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Real Academia Sevillana de Ciencias

¿S f ti l i ?¿Se fatigan los aviones?

Jaime DomínguezPedro Arroyoy

Sevilla, 15 de marzo, 2016

Sí

Pero afortunadamente están controladasPero, afortunadamente, están controladas

• Todos los aviones en uno u otro momento tienen grietas producidas por fatiga.

• El problema que se plantea es controlar su evolución.

15/03/2016 2Real Academia Sevillana de Ciencias

Qué es la fatigaQué es la fatiga

Proceso PermanenteProgresivo Localizado

Cargas variables en el tiempo

Localizado

Requisitos Nivel suficiente de tensiones

Un número suficiente de ciclos

Resultado:

Se inicia una grieta, que progresa hasta alcanzar la rotura.

Frecuentemente, fallo catastrófico.

15/03/2016 3Real Academia Sevillana de Ciencias15/03/2016 3Real Academia Sevillana de Ciencias

Breve Historia

1829 P i b d d i í1829 Primeros ensayos sobre cadenas de minería

1840s y 50s Primeros fallos en ferrocarriles RuedasEjesPuentesíVías

Versalles, 8 de mayo de 1842


Breve Historia

1850s y 60s Primeros ensayos sistemáticos (Wohler)

F F

A

max

min

B

B

R R

A Sección A-A

tM

siglo XX

Primer tercio Aplicación a la automoción


Breve Historia

Añ 40 C i i d l bl d f ti bAños 40 Conciencia del problema de fatiga en barcos


Breve Historia

Años 50 Primeros accidentes de aviación en los que se detectan claramente problemas de fatigadetectan claramente problemas de fatiga

1970 Introducción del criterio de diseño tolerante al dañoAplicación de la Mecánica de la Fractura


Frecuencia relativa de los fallos por fatiga

Máquinas: Hitachi Estructuras de AeronavesMáquinas: Hitachi structuras de Aeronaves


Frecuencia relativa de los fallos por fatiga

Motores de aeronaves

Razones de la alta frecuencia: dificultad de predicción con ensayos• Requieren un tiempo dilatado• Alta dispersión en los resultados• Dificultad de detección previaDificultad de detección previa


¿Dónde se producen?

Sistemas sometidos a cargas variables: máquinas y estructuras


¿Dónde se producen?

Sistemas sometidos a cargas variables: máquinas y estructuras

TelesillaCigüeñal Varal paso V. del Rocío15/03/2016 11Real Academia Sevillana de Ciencias

Proceso de fatiga

Iniciación o nucleación de una grietaCargas cíclicas Propagación de grietas pequeñasCargas cíclicas Propagación de grietas pequeñas

Propagación de grietaRotura final

5 mm

e = 4x10‐3; 30000 ciclos

N ciclos

5 mm

;

Cobre; e = 2x10‐3; 60000 ciclos

Carga Descarga

5 mm

e = 2x10‐3; 30000 ciclosCarga Descarga e = 2x10 3; 30000 ciclos


Proceso de fatiga

Iniciación desde una inclusiónIniciación desde una inclusión

Acero 4340

Metallurgical Transactions, V. 4, 1973, 553‐9


Proceso de fatiga

Crecimiento de grieta microestructuralmente pequeña

2024 T3; grano 30 mm

7075 T6517075 T651grano 40 mm

Cu, sin cargay con e =0,05


Proceso de fatiga

Aleatoriedad del crecimiento de las grietas pequeñas

Metallurgical Transactions, V. 4, 1973, 553‐9


Proceso de fatiga

Crecimiento posterior hasta el fallo


Proceso de fatiga

Crecimiento posterior hasta el fallo

69 ensayos“idénticos”idénticos


Proceso de fatiga

Fallo


Factores que influyen sobre la resistencia

GeometríaMaterialTensiones aplicadasDeformaciones producidasDeformaciones producidasConcentración de tensionesAcabado superficialAcabado superficialTamañoTemperaturaAmbiente corrosivoTensiones residuales en el materialRecubrimientos superficialesRecubrimientos superficialesTratamientos térmicosIrregularidad de las cargasg g



Efecto de secuencia


Factores que influyen sobre la resistenciaEfecto de secuencia en grietas


¿Qué hacer para garantizar la seguridad?

Hasta los años 70:N í l t i t d l i t• No se conocía el comportamiento de las grietas

• Solo se conocía la resistencia global a cargas definidas

Solución adoptada Diseño a vida segura

¿Qué hacer?

