de Reparaciones Estructurales Efectuadas de

Acuerdo a un Boletín de Servicio SB.

4.4. Evaluación de Reparaciones Estructurales Efectuadas de

Acuerdo a una Forma de Aprobación de Diseño de Reparación

4.5. Evaluación de Reparaciones Estructurales Efectuadas de

Acuerdo a una Aprobación de una Organización de

Mantenimiento.

4.6. Ejemplo Práctico del Cálculo y Evaluación de Reparaciones.

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14

CAPITULO V. ANÁLISIS DE RESULTADOS, CONCLUSIONES Y

RECOMENDACIONES.

5.1. Conclusiones.

5.2. Recomendaciones para la implementación de la Regulación de

Seguridad para el Envejecimiento de Aeronaves en el Airbus

A320.

Page 15: Aging airplane safety_rule

15

CAPITULO I

FILOSOFIAS DE DISEÑO DE AERONAVES Y ANÁLISIS DE

TOLERANCIA AL DAÑO.

1.1. Consideraciones en el Diseño de Aeronaves.

El diseño 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 (diseño, propiedades de materiales utilizados, procesos de manufactura)

y los requerimientos a los que será sometida la aeronave a lo largo de su vida útil

(rendimiento, costo, carga útil, facilidad de mantenimiento, etc.).

Hay cuatro parámetros principales que se deben de considerar durante la

planeacion del diseño de una aeronave:

- Seguridad

- Vida Útil

- Reducción de Peso

- Facilidad de Mantenimiento

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16

Figura 1.1. Consideraciones de Diseño de Aeronaves.

Seguridad.

La seguridad es regida por autoridades aeronáuticas a través de sus regulaciones,

proporcionando instrucciones al fabricante de la aeronave para desarrollar el

diseño, las pruebas y los programas de inspección; y a las aerolíneas para la

operación de la aeronave.

Vida Útil.

Las aeronaves son diseñadas bajo un límite de vida usualmente llamado “Design

Service Goal - DSG”. Este parámetro marca el periodo dentro del cual la

estructura de la aeronave estará libre de daños significantes, excluyendo aquellos

daños provocados por las condiciones ambientales o accidentes durante la

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17

operación del aparato. La vida útil o DSG de la aeronave Airbus A320 es de 20

años o 48,000 ciclos de vuelo, sin embargo, se puede contemplar una extensión

de vida útil gracias a la incorporación de modificaciones que reestablezcan la

capacidad de la estructura de resistir las cargas a las que se ve sometida.

Figura 1.2. Límite de vida Útil Airbus A320.

Reducción de Peso.

El peso de la aeronave es un factor muy importante debido a que de ello depende

la autonomía que pueda llegar a alcanzar. Cualquier incremento en el peso llevara

a un aumento en el consumo de combustible, lo que disminuirá el alcance de la

aeronave y/o la carga que pueda transportar.

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18

La optimización del peso de la aeronave se puede hacer mediante el uso de los

materiales adecuados que proporcionen una aceptable relación fuerza / densidad,

sin descuidar otros aspectos como la resistencia a la corrosión, resistencia a la

fractura, costos de producción y facilidad de reparación.

El uso de materiales compuestos para la fabricación de componentes de

aeronaves significa una reducción de peso con respecto a los componentes

fabricados de metal.

Es común 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 diseño 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 términos 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 través de estos paneles se tiene acceso a puntos específicos de los

sistemas de la aeronave, así como a los miembros estructurales para su

inspección o reparación.

Page 19: Aging airplane safety_rule

19

Adicionalmente a los paneles de acceso, se han desarrollado diversos métodos de

inspección que no requieren de un acceso complicado, pues la inspección puede

efectuarse desde el exterior de la aeronave reduciendo la necesidad de remover

componentes o desensamblar parte de la estructura, lo que llevaría a un aumento

en el tiempo de aeronave en tierra.

1.2. Filosofías de Diseño de Aeronaves.

Diseño basado en la Vida Infinita.

Ésta filosofía de diseño estaba enfocada a mantener los esfuerzos de los

elementos estructurales por debajo del limite de resistencia del material del que

estaban fabricados. Éste limite esta dado por el máximo esfuerzo que puede ser

aplicado a un componente sin causar una falla debido a la fatiga.

El problema que se presentó con ésta filosofía radicaba en que existían 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

pequeños daños tales como ranuras, rayones, golpes o marcas. Éste tipo de

daños actúan como puntos de concentración de esfuerzos que rápidamente

producirán una rotura por fatiga reduciendo la resistencia del material.

Fue por esto que se llego a la conclusión de que no es posible diseñar estructuras

de alto rendimiento en las cuales el límite 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 útil.

En la actualidad éste concepto de diseño ya no se utiliza, pues se ha establecido

que la resistencia a la fatiga de un componente estructural es un factor muy

sensible.

Page 20: Aging airplane safety_rule

20

Diseño basado en la Vida Segura (Safe-Life).

El enfoque de ésta filosofía de diseño considera a la fatiga como un proceso de

rotura ínter 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 útil son removidos de servicio. Bajo ésta filosofía se

diseñaron inadecuadamente muchas aeronaves en la década de 1960; en la

actualidad solamente se utiliza en el diseño de partes para los trenes de aterrizaje

de las aeronaves.

Diseño basado en la Tolerancia al Daño.

Tras los estudios realizados bajo las filosofías de diseño basado en la vida infinita

y en la vida segura se desarrollaron métodos de diseño basados en la tolerancia al

daño, bajo este concepto se considera a los elementos estructurales como

elementos que contienen roturas existentes, detectadas y evaluadas dentro de los

limites de inspección.

Bajo la tolerancia al daño se desarrollan otros dos conceptos que deberán

seguirse para garantizar que la estructura no fallará durante su vida útil.

a) Crecimiento de las roturas.

Este criterio establece los niveles de esfuerzo para evitar la propagación de la

grieta durante la vida útil 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 útil permitida se obtiene dividiendo a la mitad el periodo

total para el incremento de la rotura. Una vez que la estructura llega a ese límite,

deberá inspeccionarse antes de continuar en servicio. Éste es el enfoque normal

de una estructura que presenta una sola ruta de carga.

b) Diseño a prueba de fallas (Fail-Safe).

Page 21: Aging airplane safety_rule

21

Éste diseño asume la posibilidad de tener una estructura con múltiples 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 ésta manera la carga soportada por el

elemento estructural que falló 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

está soportando la estructura adyacente reducirá considerablemente su vida útil.

1.3. Análisis de Tolerancia al Daño.

Antecedentes.

Durante mucho tiempo la humanidad ha construido estructuras, edificios,

vehículos terrestres y aeronaves en las cuales a confiado además en las que

dependen vidas humanas, al pasar de los años han reconocido la necesidad de un

elemento seguro a fallas.

Desde los años 1400’s Leonardo Da-Vinci había diseñado su maquina voladora

pensando en la filosofía de diseño a prueba de fallas y la que describía en la

construcción de las alas de la siguiente manera “hay que hacer una cuerda para

que soporte la tensión y tener una cuerda suelta en la misma posición para que si

una se rompe por la tensión ejercida sobre ella, la otra esta lista para realizar la

misma función”

Page 22: Aging airplane safety_rule

22

Figura 1.3. Máquina voladora de Leonardo Da Vinci.

Hasta antes de la década de los 70’s, la filosofía a prueba de fallas era

predominante en la ingeniería de estructuras de aeronaves que tenia como

propósito 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 función del componente averiado, un requisito de redundancia conocida como

“aprueba de fallas”.

Sin embargo, los avances en la mecánica de fracturas, en conjunto con las

catastróficas fallas por fatiga como las suscitadas con el De Havilland, Comet,

requirieron de un cambio drástico para las aeronaves.

Page 23: Aging airplane safety_rule

23

Figura 1.4. Pruebas de Fatiga en la Aeronave De Havilland Comet.

Fue descubierto un fenómeno conocido como "multiple-site damage" (daños en

múltiples 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 Filosofía De Diseño de Vida Segura (Safe-Life)

No todos los elementos estructurales de una aeronave necesitan ser tolerantes a

los daños a la fatiga por cargas para hacer efectiva la seguridad en la operación.

Algunas estructuras operan bajo la filosofía de diseño de vida segura, el enfoque

de ésta filosofía de diseño considera a la fatiga como un proceso de rotura ínter

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

través de una combinación de pruebas y análisis donde el componente estructural

siempre formara una grieta detectable debido a la fatiga a la que es sometida

durante la vida útil de la pieza. Se trata a los elementos estructurales como

elementos libres de defectos y una vez que alcanzan su vida útil son removidos de

Page 24: Aging airplane safety_rule

24

servicio. Esto se logra a través de una reducción significativa de los esfuerzos por

tensión por debajo de la capacidad de resistencia a la fatiga típica de la parte en

cuestión.

En la actualidad las estructuras basadas en la vida segura son empleadas cuando

los costos o la inviabilidad del el desarrollo e implementación de programas de

inspecciones supera los costos asociados con el precio del componente

estructural en cuestión.

Un ejemplo de un componente diseñado bajo el concepto de vida segura es el

aspa de un rotor de un helicóptero, debido al numero extremadamente grande de

ciclos soportados por el componente rotativo, una grieta indetectable podría crecer

a una longitud critica en cuestión de segundos en un simple vuelo y antes de que

la aeronave aterrice, resultar en una falla catastrófica que el mantenimiento regular

no podría haber prevenido, también son usadas en el diseño de partes para los

trenes de aterrizaje de las aeronaves.

El estudio de la tolerancia al daño, 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 diseño toma en cuenta la tolerancia al daño basada en

la suposición que los defectos o fallas pueden existir en cualquier estructura y

algunos defectos se propagan con el uso. Enfocando este concepto a las

estructuras aeronáuticas se puede definir que esta propiedad está presente en

aquellas estructuras críticas que pueden comprometer la integridad de la aeronave

en caso de que se produzca una falla.

Este enfoque se utiliza habitualmente en la ingeniería aeroespacial para controlar

la extensión de las grietas en la estructura mediante la aplicación de los principios

de la fractura mecánica.

Page 25: Aging airplane safety_rule

25

Figura 1.5. Análisis de Mecánica de la Fractura.

En la ingeniería aeroespacial, la estructura se considera tolerante al daño, en el

supuesto de que un programa de mantenimiento ha sido implementado se

obtendrá como resultado la detección y reparación de daños accidentales,

corrosión y grietas por fatiga antes de que tales daños afecten la resistencia

estructural por debajo de límites aceptables, que en consecuencia evitaran una

falla catastrófica.

A través del estudio de la tolerancia al daño de una estructura se puede

determinar cuanta carga puede soportar dicha estructura con una rotura de

dimensiones conocidas. Adicionalmente también se puede predecir cuanto tiempo

se requiere para que una rotura ya existente de dimensiones conocidas se

extienda y alcance un tamaño considerable para provocar una falla de la

estructura.

Page 26: Aging airplane safety_rule

26

Análisis de tolerancia al daño

Para garantizar la operación segura de un componente estructural tolerante al

daño, las inspecciones programadas son ideales. Este programa esta basado en

diferentes criterios que incluyen:

- Una condición inicial de estructura dañada.

- La tensión en la estructura (ambos por fatiga y tensión operacional máxima)

factores que causan el crecimiento de las grietas de la condición inicial del

daño.

- Geometría del material lo cual intensifica o reduce la tensión 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 tamaño que la estructura puede soportar antes de que

ocurra una falla catastrófica.

- La probabilidad que un método de inspección en particular revelará una grieta.

- Nivel de riesgo aceptable en el que una cierta estructura fallara

completamente.

- Duración esperada hasta que una grieta detectable se forme.

- Se asume que una falla en componentes adyacentes que pueden tener efectos

sobre los esfuerzos por tensión que se ejercen en la estructura en cuestión.

Estos factores afectan cuanto mas tiempo la estructura opere normalmente bajo

una condición de daño antes que una o mas intervalos de inspecciones tengan la

oportunidad de descubrir el estado del daño y efectuar una reparación oportuna.

El intervalo entre inspecciones debe ser seleccionado con un cierto rango mínimo

de seguridad y también balancear los costos de las inspecciones, la reducción en

la carga de paga para reducir tensiones por fatiga y la afectación en costos

asociados con la estructura (Aeronave) estando fuera de servicio para

mantenimiento.

