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Prueba de la cuchilla

Las pruebas de desprendimiento de palas son una forma específica de prueba de seguridad aérea requerida por la Administración Federal de Aviación y otras agencias de seguridad p...

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Las pruebas de desprendimiento de palas son una forma específica de prueba de seguridad aérea requerida por la Administración Federal de Aviación y otras agencias de seguridad para certificar el rendimiento de seguridad de los motores a reacción . Estas pruebas exigen que los fabricantes de motores realicen al menos dos pruebas del motor para asegurarse de que este pueda soportar la rotura de una pala del compresor o del ventilador dentro del motor y la rotura de una pala de la turbina dentro del motor, sin que los fragmentos salgan disparados a través de la carcasa exterior del motor, lo que provocaría una falla contenida del motor .

En Estados Unidos, las pruebas son requeridas por el Título 14, Parte 33 Subparte F, Sección 33.94 del Código de Regulaciones Federales de EE. UU. (CFR), Pruebas de contención de álabes y desequilibrio del rotor . [ 1 ] [ 2 ] Los requisitos de prueba equivalentes se proporcionan en las Especificaciones de Certificación para Motores (CS-E), publicadas por la Agencia Europea de Seguridad Aérea (EASA).

Diseño

Uno de los requisitos más exigentes de diseño y certificación de componentes para motores a reacción comerciales es mitigar los efectos de una falla de rotor por pérdida de álabes, que puede resultar en la pérdida catastrófica de la aeronave y/o pasajeros. La pérdida de álabes del motor ocurre cuando un cambio repentino de velocidad provoca una fluctuación en el giro del rotor y la consiguiente sobrecarga de los álabes, o cuando un álabe, o un grupo de álabes, falla debido a la fatiga por esfuerzos cíclicos repetidos. Probar la dinámica del rotor y las condiciones de pérdida de álabes para garantizar una operación segura es extremadamente costoso, requiere mucho tiempo y mano de obra. La prueba generalmente requiere un álabe de compresor o turbina especialmente preparado con una pequeña carga explosiva incorporada, para separarlo a voluntad durante la prueba. [ 3 ]

Las pruebas y la norma no exigen que los motores sigan funcionando después de la rotura de las palas, sino únicamente que ningún fragmento penetre en la carcasa exterior del motor y que esta no vibre lo suficiente durante su parada como para desprenderse de la aeronave, salvo otras averías. [ 4 ] La Sociedad de Ingenieros Automotrices ha elaborado informes que detallan el número de fallos por rotura de palas. [ 5 ] [ 6 ]

Existen dos enfoques para contener los escombros tras la rotura de una pala: una pared rígida, diseñada para resistir y desviar la metralla, o una pared flexible, diseñada para detenerla y retenerla. La pared rígida es un enfoque más antiguo que data de la década de 1970 y tiende a ser más pesada que la flexible, ya que generalmente consiste en un anillo de metal pesado; la pared flexible suele utilizar una capa de contención exterior elástica hecha de un material compuesto como la fibra de aramida , lo que requiere un espacio mayor para permitir que la capa compuesta se expanda ligeramente. Además, una pared rígida para retener palas de metal macizo generalmente requiere un anillo prohibitivamente pesado, por lo que las paredes rígidas se suelen utilizar con palas huecas de metal o de material compuesto. [ 7 ]

Un anillo de contención típico de acero duro variaba en espesor hasta 3/8 de pulgada (9,5 mm ) con un peso de 410 libras (190 kg) ; [ 8 ] : 3, 5 En un estudio de la NASA de 1979 se propuso una "estructura de contención estratificada" con una capa de baja resistencia para atrapar los escombros, rodeada por una capa de alta resistencia para mantener la forma de la contención y minimizar la interacción con las palas de la turbina restantes. [ 8 ] : 9–11 Se utilizó un cañón de aire comprimido para disparar proyectiles de palas contra varios diseños de contención diferentes para probar diseños conceptuales "estratificados" que incorporaban materiales compuestos. [ 8 ] : 33, 43–77  

Un estudio de 1976 incluyó una evaluación del blindaje necesario para contener la energía de fragmentos de 1, 2 y 4 álabes de las etapas de compresor y turbina de los motores General Electric CF6 y Pratt & Whitney JT9D . Si bien era improbable que se produjera un fragmento de 4 álabes, su contención habría requerido una placa de acero de 30,8 mm (1,212 pulgadas ) de espesor, lo que añadiría entre 50 y 88 kg (110 y 195 libras ) por motor. El estudio concluyó que se podría añadir blindaje redundante a la estructura del avión, además del blindaje montado en el motor, pero con un incremento de peso considerable de 1100 o 1400 kg (2500 o 3000 libras ) para aeronaves de 3 o 4 motores, respectivamente. [ 9 ] : 1–3 Un estudio complementario para el blindaje montado en el motor concluyó que el peso de una contención para resistir un fragmento de 4 aspas tendría que aumentar en aproximadamente 410 libras (190 kg) además de las 510 libras (230 kg) de material de contención ya proporcionado, la mayor parte del cual se requeriría para la sección del ventilador. [ 10 ] : 17–19     

