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¿S f ti ¿Se fatigan los aviones? l i ?
Jaime Domínguez Pedro Arroyo y
Sevilla, 15 de marzo, 2016
Sí Pero afortunadamente están controladas Pero, 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.
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Qué es la fatiga Qué es la fatiga Proceso
Permanente Progresivo Localizado
Cargas variables en el tiempo 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
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Breve Historia 1829 1829
Pi Primeros ensayos sobre cadenas de minería b d d i í
1840s y 50s
Primeros fallos en ferrocarriles
Ruedas Ejes Puentes Vías í
Versalles, 8 de mayo de 1842 15/03/2016
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Breve Historia 1850s y 60s
Primeros ensayos sistemáticos (Wohler) B
F
max
F min
A
Sec c ión A-A
A B R
R t M
siglo XX Primer tercio Aplicación a la automoción
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Breve Historia Añ 40 Años 40 Conciencia del problema de fatiga en barcos C i i d l bl d f ti b
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Breve Historia Años 50 Primeros accidentes de aviación en los que se detectan claramente problemas de fatiga detectan claramente problemas de fatiga 1970 Introducción del criterio de diseño tolerante al daño Aplicación de la Mecánica de la Fractura
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Frecuencia relativa de los fallos por fatiga Máquinas: Hitachi Máquinas: Hitachi
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Estructuras de Aeronaves structuras de Aeronaves
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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 previa Dificultad de detección previa 15/03/2016
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¿Dónde se producen? Sistemas sometidos a cargas variables: máquinas y estructuras
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¿Dónde se producen? Sistemas sometidos a cargas variables: máquinas y estructuras
Cigüeñal 15/03/2016
Telesilla Real Academia Sevillana de Ciencias
Varal paso V. del Rocío 11
Proceso de fatiga Cargas cíclicas Cargas cíclicas
Iniciación o nucleación de una grieta Propagación de grietas pequeñas Propagación de grietas pequeñas Propagación de grieta Rotura final
5 mm
e = 4x10‐3;; 30000 ciclos
N ciclos 5 mm
Cobre; e = 2x10‐3; 60000 ciclos
e = 2x10‐33; 30000 ciclos ; 30000 ciclos
Carga Descarga 15/03/2016
5 mm
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Proceso de fatiga Iniciación desde una inclusión Iniciación desde una inclusión
Acero 4340 Metallurgical Transactions, V. 4, 1973, 553‐9
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Proceso de fatiga Crecimiento de grieta microestructuralmente pequeña
2024 T3; grano 30 mm
7075 T651 7075 T651 grano 40 mm
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Cu, sin carga y con e =0,05
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Proceso de fatiga Aleatoriedad del crecimiento de las grietas pequeñas
Metallurgical Transactions, V. 4, 1973, 553‐9
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Proceso de fatiga Crecimiento posterior hasta el fallo
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Proceso de fatiga Crecimiento posterior hasta el fallo
69 ensayos idénticos “idénticos”
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Proceso de fatiga Fallo
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Factores que influyen sobre la resistencia Geometría Material Tensiones aplicadas Deformaciones producidas Deformaciones producidas Concentración de tensiones Acabado superficial Acabado superficial Tamaño Temperatura Ambiente corrosivo Tensiones residuales en el material Recubrimientos superficiales Recubrimientos superficiales Tratamientos térmicos Irregularidad de las cargas g g 15/03/2016
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Factores que influyen sobre la resistencia Efecto de secuencia
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Factores que influyen sobre la resistencia Efecto de secuencia
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Factores que influyen sobre la resistencia Efecto de secuencia en grietas
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¿Qué hacer para garantizar la seguridad? Hasta los años 70: • No se conocía el comportamiento de las grietas N í l t i t d l i t • Solo se conocía la resistencia global a cargas definidas