Page 27: Aging airplane safety_rule

27

1.4. Envejecimiento de Aeronaves

Actualmente las aeronaves de transporte civil fueron diseñadas de tal forma que

tengan una vida útil de al menos 20 o 25 anos de servicio, más o menos arriba de

90000 ciclos. Estos imites de tiempo de vida útil de las aeronaves, son

normalmente excedidos por los operadores de las aeronaves. En el futuro este

tipo de aeronaves se están diseñando para durar mas o menos el mimo tiempo de

vida útil pero las estructuras ahora se diseñan mas resistentes a la corrosión,

mayor tolerancia al daño, 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 física 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 daños sufridos por el medio ambiente

(Corrosión), o daños 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 atención en este tipo de

aspectos, debido a que si hay daños que si se detectan a tiempo pueden ser

reparados a un menor costo y evitando una reparación extensiva y costosa (por el

tiempo de avión en tierra, costo de materiales y costo de mano de obra), y en el

peor de los casos evitar un accidente con consecuencias catastróficas.

Las estructuras metálicas de un avión que ya han sido sometidas a muchos ciclos

de trabajo y estrés, pueden desarrollar grietas y roturas cuando experimentan

cargas repetidas como la presurización y despresurización 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 área de la aeronave que se está reparando, lo anterior debido a que

dependiendo del área de la aeronave, puede cambiar la especificación.

Page 28: Aging airplane safety_rule

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 física de la estructura se

ve afectada considerablemente, es por esto que hay que prestarle especial

atención a este tipo de estructuras reparadas previamente.

Estas reparaciones efectuadas en la aeronave también sufren de desgaste con el

paso del tiempo, debido al estrés y fatiga al que se están 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 reparación

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 pequeñas que se crean en estas

reparaciones, por o general son imperceptibles a simple vista por lo que es

recomendable considerar otros tipos o métodos de inspecciones. Como se

mencionan posteriormente en este documento. En el capitulo 2.5

Mantenimientos preventivos son fundamentales para evitar fenómenos de

corrosión que ameriten más adelante costosas acciones correctivas.

Control de la corrosión.

El CPCP (Programa de Control y Prevención de la Corrosión) tiene como

propósito mantener el nivel de protección que aportan los recubrimientos a las

superficies, de tal manera que recomienda los periodos de limpieza, de monitoreo,

de inspección, de reposición relacionando estos periodos con los tipos de

ambientes o agresividad de los ambientes (apacible – rural y urbano, moderado –

cálido y húmedo, agresivo – industrial y marítimo) por los cuales transita o

pernocta la aeronave.

Page 29: Aging airplane safety_rule

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 será el que el operador o usuario de

la aeronave ajuste o adapte a las condiciones de operación y ambientales a través

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 cómo se

realice, con qué productos y se verifique el término de la descontaminación

superficial, los problemas o reportes por corrosión disminuirán en forma

representativa y tendrán mayor importancia dependiendo de las condiciones de

operación y ambiente por el cual transita.

Los costos por corrosión en la industria aeronáutica son muy altos, particularmente

cuando a estas tareas y procedimientos no se les valora desde el punto de vista

de control de corrosión sino meramente como un resultado estético, concepto a

través del cual queda subvalorado y donde muchas veces incluso las malas

prácticas de estas tareas inducen o generan problemas de corrosión y por ello

hacen parte del problema y no de la solución

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 daño de la aeronave. La regulación se

enfoca a reparaciones extensas y modificaciones realizadas a la aeronave, ya sea

por medio de boletines de servicio (SB) o algún 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 América. En un esfuerzo continuo para abordar las cuestiones de

envejecimiento de aeronaves, la administración federal de aviación (FAA) ha

finalizado una regla diseñada para proteger la mayoría de los aviones comerciales

de hoy y los diseñados en el futuro, de daños estructurales a medida que

envejecen.

Page 30: Aging airplane safety_rule

30

CAPITULO II.

ESTRUCTURA DE LA AERONAVE AIRBUS A320 Y

REPARACIONES ESTRUCTURALES.

2.1. Descripción 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, así como las cargas a las que se somete la aeronave

debido a la presurización.

La Estructura Secundaria es aquella estructura que soporta únicamente cargas

inerciales cuando la aeronave acelera o desacelera y cargas por ráfagas de aire

(turbulencia).

Los Elementos Estructurales Principales están 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 presurización, sin embargo adicionalmente a esto su integridad es de

gran importancia para asegurar que la aeronave se encuentra en condiciones

optimas de aeronavegabilidad.

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31

Figura 2.1. Clasificación Estructural Airbus A320.

Los Elementos Estructurales Principales presentes en las aeronaves son:

Ala y Empenajes

- Slats, flaps, superficies de control así como sus sistemas y herrajes de sujeción.

- 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.

Page 32: Aging airplane safety_rule

32

- Postes de Ventanillas de Pilotos.

- Mamparos de Presión.

- 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 sujeción.

Montantes de Motor.

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33

Figura 2.2. Estructura Primaria y Estructura Secundaria Airbus A320.

Page 34: Aging airplane safety_rule

34

La Estructura Susceptible a Múltiples Daños por Fatiga se refiere a aquella

estructura que puede presentar roturas en diversos puntos de la estructura que,

por su tamaño y densidad provocan que la estructura ya no sea capaz de cumplir

con los requerimientos de esfuerzo residual.

Daños en múltiples sitios así como daños en múltiples elementos pueden

contribuir a múltiples daños por fatiga.

La estructura susceptible a múltiples daños por fatiga es una sub-clasificación de

la estructura crítica a la fatiga.

2.2. Elementos Estructurales Críticos a la Fatiga de la Aeronave Airbus

A320.

De acuerdo al Código de Regulaciones federales CFR 26.41, la Estructura Crítica

a la Fatiga es aquella estructura de una aeronave que es susceptible a roturas por

fatiga que pueden contribuir a una falla catastrófica de la aeronave.

En ésta clasificación se incluye a la estructura que, si es reparada o alterada

puede ser susceptible a roturas por fatiga y ocasionar una falla catastrófica. Esta

estructura puede ser parte de la estructura base de una aeronave ó parte de una

alteración.

La estructura “base” es aquella estructura que fue diseñada 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 está sujeta a repetitivos ciclos de tensión durante la vida operacional

del equipo.

Dentro de la estructura crítica a la fatiga se encuentran los Elementos

Estructurales Principales PSE de la aeronave y algunos elementos pertenecientes

Page 35: Aging airplane safety_rule

35

a la Estructura Secundaria, específicamente aquellos que son susceptibles a

presentar roturas por fatiga.

Los fabricantes de aeronaves han sido requeridos por la Administración Federal

de Aviación FAA para que den a conocer a los operadores cuales son los

elementos estructurales críticos 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

Básica Crítica a la Fatiga (Fatigue Critical Baseline Structure – FCBS). Ésta lista

está contenida en el Manual de Reparaciones Estructurales SRM del A320, en el

Capitulo 51.

A continuación se indican a grandes rasgos cuales son algunos de éstos

elementos, sin embargo es necesario referirse a la Lista de Elementos Estructura

Básica Crítica a la Fatiga contenida dentro del Manual de Reparaciones

Estructurales del Airbus A320 para obtener la información 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 Sujeción

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Figura 2.3. Puertas de Pasajeros Delanteras y Traseras.

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Figura 2.4. Puertas de Emergencia.

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Figura 2.5. Puertas de Compartimiento de Carga Delantero y Trasero.

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Figura 2.6. Puertas de Tren de Aterrizaje Principal.

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Fuselaje

- Paneles de Piel - Ensamble del Mamparo de Presión 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 Tripulación

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 Unión y Vigas Superior e Inferior

- Ensambles de Mamparos de Presión en FR35 y FR46 - Herrajes de Seguridad del Tren Principal - Viga de Quilla y Partes de Conexión, 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 Presión Trasero (Piel, Largueros y Uniones) - Uniones del Mamparo de Presión Trasero a la FR70, Tiras de Unión - Cuadernas Maquinadas FR72, FR74 y FR77 - Herrajes de Sujeción del Cono de Cola a la Sección 19 - Herrajes de Sujeción 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

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Figura 2.7. Fuselaje Delantero, Sección 11 y 12.

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Figura 2.8. Fuselaje Delantero, Sección 13 y 14.

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Figura 2.9. Fuselaje Central, Sección 15/21.

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Figura 2.10. Fuselaje Trasero, Sección 16 y 17.

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Figura 2.11. Fuselaje trasero, Sección 18.

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Figura 2.12. Cono de Cola, Sección 19.

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Pilones y Barquillas

- Paneles Laterales - Vigas - Refuerzos de Piel Alrededor de Aperturas - Herrajes de Sujeción Pilón – Ala, Conexiones, Pernos y Cojinetes - Herrajes de Sujeción Pilón – Motor, Pernos y Cojinetes - Costillas del Pilón - Bisagras de las Cubiertas - Bisagras de las Cubiertas de Reserva - Montantes de Motor Delanteros, Montantes de Motor Traseros

Figura 2.13. Pilones y Barquillas.

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Estabilizador Horizontal

- Herrajes, Herrajes de Carga Lateral de la Caja Lateral - Herraje de Carga Y

Figura 2.14. Estabilizador Horizontal, Borde de Salida.

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Elevador

- Herrajes de Actuador del Elevador - Herrajes Bisagra del Elevador - Costilla 10 del Elevador

Figura 2.15. Elevador.

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Estabilizador Vertical

- Brazos de Bisagras - Herrajes de Actuador

Figura 2.16. Herrajes de Estabilizador Vertical.

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Timón

- Punta del Timón - Herrajes de Sujeción, Pernos, Herrajes Soporte de Bisagra - Herrajes de Sujeción de Actuador

Figura 2.17. Timón, Estructura Principal.

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Figura 2.18. Timón, Herrajes de Sujeción.

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Sección Central de Ala

- Estructura de la Sección Central de Ala, Tiras de Unión Inferiores Externas en la Raíz del Ala

Figura 2.19. Sección Central del Ala.

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Sección Externa del Ala

- Piel Superior e inferior entre Costillas 1 – 27 - Largueros, Uniones en Piel Superior e Inferior - Tira de Unión 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 Bahía Seca - Placas de Cerrado - Placas de Refuerzo - Sujeción Trasera de Pilón - Sujeción Delantera de Pilón y Sujeción de Empuje / Resistencia del Pilón

Figura 2.20. Estructura de Ala Exterior.

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Figura 2.21. Estructura de Ala Exterior, herrajes de Sujeción.

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Estructura Auxiliar del Ala

- Piel de borde de Salida, Herrajes de Sujeción del Panel de Sobre-Ala, Panel Fijo Debajo del Ala, Cubierta Fija

- Herrajes de Sujeción 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.

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57

Spoiler y Alerón

- Herrajes Bisagra Internos y Externos, Pernos y Conexiones de Spoilers - Herraje Central de Spoiler, Pernos, Ensamble del Soporte - Alerón - Herrajes Bisagra de Alerón, Herrajes de Actuador de Alerón, Pernos,

Soportes

Figura 2.23 Spoiler y Alerón.

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Flaps

- Piel Superior, Piel Inferior, Largueros - Viga Delantera, Viga Trasera - Costillas de los tracks - Herrajes, Herrajes de Conexión de tracks - Costilla Final Externa Costilla 14 - Puntal de Interconexión

Figura 2.24. Flaps Interior y Exterior.

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59

Slats

- Traces y Costillas de Tracks - Herrajes de Sujeción Slat - Track - Piel Inferior - Atiezador - Piel Superior - Atiezador - Borde de Salida

Figura 2.25. Estructura de Slats.

Page 60: Aging airplane safety_rule

60

2.3. Reparaciones Estructurales.

Clasificación de reparación.

Las reparaciones estructurales están clasificadas en tres categorías, las cuales se

describen a continuación.

- Categoría A: Una reparación permanente dentro de una zona de inspección

básica o que este dentro de una zona para la que este adecuado

un programa de inspección para asegurar una aeronavegabilidad

continua.

- Categoría B: Una reparación permanente que requiere inspecciones

suplementarias para asegurar un aeronavegabilidad continúa.

El intervalo para estas inspecciones suplementarias están

declarados en la forma de aprobación de diseño de reparación

(RAS).

Los intervalos y los métodos de inspección están especificados si

el umbral de inspección es menor que la vida útil extendida de la

aeronave, o menor a la vida útil de diseño, si es que la vida útil

extendida no esta definida.

Si el umbral es mayor a la vida útil extendida y mayor a la vida útil

de diseño, los intervalos o métodos de inspección quedan abiertos

ej. “A ser determinados” (TBD= to be determinated).

Los operadores de las aeronaves, que estén planeando operar sus

aeronaves sobre los intervalos mencionados arriba, deberán

contactar a Airbus al menos 12 meses antes de alcanzar estos

intervalos para obtener los detalles necesarios para el método de

inspección y los intervalos aplicables.

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- Categoría C: Esta es una reparación 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 límites.