Solución adoptada Diseño a vida seguraFail‐Safe

o Se somete al prototipo a cargas que reproducen las reales

o Ensayo del prototipo un número de ciclos varias veces la vida de diseño

L ió d l b “ i ” l id d di ñ d l io La superación de las pruebas “garantiza” la vida de diseño de la serie

Resultado esperado: “seguridad suficiente”, pero

• Altos coeficientes de seguridad• A veces, mayores pesos de los necesarios • Mayor inseguridad que en la actualidadMayor inseguridad que en la actualidad


Resultado

Años 1950s

Calcuta, 2 de Mayo de 1953 . Avión: De HavillandDH‐106 Comet G‐ALYV, vuelo BOAC 783, Calcuta‐DelhiDelhi.

Desintegración en el aire

Elba, 10 de Enero de 1954. Avión: De HavillandDH‐106 Comet G‐ALYP, vuelo BOAC 781, Roma‐Londres.Londres.

Caída del avión envuelto en llamas

Nápoles 8 de Abril de 1954 Avión: De HavillandNápoles, 8 de Abril de 1954. Avión: De HavillandDH‐106 Comet G‐ALYY, vuelo SAA 201, Roma‐El Cairo.

l i 3 000 iRotura en el aire a 35.000 pies


Accidentes en Aviones Comets

Ensayos de presurización realizados :• 1 ensayo a 2P.• Unos 2000 por encima de P.• Otros 16000 ciclos a P.Otros 16000 ciclos a P.

Fallo por fatiga iniciada en esquina de ventanilla cuadrada N>16000 ciclosciclos

Vida de diseño 10000.

Conclusión: Se consideró suficiente seguridad.

Sin embargo, los tres aviones accidentados soportaron alrededor de 1000 vuelos.


Accidentes en Aviones Comets

Pruebas posteriores de comprobación en otro avión

Ensayos cíclicos de presurización entre 0 y P

Con agua para evitar riesgo de explosión

Resultado:F ll f i d d l i dFallo por fatiga desde la esquina de una ventanilla de emergencia después de 1830 ciclos + 1230 previos en funcionamiento (total 3060 ciclos)

Mucho menor de los 16000 de certificaciónMucho menor de los 16000 de certificación


Accidentes en Aviones CometsRescatados los restos del accidentado en Elba

Se detecta el crecimiento de grietas por fatiga desde las esquinas de una ventanilla

C l ióConclusión:El ensayo inicial del prototipo a 2Pprovocó un aumento de la resistencia del mismo, algo que no ocurrió en el resto de los aviones.


Efecto de secuencia


Accidentes en Aviones CometsRescatados los restos del accidentado en Elba

Se detecta el crecimiento de grietas por fatiga desde las esquinas de una ventanillaventanilla

Conclusión:El ensayo inicial del prototipo a 2Pprovocó un aumento de la resistencia del mismo algo que no ocurrió en el restomismo, algo que no ocurrió en el resto de los aviones.

Solución:Solución:Redondear las ventanillasEliminar los taladros alrededor de ellas


Accidente de un F 111, USA

1969Origen: Crecimiento de una grieta en el ala d d d f t d l t i ldesde un defecto del material .

Ensayos en prototipo:Un número de ciclos de carga 4 veces la vida esperada sin fallo.

Problema:Puede haber aviones con algún defecto d l t i l l t i ldel material que no lo tuviera el prototipo.


Cambio a criterio de diseño tolerante al daño

A áli i d l i

1974Análisis del origen de 64 accidentes

Desarrollo de laMecánica de la Fractura

Criterio de DiseñoTolerante al Daño

Desarrollo de los Métodosde Ensayos no Destructivosde Ensayos no Destructivos


Dan‐Air (Cargo),Boeing 707‐321C14 de mayo, 1977, de Nairobi a Lusaka

Origen:Desprendimiento del estabilizador horizontal derecho y la deriva durante la maniobra dederecho y la deriva durante la maniobra de aproximación.

Resultado: cabeceo e impacto

Causa:Fallo por fatiga del larguero posterior del estabilizadordel estabilizador


Dan‐Air (Cargo),Boeing 707‐321C

Algunas consideraciones

• El modelo 300 era una transformación del 100 con más cargas de fatiga y otra distribución de ellas entre elementos.

• No se hicieron ensayos de fatiga del modelo 300.

• Los procedimientos de inspección no pudieron detectar la grieta.Los procedimientos de inspección no pudieron detectar la grieta.

• Estabilizadores diseñados con el criterio de Fail‐safe, pero no funcionó como estaba previsto.p

• La violencia del fallo arrastró a la deriva, haciendo ingobernable el avión.

• Inspecciones posteriores encontraron grietas en el mismo lugar en 38 aviones B707‐300.


American Airlines 191, DC‐10‐1025 de mayo, 1979, de Chicago a Los Ángeles

Origen:Desprendimiento del motor izquierdo durante el despegue y daño de los sistemas de control p g ydel ala izquierda.

R l dResultado: Entrada en pérdida del ala manteniendo la sustentación la derecha; giro del avión y colisión con el suelo.