Historia

Estados Unidos

La edición original de las Normas de Aeronavegabilidad para Motores de Aeronaves ( 14  CFR 33 ) del 10 de junio de 1964 incluía un requisito de durabilidad en la Parte 33.19 [ 11 ] para garantizar que "el diseño de las carcasas del compresor y del rotor de la turbina debe prever la contención de los daños derivados de la falla del rotor". [ 12 ] En 1965, [ 13 ] 1968, [ 14 ] y 1970 , [ 15 ] se emitieron una serie de circulares consultivas sustitutivas (AC) para proporcionar orientación sobre cómo demostrar el cumplimiento de los requisitos de las Normas de Aeronavegabilidad . La guía de 1965 en AC 33-1 señaló la conveniencia de "carcasas de rotor resistentes a perforaciones o armadura separada adecuada para contener las palas del rotor y los álabes del estator rotos" y rotor y cojinetes del motor lo suficientemente fuertes "para proporcionar un margen de resistencia para un período de parada y giro a baja velocidad cuando ocurren grandes desequilibrios típicos de las palas del rotor dañadas", pero se centró más en la mitigación de daños después de la ingestión de objetos extraños. [ 13 ] Para 1970, AC 33-1B proporcionó criterios de aceptación más concretos para la contención, que debería poder prevenir "ruptura significativa o deformación peligrosa de la carcasa del motor y la expulsión de las palas a través o más allá del borde de la carcasa o escudo del motor". [ 15 ]

La Enmienda 10 a las Normas de Aeronavegabilidad fue publicada por la Administración Federal de Aviación el 23 de febrero de 1984, la cual modificó el requisito de durabilidad de la norma 33.19 al agregar que "deben definirse los niveles de energía y las trayectorias de los fragmentos resultantes de la falla de las palas del rotor que se encuentran fuera de las carcasas del compresor y del rotor de la turbina" y al trasladar algunos requisitos para las pruebas de desprendimiento de palas de las circulares consultivas a una nueva regulación ( 14  CFR 33.94 ). [ 1 ] [ 16 ]

El requisito de contención y el requisito de prueba se impusieron después de revisar el historial de fallas de motor no contenidas que causaron daños graves a las aeronaves, como consecuencia del accidente del vuelo 232 de United Airlines (UA232) del 19 de julio de 1989. Ese accidente no se originó por la rotura de una pala del ventilador, sino por un defecto en el disco del rotor del ventilador del motor General Electric CF6 número 2 (cola) , lo que resultó en una pérdida de potencia hidráulica a los actuadores de control de vuelo y el aterrizaje forzoso de esa aeronave. Una de las recomendaciones en el informe de investigación resultante de la Junta Nacional de Seguridad del Transporte fue enmendar 14  CFR  33 para exigir una evaluación de los componentes del motor; la evaluación determinaría qué componentes, si se fracturaran y separaran, podrían representar una amenaza significativa para las estructuras y sistemas de la aeronave. [ 17 ] : 106 Después del accidente del UA232, la FAA emitió AC 33-5 el 18 de junio de 1990. [ 4 ]

El accidente del UA232 también dio lugar a nuevos requisitos de análisis de seguridad de las Normas de Aeronavegabilidad , que definen la "falta de contención de escombros de alta energía" como un efecto peligroso del motor en la Parte 33.75, [ 18 ] que se añadió mediante la Enmienda 24 el 4 de septiembre de 2007; [ 19 ] La Enmienda 24 también concilió las normas de Estados Unidos con las normas europeas contemporáneas. [ 20 ] [ 21 ] La AC 33-1B se canceló en 2015 tras ser sustituida por reglamentos y AC más recientes. [ 15 ]

Europa

Los requisitos equivalentes de prueba de desprendimiento de álabes se especificaron en la Subparte E, Sección 810 de los Requisitos Conjuntos de Aviación para Motores (JAR-E), desarrollados y publicados por las Autoridades Conjuntas de Aviación . [ 22 ] El JAR-E fue reemplazado por las Especificaciones de Certificación para Motores (CS-E), de estructura idéntica, inicialmente respaldadas y publicadas por la Agencia Europea de Seguridad Aérea el 24 de octubre de 2003; [ 23 ] la misma Subparte E y la Sección 810 del CS-E se aplican para la prueba de desprendimiento de álabes. La Enmienda 6 del CS-E 810 establece que para que un motor de turbina sea certificado, "debe demostrarse que cualquier álabe individual del compresor o de la turbina estará contenido después de la falla y que no puede surgir ningún Efecto Peligroso en el Motor como resultado de otros daños en el Motor que probablemente ocurran antes de la parada del Motor después de una Falla de Álabes". [ 24 ]

Véase también

Referencias

Dominio público Este artículo incorpora material de dominio público procedente de sitios web o documentos de la Administración Nacional de Aeronáutica y del Espacio (NASA) .