Estas categorías fueron definidas de acuerdo a normas y publicaciones regulatorias

aplicables.

Daños permisibles

Dentro de estas categorías mencionadas anteriormente se encuentran definidos

también los daños permisibles como sigue:

Un daño permitido es un daño definido como un daño menor el cual no afecta la

integridad estructural o la función de un componente.

Nota: Los limites para un daño permitido y reparaciones están contenidas en el

Manual de reparaciones estructurales para las aeronaves A320 están

descritas en los capítulos del 52 al 57 no son aplicables a la estructura

aeronave que ya ha sido reparada con anterioridad.

Para daños 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.

“Daño Permitido” No significa que una reparación al daño se innecesaria. Por

ejemplo, ralladuras y rebabas están incluidas en esta categoría y es necesario

remover bordes ásperos y afilados y suavizar el daño. Además, cualquier daño en

los recubrimientos de la superficie y/o tratamientos de protección deben ser

reparados usando un procedimiento tratados de acuerdo al manual de la aeronave

en cuestión.

El área donde se encuentra el daño se debe limpiar perfectamente antes de ser

examinada para poder visualizar si el daño esta dentro de los limites permisibles.

Page 62: Aging airplane safety_rule

62

Por ejemplo, en el caso de una corrosión, primero deberá ser removida la corrosión

existente y después examinar la dimensión del daño, para ser comparada con la

dimensión de los límites de los daños permisibles.

Clasificación de daños permisibles.

Los daños permisibles se dividen en tres categorías las cuales son las siguientes:

- Daños Permisibles Permanentes (son categorizados como una Reparación

Categoría A)

Esta categoría de daño permitido se establece de tal manera que el daño dentro de

límites no requiere una reparación estructural o inspecciones adicionales durante el

diseño de la vida útil o la vida útil extendida como aplique a la aeronave.

- Daños permisibles permanentes con límites operacionales (Categorizados como

Reparación Categoría B)

Esta categoría de daño permanente establece, que a pesar de que el daño

dentro de estos limites no requiere una reparación estructural durante la vida útil

o la vida útil extendida como aplique a la aeronave, requiere inspecciones

estructurales adicionales estas tareas de inspección pueden ser requeridas

antes que la aeronave alcance su vida útil. El manual indicara el umbral de

inspección y el intervalo de inspecciones repetitivas para este tipo de daños

- Daños Permisibles Temporales (Categorizados como reparación C)

Esta categoría de daños permisibles establece que el daño dentro este límite

deberá ser reparado permanentemente dentro de un límite operacional definido,

por ejemplo “x” Ciclos de Vuelo ó “x” Horas de vuelo ó “x” tiempo en meses ó

días.

Page 63: Aging airplane safety_rule

63

Para todas las categorías de daños permisibles que se mencionan anteriormente,

se requiere que se tenga un buen expediente de todos los daños permisibles, por

las siguientes razones:

- En caso de un daño adicional en la misma área o en un área adyacente, dicha

reparación podrá requerir límites operacionales adicionales.

- Para asegurar un adecuado seguimiento a los requerimientos de las

inspecciones adicionales.

- Para asegurar un adecuado seguimiento para la realización de la reparación

permanente.

Limites operacionales de daños permisibles.

Los límites operacionales son definidos como el límite para la operación del

aeroplano con un daño permisible. Un ejemplo claro para la operación aceptable de

un aeroplano: “Repara antes de los 50 ciclos de vuelo a mas tardar”.

Figura 2.26. Clasificación de Reparaciones Mayores y Menores.

Page 64: Aging airplane safety_rule

64

Aprobación de una reparación estructural.

Las regulaciones actuales requieren que el diseño de las reparaciones estructurales

en las aeronaves, estén sujetas a aprobación 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 México.

Estos datos aceptables incluyen:

- SRM de la Aeronave aplicable.

- Dibujos de reparación o instrucciones de reparación aprobados por el fabricante

AIRBUS.

- Diseño de reparación e informacion de la aerolínea y aprobada por el Fabricante

- Informacion desarrollada y diseñada por la aerolínea

En el caso de que las reparaciones sobrepasen los límites de la documentación

previamente aprobada por ejemplo el los limites especificados en SRM,

específicamente en aquellas estructuras primarias, (FCS Fatigue Critical Structure)

incluidas en los PSE’s (Principal Structure Elements), es recomendable siempre

obtener la aprobación por parte del fabricante para asegurar principalmente que se

cumplan los requerimientos de aeronavegabilidad.

De la misma manera en algunos países requieren que estos diseños de

reparaciones estén aprobados por la autoridad aeronáutica del país de origen del

certificado tipo de la aeronave.

Los procedimientos de reparación aplicables deben cumplir con las regulaciones y

requerimientos ya sean de la FAA Federal Aviation Administration o de la EASA

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65

European Aviation Safety Agency. Por ejemplo el código federal de regulaciones

CFR 14 parte 26 subparte E, secciones 26.43 y 26.45 para emisión de:

- Todas la Formas de aprobación de diseño de reparación RAS (Repair Design

Approval Sheet) que fueron creadas de manera individual para cada reparación

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

daño (DTI) son proveídas por Airbus de acuerdo a los procedimientos para

aprobación de reparaciones.

- En el caso de las aeronaves Airbus A320, Airbus ha realizado una actualización

de sus manuales de reparación estructural utilizando los criterios de tolerancia al

daño de tal manera que dichos manuales dan cumplimiento los requerimientos y

las inspecciones de tolerancia al daño (DTI´s) 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 daño se limitaron con notas donde indica el número 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 Daño incorporados en los manuales Airbus presenta una serie de

notas típicas como se citan a continuación.

• “Reparación permanente, con un umbral para la inspección de 18 meses

después de haber sido realizada la reparación. Contactar a Airbus antes de

alcanzar dicho umbral para obtener detalles de las inspecciones asociadas

(Datos de acuerdo a los criterios de Tolerancia al Daño)”

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66

• “Reparación temporal, Esta reparación es valida hasta el 31 de diciembre de

2013. Contactar a Airbus para operar la aeronave con esta reparación

instalada después de esta fecha.”

La publicación de estas notas en los manuales de reparación estructural tomó lugar

en las últimas revisiones hechas en el SRM de Airbus (en febrero de 2010), para la

familia de aeronaves A320. Airbus proveyó a los operadores de estas aeronaves

con el REG (Repair Evaluation Guidelines) para ser incorporado en el Programa de

mantenimiento de la aerolínea, las notas mencionadas arriba aplican a las nuevas

reparaciones realizadas posterior a la fecha de la ultima revisión (FEB/2010).

Por ende los operadores de aeronaves Airbus A320 deberán realizar el registro de

las reparaciones temporales y sus límites o el umbral de inspección especificado

por las notas citadas anteriormente.

En la actualidad la documentación e información aprobada por Airbus cumple con

los procedimientos aceptados en USA bajo la FAA/DGAC Procedimientos de

Implementación para el AASR Aging Airplane Safety Rule.

Airbus mantiene el DOA (Design Organization Approval) previamente autorizado por

la EASA a través de la Oficina de Aeronavegabilidad de Airbus para aprobar el

manual de reparación estructural (SRM) y los Boletines de Servicio (SB’s) como lo

indica el manual de reparación estructural (SRM) en sus primeras paginas.

En el caso de que la informacion contenida en los documentos antes mencionados

en esta sección sea insuficiente o que no sea aplicable al diseño de una reparación

para una estructura dañada en particular, el operador deberá contactar a Airbus

para que se le provea y establezca el diseño de reparación aplicable y la aprobación

asociada a dicha reparación. Airbus esta autorizado para aprobar una reparación

menor y mayor.

Las aprobaciones por parte de la EASA o FAA deberán ser reconocidas y

aceptadas por las autoridades aeronáuticas del país del operador.

Page 67: Aging airplane safety_rule

67

Procedimiento Para Aprobación De Diseño De Reparaciones.

A. La aprobación para el diseño de reparaciones se proporciona por medio de la

forma de aprobación de diseño de reparación (RAS). Este es el documento de

aprobación oficial emitido por Airbus, para la aprobación de diseño 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 reparación especifica para un daño que no se encuentra dentro del manual

de reparación (SRM) o se le solicitado revisar un diseño de un diseño de

reparación especifico que no este establecido por Airbus en el Manual de

reparación SRM.

C. Este documento solo cubre los aspectos de diseño y excluye los aspectos de

mano de obra. Se prepara específicamente para una aeronave o un componente

y solo en base a la informacion proveída a Airbus por el operador o taller

reparador. Este documento no puede ser utilizado para alguna otra aeronave,

algún otro componente o propósito distinto aquel para el que fue emitido, sin una

aprobación por escrito proporcionada por el Airbus.

D. La RAS provee de un registro en resumen de la aeronave afectada o

componente, descripción del daño y localización, Reparación aplicable,

Clasificación de la reparación, Justificación y referencias, Repercusiones en el

Programa de Mantenimiento, Autorización del análisis de fatiga por elemento

finto, aprobación de aeronavegabilidad por la autoridad.

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68

Figura 2.27. Forma de Aprobación de Diseño de Reparación.

Page 69: Aging airplane safety_rule

69

Figura 2.28. Forma de Aprobación de Diseño de Reparación – Reverso.

Page 70: Aging airplane safety_rule

70

2.5. Inspecciones no destructivas

Fabricantes y operadores de aeronaves tienen un interés financiero asegurando

que el programa de inspecciones sea tan rentable como sea posible. Esto debido

a que las aeronaves producen ingresos, hay una afectación en los costos

asociados con el mantenimiento de la aeronave (Lost ticket revenue) perdida de

ingresos en boletos), además 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 mecánica de las fracturas, es

exponencial por naturaleza; significa que el rango crecimiento de una grieta esta

en función del tamaño de la grieta actual al cuadrado. Un deseo por intervalos de

inspección poco frecuente, combinado con el crecimiento exponencial de las

roturas en la estructura lleva al desarrollo de los métodos de pruebas no

destructivas la cuales permiten inspecciones para buscar fracturas muy pequeñas

que son usualmente invisibles a simple vista.

Se denomina inspecciones no destructivas (por sus siglas en inglés NDT de

nondestructive testing) a cualquier tipo de inspección practicada a un material que

no altere de forma permanente sus propiedades físicas, químicas, mecánicas o

dimensionales. Las inspecciones no destructivas implican un daño imperceptible o

nulo. Los diferentes métodos de inspecciones no destructivas se basan en la

aplicación de fenómenos físicos tales como ondas electromagnéticas, acústicas,

elásticas, emisión de partículas subatómicas, capilaridad, absorción y cualquier

tipo de prueba que no implique un daño considerable a la muestra examinada.

Se identifican comúnmente con las siglas: NDI; y se consideran sinónimos a:

Ensayos no destructivos (END), Pruebas no destructivas y exámenes no

destructivos.

Page 71: Aging airplane safety_rule

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 más baratos para el propietario de la pieza a examinar, ya

que no implican la destrucción de la misma. En ocasiones las inspecciones no

destructivas buscan únicamente verificar la homogeneidad y continuidad del

material analizado.

La amplia aplicación de los métodos de inspecciones no destructivas en

materiales se encuentran resumidas en los tres grupos siguientes:

- Defectología. Permite la detección de discontinuidades, evaluación de la

corrosión y deterioro por agentes ambientales; determinación de tensiones;

detección de fugas.

- Caracterización. Evaluación de las características químicas, estructurales,

mecánicas y tecnológicas de los materiales; propiedades físicas (elásticas,

eléctricas y electromagnéticas); transferencias de calor y trazado de isotermas.

- Metrología. Control de espesores; medidas de espesores por un solo lado,

medidas de espesores de recubrimiento; niveles de llenado.

Algunos ejemplos de esta tecnología pueden ser:

Inspección termográfica

La técnica de la termografía consiste en la generación de imágenes a partir de la

radiación infrarroja emitida por un objeto, estando ésta directamente relacionada

con la temperatura del mismo. Se basa, pues, en la detección de puntos calientes

de un componente/equipo, midiendo su temperatura sin existir contacto.

La termografía infrarroja es la ciencia de adquisición y análisis de la información

térmica obtenida mediante los dispositivos de adquisición de imágenes térmicas a

distancia.

Page 72: Aging airplane safety_rule

72

La Termografía es la rama de la Teledetección que se ocupa de la medición de la

temperatura radiada por los fenómenos de la superficie de la Tierra desde una

cierta distancia. Una Termografía Infrarroja es la técnica de producir una imagen

visible de luz infrarroja invisible (para nuestros ojos) emitida por objetos de

acuerdo a su condición térmica. Una cámara termográfica produce una imagen en

vivo (Visualizada como fotografía de la temperatura de la radiación).

