Reglamentación

La certificación de una aeronave involucra un proceso complejo puesto que intervienen cuatro aspectos fundamentales, a saber: el diseño, el cual debe estar sustentado en prácticas apropiadas; cálculos analíticos; simulaciones; y por último, ensayos. Cada una de estas aproximaciones se realiza de forma paralela con las demás, comenzando con elementos simples, y avanzando en la complejidad de los componentes estructurales. Cuando se logra tener una convergencia entre los cálculos analíticos, la simulación y la experimentación, es cuando se puede avanzar de nivel. Los datos arrojados en un nivel precursor sirven como base para el siguiente nivel, dentro del cual se genera dicha convergencia. Esta filosofía se conoce como pirámide de ensayos o uildi g lo k app oa h es el odelo utilizado e la a tualidad pa a el diseño y desarrollo de estructuras aeronáuticas en material compuesto, aquel en el cual se basan las autoridades de aviación para el establecimiento de aspectos normativos [1, 17, 22].

La aeronavegabilidad de una aeronave es concerniente con los estándares de seguridad incorporados en todos los aspectos de su construcción. Estos varían de la resistencia estructural a la provisión de ciertas medidas de seguridad en el caso de aterrizaje forzoso, e incluye requerimientos de diseño relacionados con la aerodinámica, sistemas hidráulicos, eléctricos y de funcionamiento. La selección de estándares mínimos de seguridad es de la incumbencia de las autoridades de aeronavegabilidad, quienes preparan manuales de requerimientos oficiales, e incluyen requerimientos de operación, requerimientos mínimos de seguridad, prácticas recomendadas y datos de diseño [23].

1.2.1. Filosofía uilding- lo k para la valida ión de estructuras de material compuesto [22].

El desarrollo de cálculos por sí solos generalmente no se considera suficiente para la validación de diseños estructurales en material compuesto. En lugar de eso se emplea la filosofía uildi g- lo k pa a diseña desa olla p ue as, la ual se utiliza e o ju to o los ál ulos analíticos, así como por simulación. Este enfoque es a menudo considerado esencial para la certificación de estructuras en material compuesto debido a la sensibilidad de los compuestos a cargas fuera del plano, la multiplicidad de los modos de falla en estos materiales y la carencia de métodos analíticos estándar.

La filosofía uildi g- _{lo k se usa ta ié pa a esta le e los valo es de o pe sa ió po} efectos ambientales, los cuales se aplican en los ensayos en escala real que se realizan a temperatura ambiente, puesto que es impráctico conducir estos ensayos bajo las condiciones de humedad y temperatura reales. Los ensayos en niveles inferiores sustentan estos factores de compensación ambiental. Otras pruebas empleando esta filosofía de desarrollo sirven para identificar aproximaciones y extraer el espectro de carga aplicados durante los ensayos, partir de truncar el espectro real.

La ap o i a ió uildi g- _{lo k se puede esu i e los siguie tes pasos:}

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2. Con base en el diseño y análisis de la estructura, seleccionar las áreas críticas para verificación por ensayos subsecuentes.

3. Determinar el modo de falla por resistencia más crítico, para cada característica de diseño.

4. Seleccionar el ambiente de pruebas que producirá el modo de falla crítico. Debe ponerse especial atención en los modos de falla generados por sensibilidad de la matriz (como compresión y corte fuera del plano) y puntos que puedan ser potencialmente vulnerables provocados por cargas fuera del plano.

5. Diseñar y probar una serie de especímenes, cada uno de los cuales simula un modo de falla y una condición de carga, así como comparar los resultados experimentales con predicciones analíticas, y ajustar modelos de análisis.

6. Diseñar y conducir ensayos cada vez más complicados que evalúen condiciones de carga más complejas, con la posibilidad de varios modos de falla potenciales. Comparar con las predicciones analíticas y ajustar los modelos de análisis de ser necesario.

7. Diseñar (incluyendo factores de compensación) y conducir, como sea requerido, ensayos estáticos y de fatiga de componentes en escala real para validación final de cargas internas e integridad estructural. Comparar con análisis.

En la parte inferior de la pirámide se lleva a cabo la caracterización de los materiales base; posteriormente, en el segundo nivel se continúa con elementos estructurales simples; en el tercer nivel se ensayan detalles de componentes; en el cuarto nivel se trata de ensambles; y por último, en el quinto nivel se trabaja con estructuras como el ala, el fuselaje o la aeronave completa. En los niveles inferiores de la pirámide se realizan gran cantidad de ensayos, los cuales están normalizados, al aumentar la complejidad, el número de ensayos se va reduciendo, hasta llegar al último nivel, donde sólo se trata de unos cuantos ensayos que se diseñan específicamente para una estructura en particular.