  1. 1 2 14  CFR 33.94
  2. ↑ "Sección 33.94 - Pruebas de contención de palas y desequilibrio del rotor. (Código de Regulaciones Federales, Título 14 - Aeronáutica y Espacio)" . www.govinfo.gov . Administración Federal de Aviación. 1 de enero de 2008. Consultado el 24 de mayo de 2020 .
  3. ↑ "Diseño y desarrollo de Ares I en marcha en Glenn" . Aerospace Frontiers . Centro de Investigación Glenn de la NASA . 19 de enero de 2007. Consultado el 2 de marzo de 2021 .Dominio públicoEste artículo incorpora texto de esta fuente, que es de dominio público .
  4. 1 2 "AC 33-5: Contención/Durabilidad de las palas del rotor del motor de turbina" . Administración Federal de Aviación. 18 de junio de 1990. Consultado el 10 de marzo de 2021 .
  5. ↑ Informe sobre la contención de motores de aeronaves, AIR4003 (Informe). SAE International. 8 de enero de 1991. Consultado el 10 de marzo de 2021 .
  6. ↑ Informe sobre la contención de motores de aeronaves, AIR1537A (Informe). SAE International. 1 de agosto de 1996. Consultado el 10 de marzo de 2021 .
  7. ↑ Button, Keith (julio-agosto de 2018). "Engineering Notebook: Containing a blade-out" . Aerospace America . Recuperado el 10 de marzo de 2021 .
  8. 1 2 3 Stotler, CL; Coppa, AP (julio de 1979). Contención de álabes de ventilador compuestos, Informe n.° NASA-CR-159544 (Informe). Administración Nacional de Aeronáutica y del Espacio . Recuperado el 10 de marzo de 2021 .
  9. ↑ Gunderson, CO (julio de 1977). Estudio para mejorar la contención de las palas del rotor del motor de la estructura del avión, Informe n.° FAA-RD-77-44 (PDF) (Informe). Departamento de Transporte de los Estados Unidos, Administración Federal de Aviación . Consultado el 10 de marzo de 2021 .
  10. ↑ Heermann, Karl F.; McClure, Kenneth R.; Eriksson, Richard H. (agosto de 1977). Estudio para mejorar la contención de las palas del rotor de los motores de turbina, Informe n.º FAA-RD-77-100 (PDF) (Informe). Departamento de Transporte de los Estados Unidos, Administración Federal de Aviación. Archivado (PDF) del original el 24 de marzo de 2020. Recuperado el 10 de marzo de 2021 .
  11. ↑ 14  CFR 33.19
  12. ↑ 29 FR 7453
  13. 1 2 "AC 33-1: Procedimientos de certificación de tipo para la ingestión de objetos extraños en motores de turbina y la contención de las palas del rotor" . Agencia Federal de Aviación. 24 de junio de 1965. Consultado el 10 de marzo de 2021 .
  14. ↑ AC 33-1A: Procedimientos de certificación de tipo para la ingestión de objetos extraños en motores de turbina y la contención de las palas del rotor , Administración Federal de Aviación, 19 de junio de 1968
  15. 1 2 3 "AC 33-1B (Cancelado) - Procedimientos de certificación de tipo para la ingestión de objetos extraños en motores de turbina y la contención de las palas del rotor" . Administración Federal de Aviación. 22 de abril de 1970. Consultado el 10 de marzo de 2021 .
  16. ↑ 49 FR 6851
  17. ↑ Informe de accidente aéreo: Vuelo 232 de United Airlines, McDonnell Douglas DC-10-10, Aeropuerto Sioux Gateway, Sioux City, Iowa, 19 de julio de 1989 | NTSB/AAR-90/06 (PDF) (Informe). Junta Nacional de Seguridad del Transporte. 1 de noviembre de 1990. Consultado el 10 de marzo de 2021 .
  18. ↑ 14  CFR 33.75
  19. ↑ 72 FR 50867
  20. ↑ 71 FR 5769
  21. ↑ 71 FR 40675
  22. ↑ «Enmienda 13 a los Requisitos Conjuntos de Aviación para Motores» (PDF) . Autoridades Conjuntas de Aviación. 1 de noviembre de 2004. Archivado del original (PDF) el 26 de mayo de 2006.
  23. ↑ "CS-E / Edición inicial" . Agencia Europea de Seguridad Aérea. 24 de octubre de 2003. Consultado el 10 de marzo de 2021 .
  24. ↑ "Enmienda 6 del CS-E" . Agencia Europea de Seguridad Aérea. 1 de julio de 2020. Consultado el 10 de marzo de 2021 .URL directa
  • El Trent 1000 listo para volar tras la prueba de desprendimiento de palas , Flight Global, 8 de mayo de 2007
  • Rolls-Royce - Inversión centrada en tecnología , 2006
  • Junta Nacional de Seguridad del Transporte de EE. UU., Informe de Accidentes Aéreos NTSB/AAR-90-06 , 1 de noviembre de 1990.
  • Prueba de fallo de las palas de un motor de turbina en YouTube
  • Prueba de desmontaje de la hélice del A380 en YouTube
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