Las cámaras miden la temperatura de cualquier objeto o superficie de la imagen y

producen una imagen con colores que interpretan el diseño térmico con facilidad.

Una imagen producida por una cámara infrarroja es llamada: Termografía o Termo

grama.

Las aplicaciones más comunes de la termografía infrarroja como un ensayo no

destructivo en aeronáutica son:

- Descubrimiento de inclusión de agua en paneles de Honey-comb en las

superficies aerodinámicas del avión.

- Inspección de fuselajes de avión.

- Falta de adhesión en materiales compuestos.

- Daños por impacto en materiales compuestos.

- Espesor medida de la profundidad en materiales compuestos.

- Porosidad en materiales compuestos.

- Adherencia de la pintura.

- Corrosión bajo pintura.

- Análisis dinámico de fatiga.

- Descubrimiento de corrosión oculta.

- Evaluación de la soldadura por puntos.

- Vacío, oclusión de aire y deformaciones en material plástico (polímero).

Los ensayos no destructivos por termografía, por lo general, son a través de la

técnica activa (el estímulo externo es necesario con la finalidad de poder obtener

contraste térmico relevante).

Page 73: Aging airplane safety_rule

73

Figura 2.29. Inspección Termográfica.

Page 74: Aging airplane safety_rule

74

- Rayos X

La denominación rayos X designa a una radiación electromagnética, invisible,

capaz de atravesar cuerpos opacos y de imprimir las películas fotográficas. Los

actuales sistemas digitales permiten la obtención y visualización de la imagen

radiográfica directamente en una computadora (ordenador) sin necesidad de

imprimirla. La longitud de onda está entre 10 a 0,1 nanómetros, correspondiendo a

frecuencias en el rango de 30 a 3.000 PHz (de 50 a 5.000 veces la frecuencia de

la luz visible).

También puede utilizarse para determinar defectos en componentes técnicos,

como tuberías, turbinas, motores, paredes, vigas, y en general casi cualquier

elemento estructural. Aprovechando la característica de absorción/transmisión de

los Rayos X, si aplicamos una fuente de Rayos X a uno de estos elementos, y este

es completamente perfecto, el patrón de absorción/transmisión, será el mismo a lo

largo de todo el componente, pero si tenemos defectos, tales como poros,

pérdidas de espesor, fisuras (no suelen ser fácilmente detectables), inclusiones de

material tendremos un patrón desigual.

En el caso de las aeronaves se utiliza para la detección 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

grabación.

Page 75: Aging airplane safety_rule

75

Figura 2.30. Inspección por Rayos X.

Page 76: Aging airplane safety_rule

76

- Ultrasónicas

La inspección por ultrasonido es un método no destructivo en el cual un haz o un

conjunto de ondas de alta frecuencia son introducidos en los materiales para la

detección de fallas en la superficie y sub-superficie.

Las ondas de sonido viajan a través del material disminuyéndose paulatinamente y

son reflejadas a la interfase. El haz reflejado es mostrado y analizado para definir

la presencia y localización de fallas y discontinuidades.

El grado de reflexión depende grandemente en el estado físico 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/sólido.

Grietas, laminaciones, poros, socavados y otras discontinuidades que producen

interfaces reflectivas pueden ser detectadas fácilmente Inclusiones y otras

partículas extrañas pueden ser también detectadas causando baja reflexión.

La mayoría de los instrumentos de inspección ultrasónica detectan fallas

monitoreando uno más de los siguientes puntos:

• La reflexión del sonido de las interfaces consistentes en los límites del material o

en discontinuidades dentro del material mismo.

• El tiempo de tránsito 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 atenuación de las ondas de sonido en la pieza debido a la absorción y

dispersión dentro de la pieza.

La mayoría de las inspecciones ultrasónicas son realizadas en frecuencias entre

0.1 y 25 MHz. Las onda de ultrasonido son vibraciones mecánicas, las amplitudes

de las vibraciones producen esfuerzos en las piezas por debajo de su límite

elástico, de esta manera los materiales no producirán deformaciones plásticas.

Page 77: Aging airplane safety_rule

77

La inspección ultrasónica es el método no destructivo más comúnmente utilizado.

Su principal aplicación es la detección de discontinuidades y defectos internos,

aunque también es utilizado para detectar defectos superficiales, para definir

características de la superficie tales como: medida de corrosión y espesor. Y con

frecuencias menores se sirve para determinar el tamaño de grano, estructura, y

constantes elásticas

Las aplicaciones de la inspección ultrasónica en las aeronaves son: Detección de

discontinuidades en la superficie y debajo de la superficie, grietas e

imperfecciones. Las ventajas son que es rápido y confiable, fácil de operar. Los

resultados son inmediatos y exactos, muy sensible y es portátil.

Figura 2.31. Inspección por Ultrasonido.

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78

- Corriente EDDY

Esta basada en los principios de la inducción electromagnética y es utilizada para

identificar o diferenciar entre una amplia variedad de condiciones físicas,

estructurales y metalúrgicas en partes metálicas ferromagnéticas y no

ferromagnéticas, y en partes no metálicas que sean eléctricamente conductoras.

Las corrientes de Eddy son creadas usando la inducción electromagnética, este

método no requiere contacto eléctrico directo con la parte que esta siendo

inspeccionada.

Figura 2.32. Principio de Inspección por Corriente Eddy.

Aplicaciones de la corriente Eddy en Pruebas No Destructivas

• Medir o identificar condiciones o propiedades tales como: conductividad

eléctrica, permeabilidad magnética, tamaño de grano, condición de tratamiento

térmico, dureza y dimensiones físicas de los materiales.

Page 79: Aging airplane safety_rule

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 metálico no magnético sobre un metal

magnético.

Figura 2.33. Inspección por Corriente Eddy.

Ventajas: Se aplica a todos los metales, electro-conductores y aleaciones, alta

velocidad de prueba, medición exacta de la conductividad, indicación inmediata,

detección de áreas de discontinuidades muy pequeñas.

( 0.0387 mm2 –0.00006 in2 ), la mayoría de los equipos trabajan con baterías y son

portátiles, La única unión entre el equipo y el espécimen bajo inspección es un

campo magnético, no existe posibilidad de dañar la pieza.

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Limitaciones: La capacidad de penetración esta restringida a menos de 6 mm, en

algunos casos es difícil verificar los metales ferromagnéticos, se aplica a todas las

superficies formas uniformes y regulares, los procedimientos son aplicables

únicamente a materiales conductores, no se puede identificar claramente la

naturaleza especifica de las discontinuidades, Se requiere de personal calificado

para realizar la prueba.

- Partículas magnéticas

El principio de este método consiste en que cuando se induce un campo

magnético en un material ferromagnético, se forman distorsiones en este campo si

el material presenta una zona en la que existen discontinuidades perpendiculares

a las líneas del campo magnetizables, por lo que éstas se deforman o se producen

polos. Estas distorsiones o polos atraen a las partículas magnetizables que son

aplicadas en forma de polvo o suspensión en la superficie a examinar y por

acumulación producen las indicaciones que se observan visualmente de forma

directa o empleando luz ultravioleta. Sin embargo los defectos que son paralelos a

las líneas del campo magnético no se aprecian, puesto que apenas distorsionan

las líneas del campo magnético.

Para el uso en las aeronaves tenemos las siguientes aplicaciones:

Detección de discontinuidades en las superficies o cerca de la superficie en

materiales ferromagnéticos de cualquier forma o tratamiento térmico.

Las ventajas de la inspección por partículas penetrantes son: Se basa en un

principio muy simple, fácil, portátil, rápido.

Page 81: Aging airplane safety_rule

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Figura 2.34. Inspección por Partículas Magnéticas.

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- Líquidos penetrantes

La inspección por líquidos 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 también se puede utilizar para la inspección de materiales ferrosos cuando

la inspección por partículas magnéticas es difícil de aplicar. En algunos casos se

puede utilizar en materiales no metálicos. El procedimiento consiste en aplicar un

líquido coloreado o fluorescente a la superficie en estudio, el cual penetra en

cualquier discontinuidad que pudiera existir debido al fenómeno de capilaridad.

Después de un determinado tiempo se remueve el exceso de líquido y se aplica

un revelador, el cual absorbe el líquido que ha penetrado en las discontinuidades y

sobre la capa del revelador se delinea el contorno de éstas.

Las aplicaciones de esta técnica son amplias, y van desde la inspección de piezas

críticas como son los componentes aeronáuticos hasta los cerámicos como las

vajillas de uso doméstico. Se pueden inspeccionar materiales metálicos,

cerámicos vidriados, plásticos, porcelanas, recubrimientos electroquímicos, entre

otros. Una de las desventajas que presenta este método es que sólo es aplicable

a defectos superficiales y a materiales no porosos.

Tipos de líquidos penetrantes

Según 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 lámpara de luz

ultravioleta (luz negra). Sin ésta son invisibles a la vista. Tienen mayor

sensibilidad.

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Según la solubilidad

- Penetrantes lavables con agua o autoemulsificables: Para su limpieza y remoción

de excesos simplemente se usa agua. Resultan muy económicos de utilizar.

- Penetrantes postemulsificables: No son solubles en agua. Para la remoción de

los excesos superficiales se utiliza un emulsificador que crea una capa

superficial que se remueve con agua. Es el método 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 hidrofílicos, de base acuosa, que se

utilizan en solución de agua, en una saturación determinada por las necesidades

del caso; y lipofílicos, de base aceite, que se utilizan tal como los entrega el

fabricante.

- Penetrantes eliminables con disolvente: Tampoco son solubles en agua. Para su

remoción se utiliza un disolvente no acuoso, denominado «eliminador». Son muy

prácticos de utilizar ya que el solvente generalmente se presenta en aerosol.

Las aplicaciones en las aeronaves son: detección de roturas o grietas en todos los

metales, piezas de fundición, piezas forjadas partes maquinadas.

Las ventajas de este tipo de inspección por líquidos penetrantes son: facilidad de

uso, rápida y fácil de interpretar.

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Figura 2.35. Inspección por Líquidos Penetrantes.

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- Visual

Esta no es nada mas que una inspección por medio de la vista al alcance de

nuestras manos con las cuales podemos verificar fallas, daños o imperfecciones

superficiales en todo tipo de materiales.

De uso simple en áreas que otros métodos son imprácticos, con herramientas que

nos ayuden a mejorar la detección de imperfecciones como lo son lámparas y

lupas de distintos aumentos.

Todos estos tipos de inspecciones Permiten detectar grietas estructurales cuando

son muy pequeñas y de crecimiento lento, estas inspecciones no destructivas

pueden reducir la cantidad de inspecciones de mantenimiento y permiten descubrir

daños cuando son muy pequeños, y aún de bajo costo de reparación.

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86

CAPITULO III.

REQUERIMIENTOS PARA DAR CUMPLIMIENTO A LA REGULACIÓN DE SEGURIDAD PARA EL

ENVEJECIMIENTO DE AERONAVES EN EL AIRBUS A320.

3.1. Regulación de Seguridad para el Envejecimiento de Aeronaves – AASR.

A partir de un accidente en el año de 1988 en el cual se vio involucrada una

aeronave Boeing B737, se empezó a buscar la manera de asegurar que las

aeronaves envejecidas puedan mantener un nivel confiable de aeronavegabilidad.

La aeronave involucrada en el accidente sufrió un desprendimiento de un panel de

piel de fuselaje, lo que provoco una despresurización repentina en vuelo causando

daños a los pasajeros. La aeronave logró aterrizar en un aeródromo. Después de

muchas investigaciones se llego a la conclusión de que el desprendimiento del

panel de piel había sido causado por roturas debidas a la fatiga. Éstas roturas se

generaron en los barrenos de los afianzadores de una unión de pieles, con el

tiempo y debido a la fatiga continua a la que se somete el fuselaje la grieta se

extendió verticalmente a otros barrenos y finalmente se desprendió por completo

el panel de piel.

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87

Figura 3.1. B737 Aloha Airlines.

La aeronave en cuestión había rebasado el límite de vida útil para el cual fue

diseñada, por lo tanto se trataba de una aeronave envejecida y que se había

sometido a una gran cantidad de ciclos de presurización provocando la fatiga de

los elementos estructurales (pieles, afianzadores, refuerzos) llevándolos a una

falla catastrófica.

Figura 3.2. Desprendimiento de Panel de Piel en el Boeing B737 de Aloha Airlines.