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1.2.2. Agencias

Los ensayos de estructuras de aeronaves en escala real comenzaron a realizarse como una forma de conocer el comportamiento de dichas estructuras sometidas a cargas similares a las experimentadas en servicio, sin embargo no eran requisitos para la certificación, hasta que las agencias reguladoras o autoridades de aviación civil empezaron a tomar en cuenta estos parámetros.

Existen autoridades de aviación civil pertenecientes a diferentes países, las cuales se encargan de establecer reglamentos para la certificación de aeronaves. A continuación se enlistan algunas y los países a los cuales éstas pertenecen.

Tabla 1.1. Ejemplos de autoridades de aviación civil.

PAÍS/REGIÓN AGENCIA ACRÓNIMO

Alemania Luftfahrt-Bundesamt LBA

Australia Civil Aviation Safety Authority CASA Brazil Agência Nacional de Aviação Civil ANAC

Canadá Transport Canada TA

Estados Unidos Federal Aviation Administration FAA Francia Direction Générale de l'Aviation Civile DGAC

Italia Ente Nazionale per l'Aviazione Civile ENAC México Dirección General de Aeronáutica Civil DGAC

Reino Unido Civil Aviation Authority CAA

Unión Europea *European Aviation Safety Agency EASA *No es en realidad una autoridad de aviación civil, pero toma parte en este papel dentro de sus miembros de la Unión Europea

Para el desarrollo del presente trabajo se consideran la Federal Aviation Administration (FAA) y la European Aviation Safety Agency (EASA), como base para el establecimiento de los requerimientos, puesto que estas dos instancias son las principales referencias internacionales c on respecto a la certificación de aeronaves.

Se considera también la DGAC de México, pero en forma secundaria, porque no cuenta con parámetros referentes a la construcción y pruebas que deben realizarse a aeronaves de diseños nuevos. Existe, sin embargo, una norma que establece los requerimientos que deben cumplir los estudios técnicos para las modificaciones o alteraciones que afecten el diseño original de una aeronave (Norma Oficial Mexicana NOM-021/3-SCT3-2010) [24]. De la misma manera, se tiene la Carta de Política de estándares aceptados por la autoridad aeronáutica para la certificación de productos aeronáuticos (julio de 2008) [25], que tiene por antecedente el Convenio sobre Aviación Civil Internacional (Convenio de Chicago, celebrado en Diciembre de 1944, del cual México es

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signatario), pero no cuenta con requerimientos completamente definidos y en su mayoría está basada en la reglamentación de la FAA. Además se ha formado un acuerdo bilateral de seguridad aérea con los Estados Unidos [26], donde en lo referente a la aprobación de aeronavegabilidad

estipula que el diseño o modificación del diseño de un producto aeronáutico civil debe cumplir con los estándares acordados entre ambos países. De lo anterior se observa que la normativa mexicana es insuficiente para los propósitos de este trabajo.

Cada una de las autoridades de aviación civil cuenta con normas donde se especifican los parámetros que se deben cumplir para la obtención de la certificación correspondiente; la FAA cuenta con las FAR (Federal Aviation Regulations) y la EASA con la CS (Certification Specifications).

Las normas se encuentran clasificadas en diferentes secciones, por ejemplo: estándares de aeronavegabilidad para aviones ligeros, aviones de transporte, aeronaves normales de ala rotativa, aeronaves de transporte de ala rotativa, por mencionar algunas. Para el propósito que concierne a este trabajo, las regulaciones de la FAA que se tomarán en cuenta son las FAR 23 (Airworthiness Standars: Normal, Utility, Acrobatic and Commuter Category Airplanes) Y FAR 25 (Airworthiness Standars: Transport Category Airplanes). En cuanto a la EASA, se tienenlas CS23 (Certification Specifications for normal, utility, aerobatic and commuter category airplanes) Y CS25 (Certification Specifications and acceptable means of compliance for large aeroplanes). Estas regulaciones prescriben estándares de aeronavegabilidad para la emisión de certificados tipo, y cambios a dichos certificados, para aeronaves en las categorías normal, utilitario, acrobático y commute r (avión regional o de enlace), así como de transporte [9, 10, 27, 28].

1.2.3. Categorías

El tipo de operación o categoría se refiere al uso para el cual está prevista la aeronave, esta clasificación se realiza de acuerdo a determinados parámetros como; capacida d (pilotos y/o pasajeros), peso máximo de despegue y maniobras de vuelo, por ejemplo. En la Tabla 1.2 se muestran las características de cada categoría.

La categoría que se utilizará como base para el desarrollo de especificaciones es la de avión utilitario, porque se trata de una aeronave ligera de propósito general, por lo que presenta un mayor rango de operación que uno en la categoría normal, y puede ser empleado en varias situaciones como transporte de pasajeros, transporte de carga, entre otras funciones.