Causa: Agrietado del pilón delCausa: Agrietado del pilón del motor durante el mantenimiento y crecimiento posterior por fatiga hasta l t d l tla rotura del soporte .


American Airlines 191, DC‐10‐10Algunas consideraciones

Fijación del jsoporte al ala AlaSoporte

ó d l l

Fijación del soporte al ala

Construido en 1972.

• Mala práctica de mantenimiento, desmontando el motor unido al soporte .

Fijación del motor al soporte

• Inspecciones posteriores detectaron grietas en otros 6 aviones.• Continental Airlines había reparado previamente 2 aviones con grietas similares avisando a McDonnell‐Douglas pero no a la FAAsimilares, avisando a McDonnell‐Douglas pero no a la FAA.

Medidas adoptadas posteriormente:• Nuevas instrucciones para el montaje y desmontaje del motor• Nuevas instrucciones para el montaje y desmontaje del motor


Aloha Airlines 243, Boeing 737‐20028 de abril, 1988, de Hilo a Honolulu

Origen:Descompresión brusca por pérdida de parte del fuselaje.

Resultado: Aterrizaje de emergencia en Maui con fuertes daños en la estructura d l ó í ldel avión y una víctima mortal

Causa: i i t d últi lCausa: crecimiento de múltiples grietas en la unión pegada y remachada de dos paneles del fuselaje (MSD o MSFC)


Aloha Airlines 243, Boeing 737‐200

Proceso de fallo

• El despegue parcial de la• El despegue parcial de la unión: picado y corrosión bajo tensión

• Crecen grietas por corrosión‐fatiga en los bordes de varios taladros y se unen entre sí.

• Rotura final de la unión y separación de parte del fuselajefuselaje


Aloha Airlines 243, Boeing 737‐200

• Construido en 1969.


Construido en 1969.

• 89.680 ciclos de vuelo (originalmente diseñado para 75000).

• Funcionando en ambiente salino, más corrosivo que el de ensayo.Funcionando en ambiente salino, más corrosivo que el de ensayo.

• Boeing cambió el diseño de la unión por haber detectado problemas de despegue.

• Aloha había encontrado antes una grieta de 20 cm en la misma unión en otro avión.

• Boeing hizo unas recomendaciones no obligatorias de revisión de esas uniones, pero Aloha no las había seguido.

• Aún no se consideraba en el diseño la posibilidad de MSD• Aún no se consideraba en el diseño la posibilidad de MSD.

Medidas adoptadas posteriormente:• Nuevas instrucciones de inspección considerando MSD• Nuevas instrucciones de inspección considerando MSD.


United Airlines 232, DC‐10‐1019 de julio, 1989, de Denver a Chicago

Origen:Origen:Rotura de un disco del compresor de l motor trasero.

f lLos fragmentos desprendidos dañaron los tres sistemas hidráulicos a bordo, afectando gravemente al control del vehículo.

Resultado: rotura en dos del avión durante el aterrizaje de emergencia en

dSioux e incendio posterior

Causa: Iniciación y crecimiento de una grieta desde un defecto en la zona central del discozona central del disco


United Airlines 232, DC‐10‐10

• Construido en 1971


Construido en 1971.

• Fallo en la detección del defecto del disco a la puesta en servicio.• Fallo en la detección de la grieta durante el crecimiento .g

• No hubo trazabilidad en las inspecciones al disco que falló.• Posteriormente se encontraron defectos en otros dos discos de la misma

d dserie, tampoco detectadas previamente.

• Análisis posteriores encontraron líquidos penetrantes en el disco accidentado, indicativo de que la grieta existía en la última inspección., q g p

Medidas adoptadas a posteriori:• El proceso de fabricación de los discos se modificó para evitar defectosEl proceso de fabricación de los discos se modificó para evitar defectos.

• Los sistemas hidráulicos se modificaron para evitar la pérdida de fluido en los sistemas más sensibles.


El Al 1862 (Cargo), Boeing 7474 de octubre 1992, de Amsterdam a Tel Aviv

Origen:Rotura de la fijación del motor nº 3 y desprendimiento del mismo.pDañado del ala entre el motor 3 y 4 y choque contra el motor 4, desprendiéndolo.

Resultado: Pérdida del control del avión, que se estrella en un barrio cercano al aeropuerto

Causa: Rotura por fatiga de uno de los bulones de fijación de la estructura soporte del motor al alaestructura soporte del motor al ala.


El Al 1862 (Cargo), Boeing 747Proceso de fallo

Sistema de fijación del motor al alamotor al ala

Secuencia de fallo

Fallo por fatiga del bulón central izquierdo


El Al 1862 (Cargo), Boeing 747Proceso de fallo

Secuencia del movimiento del motor desprendido afectando almotor desprendido, afectando al ala y su control y al motor nº 4,

que se desprende


El Al 1862 (Cargo), Boeing 747Algunas consideraciones

• Construido en 1965.• Los bulones forman parte de un sistema de seguridad (fusibles mecánicos). para fallar ante sobrecarga y permitir el desprendimiento del motor.para fallar ante sobrecarga y permitir el desprendimiento del motor.