Page 88: Aging airplane safety_rule

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En el marco de la investigación y la búsqueda de soluciones, se consideraron

originalmente once modelos de aeronaves de todos los fabricantes que eran

operadas en esa época. Éstos 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 Aeronáuticas

(FAA) desarrollaron distintas tareas para asegurar que las aeronaves mantuvieran

un nivel óptimo de aeronavegabilidad. Se desarrollaron los programas de Control y

Prevención de la Corrosión CPCP, se revisaron las listas de los Elementos

Estructurales Significantes de cada aeronave, así como algunos Boletines de

Servicio que pasaron de ser de categoría “recomendada” a categoría “obligatoria o

mandatoria”. Estos cambios se vieron reforzados con la emisión de nuevas

Directivas de Aeronavegabilidad por parte de la FAA y de otras autoridades

aeronáuticas.

Por otro lado se desarrollaron conceptos de inspecciones suplementarias para las

reparaciones estructurales instaladas en la aeronave y se empezó a manejar el

concepto de Daños Dispersos por Fatiga (Widespread Fatigue Damage WFD).

Posteriormente la FAA emitió una regulación final denominada Regulación 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 daño sin importar si el diseño de la aeronave cuenta o no con una

certificación de tolerancia al daño.

Ésta regulación se extiende a aquellas aeronaves que operen bajo las

regulaciones del 14 CFR Parte 121 ó 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 país que no sea estados unidos pero que

cuenten con matrícula estadounidense, respectivamente.

Page 89: Aging airplane safety_rule

89

Adicionalmente, esta regulación es aplicable para aeronaves certificadas con una

capacidad de transporte de 30 pasajeros o más y una capacidad de carga de 7500

libras o más.

Entre los requerimientos de la Regulación de Seguridad para el Envejecimiento de

Aeronaves se consideran:

- Inspecciones de aeronaves envejecidas y revisión de los registros de las

reparaciones estructurales instaladas en elementos estructurales críticos a la

fatiga (FCS) o en alteraciones estructurales críticas a la fatiga (FCAS).

- Inspecciones Suplementarias para las reparaciones estructurales instaladas en

elementos estructurales críticos a la fatiga (FCS) o en alteraciones

estructurales críticas a la fatiga (FCAS).

- Análisis de Tolerancia al Daño para Reparaciones y Alteraciones estructurales.

El objetivo de ésta regulación es tener un mantenimiento adecuado de los

elementos estructurales críticos a la fatiga (FCS) y de las alteraciones

estructurales críticas a la fatiga (FCAS) que son afectadas por el envejecimiento

con el fin de garantizar el nivel mas alto de seguridad.

3.2. Implementación de la Regulación 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 análisis de tolerancia al daño y las

inspecciones basadas en la tolerancia al daño (si aplican) aprobadas por la FAA,

para aquellas reparaciones instaladas en los elementos estructurales críticos a la

fatiga definidos por el fabricante Airbus a través del manual de reparaciones

estructurales SRM del modelo A320; así como para las alteraciones que afecten

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90

algún elemento estructural critico a la fatiga (modificaciones o boletines de

servicio).

Para todas las reparaciones o que se instalen en un elemento estructural crítico a

la fatiga FCBS o que afecten una alteración estructural crítica a la fatiga FCAS se

obtendrá el análisis de la tolerancia al daño y las inspecciones basadas en la

tolerancia al daño de acuerdo a los siguientes métodos:

- Utilizando la información previamente aprobada del fabricante como el

manual de reparaciones estructurales SRM.

- Utilizando información aprobada por la FAA proporcionada por un DER

(Representante de Ingeniería Designado) o ODA (Autorización Designada

por una Organización).

- A través del método especificado en la Circular de Aviso 120-93 emitida por

la FAA:

a. Antes de que la aeronave regrese a servicio se deberá obtener la

Primera Etapa de la aprobación de los datos de resistencia estática y

una fecha estipulada para la obtención de los datos de tolerancia al

daño.

b. A más tardar dentro de 12 meses a partir de que la aeronave regreso a

servicio se deberá obtener la Segunda Etapa de la aprobación que

contenga la información de la tolerancia al daño, específicamente el

umbral para efectuar la primera inspección.

c. La Tercera Etapa contendrá la aprobación de los métodos de inspección

y los intervalos repetitivos. Ésta informacion deberá obtenerse antes de

llegar al umbral de inspección indicado en la Segunda Etapa.

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91

Para el caso de las reparaciones estructurales existentes se deberá efectuar una

inspección general de la estructura crítica a la fatiga y de las alternaciones críticas

a la fatiga, de acuerdo a los siguientes criterios:

Las inspecciones generales se efectuaran de acuerdo con la edad que tenían las

aeronaves el 18 de Diciembre de 2009.

El límite de vida útil se utilizara para establecer los periodos para inspeccionar las

aeronaves. La aeronave de la flota que tenga la mayor edad será inspeccionada

primero. Las inspecciones basadas en la tolerancia al daño serán incorporadas

dentro de los 6 meses después de que la aeronave regrese a servicio.

- Para aeronaves que hayan tenido menos del 75% de su límite de vida útil el

18 de Diciembre de 2009, la inspección se realizará durante el primer

Servicio D después de alcanzar el 75% de su límite de vida útil.

- Para aeronaves que hayan tenido entre 75% y 100% de su límite de vida

útil el 18 de Diciembre de 2009, la inspección general se realizará durante

el siguiente Servicio D después del 20 de Diciembre de 2010 sin exceder 6

años o el límite de vida útil, lo que ocurra al ultimo.

- Para aeronaves que hayan rebasado el 100% de su objetivo de vida útil el

18 de Diciembre de 2009, la inspección general se efectuará durante o

antes del siguiente Servicio D después del 20 de Diciembre de 2010; sin

exceder 6 años.

Durante la inspección general se revisará la documentación de la aeronave

para determinar si se cuenta con las inspecciones basadas en la tolerancia al

daño para las reparaciones instaladas en las aeronaves.

Cada inspección basada en la tolerancia al daño será identificada dentro del

programa de mantenimiento de la aerolínea y tanto el umbral como los

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92

intervalos repetitivos serán controlados a través de un software de gestión de

mantenimiento aeronáutico.

El límite para la incorporación de las inspecciones basadas en la tolerancia al

daño será definido como se indica a continuación:

- Si la inspección para una reparación especifica un umbral menor al

siguiente Servicio C, la inspección de la reparación se efectuará durante el

Servicio C.

- Si el umbral de inspección es mayor que el siguiente Servicio C, la

reparación será inspeccionada en el limite del umbral o antes.

- Las inspecciones repetitivas serán efectuadas al límite de tiempo

establecido en la informacion de tolerancia al daño de la reparación.

3.3. Inspección General.

La inspección general requerida por la Regulación de Seguridad para el

Envejecimiento de Aeronaves AASR deberá efectuarse en los tiempos

establecidos en el capitulo 3.2., teniendo en cuenta que éstos limites no deben ser

rebasados.

Por medio de la inspección general de la aeronave se identificarán todas las

reparaciones estructurales instaladas en los elementos estructurales críticos a la

fatiga FCS. Cada reparación encontrada en estos elementos deberá ser evaluada

de acuerdo con los procedimientos establecidos en el Capitulo IV de éste trabajo.

La lista de elementos estructurales críticos a la fatiga de la aeronave Airbus A320

se encuentra en el Capitulo II de éste documento.

Adicionalmente a la inspección general de la aeronave, se deberá de recopilar

todo registro relacionado con las reparaciones instaladas en la aeronave a lo largo

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93

de su vida operacional, esto con el fin de tener a la mano toda la información y

poder evaluar con mayor rapidez las reparaciones.

Para poder llevar a cabo la inspección general de la aeronave se requiere que se

obtenga el acceso a todos los elementos estructurales críticos a la fatiga esto

significa que se tendrán 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, únicamente se deberá efectuar la inspección visual de la estructura que

esté accesible; en caso de que se encuentre una reparación en éstas áreas, se

revisarán los registros correspondientes y si es necesario se deberá proceder a

desarmar la estructura adyacente con el fin de evaluar la reparación.

La inspección visual general es una inspección de un área interna o externa, de

una instalación o ensamble con el fin de detectar daños evidentes, fallas o

irregularidades. Este nivel de inspección 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 área de inspección. De

igual manera, se requiere tener un nivel de iluminación adecuado que puede ser

alcanzado con la ayuda de una lámpara de mano o inclusive de la luz solar. Para

poder acceder a todas las áreas de la aeronave se requerirá el uso de andamios,

escaleras o plataformas y se deberán abrir o remover los paneles de acceso

necesarios para alcanzar las áreas de inspección.

Es necesario que todas las áreas de inspección estén limpias para tener una

mejor apreciación de cualquier tipo de irregularidades.

Cada reparación instalada en un elemento estructural crítico a la fatiga deberá ser

inspeccionada visualmente de manera detallada en busca de señales de deterioro

como corrosión, afianzadores flojos o faltantes, arrugas, perdida de sellarte u otros

daños.

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Las reparaciones que se encuentren con señales de deterioro deberán ser

evaluadas de acuerdo con los procedimientos aplicables dados en el Capitulo IV

de éste trabajo.

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CAPITULO IV.

PROCEDIMIENTOS PARA LA EVALUACIÓN DE

REPARACIONES ESTRUCTURALES.

4.1. Evaluación de Reparaciones Instaladas en los Elementos Estructurales Críticos a la Fatiga de la Aeronave Airbus A320.

De acuerdo a los requerimientos de la Regulación de Seguridad para el

Envejecimiento de Aeronaves, las reparaciones a evaluar son aquellas que

consistan en un refuerzo de la estructura crítica a la fatiga, es decir que

reestablezcan las propiedades de resistencia del elemento estructural. Aquellos

daños menores como retrabajos (suavizado de daños), abolladuras,

delaminaciones, erosión, toques de rayo; instalación de afianzadores en

sobremedida, instalación de bujes o de rondanas de reparación no están cubiertos

por ésta regulación.

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 evaluación de las reparaciones se deberá inspeccionar

físicamente cada una de ellas en busca de señales de deterioro.

A. En caso de que existan indicios de deterioro en la reparación, antes del

próximo vuelo de la aeronave se deberá reemplazar por una reparación

contenida en el Manual de Reparaciones Estructurales SRM o alguna otra

reparación aprobada. O, en dado caso se deberá contactar al fabricante

Airbus para obtener instrucciones aplicables de reparación.

Page 96: Aging airplane safety_rule

96

B. Si no se encuentran señales de deterioro se buscara el sustento de la

reparación por medio de los registros de la aeronave.

1. Si no se encuentra el sustento de la reparación, antes del siguiente

vuelo se deberá 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 aprobación haya sido

completada a través de una reparación aprobada o del Manual de

Reparaciones Estructurales SRM, posteriormente, dentro de 3

meses se deberá obtener el análisis de tolerancia al daño a través

del contacto con el fabricante Airbus.

- Reemplazar la reparación por una que esté contenida en el Manual

de Reparaciones Estructurales SRM o de acuerdo con una

reparación aprobada por otra organización de mantenimiento.

- Contactar al fabricante Airbus para obtener una solución de

reparación.

2. Si se cuenta con los registros de la reparación, se deberán recopilar y

verificar si se trata de una reparación metálica y está instalada en un

elemento estructural crítico a la fatiga FCBS.

i. Si no se trata de una reparación metálica y que afecte un elemento

estructural crítico a la fatiga no se requieren acciones adicionales

para la reparación en cuestión.

ii. Si la reparación es metálica y afecta un elemento estructural crítico a

la fatiga se debe verificar con ayuda del sustento si se trata de una

reparación instalada de acuerdo con el Manual de Reparaciones

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97

Estructurales SRM, con un Boletín de Servicio (SB), con una Forma

de Aprobación de Diseño de reparación (RAS – Repair Design

Approval Sheet) o una reparación aprobada con otro documento.

a. Si la reparación fue instalada de acuerdo con el Manual de

Reparaciones Estructurales SRM, continuar con las instrucciones

de evaluación de la sección 4.2.

b. Si la reparación fue instalada de acuerdo con un Boletín de

Servicio SB, continuar con las instrucciones de evaluación de la

sección 4.3.

c. Si la reparación fue instalada de acuerdo con una Hoja de

aprobación de Diseño de Reparación (RAS), continuar con las

instrucciones de evaluación de la sección 4.4.

d. Si la reparación fue instalada de acuerdo con cualquier otro

documento aprobatorio, continuar con las instrucciones de

evaluación de la sección 4.5.

Page 98: Aging airplane safety_rule

98

Figura 4.1. Diagrama de Flujo 1.

Page 99: Aging airplane safety_rule

99

Figura 4.2. Diagrama de Flujo 2.

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100

4.2. Evaluación de Reparaciones Estructurales Efectuadas de Acuerdo

al Manual de Reparaciones Estructurales SRM.