1.2.4. Factor de Carga

El control del peso en el diseño de una aeronave es de extrema importancia. Un incremento en el peso requiere estructuras más resistentes para soportarlo, lo que en consecuencia conduce a mayores incrementos en el peso y viceversa. Excesos en el peso de la estructura significa menor capacidad de carga útil, lo que afecta la viabilidad económica de la aeronave. Por lo tanto el diseñador constantemente se encuentra buscando la mejor relación entre el peso del avión con el mínimo compatible con la seguridad. Sin embargo, para asegurar estándares mínimos de resistencia y seguridad, las regulaciones de aeronavegabilidad establecen varios factores, los cuales debe satisfacer la estructura primaria de la aeronave. Estos son la carga límite, la cual es la carga

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máxima esperada durante operación normal y la carga última, la cual es el producto de la carga límite por un factor de carga. La estructura de la aeronave debe resistir una carga mayor a la carga límite sin sufrir deformación perjudicial y no debe fallar hasta que la carga última haya sido alcanzada [23].

El factor de carga tiene un valor específico para cada categoría, y se define como la relación entre la sustentación y el peso de una aeronave en vuelo, esta relación está dada por

= � �� = _�� Ecuación 1.1

Tabla 1.2. Características de las categorías para aviones ligeros [9, 10].

Categoría Descripción

Normal Limitada a aeronaves que tienen una configuración de nueve o menos asientos, excluyendo los de los pilotos, un peso de despegue certificado máximo de 5,670 Kg (12,500 libras) o menos, y previsto para operaciones no acrobáticas.

Operaciones no acrobáticas incluyen:

(1) Cualquier maniobra debida a vuelo normal;

(2) Entrada en pérdida (excepto entrada en pérdida brusca); y

(3) Trayectoria de vuelo en forma de ocho, subida en candelero (candelas), y virajes cerrados, en los cuales el ángulo de inclinación lateral es no mayor a 60 grados. Utilitario Limitada a aeronaves que tienen una configuración de nueve o menos asientos,

excluyendo los de los pilotos, un peso de despegue certificado máximo de 5,670 Kg (12,500 libras) o menos, y previsto para operación acrobática limitada. Aeronaves certificadas en la

atego ía utilita io puede se utilizados e ual uie a de las ope a io es u ie tas e la atego ía o al e ope a io es a o áti as li itadas. Ope a ió a o áti a li itada

incluye:

(1) Barrena (en caso de estar aprobado para el tipo de aeronave); y

(2) Trayectoria de vuelo en forma de ocho, subida en candeleros (candelas), y virajes cerrados, o maniobras similares, en las cuales el ángulo de inclinación lateral es mayor a 60 grados pero menor a 90.

Acrobático Limitada a aeronaves que tienen una configuración de nueve o menos asientos, excluyendo los de los pilotos, un peso de despegue certificado máximo de 5,670 Kg (12,500 libras) o menos, y previsto para uso sin restricciones, excepto aquellas que sean necesarias como resultado de vuelos de prueba requeridos.

Commuter (regional o de

enlace)

La atego ía o ute está li itada a ae o aves ulti oto , p opulsadas po héli e,

que tienen una configuración de diecinueve o menos asientos, excluyendo los de los pilotos, y un peso de despegue certificado máximo de 8,618 Kg (19,000 libras) o menos. La

ope a ió de la atego ía o ute está li itada a ual uie a io a de ida a vuelo

normal, entrada en pérdida (excepto entrada en pérdida brusca), virajes cerrados, en los cuales el ángulo de inclinación lateral es no mayor a 60 grados.

*Excepto por la categoría commuter , las aeronaves pueden estar certificadas en más de una, si los requerimientos de cada categoría requerida son cumplidos.

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En vuelo horizontal a velocidad constante, la fuerza de levantamiento L es igual al peso W y por tanto n es igual a la unidad. Sin embargo, cualquier maniobra que realice la aeronave produce condiciones de vuelo en las que la sustentación es superior al peso, por lo que n es mayor a la unidad. El factor de carga es importante debido a la posibilidad de imponer una sobrecarga peligrosa a la estructura del avión y también porque un factor de carga elevado incrementa la velocidad de pérdida [29]. Una exposición más detallada sobre el tema queda fuera del alcance de este trabajo, pero si al lector le interesa profundizar más al respecto puede consultar [23, 29-31]. En la Tabla 1.3 se encuentran los valores del factor de carga estipulados en la reglamentación para aviones ligeros.

Tabla 1.3. Factores de carga para aviones ligeros [9, 10].

Categoría _{Fa tor de arga n}

Positivo *Negativo

Normal . +

,

+ , , donde W= peso máximo de despegue de

diseño e li as , o e esita se a o de . . 0.4

Utilitario 4.4 0.4

Acrobático 6.0 0.5

Commuter

. + _{+ ,}, , donde W= peso máximo de despegue de

diseño e li as , o e esita se a o de . . 0.4 *Con respecto al factor de carga positivo

Factores de carga por maniobra menores que los especificados pueden ser utilizados si la aeronave posee características de diseño que hacen que sea imposible exceder estos valores en vuelo.