• La resistencia definida para obtener una secuencia de fallo determinada.

• El fallo no se produjo con la secuencia deseada.• Se encontraron daños por fatiga en otros en bulones y orejetas de otros aviones.

Medidas adoptadas posteriormente:• Rediseño del sistema de fijación evitando zonas con riesgo de fatiga.

• Aplicación de criterios de tolerancia al daño.• Mejora de los métodos de inspección y redefinición de los intervalos.


JAL 123, Boeing 74712 de agosto, 1985, de Tokio a Osaka

Origen:Fractura y despresurización por fractura de la mampara posterior de la cabina, con avería de p p ,los circuitos hidráulicos y pérdida del control.

Resultado: 30 minutos después se estrella contra una montaña

Causa: Defectuosa reparación de los desperfectos producidos en la mampara posterior durante un p pdespegue en 1978.


JAL 123, Boeing 747Algunas consideraciones

• Un accidente al despegar en 1978 dañó el cierre trasero de la cabina y hubo que sustituir la mitad inferior del hemisferio.

• Un error en la reparación hizo que la unión estuviera soportada solo por una línea de remaches ademássoportada solo por una línea de remaches, además con una pequeña componente de flexión.

• Las tensiones producidas en la fila de remaches provocó la iniciación y crecimiento de grietas entre ellos.

• Las grietas entre remaches se unieron provocando• Las grietas entre remaches se unieron, provocando (MSD ).


JAL 123, Boeing 747Algunas consideraciones

Resumen:• Error en la reparación produciendo tensiones• Error en la reparación, produciendo tensiones superiores a las de diseño.

Recomendaciones posterioresRecomendaciones posteriores:• Modificar los programas de inspección.

difi l i hid á li l d f ll• Modificar el sistema hidráulico en la zona de fallo para garantizar que las reparaciones no modifican las condiciones de diseño fail‐safe.


China Airlines 611, Boeing 74725 de mayo 2002, de Taipei a Hong Kong

Origen:Fractura y despresurización por crecimiento de una grieta desarrollada a partir de un defecto g pmal reparado 22 años antes.

Resultado: Desintegración en el aire

Causa: C i i t d i t d dCausa: Crecimiento de grietas desde defectos causados al rozar la cola con el suelo en un aterrizaje en 1980.


China Airlines 611, Boeing 747Proceso de fallo

• El aterrizaje de 1980 dañó la zona marcada de la cola.

• El refuerzo colocado menor del recomendado por Boeing

• Las marcas de la chapa hicieron de zonas de inicio de grieta.

• Las grietas se unieron a las generadas en la línea de remaches provocando (MSD )remaches, provocando (MSD )


China Airlines 611, Boeing 747Algunas consideraciones

• Entrada en servicio en 1979.

• En piezas recuperadas del fuselaje se encontró una grieta de 40En piezas recuperadas del fuselaje se encontró una grieta de 40 cm, unida a otras asociadas a MSD.

• Análisis posteriores permitieron estimar que la grieta final tenía más de un metro de longitud.

• Seis meses antes en una inspección se vieron manchas i t áti d l i t i d i t i d tsintomáticas de la existencia de grietas sin que se adoptaran medidas.

RResumen:• Reparación defectuosa sin seguir las directrices del fabricante.


Lockheed C‐130A17 de junio, 2002

Origen:Durante las operaciones de extinción de un incendio en California, ambas alas se doblan hacia arriba y se desprenden.

Resultado: Destrucción del avión

CCausa: MSD en las líneas de remaches del revestimiento inferior del ala derecha.

Medidas adoptadas: Acuerdo entre el Servicio de Bosques de California y la FAA par a revisar los programa de mantenimiento a la vista de la edad dey la FAA par a revisar los programa de mantenimiento a la vista de la edad de la flota


CONCLUSIONES

• Normalmente aparecen grietas en los aviones.

• El diseño tolerante al daño pretende garantizar que no se producen accidentes.

• Los sistemas de inspección y la aplicación de la mecánica de la fractura permiten detectarlas antes de que se produzcan fallo.

• Un gran número de los accidentes ocurren por errores en las operaciones de mantenimiento.

• Raras veces aparece un tipo de fallo no previsto.

• Las mejoras de las condiciones de acreditación y de• Las mejoras de las condiciones de acreditación y de recomendaciones de mantenimiento hacen cada vez más difícil la ocurrencia de accidentes producidos por fatiga.p p g


Muchas graciasMuchas gracias

sevilla, 15 de marzo, 2016 - rasc.es · • todos los aviones en uno u otro momento tienen grietas...

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