Si la reparación fue efectuada de acuerdo a una referencia del Manual de

Reparaciones Estructurales SRM se deberá verificar dicha referencia en las

revisiones posteriores a Noviembre de 2010 del manual y si es que existe una

categoría de reparación.

1. Si existe una categoría de reparación, evaluar la reparación con el fin de

determinar si fue instalada sin ninguna desviación con respecto a lo

publicado en las revisiones del Manual de Reparaciones Estructurales

posteriores a Noviembre de 2010.

i. Si la reparación fue instalada completamente en base a lo

especificado en el manual de reparaciones estructurales, registrar la

categoría de la reparación así como las limitaciones y/o

requerimientos de inspección (si aplican).

ii. Si la reparación no fue instalada en base a lo especificado en el

Manual de Reparaciones Estructurales (revisión posterior a

Noviembre de 2010), dentro de 3 meses después de efectuar la

inspección general de la aeronave, reemplazarla por una nueva

reparación 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 reparación.

2. Si no existe una categoría de reparación 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

reparación fue supersedida o ya no es aplicable.

Page 101: Aging airplane safety_rule

101

i. Si el manual de reparaciones estructurales indica que la reparación

fue supersedida o ya no es aplicable, dentro de 3 meses después de

efectuar la inspección general de la aeronave, reemplazarla por una

nueva reparación de acuerdo al Manual de Reparaciones

Estructurales SRM, o de acuerdo con otro documento aprobatorio, o

contactar al fabricante de la aeronave para obtener instrucciones de

reparación.

ii. Si el Manual de Reparaciones Estructurales SRM no indica que la

reparación fue supersedida o ya no es aplicable, dentro de 3 meses

después de efectuar la inspección general de la aeronave, contactar

al fabricante Airbus para obtener una categoría de reparación y el

análisis de la tolerancia al daño.

Page 102: Aging airplane safety_rule

102

Figura 4.3. Diagrama de Flujo 3.

Page 103: Aging airplane safety_rule

103

4.3. Evaluación de Reparaciones Estructurales Efectuadas de Acuerdo

a un Boletín de Servicio SB.

Si la reparación fue efectuada en base a un principio de reparación indicado en un

Boletín de Servicio SB, verificar en la última revisión del boletín si en él se detalla

el proceso de reparación o si es que existe una referencia del Manual de

Reparaciones Estructurales o una referencia de Dibujo de Reparación asociados a

la reparación instalada.

1. Si el Boletín de Servicio SB hace referencia al Manual de Reparaciones

Estructurales SRM, continuar la evaluación de acuerdo al párrafo C.

2. Si el Boletín de Servicio SB indica una referencia de un Dibujo de

Reparación, verificar si las instrucciones contenidas en el dibujo están

aprobadas por medio de una Hoja de Aprobación de Diseño de

Reparación RAS.

i. Si las instrucciones contenidas en el dibujo están aprobadas por

medio de una Hoja de Aprobación de Diseño de Reparación RAS,

continuar la evaluación de acuerdo al párrafo E.

ii. Si las instrucciones contenidas en el dibujo no están aprobadas por

una Hoja de Aprobación de Diseño de Reparación RAS, identificar la

reparación en cuestión con una categoría B con un umbral de

inspección al límite de vida útil de la aeronave. Antes de alcanzar el

umbral de inspección se deberá contactar al fabricante Airbus para

obtener el método y los intervalos de inspección (análisis de la

tolerancia al daño).

Page 104: Aging airplane safety_rule

104

3. Si las instrucciones de reparación están detalladas en el Boletín de

Servicio SB, verificar si la reparación es temporal.

i. Si la reparación no es temporal, verificar si la reparación esta sujeta

a un programa de inspecciones repetitivas.

a). Si la reparación no está sujeta a un programa de inspecciones

repetitivas, identificar la reparación en cuestión con una categoría

B con un umbral de inspección al limite de vida útil de la

aeronave. Antes de alcanzar el umbral de inspección se deberá

contactar al fabricante Airbus para obtener el método y los

intervalos de inspección (análisis de la tolerancia al daño).

b). Si la reparación está sujeta a un programa de inspecciones

repetitivas, identificar la reparación en cuestión con una categoría

B y con los detalles de la inspección referidos en el Boletín de

Servicio SB. Implementar el programa de inspecciones basadas

en la tolerancia al daño en el programa de mantenimiento de la

aeronave.

ii. Si la reparación es temporal, identificarla como categoría C e indicar

los detalles de inspección (si aplican) y de límite de vida

mencionados en el Boletín de Servicio SB. Implementar el programa

de inspecciones y reemplazar la reparación de acuerdo a lo

especificado en el Boletín de Servicio SB.

Page 105: Aging airplane safety_rule

105

Figura 4.4. Diagrama de Flujo 4.

Page 106: Aging airplane safety_rule

106

4.4. Evaluación de Reparaciones Estructurales Efectuadas de Acuerdo

a una Forma de Aprobación de Diseño de Reparación.

Si la reparación está sustentada con una Hoja de Aprobación del Diseño de

Reparación RAS del fabricante se deberá verificar si la reparación está clasificada

como temporal.

1. Si la reparación esta clasificada como temporal, identificar la reparación

con categoría C, con un limite de vida de la reparación y detalles de

inspecciones repetitivas (si aplica), implementar el programa de

inspección y reemplazar la reparación como sea requerido por la Hoja

de Aprobación del Diseño de Reparación RAS.

2. Si la reparación no es temporal, verificar si se indica una categoría en la

Hoja de Aprobación del Diseño de Reparación RAS.

i. Si en la Hoja de Aprobación del Diseño de Reparación RAS no se

especifica una categoría se tendrá que revisar si fue emitida antes

del 1° de Enero de 1992.

a). Si la Hoja de Aprobación del Diseño de Reparación RAS fue

emitida antes del 1° de Enero de 1992, dentro de 3 meses a

partir de efectuada la inspección general de la aeronave se

deberá contactar a Airbus para obtener el análisis de tolerancia al

daño aplicable.

b). Si la Hoja de Aprobación del Diseño de Reparación RAS fue

emitida después del 1° de Enero de 1992, se deberá verificar si

se especifica algún requerimiento de inspección.

Page 107: Aging airplane safety_rule

107

(1). Si no se especifica un requerimiento de inspección en la

Hoja de Aprobación del Diseño de Reparación RAS, no hay

acciones adicionales a desarrollar hasta que la aeronave

alcance el limite de vida útil. Se deberá indicar que la

reparación es categoría B con su límite de vida útil como

umbral de inspección. Se deberá contactar a Airbus un año

antes de llegar al límite de vida útil para obtener el método y

los intervalos de inspección (análisis de tolerancia al daño).

(2). Si la Hoja de Aprobación del Diseño de Reparación RAS

especifica un requerimiento de inspección, indicar que la

reparación es categoría B así como los detalles de la

inspección referidos en la Hoja de Aprobación del Diseño de

Reparación RAS. Implementar las inspecciones basadas en

la tolerancia al daño en el programa de mantenimiento de la

aeronave.

ii. Si en la Hoja de Aprobación del Diseño de Reparación RAS se

especifica una categoría de reparación, indicar la categoría de la

reparación establecida en la Hoja de Aprobación del Diseño de

Reparación RAS, así como los detalles de las inspecciones

requeridas. Implementar las inspecciones basadas en la tolerancia al

daño en el programa de mantenimiento de la aeronave.

Page 108: Aging airplane safety_rule

108

Figura 4.5. Diagrama de Flujo 5.

Page 109: Aging airplane safety_rule

109

4.5. Evaluación de Reparaciones Estructurales Efectuadas de Acuerdo

a una Aprobación de una Organización de Mantenimiento.

Si la reparación fue efectuada de acuerdo a las instrucciones de algún otro

documento, se deberá verificar si dicho documento cuenta con la Primera Etapa

de la aprobación de acuerdo con los lineamientos de la AC 120-93.

1. Si la reparación no cuenta con la Primera Etapa de la aprobación, antes

del próximo vuelo obtener dicha aprobación y, dentro de 3 meses

después de la inspección general de la aeronave obtener el análisis de

tolerancia al daño por medio de la organización que aprobó la reparación,

o antes del próximo vuelo de la aeronave se deberá reemplazar la

reparación instalada por una reparación establecida dentro del Manual de

Reparaciones Estructurales SRM, o contactar al fabricante Airbus para

obtener instrucciones aplicables de reparación.

2. Si la reparación cuenta con la Primera Etapa de la aprobación, verificar si

cuenta también con información referente al análisis de la tolerancia al

daño.

i. Si la reparación contiene información referente al análisis de la

tolerancia al daño, verificar si cuenta con una aprobación final.

a). Si la reparación cuenta con una aprobación final, indicar la

categoría de la reparación y llevar a cabo las limitantes

establecidas o las inspecciones requeridas.

b). Si la reparación no cuenta con una aprobación final, se deberá

obtener dicha aprobación de la organización que proporcionó la

aprobación de la reparación, o se deberá contactar al fabricante

Page 110: Aging airplane safety_rule

110

Airbus para obtener la información faltante. Posteriormente, se

implementaran las inspecciones basadas en la tolerancia al daño

obtenidas.

ii. Si la reparación no contiene información referente al análisis de la

tolerancia al daño, dentro de 3 meses a partir de la inspección general

de la aeronave, se deberá contactar a la organización que emitió la

etapa 1 de la aprobación para solicitar el análisis de tolerancia al daño, o

dentro de 12 meses a partir de la inspección general de la aeronave, la

reparación se deberá reemplazar por una reparación contenida en el

Manual de Reparaciones Estructurales SRM.

Page 111: Aging airplane safety_rule

111

Figura 4.6. Diagrama de Flujo 6.

Page 112: Aging airplane safety_rule

112

4.6 Ejemplo Práctico del Cálculo y Evaluación de Reparaciones.

Con el fin de proporcionar un mejor entendimiento de cómo aplicar los conceptos

para la evaluación de reparaciones estructurales analizaremos dos casos con

diferentes condiciones para mostrar cuáles serían los puntos críticos durante el

periodo de inspección.

Caso 1.

Daño por corrosión en el alma de la cuaderna FR20 entre los largueros 23 y 24

izquierdos.

Durante el análisis de las acciones correctivas para éste daño se opta por remover

la corrosión por medio de un retrabajo suave del alma de la cuaderna para

posteriormente verificar por medio de una inspección por Corriente Eddy de Alta

Frecuencia HFEC que la corrosión haya sido completamente eliminada y que el

daño no haya ocasionado roturas en la parte.

Una vez confirmada la completa remoción de la corrosión y la ausencia de

indicaciones de rotura, se efectúa una inspección ultrasónica UT sobre el área

retrabajada para obtener los espesores remanentes en cada punto del alma de la

cuaderna. Comparando los resultados obtenidos con los límites permisibles del

Manual de Reparaciones Estructurales SRM se llega a la conclusión de que el

material removido corresponde al 40% del espesor del alma de la cuaderna, por lo

que se considera como un daño no permisible y requiere una reparación para

reestablecer las capacidades de resistencia de la parte.

Dentro del Manual de Reparaciones Estructurales de la aeronave Airbus A320,

específicamente en el Capitulo 51 – Generalidades, se encuentran procedimientos

típicos para reparación de cuadernas. De acuerdo a la magnitud del retrabajo, a su

ubicación (alma de la cuaderna, patín de la cuaderna, o ambos) y a su cercanía

con otros elementos estructurales (largueros, atiezadores, refuerzos internos), se

Page 113: Aging airplane safety_rule

113

elige el método adecuado y se hacen los cálculos necesarios para diseñar la

reparación.

- Material del Refuerzo

- Tamaño del Refuerzo

- Cantidad de Refuerzos

- Número de Afianzadores

- Distribución de Afianzadores

- Tipo de Afianzadores

- Tratamientos Superficiales (Primer, Inhibidor de Corrosión, Sellante,

Pintura)

Adicionalmente a todos los factores que intervienen al momento de efectuar la

reparación se deberán de tomar en cuenta aquellos requerimientos relacionados a

preservar la aeronavegabilidad de la aeronave, es decir el análisis de tolerancia al

daño de la reparación.

En éste caso el Manual de Reparaciones Estructurales SRM no contempla

información relacionada a la tolerancia al daño. Por lo que, de acuerdo al párrafo

4.2., Evaluación de Reparaciones Estructurales Efectuadas de Acuerdo al Manual

de Reparaciones Estructurales SRM, y al Diagrama de Flujo 3 detallado en la

Figura 4.3., dentro de 3 meses a partir de que se concluyo la reparación se deberá

contactar al fabricante Airbus para obtener la información relacionada con el

análisis de tolerancia al daño. Esta información incluye el o los métodos de

inspección así como el umbral para efectuar la primera inspección y los intervalos

de repetición.