Solución adoptada Diseño a vida segura Solución adoptada Diseño a vida segura Fail‐Safe ¿Qué hacer? 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 o La superación de las pruebas “garantiza” la vida de diseño de la serie L ió d l b “ i ” l id d di ñ d l i Resultado esperado: “seguridad suficiente”, pero • Altos coeficientes de seguridad • A veces, mayores pesos de los necesarios Mayor inseguridad que en la actualidad • Mayor inseguridad que en la actualidad 15/03/2016
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Resultado Años 1950s Calcuta, 2 de Mayo de 1953 . Avión: De Havilland DH‐106 Comet G‐ALYV, vuelo BOAC 783, Calcuta‐ Delhi. Delhi Desintegración en el aire Elba, 10 de Enero de 1954. Avión: De Havilland DH‐106 Comet G‐ALYP, vuelo BOAC 781, Roma‐ Londres. Caída del avión envuelto en llamas Nápoles, 8 de Abril de 1954. Avión: De Havilland Nápoles 8 de Abril de 1954 Avión: De Havilland DH‐106 Comet G‐ALYY, vuelo SAA 201, Roma‐El Cairo. Rotura en el aire a 35.000 pies l i 3 000 i 15/03/2016
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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 ciclos
Vida de diseño 10000. Conclusión: Se consideró suficiente seguridad. Sin embargo, los tres aviones accidentados soportaron alrededor de 1000 vuelos.
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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: FFallo por fatiga desde la esquina de una ll f i d d l i d ventanilla de emergencia después de 1830 ciclos + 1230 previos en funcionamiento (total 3060 ciclos) Mucho menor de los 16000 de certificación Mucho menor de los 16000 de certificación 15/03/2016
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Accidentes en Aviones Comets Rescatados los restos del accidentado en Elba Se detecta el crecimiento de grietas por fatiga desde las esquinas de una ventanilla
C l ió Conclusión: El ensayo inicial del prototipo a 2P provocó un aumento de la resistencia del mismo, algo que no ocurrió en el resto de los aviones.
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Efecto de secuencia
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Accidentes en Aviones Comets Rescatados los restos del accidentado en Elba Se detecta el crecimiento de grietas por fatiga desde las esquinas de una ventanilla
Conclusión: El ensayo inicial del prototipo a 2P provocó un aumento de la resistencia del mismo algo que no ocurrió en el resto mismo, algo que no ocurrió en el resto de los aviones.
Solución: Redondear las ventanillas Eliminar los taladros alrededor de ellas 15/03/2016
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Accidente de un F 111, USA 1969 Origen: Crecimiento de una grieta en el ala d d desde un defecto del material . d f t d l t i l
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 del material que no lo tuviera el t i l l t i l prototipo.
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Cambio a criterio de diseño tolerante al daño 1974 Análisis del origen A áli i d l i de 64 accidentes
Desarrollo de la Mecánica de la Fractura
Criterio de Diseño Tolerante al Daño
Desarrollo de los Métodos de Ensayos no Destructivos de Ensayos no Destructivos 15/03/2016
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Dan‐Air (Cargo),Boeing 707‐321C 14 de mayo, 1977, de Nairobi a Lusaka Origen: Desprendimiento del estabilizador horizontal derecho y la deriva durante la maniobra de derecho y la deriva durante la maniobra de aproximación.
Resultado: cabeceo e impacto
Causa: Fallo por fatiga del larguero posterior del estabilizador del estabilizador 15/03/2016
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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.
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American Airlines 191, DC‐10‐10 25 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 y del ala izquierda.
R l d Entrada en pérdida del ala Resultado: manteniendo la sustentación la derecha; giro del avión y colisión con el suelo.
Causa: Agrietado del pilón del Agrietado del pilón del motor durante el mantenimiento y crecimiento posterior por fatiga hasta l la rotura del soporte . t d l t 15/03/2016
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American Airlines 191, DC‐10‐10 Algunas consideraciones Soporte
Fijación del j soporte al ala
Ala
Fijación del soporte al ala Fijación del motor al soporte ó d l l
Construido en 1972.
