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 SAFETY
RULE) DE LA AERONAVE AIRBUS A320.
INTEGRANTES:
HERNÁNDEZ HERNÁNDEZ PEDRO
BOCANEGRA CRUZ ERICK

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

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
95
4.1. Evaluación de Reparaciones Instaladas en los Elementos
Estructurales Críticos a la Fatiga de la Aeronave Airbus A320.
95

4
4.2. Evaluación de Reparaciones Estructurales Efectuadas de
Acuerdo al Manual de Reparaciones Estructurales SRM.
100
Acuerdo a un Boletín de Servicio SB.
103
Acuerdo a una Forma de Aprobación de Diseño de Reparación
106
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

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

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

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.

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.

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

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.

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.

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
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.

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
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
Acuerdo al Manual de Reparaciones Estructurales SRM.
Acuerdo a un Boletín de Servicio SB.
Acuerdo a una Forma de Aprobación de Diseño de Reparación
Acuerdo a una Aprobación de una Organización de
Mantenimiento.
4.6. Ejemplo Práctico del Cálculo y Evaluación de Reparaciones.

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.

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

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

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.

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.

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.

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).

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”

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.

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

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.

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.

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.

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.

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.

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.

30
CAPITULO II.
ESTRUCTURA DE LA AERONAVE AIRBUS A320 Y
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.

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.

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.

33
Figura 2.2. Estructura Primaria y Estructura Secundaria Airbus A320.

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

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

36
Figura 2.3. Puertas de Pasajeros Delanteras y Traseras.

37
Figura 2.4. Puertas de Emergencia.

38
Figura 2.5. Puertas de Compartimiento de Carga Delantero y Trasero.

39
Figura 2.6. Puertas de Tren de Aterrizaje Principal.

40
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

41
Figura 2.7. Fuselaje Delantero, Sección 11 y 12.

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

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

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

45
Figura 2.11. Fuselaje trasero, Sección 18.

46
Figura 2.12. Cono de Cola, Sección 19.

47
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.

48
Estabilizador Horizontal
- Herrajes, Herrajes de Carga Lateral de la Caja Lateral
- Herraje de Carga Y
Figura 2.14. Estabilizador Horizontal, Borde de Salida.

49
Elevador
- Herrajes de Actuador del Elevador
- Herrajes Bisagra del Elevador
- Costilla 10 del Elevador
Figura 2.15. Elevador.

50
Estabilizador Vertical
- Brazos de Bisagras
- Herrajes de Actuador
Figura 2.16. Herrajes de Estabilizador Vertical.

51
Timón
- Punta del Timón
- Herrajes de Sujeción, Pernos, Herrajes Soporte de Bisagra
- Herrajes de Sujeción de Actuador
Figura 2.17. Timón, Estructura Principal.

52
Figura 2.18. Timón, Herrajes de Sujeción.

53
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.

54
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.

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

56
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.

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.

58
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.

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.

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.

61
- 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.

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.

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.

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

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)”

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.

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.

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

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

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.

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.

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).

73
Figura 2.29. Inspección Termográfica.

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- 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.

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Figura 2.30. Inspección por Rayos X.

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- 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.

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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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- 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.

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• 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.

80
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.

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Figura 2.34. Inspección por Partículas Magnéticas.

82
- 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.

85
- 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.

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.

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.

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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.

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.
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

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.

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

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

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.

94
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
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.

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

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.

98
Figura 4.1. Diagrama de Flujo 1.

99

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.

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.

102

103
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).

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.

105

106
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.

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.

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