Es conveniente que esta información sea controlada por medio de un documento

en el cual se incluyan todas las instrucciones necesarias para llevar a cabo la

inspección.

La aplicación de este documento deberá estar reflejada en el Programa de

Mantenimiento de la aeronave, y se deberán de considerar tanto el umbral de la

Page 114: Aging airplane safety_rule

114

inspección como los intervalos repetitivos con el fin de que se de cumplimiento en

tiempo y forma para asegurar la aeronavegabilidad de la aeronave.

Caso 2.

Reparación a Piel de Fuselaje efectuada con anterioridad entre las Cuadernas 20 /

21 y Largueros 2 y 3 derechos.

En este caso se trata de una reparación encontrada durante la inspección general

requerida por la Regulación de Seguridad para el Envejecimiento de Aeronaves –

AASR.

El caso mas complejo que se podría presentar es que se trate de una reparación

de la cual se cuenta únicamente con una aprobación por parte de un

Representante de Ingeniería Designado – DER, por ejemplo. De acuerdo al

párrafo 4.5. Evaluación de Reparaciones Estructurales Efectuadas de Acuerdo a

una Aprobación de una Organización de Mantenimiento y al Diagrama de Flujo 6

contenido en la Figura 4.5., se cuenta con tres opciones para asegurar que la

reparación es tolerante al daño.

- Contactar a la organización que emitió la aprobación para obtener el análisis

de tolerancia al daño.

En ocasiones, cuando se trata de reparaciones muy antiguas, se puede presentar

el caso de que el Representante de Ingeniería Designado - DER o la organización

que emitió la aprobación ya no existan o de que sea complicado reestablecer el

contacto, por lo que esta opción puede no ser la mas optima.

- Reemplazar la reparación por una solución contenida dentro del Manual de

Reparaciones Estructurales – SRM de la aeronave.

El efectuar un reemplazo de la reparación puede implicar acciones más complejas

como desensamblar elementos estructurales o el incremento del tiempo de avión

en tierra por posibles retrasos durante la instalación de la nueva reparación, esto

Page 115: Aging airplane safety_rule

115

en adición de que el Manual de Reparaciones Estructurales de la aeronave puede

no contener una solución aplicable.

- Contactar al fabricante Airbus.

En la mayoría de los casos puede ser que esta opción sea la más conveniente

pues el fabricante Airbus esta autorizado para proporcional la información de

tolerancia al daño por las autoridades aeronáuticas internacionales.

En este caso resulta conveniente contactar al fabricante Airbus. Para ello es

necesario efectuar una serie de inspecciones a la reparación y a la estructura

adyacente con el fin de determinar que no hay señales de deterioro.

Al tratarse de una reparación externa a piel de fuselaje contenida entre dos

largueros y dos cuadernas, y con un corte en la piel y un relleno estructural. Se

considera lo siguiente.

- Inspección Visual Detallada externa a la placa de reparación en busca de signos

de deterioro como golpes, rayones, desprendimiento de pintura, etc.

- Inspección Visual Detallada interna al relleno estructural y al corte en la piel por

señales de deterioro.

- Inspección Visual Detallada al sellante de la reparación en los bordes de la placa

externa, así como en los bordes del relleno estructural.

- Inspección Visual Detallada interna y externa a los afianzadores en busca de

señales de deterioro como afianzadores flojos o faltantes, pérdida de collares,

etc.

- Inspección por Corriente Eddy de Alta Frecuencia – HFEC sobre la placa de

reparación alrededor de las hileras de afianzadores en busca de roturas

superficiales.

- Inspección por Corriente Eddy de Alta Frecuencia – HFEC sobre la placa de

reparación y los bordes de la placa en busca de señales de corrosión.

Page 116: Aging airplane safety_rule

116

- Inspección por Corriente Eddy de Alta Frecuencia – HFEC rotativa a cualquier

barreno abierto en el área de la reparación para asegurar que no existan roturas

en el barreno.

- Inspección Visual Detallada a la estructura adyacente a la reparación –

cuadernas, largueros, refuerzos internos, atiezadores, etc., en busca de señales

de deterioro.

Nota: Estas inspecciones aplican para este caso en particular, dependiendo del

tipo de reparación aplicaran otros métodos de inspección.

Una vez que se tengan los resultados de las inspecciones se reportaran

detalladamente al fabricante Airbus, incluyendo las características de la

reparación:

- Tamaño de las partes de reparación – longitud, ancho y espesor

- Material de las partes de reparación – aleación y tratamiento térmico

- Dimensiones de la placa y del relleno estructural

- Dimensiones del corte a la piel

- Tipo de afianzadores

- Paso y margen al borde entre afianzadores

- Distancias relevantes de los bordes de la placa de reparación a los elementos

estructurales adyacentes como cuadernas, largueros, uniones de piel, refuerzos

internos, etc.

- Tratamientos a la superficie como primer, inhibidor de corrosión, pintura, etc.

Con toda esta información el fabricante Airbus estará en condiciones de evaluar la

reparación y analizar si es tolerante al daño.

Será el fabricante quien proporciones la información relacionada a la tolerancia al

daño, incluyendo el método, umbral e intervalos repetitivos de inspección.

Esta información puede ser controlada por medio de un documento en el cual se

incluyan todas las instrucciones de inspección.

Page 117: Aging airplane safety_rule

117

La aplicación de este documento deberá estar reflejada en el Programa de

Mantenimiento de la aeronave, y se deberán de considerar tanto el umbral de la

inspección como los intervalos repetitivos con el fin de que se de asegurar la

aeronavegabilidad de la aeronave.

Page 118: Aging airplane safety_rule

118

CAPITULO V.

ANÁLISIS DE RESULTADOS, CONCLUSIONES Y

RECOMENDACIONES.

5.1 Conclusiones.

Con la realización de éste trabajo concluimos que la Regulación de Seguridad

para el Envejecimiento de Aeronaves AASR implica que entre otros modelos, las

aeronaves Airbus A320 deberán ser inspeccionadas una vez que alcancen cierta

edad definida por el Límite de Vida Útil para el cual fue diseñada.

La inspección será efectuada con el fin de asegurar que todas las reparaciones

estructurales que a lo largo de la vida de la aeronave fueron instaladas en los

elementos estructurales críticos a la fatiga cuenten con un análisis que asegure su

nivel de tolerancia al daño. Utilizando los procedimientos desarrollados

anteriormente se llevará a cabo la evaluación de cada reparación para determinar

cuales acciones se deberán tomar para obtener el análisis de tolerancia al daño.

El análisis de tolerancia al daño de cada reparación estructural comprende las

inspecciones suplementarias (intervalos de inspección y métodos de inspección)

que se requieren para detectar a tiempo el posible deterioro que sufren los

componentes de la reparación (placas de reparación, refuerzos, insertos,

afianzadores). Las inspecciones resultantes se deberán incluir dentro del

programa de mantenimiento de cada aeronave para asegurar su aplicación en

tiempo y forma evitando comprometer la aeronavegabilidad de la aeronave.

Podemos concluir que utilizando los procedimientos aplicables de evaluación de

las reparaciones instaladas en los elementos estructurales críticos a la fatiga se

obtendrá el análisis de tolerancia al daño respectivo y se incorporarán las

Page 119: Aging airplane safety_rule

119

inspecciones (si aplican) al programa de mantenimiento de una aeronave Airbus

A320. Con esto la estructura de la aeronave se encontrará en condiciones

aeronavegables a pesar de que ya se haya rebasado el Limite de Vida Útil para el

cual fue diseñada.

Es importante señalar que con el desarrollo de los procedimientos para la

evaluación de reparaciones estructurales con el objetivo de dar cumplimiento a la

Regulación de Seguridad para el Envejecimiento de Aeronaves, un taller MRO

(Maintenance, Repair and Overhaul) puede ofrecer a sus clientes un servicio

íntegro que incluya lo siguiente:

- El acceso físico a toda la estructura crítica a la fatiga –FCS.

- Efectuar la inspección general y detectar las reparaciones instaladas.

- Evaluar los registros de cada reparación para verificar que cuenten con el

respectivo análisis de tolerancia al daño – DTA.

- Realizar las acciones necesarias aplicables para cada reparación con el

objetivo de obtener el análisis de tolerancia al daño.

- Efectuar el reemplazo de reparaciones, inspecciones NDT, contactar al

fabricante.

- Asegurar que la aeronave cumple con la Regulación de Seguridad para el

Envejecimiento de Aeronaves – AASR a través de un programa de

mantenimiento de las reparaciones instaladas en la Estructura Crítica a la

Fatiga – FCS, basado en la tolerancia al daño.

- Garantizar la aeronavegabilidad de la aeronave debido al programa de

mantenimiento basado en la tolerancia al daño.

El objetivo de ésta regulación, mas allá de contar con un programa de

mantenimiento basado en la tolerancia al daño, es asegurar que las aeronaves

mantengan su nivel de aeronavegabilidad con el fin de reducir las posibilidades de

una falla estructural que pudiera comprometer la seguridad de las aeronaves y con

ello la vida de los pasajeros y la tripulación que viajan en ella. Por tal motivo estos

procedimientos facilitan la evaluación de las reparaciones y dan la pauta para las

Page 120: Aging airplane safety_rule

120

acciones que deberán de realizarse en cada caso que pudiera presentarse al

realizar la inspección general de las aeronaves.

5.2 Recomendaciones para la implementación de la Regulación de

Seguridad para el Envejecimiento de Aeronaves en el Airbus

A320.

A través del estudio de la Regulación de Seguridad para el Envejecimiento de

Aeronaves AASR, de las consideraciones de diseño y estructura de la aeronave

Airbus A320, y del desarrollo de éste trabajo, se pueden dar las siguientes

recomendaciones para implementar la regulación en el Airbus A320.

Implementación Escalonada de la Inspección General.

- La inspección general de la aeronave es un trabajo muy complejo debido a que,

en adición a la mano de obra requerida para el desensamble del interior de la

aeronave y para obtener acceso a los elementos estructurales críticos a la fatiga,

se requiere de tiempo para evaluar cada reparación. Éste tiempo adicional

dependerá de la condición en que estén los registros de la aeronave; podrá

darse el caso de que todas las reparaciones se encuentren debidamente

documentadas y los registros se encuentren en orden, así que el tiempo de avión

en tierra será relativamente corto. Sin embargo, si se encuentran muchas

reparaciones que no estén documentadas y en donde el contacto con el

fabricante sea necesario, o se tengan que efectuar reemplazos o búsquedas

exhaustivas de información, entonces el tiempo de avión en tierra se verá

afectado y se podría prolongarse demasiado.

Debido a esto, se recomienda que la inspección general se divida con el fin de

inspeccionar una sección de la aeronave cada servicio mayor “C” en lugar de

hacer todo el trabajo en un servicio mayor “D”, que aunque es mas largo, por la

complejidad del trabajo podría verse más afectado. Cabe señalar que ésta

recomendación no podrá aplicarse en todos los casos, pues habrá aeronaves

Page 121: Aging airplane safety_rule

121

que por su edad actual tengan que ser inspeccionadas antes que otras. Sin

embargo, en la medida de lo posible se deberá tratar de evitar llegar al punto en

el que toda la aeronave tenga que ser inspeccionada en un solo servicio mayor.

Implementación de las Inspecciones Suplementarias.

- Por otro lado, para el cumplimiento de las inspecciones suplementarias será de

utilidad tener en cuenta las consideraciones dadas en el capitulo… para definir

en que momento deberán implementarse. Esto con el fin de no incurrir en una

desviación a la regulación, ni comprometer la operación de la aeronave por una

prolongación del tiempo de avión en tierra en caso de encontrar señales de

deterioro en las reparaciones que requieran un reemplazo.

- Si el análisis de tolerancia al daño para una reparación especifica un umbral

menor al siguiente servicio mayor “C”, la inspección de la reparación se

efectuará durante el servicio mayor “C”.

- Si el análisis de tolerancia al daño para una reparación especifica un umbral

de inspección mayor que el siguiente servicio mayor “C”, la reparación será

inspeccionada en cuando se llegue al umbral especificado o antes (durante

el servicio mayor “C” previo a que se alcance el umbral de inspección).

- Las inspecciones repetitivas serán efectuadas respetando los tiempos

establecidos en el análisis de tolerancia al daño de la reparación.

Cada inspección suplementaria requerida por el análisis de tolerancia al daño

deberá contar con un documento en el cual se den las instrucciones de

inspección (zonas a inspeccionar, métodos de inspección, límites de la

inspección, etc). Éste documento servirá para controlar las inspecciones, ya sea

por medio de un software de gestión de información, o usando hojas de calculo.