• Mala práctica de mantenimiento, desmontando el motor unido 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 FAA similares, 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 15/03/2016
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Aloha Airlines 243, Boeing 737‐200 28 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 del avión y una víctima mortal í l
Causa: crecimiento de múltiples i i t d últi l grietas en la unión pegada y remachada de dos paneles del fuselaje (MSD o MSFC) 15/03/2016
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Aloha Airlines 243, Boeing 737‐200 Proceso de fallo
• El El despegue parcial de la 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 fuselaje 15/03/2016
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Aloha Airlines 243, Boeing 737‐200 Algunas consideraciones • 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 15/03/2016
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United Airlines 232, DC‐10‐10 19 de julio, 1989, de Denver a Chicago Origen: Rotura de un disco del compresor de l motor trasero. Los fragmentos desprendidos dañaron los tres f l sistemas hidráulicos a bordo, afectando gravemente al control del vehículo.
Resultado: rotura en dos del avión durante el aterrizaje de emergencia en Sioux e incendio posterior d
Causa: Iniciación y crecimiento de una grieta desde un defecto en la zona central del disco zona central del disco 15/03/2016
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United Airlines 232, DC‐10‐10 Algunas consideraciones • 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 serie, tampoco detectadas previamente. d d • 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 defectos. El 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. 15/03/2016
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El Al 1862 (Cargo), Boeing 747 4 de octubre 1992, de Amsterdam a Tel Aviv Origen: Rotura de la fijación del motor nº 3 y desprendimiento del mismo. p Dañado 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 ala estructura soporte del motor al ala. 15/03/2016
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El Al 1862 (Cargo), Boeing 747 Proceso de fallo Sistema de fijación del motor al ala motor al ala
Secuencia de fallo
Fallo por fatiga del bulón central izquierdo 15/03/2016
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El Al 1862 (Cargo), Boeing 747 Proceso de fallo
Secuencia del movimiento del motor desprendido afectando al motor desprendido, afectando al ala y su control y al motor nº 4, que se desprende
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El Al 1862 (Cargo), Boeing 747 Algunas 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.
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JAL 123, Boeing 747 12 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 p p mampara posterior durante un despegue en 1978. 15/03/2016
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JAL 123, Boeing 747 Algunas 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 además soportada 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 Las grietas entre remaches se unieron, provocando grietas entre remaches se unieron provocando (MSD ).
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JAL 123, Boeing 747 Algunas consideraciones Resumen: • Error Error en la reparación, produciendo tensiones en la reparación produciendo tensiones superiores a las de diseño.
Recomendaciones posteriores Recomendaciones posteriores: • Modificar los programas de inspección. • Modificar el sistema hidráulico en la zona de fallo difi l i hid á li l d f ll para garantizar que las reparaciones no modifican las condiciones de diseño fail‐safe.
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China Airlines 611, Boeing 747 25 de mayo 2002, de Taipei a Hong Kong Origen: Fractura y despresurización por crecimiento de una grieta desarrollada a partir de un defecto g p mal reparado 22 años antes.
Resultado: Desintegración en el aire
Causa: Crecimiento de grietas desde C i i t d i t d d defectos causados al rozar la cola con el suelo en un aterrizaje en 1980. 15/03/2016
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China Airlines 611, Boeing 747 Proceso 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 )
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China Airlines 611, Boeing 747 Algunas consideraciones • Entrada en servicio en 1979. • En En piezas recuperadas del fuselaje se encontró una grieta de 40 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 sintomáticas de la existencia de grietas sin que se adoptaran i t áti d l it i d i t i d t medidas.
Resumen: • Reparación defectuosa sin seguir las directrices del fabricante.
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Lockheed C‐130A 17 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 Causa: MSD en las líneas de remaches del revestimiento inferior del ala derecha.
Medidas adoptadas: Acuerdo entre el Servicio de Bosques de California yy la FAA par a revisar los programa de mantenimiento a la vista de la edad de la FAA par a revisar los programa de mantenimiento a la vista de la edad de la flota 15/03/2016
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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 15/03/2016
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Muchas gracias Muchas gracias