Con éste control se asegurara en gran medida que las inspecciones se efectúen

sin ninguna desviación y por lo tanto que la aeronave se encuentre en

condiciones aeronavegables.

Page 122: Aging airplane safety_rule

122

Consideración de Daños Menores dentro de la regulación.

- Considerando que la Regulación de Seguridad para el Envejecimiento de

Aeronaves – AASR está enfocada a contar con un programa de mantenimiento

basado en la tolerancia al daño para todas aquellas reparaciones estructurales

que consistan en un refuerzo a los elementos críticos a la fatiga, a través del

estudio de la regulación y de la experiencia que se ha obtenido, se considera

que es necesario proponer el abarcar dentro del marco de la regulación aquellos

daños menores como son retrabajos, abolladuras, erosión, instalación de

afianzadores en sobremedida, toques de rayo y delaminaciones.

Lo anterior debido a que estos daños afectan la geometría y la resistencia para

la cual fue diseñada la estructura de la aeronave.

Por poner un ejemplo, un retrabajo por muy pequeño que sea está

disminuyendo la sección transversal del área sobre la que fue efectuado lo que

de inicio provoca una disminución de los niveles de resistencia de esa zona

aunque tal vez en menor medida; sin embargo, con la constante fatiga a la que

se ve sometida la estructura de las aeronaves ese cambio en la sección

transversal puede ser el punto de concentración de esfuerzos para que se

genere una rotura o una corrosión.

Otro ejemplo podría ser una abolladura en piel de fuselaje considerada como un

daño permisible. Las abolladuras no reducen la sección transversal del material,

únicamente cambian la geometría del elemento, pero al verse sometida la

estructura a la fatiga constante la abolladura puede extenderse generando

fracturas en la piel que delimita el daño. Estas fracturas si no se detectan a

tiempo podrían generar una descompresión de la cabina de pasajeros de la

aeronave.

Un caso común es la extensa cantidad de corrosión encontrada en las pieles de

ala, mas concretamente en el borde de salida en los herrajes que sujetan a las

superficies de control (flaps, alerones y spoilers). Éste tipo de daños tiende a

Page 123: Aging airplane safety_rule

123

extenderse a la superficie inferior de la piel en las uniones con los herrajes de

sujeción. La manera de reparar esta corrosión es efectuando un retrabajo

profundo e inspeccionar toda el área afectada, incluyendo las uniones piel-

herraje con el fin de asegurar que la corrosión haya sido completamente

removida. Considerando que la corrosión puede volver a generarse si no se

elimina completamente debido al difícil acceso, y tomando en cuenta las

condiciones bajo las que operan algunas aeronaves (áreas cercanas al mar con

un alto grado de salinidad), se concluye que es necesario contar con una

evaluación de la tolerancia al daño de éste tipo de retrabajos para que sean

inspeccionados a intervalos fijos y de ésta manera detectar la corrosión a tiempo

antes de que se pudiese llegar a convertir en una exfoliación severa que

requiera de una reparación mas compleja.

Estudiando los ejemplos anteriores se ha concluido que el extender el marco de

aplicación de la Regulación de Seguridad para el Envejecimiento de Aeronaves

– AASR, a los daños considerados como “Daños Menores” que afecten los

elementos estructurales críticos a la fatiga; resultaría en un aumento de la

seguridad de la aeronave debido a que se garantizaría que todo daño y

reparación ubicado en la Estructura Crítica a la Fatiga – FCS cuenta con un

programa de inspecciones suplementarias basadas en la tolerancia al daño.

Consideración de costos de mano de obra, materiales y costos de tiempo de avión

en tierra.

Una de las propuestas para complementar este documento, es que en la

implementación de la regulación AASR que se menciona a lo largo de esta tesina,

la cual solamente requiere inspeccionar y/o reemplazar las reparaciones que se

encuentran instaladas, se recomienda evaluar los costos de las inspecciones

repetitivas a lo largo del tiempo y el reemplazo de las reparaciones, estos costos

pueden ser elevados debido al tiempo de la aeronave en tierra, costo de

materiales y en especial el costo de mano de obra. Es importante evaluar todos

estos datos, realizar una cotización viendo mas allá de lo que tenemos en el

Page 124: Aging airplane safety_rule

124

momento para saber que nos conviene mas, seguir realizando las inspecciones

y/o el reemplazo de la reparación existente, o en un caso extremo realizar el

reemplazo de la parte dañada por una nueva sin estar preparados y que afecte a

nuestro presupuesto en ese momento.

Muchas veces tan solo el costo de las inspecciones es elevado sin mencionar

cuanto tiempo necesitaremos la aeronave en tierra y en caso de encontrar dañada

la repararon estructural el costo del material y mano de obra, sin contar el costo

extra de la aeronave en tierra (Que no se tenia contemplado). Antes de que nos

veamos sumergidos en este problema se recomienda evaluar los criterios

mencionados lo cual en un futuro nos ahorraría mucho dinero sin contar con que

nuestra aeronave al final tendría mas valor ya que se extendería la vida útil de la

misma y la integridad física de la aeronave se mantendría lo mejor posible.

Page 125: Aging airplane safety_rule

125

GLOSARIO DE ACRONIMOS

AASR. Aging Airplane Safety Rule – Regulación de Seguridad para el

Envejecimiento de Aeronaves

AC. Advisory Circular – Circular de Aviso

AD. Airworthiness Directive – Directiva de Aeronavegabilidad

ADL. Allowable Damage Limits – Limites de Daños Permisibles

AMM. Aircraft Maintenance Manual – Manual de Mantenimiento de la Aeronave

CFR. Code of Federal Regulations – Código de Regulaciones Federales

CMM. Component Maintenance Manual – Manual de Mantenimiento de

Componente

CPCP. Corrosion Prevention and Control Program – Programa de Control y

Prevención de Corrosion

DER. Designated Engineering Representative – Representante de Ingeniería

Designado

DGAC. Dirección General de Aeronáutica Civil

DOA. Design Organization Approval – Aprobación de la Organización de Diseño

DSG. Design Service Goal – Diseño de Vida Útil

DT. Damage Tolerance – Tolerancia al Daño

DTA. Damage Tolerance Analysis – Análisis de Tolerancia al Daño

DTE. Damage Tolerance Evaluation – Evaluación de Tolerancia al Daño

Page 126: Aging airplane safety_rule

126

DTI. Damage Tolerance Inspection – Inspección de Tolerancia al Daño

EASA. European Aviation Safety Agency – Agencia de Seguridad de Aviación

Europea

FAA. Federal Aviation Administration – Administración Federal de Aviación

FCAS. Fatigue Critical Alteration Structure – Estructura Alterada Crítica a la Fatiga

FCBS. Fatigue Critical Baseline Structure – Estructura Base Critica a la Fatiga

FCS. Fatigue Critical Structure – Estructura Crítica a la Fatiga

HFEC. High Frecuency Eddy Current – Corriente Eddy de Alta Frecuencia

LFEC. Low Frecuency Eddy Current – Corriente Eddy de Baja Frecuencia

MFEC. Médium Frecuency Hedí Current – Corriente Eddy de Mediana Frecuencia

MRO. Maintenance, Repair and Overhaul – Taller de Mantenimiento, Reparación y

Overhaul.

NDT. Non-Destructive Test – Prueba No- Destructiva

ODA. Organization Designation Authorization – Autorización de Designación de

Organización

PSE. Principal Structural Elements – Elementos Estructurales Principales

RAS. Repair Design Approval Sheet – Forma de Aprobación de Diseño de

Reparación

REG. Repair Evaluation Guidelines – Guía para la Evaluación de Reparaciones

SB. Service Bulletin – Boletín de Servicio

Page 127: Aging airplane safety_rule

127

SRM. Structural Repair Manual – Manual de Reparaciones Estructurales

TBD. To Be Defined – A Ser Definido

TC. Type Certificate – Certificado Tipo

TCH. Type Certificate Holder – Poseedor del Certificado Tipo

UT. Ultrasonic - Ultrasonido

WFD. Widespread Fatigue Damage – Daños Dispersos por Fatiga

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GLOSARIO DE TERMINOS

Daño Permisible. Es un daño definido como un daño menor el cual no afecta la

integridad estructural o la función de un componente.

Elementos Estructurales Principales. Son aquellos que contribuyen

principalmente a soportar las cargas que afectan la aeronave durante las

operaciones de vuelo, operaciones en tierra y la presurización, y su integridad es

de gran importancia para asegurar que la aeronavegabilidad de la aeronave.

Estructura Base. Es aquella que fue diseñada bajo las especificaciones del

Certificado Tipo de la aeronave.

Estructura Crítica a la Fatiga. Es aquella estructura de una aeronave que es

susceptible a roturas por fatiga que pueden contribuir a una falla catastrófica de la

aeronave.

Estructura Primaria. Es aquella que contribuye significativamente a soportar las

cargas que afectan a la aeronave durante vuelo, operaciones de tierra, y

presurización.

Estructura Secundaria. Es aquella estructura que soporta únicamente cargas

inerciales cuando la aeronave acelera o desacelera y cargas por ráfagas de aire

(turbulencia).

Estructura Susceptible a Múltiples Daños por Fatiga . Es aquella estructura que

puede presentar roturas en diversos puntos de la estructura que, por su tamaño y

densidad provocan que la estructura ya no sea capaz de cumplir con los

requerimientos de esfuerzo residual.

Estructura Tolerante al Daño. Es aquella que tiene implementado un programa

de mantenimiento a través del cual se obtendrá como resultado la detección y

reparación de daños accidentales, corrosión y grietas por fatiga antes de que tales

daños afecten la resistencia estructural de la aeronave.

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Programa de Control y Prevención de la Corrosión. Su propósito es mantener el

nivel de protección que aportan los recubrimientos a las superficies, de tal manera

que recomienda los periodos de limpieza, de monitoreo, de inspección, de

reposición relacionando estos periodos con los tipos de ambientes o agresividad de

los ambientes por los cuales transita o pernocta la aeronave.

Reparación Categoría A. Reparación permanente dentro de una zona de

inspección básica o que este dentro de una zona para la que este adecuado un

programa de inspección.

Reparación Categoría B. Reparación permanente que requiere inspecciones

suplementarias.

Reparación Categoría C. Reparación temporal, que requiere ser retrabajada o

reemplazada antes del limite de tiempo establecido.

Reparación Estructural. Reparación que consiste en recuperar la capacidad de

resistencia de un elemento estructural perdida después de haber sufrido daños.

Tolerancia al Daño. Es la capacidad de la estructura para soportar cierta carga con

la presencia de una grieta de dimensiones conocidas.

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130

BIBLIOGRAFIA

- The Boeing Company – Customer Support (Junio 01, 2010) Aging Airplane

Safety Rule Seminar, Tukwila, Estados Unidos de América.

- Federal Aviation Administration – FAA (Noviembre 20, 2007) Damage Tolerance

Inspection for Repairs and Alterations, Advisory Circular AC 120-93, Estados

Unidos de América.

- Federal Aviation Administration – FAA (Julio 10, 2002) Maintenance and

Alteration Data, Advisory Circular AC 120-77, Estados Unidos de América.

- Airbus Customer Service, Technical Data Support and Services (Febrero, 2011)

Airbus A320 Structural Repair Manual SRM, Blagnac, Francia.

- Airbus Customer Service, Technical Data Support and Services (Mayo, 2011)

Airbus A318/A319/A320/A321 Nondestructive Testing Manual NTM, Blagnac,

Francia.

- Airbus Training & Flight operations Support and Services (Noviembre, 2006)

Structure Training Manual XSC5 Structure Engineering Course Level 1, Blagnac,

Francia.

- Airbus Customer Services, Technical Data Support and Services (Febrero, 2010)

A318/A319/A320/A321 Compliance document Aging Airplane Safety Rule Damage

Tolerance Data for Repairs and Alterations, Blagnac, Francia.

- Airbus Customer Services, Technical Data Support and Services (Febrero, 2010)

A318/A319/A320/A321 Repair Evaluation Guidelines, Blagnac, Francia.

- Mario Vega Perry, (Agosto, 2001) Seminario Análisis Estructuras Aeronauticas,

Técnicas de Predicción de Crecimiento de Grietas y Tolerancia al Daño, Santiago

de Chile

Page 131: Aging airplane safety_rule

131

- TATA Consultancy Services (Marzo, 2007) Damage Tolerance Analysis of Aero

Structures Components, Bombay, India. Disponible en www.tcs.com (Accesado el

día 14 de Abril de 2011).

- "Apuntes para el Laboratorio de Pruebas No Destructivas". UPIICSA-IPN,

Academia de Laboratorio de Control de Calidad, México D.F., 2002